沖壓發動機在未來遠程空空導彈的分析和仿真研究

鄭旭陽，劉 暢，劉賽華

(中國空空導彈研究院，河南洛陽 471009)

0 引言

空空導彈作為典型的武器裝備，其發展遵循“需求牽引、技術推動” 規律[1]。具備超聲速巡航和隱身能力的第四代戰斗機、作戰無人機、超聲速巡航導彈、高超聲速飛行器、臨近空間武器等是未來空戰的主要威脅，也是未來空空導彈的主要攻擊目標。隨著載機和空戰條件的變化，第四代空空導彈面臨新的挑戰。第四代戰斗機的隱身性要求空空導彈高密度內埋掛裝；先敵發現、先敵發射、先敵命中作為空戰制勝的關鍵[2]，超視距作戰將成為未來空戰的主要作戰方式；當超聲速導彈末端突防速度達到Ma5.0，目標飛行器將難以逃脫，世界各國反導系統也幾乎無法攔截。第五代空空導彈必須面臨和適應這些新的空中威脅和未來空戰特點，下一代空空導彈將向小型化、遠射程、高速度的方向發展，火箭發動機很難滿足需求。

樊會濤指出，從第五代空空導彈的總體系統設計角度來看，采用沖壓發動機后，導彈氣動、制導控制和發動機幾個分系統將高度耦合[3]。國內應用沖壓發動機的導彈主要有某型低空超聲速反艦導彈、某型超聲速巡航導彈等，彈徑都較大，而采用沖壓發動機的空空導彈還處于研制階段。王玉清等[4]指出沖壓發動機能夠實現導彈在25 km以上的高度以Ma4.0以上的速度穩定飛行，是新一代高動態臨近空間武器優選動力裝置。國外應用沖壓發動機的導彈主要有歐洲的“流星”超視距中遠程空空導彈、法國的ASMP 中程空對地導彈、印度的“布拉莫斯” 巡航導彈、美國的GQM-163A等，其中“流星”超視距中遠程空空導彈是國外對沖壓發動機在空空導彈上應用研究的典型代表，最高馬赫數在4.0以上，射程120 km，彈徑178 mm，有利于載機內埋掛裝。

文中參考歐洲“流星”超視距中遠程空空導彈，考慮了未來遠程空空導彈在高密度內埋掛裝條件下小尺寸、遠射程、高速度的基本特點，給出了空空導彈及沖壓發動機的總體布局，同時選定了發動機的進氣道(二元三波系進氣道)、燃燒室(旁側進氣凹腔燃燒室)和尾噴管(軸對稱拉瓦爾噴管)。建立沖壓發動機整機計算模型，進行了三維流場和性能計算分析，以初步驗證沖壓發動機作為未來內埋遠程高速空空導彈的可行性。

1 基于沖壓發動機的第五代空空導彈戰術特征分析

1.1 沖壓發動機的特點

沖壓發動機具有飛行馬赫數寬(Ma=1.5～5.0)、比沖高、推力可調節、結構簡單、成本低等特點，是未來遠程空空導彈的優選動力裝置[5-6]。沖壓發動機至今已經發展到第三代的整體式沖壓發動機，彈體和發動機一體化，固體火箭助推器和沖壓發動機共用燃燒室，提高了空間利用率，減輕了導彈的重量。并且，相對于空空導彈傳統采用的火箭發動機，比沖要大得多。圖1給出了各種發動機比沖性能的對比。火箭發動機的比沖約200 s，采用固體燃料的沖壓發動機比沖可以達到800 s，液體燃料的沖壓發動機比沖可以達到1 200～1 400 s，因此對于未來遠程空空導彈，采用沖壓發動機是十分必要的。

