固体火箭冲压发动机

固体火箭冲压发动机的若干技术问题
叶定友
(中国航天动力技术研究院,西安　710025)
　　摘要:简述了固体火箭冲压发动机类型及工作原理,总体评价了固体火箭冲压发动机发展时快时慢的原因,弹2机一体
化设计、贫氧推进剂、进气道、转级机构、补燃室等设计中应注意的问题,提出了应加强的研究工作,即开展高能低沉积燃烧
产物贫氧推进剂研究;完善多种燃气流量调节装置方案,提高其可靠性;进一步开展一次燃烧和二次掺混燃烧的理论和实
验研究,提高燃烧效率;尽快建立自由射流等试验研究手段,开展相关的研究工作;适时开展固体燃料冲压、固体超燃冲压
及膏体冲压等发动机的研究,不断拓宽应用领域。
关键词:固体火箭冲压发动机;吸气式发动机;贫氧推进剂
中图分类号:V430　　　文献标识码:A　　　文章编号: 100622793 (2007) 0620470204
Some technological problems of solid rocket ramjet
YE Ding2you
(Academy of Aerospace Solid Propulsion Technology, Xi’an　710025, China)
Abstract: The types of solid rocket ramjet and operation p rincip le were summarized briefly. The reasons for difference develop2
ment speed of solid rocket ramjetwere analyzed as a whole, and some p roblems should be paid attention in integrated design ofmis2
sile and solid rocket ramjet, low2oxygen p ropellant, air inlet, transition, afterburning chamber, etc. The researches which need to be
strengthened were put forward, i. e, to investigate low2oxygen p ropellant with high2energy and low sediment combustion p roducts, to
imp rove schemes and reliability of controlling devices of various fuel gas flow, to further carry out theoretical and experimental inves2
tigation on p rimary combustion and secondarymixing combustion so as to imp rove its combustion efficiency, to establish some testing
methods such as free jet and perform relevant researches, to carry out investigation on solid fuel ramjet, solid fuel scramjet and slurry
ramjet and continuously broaden app lication fields.
Key words: solid rocket ramjet; airbreathing motor; low2oxygen p ropellant
1　引言
