國外固體火箭沖壓發動機飛行試驗進展*

鄭凱斌,李巖芳,曾慶海

(中國航天科技集團公司第四研究院第41研究所,西安 710025)

0 引言

未來武器系統的要求是導彈速度更快、射程更遠,因此對高速推進技術的需求更為迫切。固體火箭沖壓發動機與傳統固體火箭發動機相比,由于在超音速飛行時具有高比沖,是下一代導彈最具優勢的動力裝置之一。固體火箭沖壓發動機技術的主要難點是沖壓燃燒對進氣道引入的來流空氣質量流率非常敏感,性能受高度、速度、攻角等飛行條件的影響。隨著美國、德國、日本等國家投入大量的人力和物力開展技術研究和飛行試驗,固體火箭沖壓發動機技術已經逐步成熟,為其廣泛應用提供了堅實的基礎。

1 美國

1.1 超音速靶彈GQM-163A

2000年6月美國海軍航空系統司令部與軌道科學公司簽署3400萬美元的工程研制合同,開展為期五年的GQM-163A靶彈研制和飛行試驗,該靶彈用于模擬反艦巡航導彈對艦隊進行訓練和武器系統測試[1]。Aerojet公司為其提供動力裝置,研制了MARC-R282可變流量固體火箭沖壓發動機,滿足了GQM-163A靶彈在低空持續有動力超音速飛行的要求。

GQM-163A靶彈總長9.56 m,助推器直徑0.46 m,長度3.94 m,飛行器長度5.62 m,發動機直徑0.35 m,發動機長度3.41 m,補燃室長徑比2.5。采用地面發射裝置進行發射,最大飛行高度15.8 km,海平面巡航高度15 m,飛行速度3.0～4.0Ma(高空),2.6Ma(海平面),射程大于84 km。圖1為GQM-163A靶彈結構圖,典型的飛行彈道見圖2。

圖3為MARC-R282可變流量固體火箭沖壓發動機,它包括燃氣發生器、四個二元進氣道、級間艙、節流控制閥、燃料噴嘴、燃燒室和沖壓噴管。發動機直徑0.35 m,長度3.41 m。燃氣發生器采用鋼殼體,裝藥量227 kg,前、后封頭可拆卸,采用橡膠包覆的端面燃燒藥柱能夠承受28g的軸向過載。使用控制閥調節燃氣流量,通過采用直線電動執行機構驅動圓柱塞控制流道面積。沖壓燃燒室采用鋼殼體和澆鑄式絕熱工藝。進氣道重點關注低空攻角性能,進氣道由鋼制成,設置有吸除孔、吸除空腔和V型分流器[2-3]。

GQM-163A靶彈共進行了兩個階段的飛行試驗。首先進行了兩發無制導飛行試驗,驗證助推階段性能、氣動特性和轉級性能。為了降低成本和風險,控制閥和舵面為固定方式,導彈為旋轉穩定狀態,第二階段為制導飛行試驗。

EMD-1為GQM-163A第一次飛行試驗,任務設置的飛行風險較低,主要目的是為飛行條件下分系統提供數據,包括固體火箭沖壓發動機、舵控系統、控制閥、航電設備,在飛行末段考核了飛行終止系統,安裝了激光高度計但不控制飛行高度。飛行試驗于2004年5月18日開展,飛行器在29 s達到預設的91.44 m巡航飛行高度,初始傾角為30°,約50 s時轉平后進入巡航。MARC-R282固體火箭沖壓發動機各部件完成了預期的任務,控制閥工作正常,控制指令與反饋位置之間一致性較好,成功獲得了沖擊、振動、壓強和溫度等環境數據。沖壓發動機推力水平與地面測試數據一致,在工作的前30 s發動機燃燒效率略有增加。進氣道裕度與地面試驗和風洞測試結果符合較好,110.30 s由于氣動加熱造成進氣道壓強數據丟失。后續對進氣道壓強傳感器進行了重新設計,確保整個飛行過程中數據采集完整。

2004年8月27日完成了EMD-2第二次飛行試驗,任務設置為確定中等機動水平和低空飛行性能。飛行器約30 s達到預設的152.4 m巡航高度,初始發射傾角為53°然后轉平。按預設彈道進行了5g水平機動,然后4g垂直機動,垂直機動時飛行器下射至30.48 m高度,持續巡航飛行至103 s開始爬升。在122 s時遙測數據丟失,MARC-R282固體火箭沖壓發動機各部件性能達到EMD-2任務預期。

