国外某型号发动机反设计*

邢国强,王君祺

(中国空空导弹研究院,河南洛阳 471009)

0 引言

国外某空空导弹是国际上先进的第四代全天候、全方位、具有多目标打击能力的中距主动雷达型空空导弹。

该型号导弹在发展中采用了基本型和改进型两种固体火箭发动机。早期型号均采用基本型发动机。改进型发动机在总长度不变的前提下,将壳体长度增长了5in(127mm),提高了装药量,显著增加了导弹射程;同时缩短了长尾喷管长度,优化了喷管的内型面,提高了喷管效率和比冲。

文中对该发动机进行反设计,分析其技术特点。

1 总体反设计

1.1 总体结构形式

该型号基本型与改进型发动机总体结构见图1。基本型图片资料来源于文献[1],改进型来源于文献[3]。

发动机长度为1891mm(英制单位为74.4in),测绘基本型壳体后端面与改进型壳体后端面之间长度约在127mm(5in),与文献[3]中一致。

根据图1分析可以得到如下几点:

1)基本型发动机采用“圆管+八臂车轮”药型,改进型发动机采用“圆管+五角星型”药型。两型发动机均在圆管部位开有径向槽。

2)基本型发动机药柱长度约为1432mm,其中车轮形药柱长度约为 296mm,圆管形药柱长度约为1136mm,圆管内径约为46mm。改进型发动机药柱长度约为1530mm,其中星形药柱长度约为394mm,圆管形药柱长度和圆管内径与基本型一致。

3)发动机药柱径向槽对应壳体上绝热层局部加厚,用于药柱径向开槽部位的壳体热防护。

4)与基本型相比,改进型的安全点火装置长度缩短。分析认为改进后机电式安全点火装置集成度和小型化进一步提高,此外,改进型发动机药型、自由容积均有所变化,点火药量可能也进行了相应调整。

5)与基本型相比,改进型的喷管除了长度缩短外,喷管扩散段内型面也由原来的锥型优化为特型。图中改进型喉径比基本型略有缩小。

图1 发动机总体结构

6)壳体加长以后,发动机腹部用于固定电缆整流罩的固定装置对应位置也有所改变。

发动机上布置有导弹的中吊挂和后吊挂:中吊挂为外轨式结构,后吊挂为内轨式。翼面安装在发动机前端的安装座上,翼面安装座通过螺栓与固连壳体前裙内的4个衬座连接在一起(图1左上角)。

发动机的壳体材料为D6AC(45CrNiMo1VA)[3],属于低合金超高强度钢,经济性好。估计燃烧室壳体壁厚不超过2mm。

中吊挂部位壳体局部加厚,且上下厚度不一致,吊挂方向壳体更厚一些。分析认为中吊挂环体为偏心圆结构,朝向吊挂的方向厚一些,用于承载。结构上应是采用分段式旋压壳体和偏心式中吊挂环体焊接的方案。

1.2 喉径及扩张比

与基本型相比,改进型长尾喷管长度缩短,扩散段内型面由锥型改进为特型。

对图1中喷管进行测绘,得到结果见表1。

表1 喷管测绘参数

2 性能反设计

2.1 推进剂基本参数

基本型和改进型发动机采用少烟丁羟推进剂[1,3]。推进剂主要参数估算如下:

压强指数:0.3;

密度:1.72g/cm3;

特征速度:1500m/s。

2.2 基本型发动机燃速确定

根据能量发挥最佳的原则,假定基本型发动机续航段工作时,喷管处于最佳膨胀状态,即喷管出口压强与海平面压强相等。这样,由喷管出口压强、扩张比,按一维等熵流理论得到续航段工作压强约为6MPa。

根据药型测绘、燃面推移情况,由续航段平均燃面和连续性方程:

可得圆管段推进剂6MPa下的燃速约为8.3mm/s。式中 ρ、A b、P c、A t、C*分别为推进剂密度 、续航段平均燃面、续航段燃烧室平均压强、喉部面积和特征速度。

助推段燃烧室平均压强按12MPa估算,由助推段平均燃面和连续性方程推算车轮段推进剂6MPa下的燃速约为11.3mm/s。

2.3 改进型发动机燃速确定

根据文献[3],改进型发动机采用全助推推进剂,估计采用基本型发动机的车轮段推进剂,6MPa下的燃速约为11.3mm/s。

2.4 内弹道计算和分析

对基本型发动机进行零维内弹道仿真,得到图 2所示内弹道曲线。

基本型发动机工作时间约为7s,总冲约为105k N·s。

对改进型发动机进行零维内弹道仿真,得到图 3所示内弹道曲线。改进型发动机工作时间约为6s,总冲约为118kN·s。

图2 基本型发动机估算内弹道曲线

根据工程经验,基本型和改进型药型侵蚀效应较强。与图2和图 3所示内弹道曲线相比,实际工作过程中会出现初始压强及推力峰值、相应助推段平均压强、推力变大,助推工作时间缩短;续航段工作前期曲线上抬,后期曲线下压。

图3 改进型发动机估算内弹道曲线

3 结论

通过反设计,发现该型号发动机有如下技术特点:

1)结构上采用分段式旋压壳体和偏心式中吊挂环体焊接的方案,在结构件功能、性能实现的基础上考虑了工艺性;

2)基本型发动机采用两种燃速推进剂串联装药,改进型发动机采用基本型发动机的助推推进剂,改善了装药的可生产性;

3)改进型发动机通过采用全助推推进剂提高平均工作压强,优化喷管型面和增大扩张比,加长燃烧室增大装药量,从而提高了发动机的比冲和总冲,达到了增加导弹射程、改善导弹性能的目的。

[1] K M Crockett,M J Birch.The selection of the advanced medium range air-to-air rocket motor age-surveillance program,AIAA94-2916[R].1994.

[2] K M Crockett,M J Birch.The selection of the advanced medium range air-to-air rocket motor age-surveillance program;year 2.AIAA 95-2870[R].1995.

[3] http://www.atk.com[OL].

[4] 谢文超,徐东来,蔡选义,等.空空导弹推进系统设计[M].北京:国防工业出版社,2006.