圖1 各種發動機比沖對比

1.2 第五代空空導彈戰術特征分析

分析未來空戰對空空導彈的作戰需求，結合國外空空導彈的相關研究進展，文獻[3]給出了第五代空空導彈的典型戰術特征。

1)有效打擊高性能空中目標

具備對新型空中威脅目標的打擊能力是第五代空空導彈的核心要求。

沖壓發動機能夠在導彈中末制導階段始終保持有動力飛行，機動性更高，突防能力更強。同時作為吸氣式發動機，比沖高，工作馬赫數范圍寬，采用變幾何的進排氣系統、調節燃氣流量等措施能夠實現推力調節和能量分配，依據不同的攻擊目標對彈道進行優化，實時制定更加合適的飛行任務，實現對各目標的精準打擊。

2)多任務和雙射程

第四代戰斗機的隱身性要求機載武器內埋掛裝，受內埋彈艙的空間限制，需要機載武器在有限掛彈量下盡可能滿足載機的作戰任務需求，對第五代空空導彈提出了多任務和雙射程的要求。

多任務不僅需要空空導彈滿足空對空的作戰需求，還要具備一定的對地打擊能力，對于使用沖壓發動機的空空導彈，高比沖能夠在很大程度上減少氧化劑和燃料的攜帶，為彈體騰出更多的空間，有利于減小導彈尺寸，提高機艙內埋數量。全程有動力飛行、高的飛行速度和機動性使得導彈具備更強突防能力[7]，能夠實現對地打擊。圖2給出了法國研制的戰略和戰術兩用空對地巡航導彈ASMP，ASMP采用整體式液體燃料沖壓發動機，飛行高度在20 km，飛行馬赫數3.0～3.5[8-9]，通常攜帶核彈頭。

圖2 陣風攜帶ASMP巡航導彈

雙射程是指導彈同時具備近距格斗和中遠距攔射的能力。整體式沖壓發動機在火箭助推器作用下能夠實現馬赫數0啟動，高的飛行速度和機動性使其具備良好的近距格斗能力。作為吸氣式發動機，高的比沖使導彈具有更遠的射程；能夠飛至空氣較為稀薄的臨近空間區域[4]，阻力更小，在中制導過程保持高速巡航狀態，具備中距攔射和遠程截擊的能力。

3)具有優良的抗干擾能力

整體式沖壓發動機提高了彈體空間的利用率，為前艙留出更大的空間，便于增加相關的抗干擾設備，能夠間接提高導彈的抗干擾能力。

4)高密度內埋掛裝

第四代戰斗機的隱身性能要求機載武器內埋掛裝，導彈的體積、重量受限，需要向體積更小、重量更輕的方向發展，以提高武器內埋掛裝數量，實現高密度掛裝。

歐洲“流星”超視距中遠程空空導彈是采用吸氣式發動機的第四代中距攔射空空導彈的典型代表，如圖3所示。采用無彈翼、雙下側進氣的氣動布局，飛行高度可達25 km，飛行馬赫數2.5～4.0[10]。通過將原有舵面改為切梢舵，實現了F35的內埋掛裝。彈重185 kg，全長365 mm，彈徑178 mm，發動機直徑167 mm。

圖3 Meteor“流星”空空導彈

考慮近年來嚴峻的國際局勢，未來空空導彈研制和生產的周期需進一步縮短。基于沖壓發動機的空空導彈的氣動、制導控制和發動機幾個分系統將高度耦合，未來空空導彈導引頭、飛行控制艙、舵機以及數據鏈不僅是傳統的串行機構，未來制導控制系統將實現高度集成，高度集成的制導控制系統與基于沖壓發動機的動力系統高度耦合，進而減小導彈長度、彈徑，有利于批量生產。同時，以“流星”導彈178 mm的彈徑為例，較小彈徑(178 mm)沖壓發動機能夠很好地適應當前空空導彈的柔性生產線，降低新型號產品批產難度，適應未來導彈武器研制和生產的節奏。因此，沖壓發動機在未來空空導彈技術領域具有非常廣闊的發展前景。

