固体火箭发动机能量管理技术及其新进展

侯 晓，付 鹏，武 渊

(1.中国航天科技集团公司第四研究院，西安 710025;2.中国航天科技集团公司四院四十一所，西安 710025)

固体火箭发动机能量管理技术及其新进展

侯 晓1，付 鹏2，武 渊2

(1.中国航天科技集团公司第四研究院，西安 710025;2.中国航天科技集团公司四院四十一所，西安 710025)

固体发动机在工作过程，中通过对能量输出进行调节控制，可明显提高武器系统性能。文章综述了固体双脉冲发动机、固体变推力发动机、固体姿轨控发动机3种典型能量管理发动机技术国内外研究现状。通过对固体发动机能量管理技术发展特点及趋势进行分析，梳理了3种典型发动机关键技术进展情况，并对固体火箭发动机能量管理技术提出了相关建议。

能量管理;固体双脉冲发动机;固体变推力发动机;固体姿轨控发动机

0 引言

固体火箭发动机维护简单、可靠性高、操作简便，自诞生起就被广泛用作导弹武器的动力系统。固体火箭发动机技术的发展也极大地推动了武器性能的升级换代。固体火箭发动机能量管理技术作为固体发动机新的发展方向，在发动机工作过程中能实时有效地控制发动机能量输出，根据武器系统需求实现发动机能量最优分配，实现推力大小、方向或间隔实时可调，有效提高发动机能量的利用效率，增加导弹射程，提高其机动能力和实战能力，实现导弹武器系统跨越式发展。进入21世纪以来，由于武器系统的迫切需求，固体变推力发动机、固体双脉冲发动机、固体姿轨控发动机3种典型固体能量管理发动机技术不断取得突破，能量管理技术已进入飞行验证和工程应用阶段。

本文对国内外固体火箭发动机能量管理技术发展脉络进行梳理，对关键技术特点进行分析，以期为国内该技术的发展提供借鉴。

1 国外研究现状及趋势

1.1 固体双脉冲发动机技术

固体双脉冲发动机采用隔离装置将燃烧室或脉冲药柱分隔成几部分，每级脉冲药柱各有一套独立的点火系统，共用同一个喷管。发动机工作时，通过弹上程序控制，进行2次关机与启动，实现2次间歇式推力，并通过合理调节推力分配及两级脉冲间隔时间，实现导弹飞行弹道的最优控制和发动机能量的最优管理，是一种现实有效的能量管理途径，国外已有多种型号运用此技术，并完成了型号研制和武器装备[1-8]。

1.1.1 美国导弹防御系统双脉冲发动机

美国弹道导弹防御系统(NMD)中末端低层(爱国者PAC-3)和中层防御系统(标准SM-3)均选用了双脉冲发动机作为固体能量管理系统的一部分。

为提高PAC-3导弹的作战性能，洛马公司在导弹部件提高项目(MSE)中，选用Aerojet公司的双脉冲发动机作为PAC-3导弹助推发动机。2008年5月28日，成功进行了PAC-3 MSE(爱国者先进性能-3型分段改进导弹)的控制飞行试验;2016年3月17日，PAC-3 MSE导弹又在白金沙导弹靶场成功探测、跟踪并拦截一枚战术弹道导弹(TBM)。PAC-3 MSE导弹通过使用大型双脉冲发动机、改进的弹翼和结构，极大地增强了机动性，并使导弹射程提高1倍，双脉冲发动机的能量管理技术成为增强拦截弹能力的一个关键因素。

标准-3导弹是美国海基中段导弹防御系统的重要组成部分，该导弹具有摧毁太空弹道导弹的尖端能力，其第三级发动机(图1)采用的是ATK公司MK136固体双脉冲发动机(TSRM)[6]。TSRM发动机直径340 mm，长965 mm，推进剂采用Al/AP/HTPB、双脉冲药柱设计，2个脉冲各工作10 s。其中，Ⅰ脉冲药柱采用TP-H-3518A推进剂，Ⅱ脉冲药柱采用TP-H-3518B推进剂。发动机喷管采用TVC柔性喷管，并在浇铸的双脉冲推进剂药柱之上缠绕纤维制成石墨/环氧复合壳体(即带药缠绕壳体工艺)。发动机在惯性段采用冷/热燃气混合姿控，脉冲段采用柔性摆动姿控。目前，已成功进行了多次海基导弹防御试验，现已完成研制部署。

