跨介質沖壓發動機理論性能與工作參數分析

陳文武，黃利亞，夏智勛，李鵬飛

國防科技大學 空天科學學院，長沙 410073

現代防空反導技術的發展，對導彈突防能力提出了更高要求。跨介質導彈能夠在空中以超聲速飛行，再通過超低空掠海下潛入水，在水中繼續超高速航行，最終對目標進行快速打擊。這種空水一體的跨介質工作方式，可有效增強導彈的隱蔽性、機動性和規避性，大幅提高導彈的突防能力。跨介質導彈已成為當前反艦導彈武器發展的重要方向之一，并獲得廣泛關注，其動力裝置是跨介質導彈發展的關鍵技術。跨介質沖壓發動機[1]利用富含金屬燃料的固體推進劑，與沖壓進入的外部空氣或水燃燒，產生高溫高壓的燃氣流，通過噴管產生推力。該發動機既能在空中也能在水中工作，是跨介質導彈的理想動力裝置。

近年來國內外關于跨介質飛行器的研究多集中于亞聲速領域，如潛航飛行器、潛射無人機等。2008年美國國防高級研究計劃局(DARPA)提出了基于特種部隊運輸的潛水飛機[2]計劃，Crouse[3]為此提出的飛翼式布局的設計中，機身背部裝有渦輪風扇發動機用以提供空中動力，機腹雙浮子后各有一個螺旋槳電機為水下航行的動力系統。Pan和Guo[4]對此類空中發射的水下無人飛行器還進行了滑翔翼的設計與仿真。Ye和Marzocca[5]提出的兩棲無人機由魚雷管部署發射，其動力裝置采用電機驅動外圈、內圈2個共軸螺旋槳分別提供空中和水下動力。除了熱電組合動力外，火箭動力憑借其自帶氧化劑的寬工作范圍特點同樣獲得了廣泛運用，目前采用該動力的火箭助飛魚雷已經突破了100 km的射程[6]。但現有的熱電組合動力以及火箭動力都無法滿足跨介質導彈的推進性能要求，前者水下輸出功率較低，后者受體積質量限制。此外國內外已公開發表的相關文獻資料較少，因此亟待開展跨介質導彈動力裝置相關研究。

自薩姆-6問世以來，固體火箭沖壓發動機技術憑借體積小、速度快、戰備時間短等優勢不斷發展，已逐漸應用于新一代超聲速導彈[7-9]，近年來各國競相開展了固體火箭沖壓發動機的飛行試驗驗證。2000年美國軌道科學研究所參照俄羅斯的KH-31A反艦導彈研發的超聲速靶彈GQM-163A[10]就采用了碳氫燃料的固體火箭沖壓發動機作為動力，其布置有4個二元進氣道，發動機全長3.41 m，直徑0.35 m。高空巡航(15 km)可達馬赫數4，低空巡航(15 m)馬赫數為2.6。由歐洲六國聯合研制的流星“Meteor”空射超聲速導彈，同樣配備了固體火箭沖壓發動機，該發動機為雙下側二元進氣道布局，數次飛行試驗中其可調流量的燃氣發生器表現出良好的能量管理能力。中國在20世紀70年代就曾以空空導彈為背景開展了非壅塞固體火箭沖壓發動機技術研究，其中中國航天科工集團、國防科技大學、西北工業大學等單位合作開展了發動機工作特性的理論分析、多相湍流燃燒機理、發動機試驗技術、流量調節技術、彈機一體化優化設計技術研究，同時開展了發動機原理樣機和全尺寸發動機試驗研究工作。對發動機性能進行了較為系統的研究，目前已完成多次飛行試驗，進入型號研制階段[11]。

另一方面，隨著暴風雪號(Shkval)超高速魚雷的出現，采用鎂、鋁金屬基固體推進劑的水沖壓發動機[12-14]推動了水下推進技術的進一步發展。20世紀60年代蘇聯流體力學研究所率先研究了水沖壓發動機以及水反應金屬燃料的相關技術，采用鎂金屬燃料水反應技術的二代超高速魚雷“Shkval-II”巡航速度已經能達到137.87 m/s,能夠實現高速機動與制導。美國與蘇聯的思路有所差異，20世紀60年代開始的研究中美國提出了鋁粉(最初是顆粒)為燃料的水沖壓發動機，并且為了去除鋁反應時產生的致密氧化物，賓州大學應用研究實驗室(ARL)提出了旋渦燃燒器[15]的解決方法，該方法利用高速渦流摩擦剪切效果來剝離鋁表面的氧化鋁外殼。中國在該領域的研究起步較晚，李芳等[16]研究總結了水反應金屬燃料的能量特性。胡凡等[17]研究了雍塞式和非壅塞式水沖壓發動機結構特點并對其性能進行了分析，給出了發動機性能隨一次水燃比的變化規律。黃利亞等[18-20]結合試驗建立液滴形式燃燒模型模擬了金屬鎂燃料水沖壓的工作過程。