2 空空導彈總體布局

參考“流星”空空導彈，考慮未來空空導彈小尺寸、遠射程、高速度的特點，給出滿足設計要求的沖壓發動機模型，以初步驗證沖壓發動機作為未來內埋遠程高速空空導彈的可行性。

2.1 飛行任務

沖壓發動機在馬赫數5.0以上工作時會出現熱離解，將導致燃燒室燃燒效率顯著降低，因此一般認為亞燃沖壓發動機的工作上限為Ma5.0。基于相關文獻，歐洲“流星”超視距中遠程空空導彈的最大飛行馬赫數大于4.0，給出沖壓發動機飛行狀態：Ma為2.0～5.0，飛行高度H為15.5～27.5 km，設計點為Ma=4.5，H=26 km。

受機身材料熱負荷及發動機燃燒穩定性的限制，實際超聲速飛行器只能在較窄的動壓范圍內(20～90 kPa)飛行[11]。空空導彈按等動壓軌道爬升，以等動壓(30 kPa)給出遠距空空導彈飛行任務，并根據未來空空導彈多任務的需求分別給出兩種飛行任務，如表1和表2所示。

表1 遠距空空導彈飛行任務(對空作戰)

表2 遠距空空導彈飛行任務(對地打擊)

2.2 飛行器總體布局

對于使用二元進氣道的飛行器，采用雙下側布局的進氣道在設計點Ma4.5時具有最好的攻角特性，大攻角下流量系數和總壓恢復系數都比較高[12]。因此選擇二元進氣道雙下側的進氣布局，與“流星”導彈具有相同的布局方式，導彈總體布局方案如圖4所示。

圖4 采用二元進氣道的導彈總體布局方案

沖壓發動機的直徑為167 mm，與“流星”空空導彈相同。進氣道采用二元三波系進氣道，燃燒室采用旁側進氣燃燒室，尾噴管采用軸對稱拉瓦爾噴管，燃燒室和進排氣系統的工作范圍均為Ma取2.0～5.0，設計點均為Ma4.5，沖壓發動機的總體布局如圖5所示。

圖5 發動機總體布局示意圖

2.3 沖壓發動機旁側進氣燃燒室

考慮到未來空空導彈內埋情況下小尺寸、遠射程的特點，選用了比沖更高的液體燃料航空煤油，用C12H23簡化其化學式。

采用的沖壓發動機旁側進氣燃燒室是在傳統的旁側進氣突擴燃燒室的基礎上，進行了凹腔火焰穩定器設計，得到綜合性能較好的旁側進氣突擴凹腔燃燒室。

目前，國內外研究機構沒有關于凹腔應用于亞燃沖壓發動機旁側進氣燃燒室的相關研究結果，凹腔火焰穩定器與突擴火焰穩定器組合使用，以解決燃燒室在寬速域(Ma取2.0～5.0)情況下難以組織高效燃燒的問題。

考慮到進氣道轉彎前截面到燃燒室入口截面的擴張，選用了適當的彎頭擴張比進行處理。由于未采用導流葉片，計算模型對燃燒室入口前的進氣道彎管等直段延長處理，以獲得較為均勻的射流。圖6給出了旁側進氣突擴凹腔燃燒室三維模型示意圖。

圖6 旁側進氣突擴凹腔燃燒室三維模型示意圖

3 沖壓發動機整機三維流場計算

基于未來空空導彈小尺寸、遠射程、高速度的基本特點，采用FLUENT對沖壓發動機整機進行三維流場數值計算，給出了沖壓發動機的主要性能參數，初步驗證了沖壓發動機作為未來內埋遠程高速空空導彈的可行性。