1.1.2 德国MSA固体双脉冲发动机

MSA双脉冲发动机[7-8]采用锥形炭纤维增强复合缠绕壳体，绝热采用三元乙丙橡胶，壳体外部热防护采用凯夫拉纤维增强橡胶，Ⅱ脉冲药柱由椎管形和后端环形端面装药组成，Ⅱ脉冲药柱初始燃面完全覆盖，并粘紧着软脉冲隔离装置。在Ⅰ脉冲工作时，软脉冲隔离装置只阻止Ⅱ脉冲药柱被加热，而不承受燃烧室工作压力，工作压力完全施加在Ⅱ脉冲药柱上。该设计结构可实现Ⅰ脉冲和Ⅱ脉冲以几乎任意比率分割。

图2所为MSA导弹纵向剖视图，MSA双脉冲固体发动机静态点火典型时刻图像如图3所示。

1.2 固体变推力发动机技术

固体变推力发动机通过伺服系统实时改变燃烧室工作压强，对发动机推力大小进行实时调节，实现发动机能量管理与导弹任务相关联，提高导弹机动灵活性，满足多任务需求。固体变推力发动机种类很多，有采用喉栓等结构调节喷管喉部面积的发动机、涡流阀式发动机、熄火发动机、控制推进剂质量燃速的发动机、加质发动机和凝胶膏体推进剂发动机等。其中，喉栓式变推力发动机技术相对较为成熟，国外开展了较多地面试验及飞行试验[9-18]。

1.2.1 ATK公司固体变推力发动机

2003年，美国ATK公司研制的固体变推力发动机采用喉栓式推力调节机构，进行了持续45 s的地面热试车，实现推力调节比19∶1，压强变化仅为2∶1。同年，对采用钝感无烟推进剂的变推力发动机进行了启动-关机-再启动的状态转换试验，使固体变推力发动机具备了多脉冲的能力。

1.2.2 霍克导弹增程

美国Aerojet公司将喉栓式推力可调喷管与霍克导弹发动机燃烧室集成，以提高射程、缩短命中目标的时间，并具备近距离拦截能力，该导弹被称作EI HAWK导弹，于2003年成功进行地面点火试验，发动机工作时间20 s，在燃烧室装药不变的条件下，可增加射程30%以上，展示了固体变推力发动机技术用于现役导弹实现增程的可行性。

1.2.3 “网火”系统精确攻击导弹PAM

美陆军网火系统精确攻击导弹PAM采用Aerojet公司的喉栓式变推力发动机(图4)，导弹直径178 mm，弹重45.4 kg，射程45 km，能在飞行过程中对推力进行实时调节，并根据不同威胁目标，做出不同的反应，能覆盖来自防区内的任何威胁，可攻击坦克、指挥控制车等目标，具有非线性超视距的拦截进攻能力，防区范围0.5～50 km。2003年6月，首次成功进行PAM导弹飞行试验，飞行时间将近2 min，发动机工作时间50 s;2007～2009年间，成功进行多次飞行试验，精确命中无人驾驶汽车、坦克等高速移动目标。

1.3 固体姿轨控系统

与液体姿轨控发动机相比，固体姿轨控发动机具有结构简单、安全性高、性能好、体积小、贮存周期长、维护使用方便的特点，广泛用于导弹和航天器的姿态控制、轨道控制、末修、固体KKV的动力系统[19-26]，实现武器装备快速、机动、固体化、小型化、安全可靠等主要战术指标要求。

1.3.1 三叉戟固体姿轨控系统

美国三叉戟Ⅰ导弹采用MK-4型分导式多弹头，由推力大小可调的燃气发生器系统作为导弹末速修正的动力装置。系统由2个固体推进剂燃气发生器，4个整体阀门组件及相关的管路组成。燃气发生器产生的燃气通过歧管送至4个整体活门组件(流量可调)，再在活门控制下送至16个喷管。其中，4个喷管产生轴向正推力，4个产生轴向负推力，8个产生俯仰、偏航及滚动控制力。

1.3.2 标准-3 Block固体KKV姿轨控动力系统

美国标准-3 Block 1A导弹KKV采用第一代固体姿轨控动力系统(SDACS)[6]，为电磁阀式开关控制，使用固体推进剂燃气发生器方案(图5)。拦截器总质量5 kg，共有4个轨控喷管，每台推力222 N，可提供侧向加速度4 g;6个姿控喷管，每台推力29 N。

