陳文武，黃利亞，夏智勛，李鵬飛

國防科技大學(xué) 空天科學(xué)學(xué)院，長沙 410073

現(xiàn)代防空反導(dǎo)技術(shù)的發(fā)展，對導(dǎo)彈突防能力提出了更高要求?？缃橘|(zhì)導(dǎo)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(xù)超高速航行，最終對目標(biāo)進(jìn)行快速打擊。這種空水一體的跨介質(zhì)工作方式，可有效增強導(dǎo)彈的隱蔽性、機動性和規(guī)避性，大幅提高導(dǎo)彈的突防能力?？缃橘|(zhì)導(dǎo)彈已成為當(dāng)前反艦導(dǎo)彈武器發(fā)展的重要方向之一，并獲得廣泛關(guān)注，其動力裝置是跨介質(zhì)導(dǎo)彈發(fā)展的關(guān)鍵技術(shù)?？缃橘|(zhì)沖壓發(fā)動機[1]利用富含金屬燃料的固體推進(jìn)劑，與沖壓進(jìn)入的外部空氣或水燃燒，產(chǎn)生高溫高壓的燃?xì)饬?，通過噴管產(chǎn)生推力。該發(fā)動機既能在空中也能在水中工作，是跨介質(zhì)導(dǎo)彈的理想動力裝置。

近年來國內(nèi)外關(guān)于跨介質(zhì)飛行器的研究多集中于亞聲速領(lǐng)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?shù)臐撍w機[2]計劃，Crouse[3]為此提出的飛翼式布局的設(shè)計中，機身背部裝有渦輪風(fēng)扇發(fā)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(tǒng)。Pan和Guo[4]對此類空中發(fā)射的水下無人飛行器還進(jìn)行了滑翔翼的設(shè)計與仿真。Ye和Marzocca[5]提出的兩棲無人機由魚雷管部署發(fā)射，其動力裝置采用電機驅(qū)動外圈、內(nèi)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(jīng)突破了100 km的射程[6]。但現(xiàn)有的熱電組合動力以及火箭動力都無法滿足跨介質(zhì)導(dǎo)彈的推進(jìn)性能要求，前者水下輸出功率較低，后者受體積質(zhì)量限制。此外國內(nèi)外已公開發(fā)表的相關(guān)文獻(xiàn)資料較少，因此亟待開展跨介質(zhì)導(dǎo)彈動力裝置相關(guān)研究。

自薩姆-6問世以來，固體火箭沖壓發(fā)動機技術(shù)憑借體積小、速度快、戰(zhàn)備時間短等優(yōu)勢不斷發(fā)展，已逐漸應(yīng)用于新一代超聲速導(dǎo)彈[7-9]，近年來各國競相開展了固體火箭沖壓發(fā)動機的飛行試驗驗證。2000年美國軌道科學(xué)研究所參照俄羅斯的KH-31A反艦導(dǎo)彈研發(fā)的超聲速靶彈GQM-163A[10]就采用了碳?xì)淙剂系墓腆w火箭沖壓發(fā)動機作為動力，其布置有4個二元進(jìn)氣道，發(fā)動機全長3.41 m，直徑0.35 m。高空巡航(15 km)可達(dá)馬赫數(shù)4，低空巡航(15 m)馬赫數(shù)為2.6。由歐洲六國聯(lián)合研制的流星“Meteor”空射超聲速導(dǎo)彈，同樣配備了固體火箭沖壓發(fā)動機，該發(fā)動機為雙下側(cè)二元進(jìn)氣道布局，數(shù)次飛行試驗中其可調(diào)流量的燃?xì)獍l(fā)生器表現(xiàn)出良好的能量管理能力。中國在20世紀(jì)70年代就曾以空空導(dǎo)彈為背景開展了非壅塞固體火箭沖壓發(fā)動機技術(shù)研究，其中中國航天科工集團(tuán)、國防科技大學(xué)、西北工業(yè)大學(xué)等單位合作開展了發(fā)動機工作特性的理論分析、多相湍流燃燒機理、發(fā)動機試驗技術(shù)、流量調(diào)節(jié)技術(shù)、彈機一體化優(yōu)化設(shè)計技術(shù)研究，同時開展了發(fā)動機原理樣機和全尺寸發(fā)動機試驗研究工作。對發(fā)動機性能進(jìn)行了較為系統(tǒng)的研究，目前已完成多次飛行試驗，進(jìn)入型號研制階段[11]。