固体火箭冲压发动机作为一种新型动力装置已成为未来先进动力技术发展的重要方向,随其应用范围的不断拓宽,已逐步成为一个相对独立的动力技术领域。我国固体火箭冲压发动机技术已具有良好基础,并已迎来难得的发展机遇。同时,对所面临的若干问题必须引起足够的重视和关注,切实落实解决;对所提出的重点关注的研究工作应加大投入力度,开展深入研究,拓宽应用领域。固体火箭冲压发动机研究及研制工作方兴未艾,应用前景十分广阔。近几年,中国航天科技集团公司四院较系统地开展了固冲发动机的研究工作,并取得了很大进展。通过研究工作,逐步加深了对固冲发动机领域的认识。本文将对这一领域若干技术问题的认识进行简述,提出了下一步应关注的工作。
2　固体冲压发动机工作原理
冲压发动机的概念始于1913年[ 1 ] ,最早应用于冲压喷气发动机。20世纪50～80年代,冲压发动机技术逐步与固体燃料发动机结合,取得了很大进展,出现了多种形式的固体火箭冲压发动机,如整体式固体火箭冲压发动机、非整体式固体火箭冲压发动机、固体燃料冲压发动机等。
2. 1　整体式固体火箭冲压发动机
整体式固体火箭冲压发动机( ISPR,简称固冲发动机)的典型特点是固体助推器与冲压发动机共用一个燃烧室,即助推器位于补燃室内,其工作过程是:助推器工作结束后,固体贫氧燃气发生器燃烧产生的产物喷入补燃室与从进气道吸入的压缩空气混合二次燃烧,其燃烧产物通过喷管膨胀加速排出,见图1[ 2 ] 。
20世纪60～70年代,固冲发动机取得突破性进展,前苏联研制的SA-6 地空导弹在中东战争中的出色表现,引起了各国的广泛关注和重视。随后20 多年,由于多种原因使得固冲发动机发展受到一些影响。直到20世纪90年代后,各国又兴起了固冲压发动机新的研制热潮,其中以欧洲的超视距空空导弹“流星”为代表, 2007年5 月,在英国的赫布里底导弹发射场完成了鹰狮战斗机的挂飞试验,预计不久将正式装备部队;美国海军多年来致力于固体冲压发动机的研制,超音速反舰导弹CQM-163 SSST在2004年5月成功进行了飞行试验;俄罗斯用固冲发动机取代R-77导弹的固体发动机,即R-77M导弹;此外,法国、印度、日本、南非也竞相发展固冲发动机。固冲发动机研制中的技术问题是本文讨论的重点。
2. 2　非整体式固体火箭冲压发动机
非整体式固体火箭冲压发动机的特点是助推器自成一体,与冲压发动机无关,可与固体火箭冲压发动机串联或并联,也可嵌装于补燃室内,工作结束后,分离喷出,见图2[ 3 ] 。这种结构比较复杂,但补燃室可免受高压,防热也较简单。
2. 3　固体燃料冲压发动机
固体燃料冲压发动机( SFRJ )示意图见图3,其贫氧推进剂装于补燃室内,空气进入装药内通道,掺混燃烧,燃烧方式类似于固液发动机。此类型发动机结构及防热均较简单,但在燃烧组织、燃速控制及燃烧效率提高等方面相对复杂些。
3　固冲发动机研制中的若干技术问题
3. 1　固冲发动机发展速度时快时慢的原因
固冲发动机作为一种新型动力装置,其发展速度时快时慢,研究者的态度也时冷时热,对此问题的看法不尽相同,我们认为有以下几方面原因:(1)关键技术没有很好掌握。如高能量贫氧推进(1)关键技术没有很好掌握。如高能量贫氧推进剂的研制及点火、燃烧机理研究;补燃室长工作时间、富氧条件下的防热材料及结构研究;燃气流量调节阀研究;弹机一体化设计等还未取得很好的进展。有些技术虽已基本突破,但还不成熟,影响了使用者的决心和信心。
(2)理论研究及试验工作量大,研制费用高。冲压发动机与外界条件密切相关,如飞行高度、速度,弹的气动外形、飞行弹道、姿态(攻角、侧滑角)等,试验量远大于固体火箭发动机。
(3)地面试验配套设备多,建设工程量大。固冲发动机地面试验条件、设施远比固体火箭发动机复杂,如需要模拟飞行条件的发动机自由射流试车台、助推冲压转级联合试车台等。