随着机电一体化、快响应高功率密度伺服电机及控制技术的发展，美国标准-3 Block 1B导弹KKV采用第二代固体姿轨控(TDACS)，为喉径可调式阀门系统(图6)，TDACS包括10个均衡的TDACS针栓推进器，4个用于轨控，6个用于姿控。通过控制喉栓的位置，实现对姿轨控推力大小的控制，推力大小0～6 672 N，并实现高推力和续航推力间进行调节，在零推力期间，可使燃烧室压强降低至0.5 MPa[25]。

2015年，Aerojet公司向美空军交付了100台标准-3 Block 1B导弹可调节式固体姿轨控发动机(TDACS)。2015年12月10日，标准-3 Block 1B导弹和“爱国者”PAC-3 MSE型导弹分别进行试验。其中，标准-3 Block 1B为中段拦截试验，证明其具备反低轨道卫星潜力，“爱国者”PAC MSE导弹进行末段拦截试验。

目前，美国仍高度重视固体姿轨控发动机的研究应用，同时开展多项相关技术研究。继续对标准-3 Block 1B导弹可调节式固体姿轨控发动机进行改进，2018年将在标准-3 Block 2A导弹上使用。导弹防御局已开始研制可长时间工作的第三代模块化固体姿轨控发动机(MDACS)。

1.4 国外能量管理发动机发展特点及趋势

目前，在役代表国外能量管理发动机先进水平的主要是美国的“标准-3”海基或陆基中段反导系统。其中，第三级为MK136高性能双脉冲发动机，第四级为MK142弹头姿轨控动力系统(SDACS或TDACS)，“爱国者”PAC-3 MSE型导弹采用了更大直径、更高性能的双脉冲发动机技术。随着能量管理发动机的技术进步，导弹技术性能逐步得到提高，主要表现在：

(1)能量管理发动机固体化，推动了美国反导技术的发展。相比液体推进系统，固体推进剂具有优良的战备性、贮存性和安全性。美国THAAD反导导弹的KKV拦截器目前虽然使用液体发动机姿轨控系统，但其改进型将使用以固体发动机为基础的系统;美国海军和空军规定使用的反导弹系统必须满足“不敏感弹药”要求，ERINT拦截器的改进型MEDUSA系统继续采用固体推进剂燃气发生器姿轨控系统方案[22]。从这些方面看出，美国先进反导系统采用固体能量管理发动机已成为一种发展趋势。

(2)固体能量管理发动机应用及性能提升，使导弹作战范围和防御区域不断增加。能量管理发动机在工作结束后，导弹速度更高，能提供更有效的能量，机动性更强。因此，在防空反导领域得到了快速发展。美国洛马公司PAC-3 MSE通过采用双脉冲发动机，其射程提高1倍，作战能力明显增强;美国标准-3 Block 1采用开关阀式固体姿轨控系统(SDACS)，Block 1B采用推力可调式固体姿轨控系统(TDACS)，通过控制燃烧室压强，使推力在高推力和滑行期之间进行调整，成本更低，姿态更加灵活，性能更为先进。

(3)固体能量管理发动机日趋模块化和通用化，并牵引了新材料、新工艺的技术进步。固体姿轨控发动机具有质量优势，其系统体积更小。因此，耐高温、抗烧蚀的小质量、快速响应阀门技术成为关键，并带动了C/C材料制备技术和特殊镀/涂层(如C/SiC、铼合金)的进步;标准-3 MK136双脉冲发动机采用了先进的带药缠绕炭纤维壳体成型工艺，采用高性能的T800、T1000炭纤维材料，隔离装置为柔性软隔离装置(柔性PDS)，发动机采用小型电动伺服柔性喷管矢量控制，工艺集成制造水平极其先进。

2 国内能量管理发动机关键技术研究现状

2.1 固体双脉冲发动机技术

国内在金属隔舱式(刚性PDS)和柔性隔层式(柔性PDS)双脉冲发动机方面均开展了研究工作[27-29]。按照其各自的特点划分，金属隔舱式一般用于小直径、钢壳体双脉冲发动机，柔性隔层式一般用于大直径、复合材料壳体双脉冲发动机。其共性的关键技术包括轻质隔离装置设计及成型技术、长脉冲间隔热防护技术、小型化二次快响应点火技术。

(1)轻质隔离装置设计及成型技术

轻质隔离装置设计及成型技术是双脉冲固体发动机的核心技术，要求隔离装置在发动机Ⅰ脉冲工作期间能够承压，同时起隔热、密封作用;在Ⅱ脉冲工作期间，隔离装置能够在预制薄弱部位可靠打开。目前，国内双脉冲发动机隔离装置主要有隔舱和隔层两种形式，如图7、图8所示。隔舱一般采用金属材料，需要辅助绝热结构，质量相对较重;隔层一般为橡胶材料，可同时起阻燃和隔热作用，结构质量轻。所以，高性能、高质量比的复合材料壳体双脉冲发动机多采用隔层结构，但软隔层材料的实际破坏延伸率远小于其材料断裂延伸率。因此，开展隔层材料力学特性和隔层结构失效模式分析工作至关重要。