另一方面，隨著暴風(fēng)雪號(Shkval)超高速魚雷的出現(xiàn)，采用鎂、鋁金屬基固體推進(jìn)劑的水沖壓發(fā)動機[12-14]推動了水下推進(jìn)技術(shù)的進(jìn)一步發(fā)展。20世紀(jì)60年代蘇聯(lián)流體力學(xué)研究所率先研究了水沖壓發(fā)動機以及水反應(yīng)金屬燃料的相關(guān)技術(shù)，采用鎂金屬燃料水反應(yīng)技術(shù)的二代超高速魚雷“Shkval-II”巡航速度已經(jīng)能達(dá)到137.87 m/s,能夠?qū)崿F(xiàn)高速機動與制導(dǎo)。美國與蘇聯(lián)的思路有所差異，20世紀(jì)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(fā)動機，并且為了去除鋁反應(yīng)時產(chǎn)生的致密氧化物，賓州大學(xué)應(yīng)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(lǐng)域的研究起步較晚，李芳等[16]研究總結(jié)了水反應(yīng)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(fā)動機結(jié)構(gòu)特點并對其性能進(jìn)行了分析，給出了發(fā)動機性能隨一次水燃比的變化規(guī)律。黃利亞等[18-20]結(jié)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(dǎo)彈和超高速魚雷動力裝置發(fā)展的基礎(chǔ)上，提出了一種新型跨介質(zhì)沖壓發(fā)動機方案，使用同一金屬基(鎂、鋁)固體推進(jìn)劑，在空中采用固體火箭沖壓發(fā)動機工作模式，在水中采用水沖壓發(fā)動機模式，實現(xiàn)發(fā)動機的空水一體跨介質(zhì)工作；開展了空中和水中典型工況下的跨介質(zhì)沖壓發(fā)動機理論性能計算，分析了幾種主要因素對發(fā)動機性能的影響；針對給定的彈道和鋁基固體推進(jìn)劑配方，開展了跨介質(zhì)沖壓發(fā)動機主要參數(shù)的計算和分析，論證了實現(xiàn)空水一體化工作跨介質(zhì)發(fā)動機參數(shù)的可行性。

1 發(fā)動機理論性能分析

1.1 熱力計算準(zhǔn)備

組分配方的熱力計算是獲得發(fā)動機理論性能的高效方法，其計算的核心任務(wù)就是確定燃燒室和噴管中的燃燒產(chǎn)物組分和溫度。為此聯(lián)立質(zhì)量守恒方程、能量守恒方程、化學(xué)反應(yīng)平衡方程，計算最小吉布斯自由能即可求解燃燒室內(nèi)部產(chǎn)物組分以及溫度。噴管內(nèi)部計算時，由于化學(xué)反應(yīng)焓能一部分轉(zhuǎn)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(zhì)沖壓發(fā)動機理論性能，根據(jù)固體火箭沖壓發(fā)動機、水沖壓發(fā)動機的典型工況[21-22]，選取熱力計算中的發(fā)動機工況，分別如表1 和表2所示。補燃室工作壓強根據(jù)來流總壓以及進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)確定，水下工作時參照相關(guān)試驗結(jié)果[20]進(jìn)行取值。

表1 沖壓發(fā)動機工作工況(高度: 10 km，馬赫數(shù)：2.5)

表2 水沖壓發(fā)動機工作工況(深度：10 m，

1.2 金屬含量對發(fā)動機性能的影響

鎂鋁金屬基固體推進(jìn)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(fā)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(jìn)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(jìn)劑的力學(xué)性能?？紤]到推進(jìn)劑的綜合性能，金屬含量需在一定的范圍內(nèi)進(jìn)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(fā)動機理論比沖隨空燃比的變化曲線。金屬含量提高后，發(fā)動機理論比沖增大。在水中工作時，隨著發(fā)動機水燃比的變化存在最佳理論水燃比，使發(fā)動機理論比沖達(dá)到最大。表3為不同金屬含量下的推進(jìn)劑一次燃燒溫度、發(fā)動機最佳理論水燃比及最大理論比沖。金屬含量增加后發(fā)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(fā)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(fā)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(fā)動機理論比沖有相同的影響趨勢，金屬含量增大有利于發(fā)動機比沖性能的提高。為實現(xiàn)采用同一固體推進(jìn)劑的發(fā)動機在空中和水中工作，在推進(jìn)劑點火燃燒特性和力學(xué)特性滿足要求的條件下，應(yīng)選取較高金屬含量的固體推進(jìn)劑。同時，根據(jù)空中和水中的推力和推進(jìn)劑尺寸需求，確定發(fā)動機工作空/水燃比、燃?xì)饬髁康葏?shù)。