(4)需求不十分迫切。过去的空空、地空等导弹射程一般要求较近,用固体火箭发动机就能够满足。随着固体火箭发动机设计采用单室双推力、多脉冲、推力控制等技术,并应用高能推进剂、轻质材料等,导弹射程也进一步提高。
近十多年来,随着防区外攻击、超视距攻击和突防等需求,要求飞机载、舰艇载或车载武器既轻便,又要远射程,为此性能优良的冲压发动机就备受关注并加大了投入,兴起了新一轮的研究热潮。从各国目前正在研制的型号看,一批以固冲发动机为动力的地-空、空-空、空-地、地-地及海防导弹将陆续服役。
3. 2　冲压发动机与弹、箭总体一体化设计
冲压发动机设计过程与弹、箭总体设计联系紧密。发动机设计参数会影响全弹的结构和性能,反过来全弹气动布局及进气道布局对进气效率、发动机整体性能有重要影响,同时发动机的性能发挥与飞行弹道及控制密切相关。冲压发动机设计呈现高度弹机一体化的特点,需要注意以下方面:
(1)根据用途选择合适的气动外形,确定进气道布局及进气方式。
(2)冲压发动机都在超音速条件下工作,必须选择合适的转级马赫数、设计点马赫数和最高、最低马赫数等参数。
(3)冲压发动机低空超音速飞行,进入补燃室空气流量大、压强高,进入补燃室中的燃气流量也要作相应调节,否则,空燃比增大,偏离设计点,使比冲下降;在高空超音速飞行时,进入的空气流量降低,补燃室压强降低,有可能不能正常工作,存在稳定工作极限。所以冲压发动机存在飞行有效工作包络。冲压发动机燃气流量调节是提高发动机性能、扩大飞行有效工作包络的重要措施。如果能对进气道、冲压发动机喷管喉径也作相应调整,效果将更好。
(4)飞行器飞行中产生的攻角、侧滑角也影响进气道的工作特性,进而影响发动机的工作性能。
为了设计出综合性优良的飞行器,从事飞行器总体、气动、控制等设计专业人员,一定要熟悉冲压发动机的特点和工作性能;从事冲压发动机设计的人员也要了解总体及相关专业知识,最好联合设计,加强交流和协调。
3. 3　贫氧推进剂配方研制需注意的问题
固冲发动机要求推进剂贫氧、热值高、二次燃烧后比冲高、燃速可调、压强指数高(一般n = 0. 5～0. 7) ,因此推进剂中铝-镁或硼含量高达30% ～40%。设计时要注意保证一次燃烧产物喷射效率高,产物不易结块、沉积,并容易在补燃室中二次充分燃烧。
在贫氧推进剂研究中,要解决加入高含量的、具有一定纯度的工业级硼粉而产生的重大工艺和性能问题,同时又要满足燃速和压强指数等要求,所以有较高难度。贫氧推进剂金属含量高,燃速温度敏感系数比一般复合固体推进剂高得多,影响使用性能,需要较大幅度降低。
贫氧推进剂一次燃烧温度达1 700～1 800 K,金属燃烧产物凝相易在燃气发生器喷喉附近沉积,使压强升高,内弹道性能改变。对于有燃气流量调节的阀,沉积易使其不能正常工作,或改变其特性。所以调试配方时,要研究一次燃烧产物凝聚相颗粒的易碎性。
3. 4　进气道设计问题
进气道是固冲发动机的重要组成部分。其布局、数量由总体一体化设计确定。进气道设计要解决前缘楔形角的选择,使来流通过2～4道斜激波逐步减速,在进气道内通过1个最小截面———喉道,产生正激波,使波后气流减速至亚音速,进一步压缩使压强提高,并进入补燃室。设计时要力求损失最小,总压恢复系数高,在飞行弹道范围内,进气道能稳定工作。为了获得更好的性能,必要时进行进气道调节或附面层吸除。
随着空气动力学的发展,目前通过二维或三维流场数值计算,可计算出各种飞行状态下的进气道性能,并进行优选,然后进行吹风试验。试验证明,两者吻合较好。进气道要求型面精确,表面光滑,能较长时间耐600～700 K高温,一般采用金属材料(如钛合金)制造。
3. 5　补燃室设计问题
固冲发动机补燃室设计包括补燃室总体设计、掺混燃烧及流场计算、无喷管助推器设计、防热设计、进气位置及进气方式设计、冲压喷管设计等。
