固体火箭推进技术发展的几点思考

左群

西安现代控制技术研究所 陕西省西安市   10065

摘要：固体火箭发动机凭借其结构简单、可靠性高、便于机动部署、快速响应、维护使用方便等诸多优点，现已成为战略/战术导弹武器的主要动力装置，其性能高低决定了导弹武器的精确打击和生存突防能力，是直接关系到武器装备作战效能和威慑力实现的重要基础和前提。本文针对我国航天发展及国防装备需求，提出了固体火箭推进技术如何发展、研发工作如何开展若干问题的几点思考

关键词：固体火箭发动机;设计优化;精细化

前言：固体火箭超燃冲压发动机是采用固体推进剂作为燃料的、在超声速燃烧室内组织燃烧的吸气式冲压发动机。其具有结构简单、作战反应时间短、体积比冲高等优势，有潜力成为未来高超声速飞行的优选动力装置，具有广阔的应用前景。

1.概述

火箭发动机排气为超声速射流，关于其气动噪声的研究主要包括试验研究和数值仿真。例如，彭小波等对小型固体火箭发动机喷流噪声特性进行了试验测量，结果表明推进剂燃烧温度升高、燃烧室压力增大、出口马赫数增大都会使噪声峰值变大。陈海峰等对某型号的液体火箭发动机试车进行了噪声测量，指出该发动机的主要噪声频率集中在１～２ｋＨｚ的较窄频率范围，且噪声主要是混合噪声。气动噪声的计算方法主要有工程计算方法和数值模拟。工程算法多以Ｅｌｄｒｅｄ方法为基础，例如陈钰等在Ｅｌｄｒｅｄ算法基础上加入了多喷管之间的相互干扰、空气环境以及地面反射等因素的影响，能快捷计算大推力火箭近场射流噪声特性。但工程算法一般只用于特定射流的噪声源计算，更具普适性的方法是计算流体力学和计算声学相结合的方法，其中湍流流场计算一般采用大涡模拟，声场计算一般采用ＦＷ⁃Ｈ方程。例如李爱琴等采用大涡模拟与ＦＷ⁃Ｈ表面积分法对火箭发动机的流场与噪声远场进行仿真，对噪声的方向性进行预测，仿真结果显示声场中低频声压级吻合较好，高频声压级略低于测定值。李林等采用该方法模拟了喷管尺寸对火箭发动机喷流噪声的影响，得到了激波噪声在上游较大、湍流混合噪声在下游较大、声压级随喷管尺寸增大的结论。程修妍等也用该方法模拟了过膨胀发动机的噪声特性。这些数值模拟研究为了解发动机射流噪声提供了不少定性的结论，但由于火箭发动机地面试车状态差异较大，有的采用小面积比的短喷管、有的采用大面积比的喷管，因此射流既有欠膨胀流动、又有分离流动，所对应的噪声特征也不相同。

2.燃烧过程

通常，在燃气轮机、航空发动机、亚燃冲压发动机的热力循环分析或热力计算中，燃烧室采用等压燃烧假设，一些针对超燃冲压发动机热力循环分析的文献也采用了等压燃烧的假设，但是这与试验中的压力分布有较大差别。通常，超燃冲压发动机燃烧室中的压力分布在不同当量比ϕ下沿轴向。其中，x为轴向距离，p为流场当地压力，p0为来流压力。压力在燃料喷注下游急剧爬升，随后缓慢下降。因此，等压燃烧假设，即隔离段出口压力与燃烧室压力相等是不符合实际情况的。

此处假设超声速燃烧室的气流速度保持不变，即在整个燃烧过程中气流的流动不受加质和释热的影响，动能没有任何损失，燃烧产生的热量均用于增加显焓。这也是一种非常简化的处理，目前，没有充分的论据表明采用该假设的计算结果比等压燃烧模型有明显的改善。但是，本文模型的计算结果可以模拟燃烧室压力的升高，在本节最后，将开展计算加以证明。以超燃冲压发动机为研究对象，在求解燃烧室的燃料释热时，学者们大都选取某种燃料，使用热值乘以燃烧效率的方法，结合能量守恒方程求出温度。该方法的问题在于：当飞行器在高马赫数（>8）下飞行时，来流空气的总温非常高（>3000K），在经过进气道的压缩后，静温也相应较高，如果依旧以上述方法进行求解，不考虑产物的离解，会得到比绝热火焰温度还高的燃烧温度，这是不合理的。表1所示是Ma为8、30km，当量比ϕ为0.5时，采用煤油作为燃料的求解结果，不考虑离解时求解的燃烧室静温比化学平衡法求解的温度高222.7K，总温高707.7K。因此，在进行燃烧室的气流参数求解时，必须要考虑化学平衡。