實際二元雙下側進氣道與彈體的空間布局及結構設計方面的問題不是研究的重點，三維計算模型對進氣道與燃燒室的空間布局做了簡化處理。

3.1 沖壓發動機模型與計算方法及驗證

利用ICEM軟件將構型劃分非結構化網格，近壁面附近網格加密處理，進氣道和尾噴管分別帶有遠場區域，取整機的二分之一進行計算，計算區域網格如圖7所示。將非結構化網格導入Fluent進行數值計算，計算設置條件為：基于密度基的隱式求解器；標準k-ε湍流模型；進氣道進口邊界選擇壓力遠場，給定來流馬赫數、靜溫和靜壓，進氣道出口為壓力出口邊界條件，給定出口的總溫和背壓；使用顆粒隨機軌道模型處理氣液兩相流問題，燃燒模型為有限速率/渦耗散模型；尾噴管進口選用壓力進口，遠場出口面為壓力出口，遠場其他面采用壓力遠場；壁面邊界采用絕熱無滑移壁面。

圖7 沖壓發動機整機計算網格

3.1.1 燃燒室數值計算方法及驗證

為了驗證燃燒室的三維數值計算方法，選擇文獻[13]試驗研究的相關數據與數值模擬計算結果進行對比。表3給出了試驗結果與三維數值仿真計算結果的對比，燃燒效率計算采用溫升法[14]，可以看出試驗結果與數值仿真結果接近，相對誤差較小，驗證了文中沖壓發動機燃燒室數值模擬計算方法的可行性。

表3 燃燒室試驗結果與數值仿真結果對比

3.1.2 進排氣系統數值計算方法及驗證

為了驗證進氣道的數值計算方法，選擇文獻[15]的超聲速進氣道試驗模型及試驗數據與數值計算結果進行對比。圖8給出了試驗紋影圖和數值模擬計算得到的馬赫數等值線圖的對比，明顯看出激波系結構高度吻合。

圖8 進氣道紋影和馬赫數等值線計算結果對比

為了驗證尾噴管的三維數值計算方法，選擇NASA試驗研究的相關數據與數值模擬計算結果進行對比[16]。圖9給出了最終的壁面壓力分布計算結果，數值模擬計算結果與試驗結果吻合良好。

圖9 尾噴管壁面壓力試驗值和計算值對比

3.2 沖壓發動機典型飛行狀態下的自由流參數和性能參數

沖壓發動機的進氣道和尾噴管在Ma3.0進行了變幾何處理，整機計算只針對Ma取3.0～5.0，表4給出了沖壓發動機典型飛行狀態Ma為5.0，4.5，4.0，3.5，3.0的自由流參數。

表4 典型飛行狀態下的自由流參數

給出發動機推力計算公式[17]：

F=moutVout-m0V0+(Pout-P0)Aout

(1)

其中:mout為沖壓發動機尾噴管出口氣體單位質量流量；m0為進氣道入口單位時間內的空氣質量流量；Vout為噴管出口氣流速度；V0為進氣道入口的來流速度；Pout為噴管出口靜壓；P0為當地環境壓力；Aout為噴管出口截面積。

單位推力計算公式為：

Fs=F/m0

(2)

比沖計算公式為：

Isp=F/(gmfule)

(3)

其中，mfuel為煤油的單位質量流量；g為標準重力加速度，取9.806 65 m/s2。

3.3 沖壓發動機三維流場和性能計算分析

首先對沖壓發動機設計點的流場和性能進行計算分析。為了方便觀察沖壓發動機的三維流場，取中心截面進行觀察分析。圖10和圖11分別給出了沖壓發動機冷流狀態中心截面的馬赫數和靜壓分布云圖，ER為燃料的當量油氣比。可以看出，自由流經過進氣道減速增壓作用，氣流速度明顯下降，正激波遠離進氣道唇口，三道斜激波均交匯于唇口位置，進氣道工作性能良好。燃燒室內壓力明顯上升，并具有最高壓力；此時燃燒室沒有燃燒，進氣道出口反壓較小，部分氣流進入燃燒室時仍處于超聲速狀態。氣流經過尾噴管加速膨脹做功，速度明顯上升，壓力顯著降低。

圖10 沖壓發動機中心截面馬赫數分布(Ma4.5，ER=0)

圖11 沖壓發動機中心截面靜壓分布(Ma4.5，ER=0)