EMD-3飛行試驗于2004年12月14日開展,飛行器按照預設彈道完成了飛行,在20.117 m高度進行了兩次4g水平機動和兩次6g組合機動,巡航階段飛行器完成了一系列迂回機動(10g、9g和8g)。巡航階段平均高度為20.422 m,然后下降至預定9.144 m高度持續飛行7 s,之后開始爬升至457.2 m,末段平均高度為9.754 m。在108.36 s飛行距離88.674 km時,飛行器按計劃自毀。

EMD-4制導飛行試驗于2005年3月24日完成,在109.86 s遙測信號丟失,飛行距離為92.044 km,接近預示值。助推器點火后飛行器達到約548.64 m高度,最大速度為2.78Ma。飛行器下降至15.24 m,在進行機動之前完成了32°、5g右轉。在15.24 m持續飛行約58 s,然后下降至4.572 m,持續飛行60 s直至任務結束。在30.558 m進行了10g的迂回機動,超過了迂回機動極限值。

EMD-5最后一次制導飛行試驗于2005年4月22日完成,遙測信號在123 s丟失,飛行距離為101.304 km。助推器點火后最大高度達到548.64 m,然后飛行器下降至15.24 m進行了5g右轉,接近55.56 km目標。飛行器在15.24 m巡航飛行,進行了6g機動和5g急轉(短時水平正弦迂回),然后10g水平正弦迂回和11.2g組合機動,最后進行12g進氣道迂回機動,接近于進氣道極限工況。飛行器完成了三次機動后,重新開始直線水平飛行。在118 s沖壓發動機燃燒結束,123 s飛行終止,執行自毀命令,飛行器末速度為1.55Ma。

GQM-163A飛行試驗成功驗證了MARC-R282固體火箭沖壓發動機的優異性能,包括燃氣流量調節能力、易貯存、低研制成本、低部件成本、高可靠和機動性,非常適合用于戰術導彈領域。

2010年8月13日美國海軍進行了超音速掠海靶彈GQM-163A的高空俯沖彈道飛行試驗,靶彈從地面發射,使用固體火箭助推器加速至沖壓接力馬赫數,在沖壓動力下,靶彈爬升至10.668 km,巡航速度約3.3Ma,在飛行末段203.72 km,導彈按預定彈道進行40°無動力俯沖到達海面目標點,飛行試驗表明GQM-163A可用于未來海軍高空威脅模擬和反導系統測試。飛行試驗結果匯總見表1。

表1 GQM-163A靶彈飛行試驗匯總

通過升級導航軟件,而不需改變硬件,GQM-163A可以執行低空掠海和高空俯沖兩種飛行任務,大大降低了研制和生產成本,拓展了其應用領域。

GQM-163A于2005年10月投入使用,目前處于全速生產階段,主要用戶還包括法、澳、日等國海軍。

1.2 高速反輻射驗證項目HSAD

美國海軍空戰中心武器分部2001年11月提出了高速反輻射驗證項目,合同招標預算為3 000萬美元,目的是改進哈姆“HARM”導彈,提高其飛行速度并增大射程。2002年初美國海軍選擇大西洋研究公司(ARC)開展可變流量固體火箭沖壓發動機(VFDR)的研制,大西洋研究公司(ARC)于2003年被航空噴氣公司(Aerojet)收購。采用VFDR發動機可將哈姆“HARM”導彈射程由128 km提高至160 km,巡航速度由2Ma提高至3.5Ma。

2008年8月19日Aerojet公司成功開展了整體式固體火箭沖壓發動機的空中發射飛行驗證試驗。飛行器由QF-4無人飛機發射,然后加速至超音速,轉級至超音速巡航,可變流量固體火箭沖壓發動機表現出了良好的能量管理能力,確保了飛行器在整個飛行期間比傳統固體火箭發動機具有更高的飛行速度。通過HSAD項目研制,固體火箭沖壓發動機技術更接近于戰斗狀態質量和尺寸,同時彈藥安全性進一步提升。

HSAD項目采用的MARC-R290固體火箭沖壓發動機,其技術是在美國空軍VFDR研制技術和MARC-R282發動機技術的基礎上發展而來,降低了研制風險,加快了研制進度。