3.固体火箭推进技术发展问题的几点思考

3.1系统优化设计目标

力求总体性能最优，而非个别指标最高高比冲、高质量比是固体发动机性能追求的重要指标。当前一些先进发动机地面比冲已达260～265s，高空比冲已达296～300s，质量比已达0．91～0．94。现阶段，在颠覆性新技术、新材料、新工艺没有出现的条件下，固体火箭发动机性能进一步提高的难度看起来会越来越大，而需付出的代价也会更大。仅就固体推进剂而言，要进一步提高其能量，取得前一时期那样的台阶式突破，难度甚大。一段时间以来，针对新的高能组分或体系，各国、各单位都在研制攻关，有些还制出初步样品和试制产品，但使用过程中表现出的稳定性、相容性、安全性和成效性却往往制约了其快速应用。因此，有必要打破现有传统思维。例如，可在保持现有推进剂能量性能和力学性质的同时，探索大力提高推进剂的伸长率与密度、降低压强指数与温度敏感系数、开发含能的燃速调节剂等技术途径，这可能同样有利于促进固体火箭发动机综合性能的提高，有利于进一步提高燃烧效率和喷管转化效率。

3.2认清推力可调可控与能量管理技术的固体发动机重要发展方向

传统的固体火箭发动机为一次性动力装置，一旦工作难以停止，推力可控性也较差，难以实现能量最优化配置。一直以来，导弹武器或火箭总体为获得更好的弹道性能和使用性能，往往要求发动机推力大小与方向实时可调可控，可实现多次重复点火等高效的能量管理。目前，各种大小不同和用途各异的可多次点火启动的多脉冲固体发动机、单室多推力固体发动机、可变推力固体发动机、高性能姿轨控固体发动机、固体发动机新推力矢量控制技术等的发展方兴未艾。同时，这些动向也促进了特种推进剂、燃气发生剂、特种材料和制造新技术的发展。为此，推力控制与能量管理技术已成为国内外固体火箭发动机领域的研究热点之一，西方某些国家也开始将其用于导弹发动机。

3.3智能化发展迅速，需要加快谋划行业布局

人工智能、大数据、云计算、5G网络、区块链等先进信息技术发展迅速，我国也已经开始广泛应用。有鉴于此，我们应提前谋划，及早布局，组织队伍在固体火箭发动机智能化设计与制造、智能化控制与能量自管理、状态自感知、智能化检测与试验、产品智能化等方面开展集智攻关和深入研究，使固体推进行业技术和产品融合利用好这一波信息技术的创新成果。

3.4处理好需求牵引与主动创新相结合的关系

航天发展和国防现代化对固体火箭推进技术的需求是本专业领域发展的主要推动力。对此，应梳理出关键技术，组织研制队伍，定出计划，协力攻关。同时，也要大力鼓励自主创新发展，支持一批新概念、新动力、新技术的研发与储备。以此不仅为新一代动力发展提供基础，也可促进新一代武器装备和航天运载的创新发展。

4.结束语：

综上所述，面对未来发展需求，并在我国社会主义市场经济条件下，如何处理好行业内分工、协作与竞争的关系，走出一条符合我国国情的、有序的、快速高效的中国特色固体火箭推进技术发展道路。

参考文献：

［1］李潮隆，夏智勋，马立坤，等.固体火箭超燃冲压发动机性能试验研究［J/OL］.航空学报（2021-08-25）［2022-12-15］.http：∥kns.cnki.net/kcms/detail/11.1929.v.20210825.1402.034.html.

［2］赵翔，夏智勋，马立坤，等.固体火箭超燃冲压发动机地面直连试验［J］.航空兵器，2018，25（4）：57-61.

［3］曾明，刘伟，邹建军.空气动力学基础［M］.北京：科学出版社，2016.

［4］陈斌斌.含硼固冲补燃室燃烧过程与燃烧组织技术研究［D］.长沙：国防科技大学，2018.