空气进气口可分为一次进气或前后二次进气,进气射流角度一般为45°～60°,补燃室要有一定长径比。这些参数的选取都要以使燃烧效率最高为目标,通过掺混燃烧流场计算来确定。
壳体的承压主要由助推器最大工作压强来决定,内部防热是一大关键技术。由于固冲发动机难以进行气膜冷却和再生冷却,主要采用耐烧蚀和隔热材料实现。防热层一般设计成多层复合结构,如图4 所示。其中,助推器绝热层两端有时设计成人工脱粘结构;补燃室防热层要求在富氧和高固体粒子冲刷下烧蚀率低(如要小于等于0. 03～0. 05 mm / s) ;隔热粘接层主要是防止因长时间工作使壳体温度升高而失强,同时也是主防热层与壳体的粘接过渡层;壳体外防热层可防止气动加热使壳体温度升高超过一定限度。
3. 6　转级技术问题
转级机构起着连接助推器和巡航冲压发动机的作用。固冲发动机助推器工作结束后,进入巡航阶段(冲压发动机工作阶段) ,转级过程为一系列动作,包括进气道堵片和前堵锥打开,来流空气进入补燃室,燃气发生器点火、燃烧,同时打开燃气发生器喷管堵片,燃气进入补燃室与进入的空气发生掺混燃烧的整个时间间隔。一般转级时间在0. 3～0. 5 s,时间过长对飞行器控制不利。
进气道通向补燃室的入口开口大,要求堵片能承受助推器工作期间的高压,转级时又要求瞬时打开,而且其碎片不能影响喷管正常排气和载机的安全。常用堵片材料有钢化玻璃、陶瓷、铝合金及易烧蚀材料等。
3. 7　固冲发动机试验技术
固冲发动机试验的重要任务是通过地面模拟试验,尽可能全面地、准确地、及时地反映发动机实际的性能,主要有:
(1)地面直连式试验。主要考核一次及二次燃烧性能、补燃室防热、工作稳定极限等。可测量压强、温度、推力等参数,是冲压发动机最简单、最基本的试验。这种试验无法模拟进气道性能,推力也难以准确测量。
(2)地面直连式高空模拟试验。在地面直连式试车基础上,加主动引射,造成喷管出口的高空环境,较准确测出高空推力。
(3)转级试验。助推器工作结束后迅速打开堵片,并点燃燃气发生器到补燃室正常工作,要求转级迅速同步。试车系统除要求精确的点火时序控制外,还要满足大推力比测试和快速供应一定流量、温度的来流空气。
(4)燃气流量调节试车。为获得不同飞行高度、速度下冲压发动机性能,往往对燃气流量进行调节,此时空气流量也应具备实时调节能力。
　(5)自由射流试验。在地面模拟不同马赫数和飞行高度下,获得进气道及发动机工作特性的试车。一般将冲压发动机置于数倍直径的高空仓内。试车时,高空仓及其引射器主动引射造成一定高度、来流空气速度、温度和喷管排出的环境。这是冲压发动机最复杂的试验。为了节省费用,获得必要的数据,不一定进行全程试车,可进行短程试车,获得必要的参数进行分析计算。
4　结束语
与发达国家相比,我国固体冲压发动机起步虽然与发达国家相比,我国固体冲压发动机起步虽然相对较晚,但技术起点较好,通过近几年的艰苦攻关,初步奠定了固冲发动机的研究基础。今后应加强以下几方面的研究工作:
(1)开展高能低沉积燃烧产物贫氧推进剂研究,要有创新的思想,开展新体系的探索;
(2)完善多种燃气流量调节装置方案,提高可靠性,促使固体冲压发动机尽快工程应用;
(3)进一步开展一次燃烧和二次掺混燃烧的理论和实验研究,提高燃烧效率,建立实用、好用的性能预
示方法;
(4)尽快建立自由射流等试验研究手段,开展相关研究,获得较为准确的性能参数;
(5)适时开展固体燃料冲压、固体超燃冲压、膏体冲压等发动机的研究,不断拓宽应用领域。
参考文献:
[ 1 ] 　Ronald S Fry. A century of ramjet p ropulsion technology evolution[ J ]. Journal of Propulsion and Power, 2004, 20 (1).
[ 2 ] 　鲍福廷,等. 固体火箭冲压组合发动机[M ]. 北京:宇航出版社, 2006.