圖12～圖14分別給出了沖壓發動機設計點燃燒狀態中心截面的馬赫數、靜溫、靜壓分布云圖，圖15給出了沖壓發動機沿程截面的靜溫分布云圖，表5給出了沖壓發動機性能參數。可以看出進氣道正常起動工作，三道斜激波交匯于唇口位置，唇口處激波打在肩部的位置，且沒有溢流，無明顯附面層分離，由于燃燒室處于燃燒狀態，背壓增加，正激波位置相比冷流流場有所前移，但仍然遠離唇口，位于擴張段的中間位置，這一位置可以更好的穩定激波。燃燒室入口氣流為亞聲速，氣體和燃料摻混效果較好，火焰得到了充分的擴散，溫度分布較為均勻。尾噴管處于欠膨脹狀態，出口氣流均勻，工作狀態良好。

圖12 沖壓發動機中心截面馬赫數分布(Ma4.5，ER=0.6)

圖13 沖壓發動機中心截面靜溫分布(Ma4.5，ER=0.6)

圖14 沖壓發動機中心截面靜壓分布(Ma4.5，ER=0.6)

圖15 沖壓發動機沿程截面靜溫分布(Ma4.5，ER=0.6)

表5 沖壓發動機設計點和非設計點性能參數

3.4 發動機非設計點流場和性能計算分析

對發動機非設計點的流場和性能進行計算分析，圖16～圖23分別給出了沖壓發動機在飛行馬赫數為5.0,4.0,3.5,3.0燃燒狀態下中心截面的靜溫和馬赫數分布云圖，沖壓發動機非設計點的性能參數見表5。

圖16 沖壓發動機中心截面靜溫分布(Ma5.0，ER=0.8)

圖17 沖壓發動機中心截面馬赫數分布(Ma5.0，ER=0.8)

圖18 沖壓發動機中心截面靜溫分布(Ma4.0，ER=0.8)

圖19 沖壓發動機中心截面馬赫數分布(Ma4.0，ER=0.8)

圖20 沖壓發動機中心截面靜溫分布(Ma3.5，ER=0.8)

圖21 沖壓發動機中心截面馬赫數分布(Ma3.5，ER=0.8)

圖22 沖壓發動機中心截面靜溫分布(Ma3.0，ER=0.8)

圖23 沖壓發動機中心截面馬赫數分布(Ma3.0，ER=0.8)

可以看出，在Ma5.0進氣道入口三道斜激波交匯于唇口內，且無溢流，進氣道正常起動工作；在Ma取4.0，3.5,3.0時進氣道入口三道斜激波均交匯于唇口上游，且隨飛行馬赫數降低，激波位置遠離唇口，溢流程度逐漸增加，進氣道均能正常起動工作，整個燃燒室溫度分布較為均勻。隨著來流條件不斷偏離設計點，飛行馬赫數不斷降低，進氣道捕獲能力下降，流量系數減小，出口氣流不夠均勻，燃燒室出口壓力低于預期，尾噴管在Ma為3.5，4.0，5.0時均處于欠膨脹狀態，在Ma3.5時尾噴管最接近于理想膨脹，在Ma3.0處于過膨脹，需對尾噴管進行調節。

綜合以上計算結果及分析，沖壓發動機在小尺寸(直徑167 mm)、高馬赫數(Ma取3.0～5.0)情況下，仍然能夠保持較大的單位推力和較高的比沖，設計點比沖達到1 391 s，符合未來空空導彈小尺寸、遠射程、高速度的基本特點，初步驗證了沖壓發動機作為未來內埋遠程高速空空導彈的可行性。

4 結束語

通過建立小尺寸沖壓發動機整機計算模型，完成了整機在高馬赫數下的三維數值計算和分析，初步驗證了沖壓發動機作為未來內埋遠程高速空空導彈的可行性。

隨著第四代戰斗機不斷發展和逐漸服役，四代機將成為我國戰斗機的主戰產品，同時載機平臺的作戰使命決定了武器裝備的主要性能，與之配套的內埋武器必將經歷一個高速發展的時期。