本文在超聲速導彈和超高速魚雷動力裝置發展的基礎上，提出了一種新型跨介質沖壓發動機方案，使用同一金屬基(鎂、鋁)固體推進劑，在空中采用固體火箭沖壓發動機工作模式，在水中采用水沖壓發動機模式，實現發動機的空水一體跨介質工作；開展了空中和水中典型工況下的跨介質沖壓發動機理論性能計算，分析了幾種主要因素對發動機性能的影響；針對給定的彈道和鋁基固體推進劑配方，開展了跨介質沖壓發動機主要參數的計算和分析，論證了實現空水一體化工作跨介質發動機參數的可行性。

1 發動機理論性能分析

1.1 熱力計算準備

組分配方的熱力計算是獲得發動機理論性能的高效方法，其計算的核心任務就是確定燃燒室和噴管中的燃燒產物組分和溫度。為此聯立質量守恒方程、能量守恒方程、化學反應平衡方程，計算最小吉布斯自由能即可求解燃燒室內部產物組分以及溫度。噴管內部計算時，由于化學反應焓能一部分轉化為高速尾流的動能，因此計算時采用等熵方程替代能量守恒方程。計算出組分后噴管排氣速度可通過噴管流動的能量方程直接解得。

本文針對跨介質沖壓發動機理論性能，根據固體火箭沖壓發動機、水沖壓發動機的典型工況[21-22]，選取熱力計算中的發動機工況，分別如表1 和表2所示。補燃室工作壓強根據來流總壓以及進氣道總壓恢復系數確定，水下工作時參照相關試驗結果[20]進行取值。

表1 沖壓發動機工作工況(高度: 10 km，馬赫數：2.5)

表2 水沖壓發動機工作工況(深度：10 m，

1.2 金屬含量對發動機性能的影響

鎂鋁金屬基固體推進劑的能量釋放主要來自于金屬顆粒的燃燒，理論上金屬含量越高，發動機的比沖性能越好，但金屬含量過高、氧化劑含量下降會降低推進劑的點火啟動和燃燒特性；同時粘合劑的減少也會降低固體推進劑的力學性能。考慮到推進劑的綜合性能，金屬含量需在一定的范圍內進行選擇。

圖1是通過金屬燃料熱力計算所得出的不同鎂金屬含量下發動機理論比沖隨空燃比的變化曲線。金屬含量提高后，發動機理論比沖增大。在水中工作時，隨著發動機水燃比的變化存在最佳理論水燃比，使發動機理論比沖達到最大。表3為不同金屬含量下的推進劑一次燃燒溫度、發動機最佳理論水燃比及最大理論比沖。金屬含量增加后發動機最大理論比沖增大，一次燃燒溫度下降。

圖1 不同鎂金屬含量下發動機理論比沖隨空燃比的變化Fig.1 Variation of theoretical specific impulse of ramjet with air-fuel ratio under different magnesium metal mass fractions

表3 不同鎂金屬含量下發動機理論性能的變化

鎂金屬含量的變化對空中和水中的發動機理論比沖有相同的影響趨勢，金屬含量增大有利于發動機比沖性能的提高。為實現采用同一固體推進劑的發動機在空中和水中工作，在推進劑點火燃燒特性和力學特性滿足要求的條件下，應選取較高金屬含量的固體推進劑。同時，根據空中和水中的推力和推進劑尺寸需求，確定發動機工作空/水燃比、燃氣流量等參數。

1.3 金屬種類、空/水燃比對發動機性能的影響

綜合考慮金屬的熱值、點火燃燒特性和安全性等因素，鎂、鋁常作為固體推進劑的金屬添加劑。這里選用高氯酸銨(AP)作為氧化劑、端羥基聚丁二烯(HTPB)作為粘合劑的藥柱配方。圖2給出了鎂/鋁金屬基跨介質沖壓發動機理論比沖、補燃室理論燃燒溫度隨空燃比的變化，圖3給出了鎂/鋁金屬基跨介質沖壓發動機理論比沖、補燃室理論燃燒溫度隨水燃比的變化。

由圖2和圖3可知，發動機理論比沖隨空燃比增加而增大，隨水燃比增加有先增大后減小的趨勢，存在最佳理論水燃比使發動機理論比沖達到最大。鋁基發動機理論比沖高于鎂基發動機，但由于鋁金屬比鎂金屬更難于點火和燃燒，因此這對鋁基發動機高效燃燒組織提出了更高要求。

圖2 理論比沖、補燃室理論燃燒溫度隨空燃比的變化Fig.2 Variation of theoretical specific impulse and combustion temperature of chamber with air-fuel ratio