[ 3 ] 　ЯноькогоЛС. ИнтегральныепрямоточныеВоздушн ореактевныедвигатели натвердых топливах Москва ИКЦ[M ]. АКАДЕМКНИГА, 2006.固体火箭冲压发动机的若干技术问题
叶定友
(中国航天动力技术研究院,西安　710025)
　　摘要:简述了固体火箭冲压发动机类型及工作原理,总体评价了固体火箭冲压发动机发展时快时慢的原因,弹2机一体
化设计、贫氧推进剂、进气道、转级机构、补燃室等设计中应注意的问题,提出了应加强的研究工作,即开展高能低沉积燃烧
产物贫氧推进剂研究;完善多种燃气流量调节装置方案,提高其可靠性;进一步开展一次燃烧和二次掺混燃烧的理论和实
验研究,提高燃烧效率;尽快建立自由射流等试验研究手段,开展相关的研究工作;适时开展固体燃料冲压、固体超燃冲压
及膏体冲压等发动机的研究,不断拓宽应用领域。
关键词:固体火箭冲压发动机;吸气式发动机;贫氧推进剂
中图分类号:V430　　　文献标识码:A　　　文章编号: 100622793 (2007) 0620470204
Some technological problems of solid rocket ramjet
YE Ding2you
(Academy of Aerospace Solid Propulsion Technology, Xi’an　710025, China)
Abstract: The types of solid rocket ramjet and operation p rincip le were summarized briefly. The reasons for difference develop2
ment speed of solid rocket ramjetwere analyzed as a whole, and some p roblems should be paid attention in integrated design ofmis2
sile and solid rocket ramjet, low2oxygen p ropellant, air inlet, transition, afterburning chamber, etc. The researches which need to be
strengthened were put forward, i. e, to investigate low2oxygen p ropellant with high2energy and low sediment combustion p roducts, to
imp rove schemes and reliability of controlling devices of various fuel gas flow, to further carry out theoretical and experimental inves2
tigation on p rimary combustion and secondarymixing combustion so as to imp rove its combustion efficiency, to establish some testing
methods such as free jet and perform relevant researches, to carry out investigation on solid fuel ramjet, solid fuel scramjet and slurry
ramjet and continuously broaden app lication fields.
Key words: solid rocket ramjet; airbreathing motor; low2oxygen p ropellant