MARC-R290固體火箭沖壓發動機結構見圖4,包括短時大推力的無噴管助推器和流量可調的燃氣發生器。進氣系統包括兩個呈90°夾角的二元矩形進氣道和兩個安裝在補燃室頭部的鉸鏈式堵蓋。舵控系統安裝在補燃室后段,電動伺服系統和驅動硬件安裝在進氣道整流罩內。

1.3 T3導彈研制計劃

美國國防高級研究計劃局(DARPA)提出了T3(三類目標終結者)研制計劃,研究一種可擊毀導彈、飛機和防空系統的新型遠程導彈(圖5),可使戰機能夠快速的在空空和空地模式間自由轉換,大大改善戰機的生存能力,擴大了每架次可以摧毀目標的數量和種類。2010年10月DARPA分別與雷聲公司和波音公司簽署2 130萬美元合同,進行項目研發。

2015年5月波音公司宣稱在DARPA三類目標終結者T3計劃下已開展了四次飛行試驗,飛行器尺寸與AIM-120導彈尺寸相似,但飛行速度更快、射程更遠[4]。

2 德國

2.1 流星導彈研制和制導飛行試驗

流星“Meteor”導彈(圖6)彈徑178 mm,彈長3.70 m,彈重190 kg,射程100 km,最大飛行速度4Ma,雙下側二元進氣道布局,滿足滑軌和彈射兩種發射條件[5]。

發動機采用高強度鋼殼體、可燒蝕出口堵蓋結構、整體式調節閥裝置(包括電機伺服機構、內置控制器和安全點火機構,安全點火機構基于爆炸膜片點火技術,并與助推器點火裝置連接)、C/SiC沖壓噴管以及鈦合金進氣道,進氣道入口安裝有移動式入口堵蓋。燃氣發生器調節比為12∶1,助推器推進劑的使用溫度范圍為-54 ℃～+71 ℃[6]。

流星導彈2002年12月開始研制,由歐洲六國瑞典、英國、德國、法國、意大利和西班牙聯合成立的MBDA公司承擔。流星超視距空空導彈采用固體火箭沖壓發動機,可使導彈追擊全程保持高速,增加導彈防區外發射距離和戰機不可逃逸區。

流星導彈2006年開始飛行試驗,使用瑞典鷹獅“Gripen”戰斗機進行發射,對不同工作條件下性能進行了驗證,包括低空5.5 km亞音速0.9Ma發射;高空13 km超音速發射;大于3Ma自由飛行;大范圍機動。

2006年9月5日流星導彈第三次空中發射試驗的飛行高度為7 km,驗證了導彈研制的成熟度,獲得了導彈的性能數據,考核了早期問題解決措施的有效性。

2007年5月22日成功開展了高空控制和散布點火試驗,試驗的目的在于考核流星導彈的整體式助推器、沖壓續航發動機和控制系統在高空超音速發射條件下的性能、長時間飛行和大范圍機動能力。飛行器采用滑軌發射,飛行高度13 km,助推階段工作2 s后,可變流量固體火箭沖壓發動機進氣道打開,成功轉級至沖壓工作階段,然后加速至超過3Ma,導彈按照預設飛行彈道,通過變換控制算法飛行了幾分鐘,完成了傾斜飛行等多種具有挑戰性的機動,同時驗證了末段控制能力,飛行距離超過了預期,實現了飛行試驗的目標。

2008年3月5日流星導彈由瑞典鷹獅戰斗機發射,成功攔截了MQM-107B高亞音速縮比靶標,全面驗證了導引頭、動力裝置、數據鏈和引信等各子系統性能。流星導彈從5.5 km高度0.9Ma發射,助推級工作完后成功轉級進入沖壓加速階段,導引頭獲取目標通過跟蹤進行攔截,飛行過程中成功驗證了數據鏈在導彈與飛機之間的通訊。

流星導彈飛行試驗分為兩個階段,2006～2008年為研制飛行試驗,2009～2012年為制導飛行試驗,制導飛行和電子對抗試驗主要由鷹獅戰斗機和狂風戰斗機完成,在英國和瑞典的靶場開展了多種工況飛行試驗,試驗結果見表2[7]。

截止2012年7月9日,流星導彈完成了3次電子對抗發射試驗和21次空中發射試驗,獲取了導彈模型驗證數據,驗證了技術成熟度,2012年底開始進行產品生產交付。

2.2 流星導彈與飛機綜合集成飛行試驗

2012年12月6日流星導彈使用臺風“Typhoon”戰斗機進行彈射發射,拓寬了導彈發射包絡。試驗前開展了導彈不工作飛行試驗,驗證了導彈和飛機的安全分離。試驗是對流星導彈和臺風戰斗機系統的綜合集成驗證。