(2)长脉冲间隔热防护技术

由于双脉冲发动机前一级燃烧室是后一级脉冲燃气的通道，因此在脉冲间隔期，Ⅰ脉冲燃烧室余热即后效热量，会使燃烧室及喷管绝热层继续炭化和热解，在Ⅱ脉冲燃气作用下迅速剥离、烧蚀，绝热层烧蚀速率将明显增大，同时因燃烧室内部隔离装置的存在，对燃烧室内流场产生影响，在燃烧室局部形成回流和漩涡，从而加剧了Ⅰ脉冲燃烧室绝热结构的对流换热和粒子冲刷效应。双脉冲发动机燃烧室内热环境仿真分析和双脉冲工作条件绝热层烧蚀试验工作必不可少。

同时区别于传统喷管工作模式，双脉冲喷管在脉冲间隙具有向燃烧室串动的趋势，导致喉衬和背壁间隙加大，形成燃气通道，在Ⅱ脉冲工作时，将增大喷管热结构失效的风险。设计时，必须充分考虑发动机工作时喷管绝热组件的热膨胀、热解效应及热解气体的释放，同时优化结构，提高工作过程完整性，降低失效风险。

(3)小型化二次快响应点火技术

双脉冲发动机点火装置结构优化包括结构优化和点火布局优化两部分，要求点火装置能够实现两次、快速、可靠发火，是双脉冲发动机的又一关键技术。双脉冲发动机点火装置一般由2个独立的点火系统(即Ⅰ脉冲点火装置和Ⅱ脉冲点火装置)组成，分别用于点燃两级脉冲药柱，同时可根据发动机结构形式和燃烧室药型等，对两级脉冲点火装置进行集成。国内某些双脉冲发动机采用一体化结构设计，将两级脉冲点火器和隔离装置集成为一体，有效减小结构尺寸，减轻结构质量，也便于弹上电源控制，

Ⅱ脉冲点火装置的点火特性与隔离装置的打开特性紧密相关，发动机点火升压特性应与隔离装置的打开压强相匹配，方能获得理想的打开状态。

2.2 固体变推力发动机技术

国外技术较成熟的固体变推力发动机推力调节方式为喉栓式结构。而国内在喉栓式和转动喷管式固体变推力发动机方面，均开展了研究工作。其共性的关键技术包括推力调节机构轻质化小型化技术、动密封结构及长时间热防护技术和快速精确闭环控制技术。

(1)推力调节系统轻质化小型化技术

推力调节系统包括推力调节喷管、伺服电机和控制器，为实现轻质化小型化，需对整个推力调节系统进行一体化优化设计，优化推力调节机构和伺服电机的布局,实现发动机伺服系统与弹上舵机的协调布局。喉栓式调节方式是通过喉栓的轴向往复运动，实现喉部面积大小调节，转动喷管式调节方式是将喷管从喉部位置处分为相对转动的两部分，通过前后两个异形喉面的相对转动，实现喉部面积大小调节。

对于小长径比发动机，可采用喉栓式推力调节系统，伺服电机安装至发动机头部，该布局方式便于伺服电机和推力调节机构安装，结构简单，易于实现动密封。对于大长径比发动机，可采用转动喷管推力调节系统，调节系统伺服电机布置于喷管长尾段，电机齿轮与转动喷管的转动件外表面齿轮啮合，实现转动调节。

(2)动密封结构及长时间热防护技术

固体变推力发动机存在推力调节机构，涉及到动密封问题及相对运动界面，热防护结构设计过程中，需综合考虑烧蚀、传热和热变形，需保证热结构强度和推力调节机构全程作动可靠。固体变推力发动机推力调节机构作动过程中，流场复杂，作动速度和作动位置对流动传热影响较大，需开展推力调节机构作动过程的流热耦合数值计算和试验研究，依据计算和试验结果，对热防护结构进行优化设计。

(3)快速精确闭环控制技术

为满足弹总体弹道实时需求，需采用闭环控制技术进行推力调节，快速精确闭环控制技术有利于实现导弹系统快速精确反应能力。影响闭环控制速度和精度的因素很多，主要包括发动机的推进剂参数、装药结构、发动机自由容积、喷管设计参数、喉部烧蚀、作动机构参数、伺服电机参数、控制模式和控制算法等，需对各项因素进行系统分析，对各项设计参数、控制模式和控制算法进行综合优化，以实现快速精确推力调节。