1　引言
固体火箭冲压发动机作为一种新型动力装置已成为未来先进动力技术发展的重要方向,随其应用范围的不断拓宽,已逐步成为一个相对独立的动力技术领域。我国固体火箭冲压发动机技术已具有良好基础,并已迎来难得的发展机遇。同时,对所面临的若干问题必须引起足够的重视和关注,切实落实解决;对所提出的重点关注的研究工作应加大投入力度,开展深入研究,拓宽应用领域。固体火箭冲压发动机研究及研制工作方兴未艾,应用前景十分广阔。近几年,中国航天科技集团公司四院较系统地开展了固冲发动机的研究工作,并取得了很大进展。通过研究工作,逐步加深了对固冲发动机领域的认识。本文将对这一领域若干技术问题的认识进行简述,提出了下一步应关注的工作。
2　固体冲压发动机工作原理
冲压发动机的概念始于1913年[ 1 ] ,最早应用于冲压喷气发动机。20世纪50～80年代,冲压发动机技术逐步与固体燃料发动机结合,取得了很大进展,出现了多种形式的固体火箭冲压发动机,如整体式固体火箭冲压发动机、非整体式固体火箭冲压发动机、固体燃料冲压发动机等。
2. 1　整体式固体火箭冲压发动机
整体式固体火箭冲压发动机( ISPR,简称固冲发动机)的典型特点是固体助推器与冲压发动机共用一个燃烧室,即助推器位于补燃室内,其工作过程是:助推器工作结束后,固体贫氧燃气发生器燃烧产生的产物喷入补燃室与从进气道吸入的压缩空气混合二次燃烧,其燃烧产物通过喷管膨胀加速排出,见图1[ 2 ] 。
20世纪60～70年代,固冲发动机取得突破性进展,前苏联研制的SA-6 地空导弹在中东战争中的出色表现,引起了各国的广泛关注和重视。随后20 多年,由于多种原因使得固冲发动机发展受到一些影响。直到20世纪90年代后,各国又兴起了固冲压发动机新的研制热潮,其中以欧洲的超视距空空导弹“流星”为代表, 2007年5 月,在英国的赫布里底导弹发射场完成了鹰狮战斗机的挂飞试验,预计不久将正式装备部队;美国海军多年来致力于固体冲压发动机的研制,超音速反舰导弹CQM-163 SSST在2004年5月成功进行了飞行试验;俄罗斯用固冲发动机取代R-77导弹的固体发动机,即R-77M导弹;此外,法国、印度、日本、南非也竞相发展固冲发动机。固冲发动机研制中的技术问题是本文讨论的重点。
2. 2　非整体式固体火箭冲压发动机
非整体式固体火箭冲压发动机的特点是助推器自成一体,与冲压发动机无关,可与固体火箭冲压发动机串联或并联,也可嵌装于补燃室内,工作结束后,分离喷出,见图2[ 3 ] 。这种结构比较复杂,但补燃室可免受高压,防热也较简单。
2. 3　固体燃料冲压发动机
固体燃料冲压发动机( SFRJ )示意图见图3,其贫氧推进剂装于补燃室内,空气进入装药内通道,掺混燃烧,燃烧方式类似于固液发动机。此类型发动机结构及防热均较简单,但在燃烧组织、燃速控制及燃烧效率提高等方面相对复杂些。
3　固冲发动机研制中的若干技术问题
3. 1　固冲发动机发展速度时快时慢的原因
固冲发动机作为一种新型动力装置,其发展速度时快时慢,研究者的态度也时冷时热,对此问题的看法不尽相同,我们认为有以下几方面原因:(1)关键技术没有很好掌握。如高能量贫氧推进(1)关键技术没有很好掌握。如高能量贫氧推进剂的研制及点火、燃烧机理研究;补燃室长工作时间、富氧条件下的防热材料及结构研究;燃气流量调节阀研究;弹机一体化设计等还未取得很好的进展。有些技术虽已基本突破,但还不成熟,影响了使用者的决心和信心。
(2)理论研究及试验工作量大,研制费用高。冲压发动机与外界条件密切相关,如飞行高度、速度,弹的气动外形、飞行弹道、姿态(攻角、侧滑角)等,试验量远大于固体火箭发动机。
(3)地面试验配套设备多,建设工程量大。固冲发动机地面试验条件、设施远比固体火箭发动机复杂,如需要模拟飞行条件的发动机自由射流试车台、助推冲压转级联合试车台等。