2015年4月30日法國陣風“Rafale”戰斗機首次進行了流星導彈空中制導飛行試驗,這是流星導彈和陣風戰斗機集成的一次重要里程碑試驗,表明流星導彈符合下一代飛機的研制標準。配備可變流量固體火箭沖壓發動機和“發射后不管”模式,流星導彈可用于超視距作戰。流星導彈將于2018年交付法國空軍和海軍裝備陣風戰斗機。

表2 流星導彈飛行試驗總結

2016年7月11日瑞典空軍宣布流星導彈正式列裝配備鷹獅戰斗機。2017年4月21日英國與MBDA簽訂合同將流星導彈與F-35隱身戰斗機進行集成,包括綜合測試評估以及適應F-35使用的工程研制,計劃2020年裝備F-35閃電Ⅱ戰斗機。2014年MBDA公司與日本三菱電子公司計劃將日本的有源相控陣雷達導引頭技術與流星導彈結合,提高其作戰效能[8]。

3 日本

3.1 試飛器試驗

日本防衛省技術研究開發機構從90年代開始開展了大量風洞試驗和沖壓試驗以驗證可變流量固體火箭沖壓發動機的技術可行性[9]。據文獻報道,2009年日本開展了兩發可變流量固體火箭沖壓發動機的演示飛行試驗,成功驗證了可靠轉級、不同攻角和側滑角下穩定沖壓燃燒性能、推力控制性能等方面的能力[10]。

日本試飛器結構見圖7,采用地面發射方式,使用助推器將試飛器加速至飛機投放速度。燃氣發生器推進劑的主要組份為GAP,燃氣發生器與沖壓燃燒室之間安裝有旋轉式燃料控制閥。飛行試驗對燃料控制閥的控制時序進行了驗證。為了確保發動機穩定工作,試飛器按進氣道裕度大于10%進行設計,試飛器攻角和側滑角限定在-5°～+5°。

第一次飛行彈道是獲取直線飛行數據和攻角變化時的飛行數據。第二次飛行彈道是獲取側滑角變化、彈身滾轉時的飛行數據,在沖壓階段滾轉角度超過90°,飛行彈道見圖8。

圖9為轉級壓強曲線,轉級時間定義為整體式火箭助推器噴管拋離至沖壓燃燒開始之間的時間,沖壓燃燒開始時間定義為沖壓燃燒室壓強超過初始壓強增量的10%。第一次和第二次飛行的轉級時間分別為0.17 s和0.15 s,滿足小于0.25 s的指標要求。圖10沖壓燃燒室壓強曲線,表明攻角、側滑角和滾轉角變化時沖壓燃燒穩定。

3.2 XASM-3反艦導彈

XASM-3反艦導彈由日本防衛省與三菱重工共同研制,項目于2010年開始。

XASM-3反艦導彈直徑0.35 m,全長6 m,彈重940 kg,發動機長度4.22 m,發動機質量861 kg,飛行速度大于3Ma,射程大于150 km。

2017年8月日本首次公布XASM-3反艦導彈實彈測試成功,計劃2018年裝備日本航空自衛隊。

4 結束語

隨著近年來以固體火箭沖壓發動機為動力裝置的導彈大量飛行試驗的成功驗證,包括美國超音速掠海靶彈GQM-163A、美國高速反輻射驗證項目HSAD和T3導彈研制計劃,德國流星超視距空空導彈的大量飛行試驗結果和陣風、臺風、狂風和鷹獅等多個飛機平臺綜合集成試驗驗證,以及逐步列裝英國、瑞典、德國、法國等歐洲國家的空軍,固體火箭沖壓發動機高比沖、可實現能量管理、能提高導彈的射程和機動性等優異性能已獲得全面驗證,固體火箭沖壓發動機技術已逐漸成熟,其在遠程空空導彈、反艦導彈以及超音速靶彈等領域具有廣闊的應用前景。日本等國正加快固體火箭沖壓發動機技術研究步伐,努力提升其武器裝備的性能。我國應加大對固體火箭沖壓發動機技術研究的投入,由易到難、循序漸進地開展固體火箭沖壓發動機飛行試驗,為我國武器裝備的升級換代提供可選的動力裝置。