2.3 固体姿轨控发动机技术

固体姿轨控系统关键技术包括洁净负压强指数推进剂技术、长时间快响应阀门技术和轻质耐高温阀门材料技术。

(1)洁净负压力指数推进剂技术

导弹总体系统对姿轨控动力系统的喷管燃气的洁净度要求很高，以防止喷管的燃气对导引头的探测产生影响;同时，固体姿轨控发动机的工作方式状态较多，采用负压力指数推进剂能有效降低燃气发生器压强随喷管工作切换时的变化幅度，使其保持恒定或在小范围内变化，从而提高姿轨控发动机的响应时间。目前，国内研制的洁净负压强指数双基推进剂已可实现小于-0.3的指标要求。

(2)长时间、快响应阀门技术

固体KKV总体系统对姿轨控发动机频响时间要求较高。现有阀门形式主要包括转动式阀门、气动式阀门(图9)和针栓式推力可调阀门(图10)[30]。转动式阀门利用伺服电机实现转动阀门转动，直接实现燃气在各个喷管的转换，可通过减小阀门转动惯量和摩擦力矩提高阀门响应频率。典型的气动阀门结构是利用小气流的开合，引起活塞两侧的压差和受力变化，实现活塞的往复运动，实现喷管切换，小气流的开合可通过电机带动转动阀或者电磁阀来实现。针栓式推力可调阀门利用伺服电机驱动针栓往复运动，改进喉部面积大小，实现推力大小连续可调。

3种形式阀门相比各有优缺点，转动阀门结构简单可靠，可实现响应时间小于10 ms;气动阀门由于只控制小气流开合，所以对电机功率要求较小，但气动阀门结构复杂，可靠性较低;推力可调阀门结构简单，且由于实现推力连续可调，使得总体对响应时间要求较低，响应时间要求低于40 ms。

(3)轻质耐高温阀门材料技术

阀门结构在发动机工作过程中，始终暴露在高温燃气环境下，对材料在高温条件下力学性能和耐烧蚀性能要求很高，国外通过在C/C基体上喷涂钨、铼的研究，将难熔金属或合金与轻质材料(如C/C材料)结合起来使用，在保持C/C高强度、抗冲击韧性及低密度优点的条件下，提高其抗烧蚀冲刷能力。

国内已积极开展新型轻质耐高温材料研究，如耐高温陶瓷、碳陶、碳化硅、氮化硅等材料，在高性能C/SiC(碳陶，如图11所示)材料研制方面，国内已突破预制体成型技术、复杂构件制造技术、提高构件可靠性技术和CMC结构件连接技术4项关键技术，C/SiC材料在2 000 K高温情况下基本不失强，具有较好的比强度、耐热性和耐冲刷性。

3 结束语

固体火箭发动机能量管理技术作为固体火箭发动机新的重要发展方向，将为国内导弹武器的跨越式发展提供关键技术支撑，美国、法国、日本等先进国家已经在多种战术战略武器系统中采用固体火箭发动机能量管理技术，但国内固体火箭发动机能量管理技术发展还不成熟，工程化应用程度尚低。因此，需结合国内固体动力技术现状和能力，加快对固体双脉冲发动机、变推力发动机、固体KKV及固体姿轨控系统的工程化研制进程，全面提升国内能量管理发动机技术水平。

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(编辑：吕耀辉)

Energy management technology of SRM and its development

HOU Xiao1，FU Peng2，WU Yuan2

(1.The Fourth Academy of CASA,Xi'an 710025,China; 2.The 41st Institute of the Fourth Academy of CASA,Xi'an 710025,China)

Controlling and adjusting the energy output of solid rocket motor (SRM) during working is an important way to improve the performance of weapon system.The research status at home and abroad of energy management technologies of double-pulse SRM,variable-thrust SRM and solid divert and attitude control motor were reviewed.The key technologies of three typical motors were combed by means of analyzing the development characters and trends of energy management technologies of SRM.Finally,the corresponding suggestions were given.

energy management;double-pulse SRM;variable-thrust SRM;solid divert and attitude control motor

2016-12-11;

2017-01-10。

侯晓(1963—)，男，中国工程院院士，主要研究方向为固体火箭发动机。

V435

A

1006-2793(2017)01-0001-06

10.7673/j.issn.1006-2793.2017.01.001