(4)需求不十分迫切。过去的空空、地空等导弹射程一般要求较近,用固体火箭发动机就能够满足。随着固体火箭发动机设计采用单室双推力、多脉冲、推力控制等技术,并应用高能推进剂、轻质材料等,导弹射程也进一步提高。
近十多年来,随着防区外攻击、超视距攻击和突防等需求,要求飞机载、舰艇载或车载武器既轻便,又要远射程,为此性能优良的冲压发动机就备受关注并加大了投入,兴起了新一轮的研究热潮。从各国目前正在研制的型号看,一批以固冲发动机为动力的地-空、空-空、空-地、地-地及海防导弹将陆续服役。
3. 2　冲压发动机与弹、箭总体一体化设计
冲压发动机设计过程与弹、箭总体设计联系紧密。发动机设计参数会影响全弹的结构和性能,反过来全弹气动布局及进气道布局对进气效率、发动机整体性能有重要影响,同时发动机的性能发挥与飞行弹道及控制密切相关。冲压发动机设计呈现高度弹机一体化的特点,需要注意以下方面:
(1)根据用途选择合适的气动外形,确定进气道布局及进气方式。
(2)冲压发动机都在超音速条件下工作,必须选择合适的转级马赫数、设计点马赫数和最高、最低马赫数等参数。
(3)冲压发动机低空超音速飞行,进入补燃室空气流量大、压强高,进入补燃室中的燃气流量也要作相应调节,否则,空燃比增大,偏离设计点,使比冲下降;在高空超音速飞行时,进入的空气流量降低,补燃室压强降低,有可能不能正常工作,存在稳定工作极限。所以冲压发动机存在飞行有效工作包络。冲压发动机燃气流量调节是提高发动机性能、扩大飞行有效工作包络的重要措施。如果能对进气道、冲压发动机喷管喉径也作相应调整,效果将更好。
(4)飞行器飞行中产生的攻角、侧滑角也影响进气道的工作特性,进而影响发动机的工作性能。
为了设计出综合性优良的飞行器,从事飞行器总体、气动、控制等设计专业人员,一定要熟悉冲压发动机的特点和工作性能;从事冲压发动机设计的人员也要了解总体及相关专业知识,最好联合设计,加强交流和协调。
3. 3　贫氧推进剂配方研制需注意的问题
固冲发动机要求推进剂贫氧、热值高、二次燃烧后比冲高、燃速可调、压强指数高(一般n = 0. 5～0. 7) ,因此推进剂中铝-镁或硼含量高达30% ～40%。设计时要注意保证一次燃烧产物喷射效率高,产物不易结块、沉积,并容易在补燃室中二次充分燃烧。
在贫氧推进剂研究中,要解决加入高含量的、具有一定纯度的工业级硼粉而产生的重大工艺和性能问题,同时又要满足燃速和压强指数等要求,所以有较高难度。贫氧推进剂金属含量高,燃速温度敏感系数比一般复合固体推进剂高得多,影响使用性能,需要较大幅度降低。
贫氧推进剂一次燃烧温度达1 700～1 800 K,金属燃烧产物凝相易在燃气发生器喷喉附近沉积,使压强升高,内弹道性能改变。对于有燃气流量调节的阀,沉积易使其不能正常工作,或改变其特性。所以调试配方时,要研究一次燃烧产物凝聚相颗粒的易碎性。
3. 4　进气道设计问题
进气道是固冲发动机的重要组成部分。其布局、数量由总体一体化设计确定。进气道设计要解决前缘楔形角的选择,使来流通过2～4道斜激波逐步减速,在进气道内通过1个最小截面———喉道,产生正激波,使波后气流减速至亚音速,进一步压缩使压强提高,并进入补燃室。设计时要力求损失最小,总压恢复系数高,在飞行弹道范围内,进气道能稳定工作。为了获得更好的性能,必要时进行进气道调节或附面层吸除。
随着空气动力学的发展,目前通过二维或三维流场数值计算,可计算出各种飞行状态下的进气道性能,并进行优选,然后进行吹风试验。试验证明,两者吻合较好。进气道要求型面精确,表面光滑,能较长时间耐600～700 K高温,一般采用金属材料(如钛合金)制造。
3. 5　补燃室设计问题
固冲发动机补燃室设计包括补燃室总体设计、掺混燃烧及流场计算、无喷管助推器设计、防热设计、进气位置及进气方式设计、冲压喷管设计等。
空气进气口可分为一次进气或前后二次进气,进气射流角度一般为45°～60°,补燃室要有一定长径比。这些参数的选取都要以使燃烧效率最高为目标,通过掺混燃烧流场计算来确定。