圖3 理論比沖、補燃室理論燃燒溫度隨水燃比的變化Fig.3 Variation of theoretical specific impulse and combustion temperature of chamber with water-fuel ratio

2 跨介質沖壓發動機工作參數分析

2.1 發動機總體要求

為保證發動機設計參數的準確性，本文在某固體火箭沖壓發動機動力飛行試驗氣動參數的基礎上，給出了一條跨介質導彈彈道，如圖4所示，但這在一定程度上也限制了本文跨介質沖壓發動機的尺寸、裝藥量和射程。

該彈道由助推、高空巡航、掠海飛行、入水過渡以及水下航行5個工作階段組成。其中，助推段由助推發動機或整體式助推裝藥將導彈加速到跨介質沖壓發動機接力點，高空巡航段有利于發揮沖壓發動機的巡航優勢，在接近目標時進入掠

圖4 跨介質導彈彈道示意圖Fig.4 Schematic diagram of mission trajectory of trans-medium anti-ship missile

海飛行段，如圖5所示，通過入水過渡段迅速調整姿態入水，并完成動力裝置空中和水中的模態轉換，最后在水下航行段水沖壓發動機工作，完成目標快速打擊。

表4給出了彈道各工作段的飛行或航行參數，表中掠海飛行、水下巡航段射程是綜合考慮了敵艦載雷達低空探視能力[23]以及近程防空導彈特性[24]而得出的。

為獲得跨介質沖壓發動機燃氣發生器壓強、噴管喉徑、燃氣質量流量、推力等發動機設計參數，本文以固體火箭沖壓發動機動力飛行試驗中彈體和發動機的基本尺寸及彈體阻力特性作為參照。表5給出了該飛行試驗發動機的相關參數。

以飛行試驗數據為基礎，利用插值法可計算該彈體在不同高度和馬赫數下的阻力特性，圖6給出了該彈體在空氣中飛行的阻力特性，其中高度范圍為[0, 10] km，馬赫數范圍為[2.27, 3.01]。

圖5 掠海飛行段示意圖Fig.5 Schematic diagram of sea-skimming section

表4 給定彈道下的飛行或航行參數Table 4 Flight/navigation parameters under given trajectory

表5 彈體和發動機的幾何尺寸Table 5 Geometry dimension of projectile body and ramjet

圖6 彈體在不同高度和馬赫數下的阻力特性Fig.6 Drag characteristics of missile with different heights and Mach numbers

在彈體和發動機的基本尺寸及彈體阻力特性的基礎上，表6、表7給出了高空巡航段和掠海飛行段發動機的部分設計參數。從表中參數看出，彈體在低空的阻力達到高空的3倍以上，掠海飛行對發動機燃氣質量流量和比沖提出了更高要求，需要對發動機燃氣質量流量進行適應性調節。

考慮到固體推進劑的燃燒性能和發動機技術指標需求，計算時采用75%鋁含量的推進劑配方，表8為該固體推進劑的主要組分。

表6 高空巡航段的發動機設計參數

表7 掠海飛行段的發動機設計參數Table 7 Engine design parameters at sea-skimming section

表8 固體推進劑配方及物性參數

2.2 設計參數選取方法

在獲得發動機基本尺寸及彈體阻力特性的基礎上，計算跨介質沖壓發動機燃氣質量流量、噴管喉徑、燃氣發生器壓強等參數。該計算過程可參考固體火箭沖壓發動機性能分析工程方法[25-26]進行，圖7給出了空氣中跨介質沖壓發動機參數計算步驟框圖。首先，根據飛行或航行工況、進氣道性能等參數確定補燃室設計壓強，結合所選擇的固體推進劑配方，通過熱力計算獲得空燃比與發動機理論比沖的變化關系，選擇發動機工作空燃比并確定理論比沖；根據發動機需達到的巡航推力，結合推進劑密度、燃速特性等參數，確定發動機燃氣質量流量和燃氣發生器壓強；上述參數確定后，由巡航工作時間可確定發動機的總裝藥量、藥柱長度等參數。按照類似方法，可計算水下工作時跨介質沖壓發動機參數。

圖7 空氣中發動機參數計算步驟框圖Fig.7 Computation step chart of parameters of ramjet in air

2.3 空中參數計算

(1)

(2)

(3)

D=Drag(Ma,H)

(4)

αlow<α<αup

(5)

2.27

(6)

(7)

通過理論計算，確定給定補燃室壓強下的噴管喉部面積At、噴管出口面積Ae，需注意噴管出口面積受彈體最大截面面積約束：

(8)