1.3 金屬種類、空/水燃比對發(fā)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(jìn)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(zhì)沖壓發(fā)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(zhì)沖壓發(fā)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(fā)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(fā)動機理論比沖達(dá)到最大。鋁基發(fā)動機理論比沖高于鎂基發(fā)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(fā)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(zhì)沖壓發(fā)動機工作參數(shù)分析

2.1 發(fā)動機總體要求

為保證發(fā)動機設(shè)計參數(shù)的準(zhǔn)確性，本文在某固體火箭沖壓發(fā)動機動力飛行試驗氣動參數(shù)的基礎(chǔ)上，給出了一條跨介質(zhì)導(dǎo)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(zhì)沖壓發(fā)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(fā)動機或整體式助推裝藥將導(dǎo)彈加速到跨介質(zhì)沖壓發(fā)動機接力點，高空巡航段有利于發(fā)揮沖壓發(fā)動機的巡航優(yōu)勢，在接近目標(biāo)時進(jìn)入掠

圖4 跨介質(zhì)導(dǎo)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(diào)整姿態(tài)入水，并完成動力裝置空中和水中的模態(tài)轉(zhuǎn)換，最后在水下航行段水沖壓發(fā)動機工作，完成目標(biāo)快速打擊。

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

為獲得跨介質(zhì)沖壓發(fā)動機燃?xì)獍l(fā)生器壓強、噴管喉徑、燃?xì)赓|(zhì)量流量、推力等發(fā)動機設(shè)計參數(shù)，本文以固體火箭沖壓發(fā)動機動力飛行試驗中彈體和發(fā)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(fā)動機的相關(guān)參數(shù)。

以飛行試驗數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，利用插值法可計算該彈體在不同高度和馬赫數(shù)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(shù)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(shù)Table 4 Flight/navigation parameters under given trajectory

表5 彈體和發(fā)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(shù)下的阻力特性Fig.6 Drag characteristics of missile with different heights and Mach numbers

在彈體和發(fā)動機的基本尺寸及彈體阻力特性的基礎(chǔ)上，表6、表7給出了高空巡航段和掠海飛行段發(fā)動機的部分設(shè)計參數(shù)。從表中參數(shù)看出，彈體在低空的阻力達(dá)到高空的3倍以上，掠海飛行對發(fā)動機燃?xì)赓|(zhì)量流量和比沖提出了更高要求，需要對發(fā)動機燃?xì)赓|(zhì)量流量進(jìn)行適應(yīng)性調(diào)節(jié)。

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

表6 高空巡航段的發(fā)動機設(shè)計參數(shù)

表7 掠海飛行段的發(fā)動機設(shè)計參數(shù)Table 7 Engine design parameters at sea-skimming section

表8 固體推進(jìn)劑配方及物性參數(shù)

2.2 設(shè)計參數(shù)選取方法

在獲得發(fā)動機基本尺寸及彈體阻力特性的基礎(chǔ)上，計算跨介質(zhì)沖壓發(fā)動機燃?xì)赓|(zhì)量流量、噴管喉徑、燃?xì)獍l(fā)生器壓強等參數(shù)。該計算過程可參考固體火箭沖壓發(fā)動機性能分析工程方法[25-26]進(jìn)行，圖7給出了空氣中跨介質(zhì)沖壓發(fā)動機參數(shù)計算步驟框圖。首先，根據(jù)飛行或航行工況、進(jìn)氣道性能等參數(shù)確定補燃室設(shè)計壓強，結(jié)合所選擇的固體推進(jìn)劑配方，通過熱力計算獲得空燃比與發(fā)動機理論比沖的變化關(guān)系，選擇發(fā)動機工作空燃比并確定理論比沖；根據(jù)發(fā)動機需達(dá)到的巡航推力，結(jié)合推進(jìn)劑密度、燃速特性等參數(shù)，確定發(fā)動機燃?xì)赓|(zhì)量流量和燃?xì)獍l(fā)生器壓強；上述參數(shù)確定后，由巡航工作時間可確定發(fā)動機的總裝藥量、藥柱長度等參數(shù)。按照類似方法，可計算水下工作時跨介質(zhì)沖壓發(fā)動機參數(shù)。

圖7 空氣中發(fā)動機參數(shù)計算步驟框圖Fig.7 Computation step chart of parameters of ramjet in air

2.3 空中參數(shù)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(jìn)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(jié)果進(jìn)行取值。