壳体的承压主要由助推器最大工作压强来决定,内部防热是一大关键技术。由于固冲发动机难以进行气膜冷却和再生冷却,主要采用耐烧蚀和隔热材料实现。防热层一般设计成多层复合结构,如图4 所示。其中,助推器绝热层两端有时设计成人工脱粘结构;补燃室防热层要求在富氧和高固体粒子冲刷下烧蚀率低(如要小于等于0. 03～0. 05 mm / s) ;隔热粘接层主要是防止因长时间工作使壳体温度升高而失强,同时也是主防热层与壳体的粘接过渡层;壳体外防热层可防止气动加热使壳体温度升高超过一定限度。
3. 6　转级技术问题
转级机构起着连接助推器和巡航冲压发动机的作用。固冲发动机助推器工作结束后,进入巡航阶段(冲压发动机工作阶段) ,转级过程为一系列动作,包括进气道堵片和前堵锥打开,来流空气进入补燃室,燃气发生器点火、燃烧,同时打开燃气发生器喷管堵片,燃气进入补燃室与进入的空气发生掺混燃烧的整个时间间隔。一般转级时间在0. 3～0. 5 s,时间过长对飞行器控制不利。
进气道通向补燃室的入口开口大,要求堵片能承受助推器工作期间的高压,转级时又要求瞬时打开,而且其碎片不能影响喷管正常排气和载机的安全。常用堵片材料有钢化玻璃、陶瓷、铝合金及易烧蚀材料等。
3. 7　固冲发动机试验技术
固冲发动机试验的重要任务是通过地面模拟试验,尽可能全面地、准确地、及时地反映发动机实际的性能,主要有:
(1)地面直连式试验。主要考核一次及二次燃烧性能、补燃室防热、工作稳定极限等。可测量压强、温度、推力等参数,是冲压发动机最简单、最基本的试验。这种试验无法模拟进气道性能,推力也难以准确测量。
(2)地面直连式高空模拟试验。在地面直连式试车基础上,加主动引射,造成喷管出口的高空环境,较准确测出高空推力。
(3)转级试验。助推器工作结束后迅速打开堵片,并点燃燃气发生器到补燃室正常工作,要求转级迅速同步。试车系统除要求精确的点火时序控制外,还要满足大推力比测试和快速供应一定流量、温度的来流空气。
(4)燃气流量调节试车。为获得不同飞行高度、速度下冲压发动机性能,往往对燃气流量进行调节,此时空气流量也应具备实时调节能力。
　(5)自由射流试验。在地面模拟不同马赫数和飞行高度下,获得进气道及发动机工作特性的试车。一般将冲压发动机置于数倍直径的高空仓内。试车时,高空仓及其引射器主动引射造成一定高度、来流空气速度、温度和喷管排出的环境。这是冲压发动机最复杂的试验。为了节省费用,获得必要的数据,不一定进行全程试车,可进行短程试车,获得必要的参数进行分析计算。
4　结束语
与发达国家相比,我国固体冲压发动机起步虽然与发达国家相比,我国固体冲压发动机起步虽然相对较晚,但技术起点较好,通过近几年的艰苦攻关,初步奠定了固冲发动机的研究基础。今后应加强以下几方面的研究工作:
(1)开展高能低沉积燃烧产物贫氧推进剂研究,要有创新的思想,开展新体系的探索;
(2)完善多种燃气流量调节装置方案,提高可靠性,促使固体冲压发动机尽快工程应用;
(3)进一步开展一次燃烧和二次掺混燃烧的理论和实验研究,提高燃烧效率,建立实用、好用的性能预
示方法;
(4)尽快建立自由射流等试验研究手段,开展相关研究,获得较为准确的性能参数;
(5)适时开展固体燃料冲压、固体超燃冲压、膏体冲压等发动机的研究,不断拓宽应用领域。
参考文献:
[ 1 ] 　Ronald S Fry. A century of ramjet p ropulsion technology evolution[ J ]. Journal of Propulsion and Power, 2004, 20 (1).
[ 2 ] 　鲍福廷,等. 固体火箭冲压组合发动机[M ]. 北京:宇航出版社, 2006.
[ 3 ] 　ЯноькогоЛС. ИнтегральныепрямоточныеВоздушн ореактевныедвигатели натвердых топливах Москва ИКЦ[M ]. АКАДЕМКНИГА, 2006.