式中：pc為補燃室壓強；膨脹比ε在高空巡航段取值變化不大，參考實際飛行工況進行取值；C*

圖8 0.25 MPa下理論比沖、補燃室燃燒溫度隨空燃比 的變化Fig.8 Variation of theoretical specific impulse and combustion temperature of chamber with air-fuel ratio at 0.25 MPa

為熱力計算得到的特征速度；ηc為燃燒效率，參考地面試驗結果進行取值。

對于優化目標函數中的罰函數G，當優化出的推力小于當前阻力時，G取較大的值來“懲罰”適應度函數，G的函數形式為

(9)

同樣燃氣發生器的壅塞條件可表述為

(10)

式中:pf和pft分別為燃氣發生器壓強與燃氣發生器的喉部壓強；k為燃氣比熱比，這里取1.362。壅塞時燃發器喉部馬赫數為1，最終采用遺傳算法工具包優化搜索得到的一組解為[1.02 kg/s, 2.7, 9 780.46 m]，同理可得出掠海飛行段的一組優化結果為[1.47 kg/s, 2.28, 10 m]。

2.4 水下參數計算

發動機在水中工作時，燃氣發生器工作在非壅塞狀態，水流通過頭部進水道，經噴嘴霧化后進入補燃室。根據伯努利方程計算來流入口總壓，考慮進水壓降損失、噴注壓降以及結構強度，選取補燃室工作壓強，本文計算中取2.5 MPa。通過熱力計算可獲得給定固體推進劑配方和補燃室壓強下，發動機理論比沖隨水燃比的變化，如圖9所示。采用本文固體推進劑配方，在水燃比為3.94時，發動機理論比沖達到最高，計算中考慮效率和損失后，實際比沖取值為4 479.08 N·s/kg。

圖9 鋁基發動機理論比沖隨水燃比變化Fig.9 Variation of theoretical specific impulse of aluminum-based water ramjet with water-fuel ratio

綜上，給出本文跨介質沖壓發動機的主要參數，如表9所示。從計算結果可以看出，跨介質沖壓發動機在空中和水中兩種工作狀態下，補燃室壓強存在較大差異，這也導致水中工作時噴管喉部面積和出口面積較小，喉部直徑從掠海飛行段的0.20 m要調節到水中巡航段的0.063 5 m，需要對噴管結構進行特殊設計。

表9 跨介質沖壓發動機主要參數Table 9 Main parameters of trans-medium ramjet

3 結構布局初步分析

3.1 進氣/水道兼容問題

考慮水下工作情況，目前已公開的超空泡魚雷均采用頭部進水的方式，其進水道與空泡發生器耦合設計。水下理想航行時彈體除頭部外應該全部包覆于空泡中，因此進水道很難有其他布置選擇。如果采用進水/氣道共用方案，進氣道也需采用頭部進氣方案，空中性能會有所影響同時彈體入水時的設計將更加困難；另一方面來看，由于空氣與水存在巨大的密度差異，滿足進氣需求的進氣道截面積與滿足進水需求的進水道截面積存在量級上的差異，較細的進水管路與進氣道之間很難共用設計。此外二者在模態轉換時的封閉問題也是共用方案面臨的一大難點。從分析來看，進水道頭部布置、進氣道周側布置實現的潛在困難較小。

3.2 補燃室需求壓強問題

從上述計算分析結果來看，采用同一藥柱配方即同一燃氣發生器是能夠滿足空中水下性能需求的，但補燃室壓強從空中的0.35 MPa到水下工作的2.5 MPa差異較大，需對采用噴管可調節技術方案進行適應性設計，圖10是跨介質沖壓發動機初步構型設想圖。

圖10 跨介質沖壓發動機初步構型設想圖Fig.10 Preliminary configuration of trans-medium ramjet

4 結 論

本文針對一種采用金屬基固體推進劑的新型跨介質沖壓發動機方案，開展了發動機理論性能與工作參數分析，獲得以下結論：

1) 發動機比沖性能隨空燃比增加而增大，存在最佳水燃比使發動機理論比沖達到最大；鋁基發動機理論比沖高于鎂基發動機，但鋁基發動機對高效燃燒組織提出了更高要求。

2) 在推進劑點火燃燒特性和力學特性滿足要求的條件下，應選取較高金屬含量的固體推進劑；根據空中和水中的推力和推進劑尺寸需求，確定發動機工作空/水燃比、燃氣流量等參數。

3) 參照以某固體火箭沖壓發動機動力飛行試驗為基礎給出的跨介質導彈飛行彈道，完成了能夠實現空水一體化工作的發動機設計參數選取和主要參數計算，并對發動機燃氣流量和噴管設計提出了要求。

跨介質沖壓發動機目前還處于原理驗證階段，針對其導彈的總體設計、推進劑配方、發動機寬范圍調節和高效組織燃燒等方面均還需進一步開展研究。