對于優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)中的罰函數(shù)G，當(dāng)優(yōu)化出的推力小于當(dāng)前阻力時，G取較大的值來“懲罰”適應(yīng)度函數(shù)，G的函數(shù)形式為

(9)

同樣燃?xì)獍l(fā)生器的壅塞條件可表述為

(10)

式中:pf和pft分別為燃?xì)獍l(fā)生器壓強與燃?xì)獍l(fā)生器的喉部壓強；k為燃?xì)獗葻岜龋@里取1.362。壅塞時燃發(fā)器喉部馬赫數(shù)為1，最終采用遺傳算法工具包優(yōu)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(yōu)化結(jié)果為[1.47 kg/s, 2.28, 10 m]。

2.4 水下參數(shù)計算

發(fā)動機在水中工作時，燃?xì)獍l(fā)生器工作在非壅塞狀態(tài)，水流通過頭部進(jìn)水道，經(jīng)噴嘴霧化后進(jìn)入補燃室。根據(jù)伯努利方程計算來流入口總壓，考慮進(jìn)水壓降損失、噴注壓降以及結(jié)構(gòu)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(jìn)劑配方和補燃室壓強下，發(fā)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(jìn)劑配方，在水燃比為3.94時，發(fā)動機理論比沖達(dá)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(fā)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(zhì)沖壓發(fā)動機的主要參數(shù)，如表9所示。從計算結(jié)果可以看出，跨介質(zhì)沖壓發(fā)動機在空中和水中兩種工作狀態(tài)下，補燃室壓強存在較大差異，這也導(dǎo)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(diào)節(jié)到水中巡航段的0.063 5 m，需要對噴管結(jié)構(gòu)進(jìn)行特殊設(shè)計。

表9 跨介質(zhì)沖壓發(fā)動機主要參數(shù)Table 9 Main parameters of trans-medium ramjet

3 結(jié)構(gòu)布局初步分析

3.1 進(jìn)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(jìn)水的方式，其進(jìn)水道與空泡發(fā)生器耦合設(shè)計。水下理想航行時彈體除頭部外應(yīng)該全部包覆于空泡中，因此進(jìn)水道很難有其他布置選擇。如果采用進(jìn)水/氣道共用方案，進(jìn)氣道也需采用頭部進(jìn)氣方案，空中性能會有所影響同時彈體入水時的設(shè)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(jìn)氣需求的進(jìn)氣道截面積與滿足進(jìn)水需求的進(jìn)水道截面積存在量級上的差異，較細(xì)的進(jìn)水管路與進(jìn)氣道之間很難共用設(shè)計。此外二者在模態(tài)轉(zhuǎn)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(jìn)水道頭部布置、進(jìn)氣道周側(cè)布置實現(xiàn)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(jié)果來看，采用同一藥柱配方即同一燃?xì)獍l(fā)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(diào)節(jié)技術(shù)方案進(jìn)行適應(yīng)性設(shè)計，圖10是跨介質(zhì)沖壓發(fā)動機初步構(gòu)型設(shè)想圖。

圖10 跨介質(zhì)沖壓發(fā)動機初步構(gòu)型設(shè)想圖Fig.10 Preliminary configuration of trans-medium ramjet

4 結(jié) 論

本文針對一種采用金屬基固體推進(jìn)劑的新型跨介質(zhì)沖壓發(fā)動機方案，開展了發(fā)動機理論性能與工作參數(shù)分析，獲得以下結(jié)論：

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

2) 在推進(jìn)劑點火燃燒特性和力學(xué)特性滿足要求的條件下，應(yīng)選取較高金屬含量的固體推進(jìn)劑；根據(jù)空中和水中的推力和推進(jìn)劑尺寸需求，確定發(fā)動機工作空/水燃比、燃?xì)饬髁康葏?shù)。

3) 參照以某固體火箭沖壓發(fā)動機動力飛行試驗為基礎(chǔ)給出的跨介質(zhì)導(dǎo)彈飛行彈道，完成了能夠?qū)崿F(xiàn)空水一體化工作的發(fā)動機設(shè)計參數(shù)選取和主要參數(shù)計算，并對發(fā)動機燃?xì)饬髁亢蛧姽茉O(shè)計提出了要求。

跨介質(zhì)沖壓發(fā)動機目前還處于原理驗證階段，針對其導(dǎo)彈的總體設(shè)計、推進(jìn)劑配方、發(fā)動機寬范圍調(diào)節(jié)和高效組織燃燒等方面均還需進(jìn)一步開展研究。