美国固体火箭发动机的发展及其在机载战术导弹上的应用

工作。

固体火箭发动机主要由推进剂装药、 壳体、 喷管、 点火装置四个部件组成， 而推进剂在发动机的发展和更新换代中起着非常重要的作用。 美国战术导弹最早使用的推进剂是由硝化纤维和硝化甘油组成的双基推进剂。 这种双基推进剂的药柱首先通过压延工艺制作成型， 然后装入一个圆柱形的套筒中。 但由于固有的性能限制和脆性， 该推进剂在二十世纪五六十年代被复合推进剂所取代。 复合推进剂是由固体粒子、 液体聚合型粘合剂和少量的添加剂组合而成的一种均质混合物， 当时美国的许多公司， 如航空喷气公司和赫克里斯公司都在研发复合推进剂。 现代复合推进剂的主要成分是高氯酸铵固体氧化剂， 其重量一般占到配方总重的68%～86%， 为了增加能量， 配方中可以加入粉末状的金属铝。 与双基配方相比， 复合推进剂不仅具有较高的能量， 而且可以将其直接倒入燃烧室中进行固化， 产生一个所谓的“贴壁浇注”药柱， 使有限体积内的推进剂质量比和可用能量达到最大化[1]。

1美国机载导弹发动机的发展历程

美国的第一代机载导弹包括AIM-9B“响尾蛇”和AIM-7A/7C“麻雀”空空导弹等。 AIM-9B于1956年服役， 所使用的发动机代号为“响尾蛇1A”。 这种发动机采用质量为19.5 kg的八角星形双基推进剂、 高强度铝合金壳体、 低碳钢喷管， 结构复杂， 能量低， 总冲只有36.28 kN·s[2]。

20世纪50年代是复合推进剂的大发展时期， 以端羧基聚丁二烯（CTPB）为代表的复合推进剂相继研制出来。 与双基推进剂相比， 复合推进剂的比冲和力学性能均有很大改善， CTPB推进剂在很宽的温度范围内， 特别是在低温条件下表现出极好的力学性能， 这对于机载导弹来说尤其重要。 同时发现， 在推进剂配方中加入大量铝粉可以大幅提高比冲， 提供更加稳定和高效的燃烧， 加上贴壁浇注工艺的成熟， 其质量比高达94%， 所以广泛应用于二十世纪六七十年代美国生产的第二代机载战术导弹。 由于浇注复合推进剂排出的火焰温度远高于双基推进剂， 因此， 发展了高强度钢壳体以及先进的绝热和喷管材料[1，3]。

“响尾蛇”导弹的发展需要更高能量的发动机， 高能量的复合推进剂恰好满足这种需求。 美国第二代AIM-9C/9D “响尾蛇”导弹于1965年服役， 使用代号为Mk36 Mod2的发动机， 装有聚丁二烯丙烯酸（PBAA）复合推进剂、 高强度钢壳体和新的喷管， 总冲达到53 kN·s。 1962年， AIM-9C/9D发动机改用性能更好的CTPB复合推进剂， 其代号也升级为Mk36 Mod5， 总冲达到62.9 kN·s[1-2]。

20世纪70年代， 端羟基聚丁二烯（HTPB）复合推进剂获得实质性进展。 与前述复合推进剂相比， HTPB的性能优势非常明显， 能量高， 具有较高的固体含量和铝粉含量， 同时还具有较好的力学性能、 贮存性能和工艺性能。 20世纪80年代， HTPB推进剂很快取代其他粘合剂， 成为许多战术导弹的首要选择[1，3]。

尽管复合推进剂中加入大量铝粉产生了高性能的固体火箭发动机， 但由此带来较高的尾烟特征， 使导弹和载机容易暴露而受到攻击。 为此， 美国于70年代中期开始为机载战术导弹研制少烟HTPB推进剂， 通过减少配方中铝的含量大大降低尾烟特征， 增加了导弹的隐蔽性， 降低了易损性。 据报道， 这种少烟AP/HTPB推进剂的固体含量为86%～88%， 燃烧速率为6.4～25.4 mm/s。 70年代末， 在成功解决不含铝推进剂的燃烧不稳定问题之后， 少烟发动机广泛应用于机载导弹， 如“响尾蛇”空空导弹、 “哈姆”反辐射导弹、 “幼畜”空地导弹和AIM-120空空导弹[1，4]。

航空兵器2016年第3期

王秀萍： 美国固体火箭发动机的发展及其在机载战术导弹上的应用

1978年服役的第三代AIM-9L/9M“响尾蛇”导弹， 使用Mk36 Mod7和Mk36 Mod8固体火箭发动机， 采用综合性能更好的HTPB推进剂、 4130合金钢壳体和潜入式喷管， 总冲达到63.15 kN·s。 Mk36 Mod8发动机还在点火装置中增加了1个安全保险机构。 1982年起， AIM-9L/9M的发动机采用少烟HTPB推进剂， 代号升级为Mk36 Mod9和Mk36 Mod11。

20世纪80年代， 美国开始重视对发动机低易损性的研究。 1984年， 美国海军率先提出包括低易损性发动机在内的钝感弹药方针， 并积极实施先进的钝感弹药发展计划。 1988年4月， 美国海陆空三军达成联合协议， 要求1995年10月以后生产的武器都要符合低易损性军用标准。 1989年1月， 美国国防部确定了钝感武器的要求， 明确规定了试验条件和准则[5]。

2美国的第四代机载导弹发动机

1991年服役的第四代AIM-120 “先进中距空空导弹”（AMRAAM）采用少烟固体火箭发动机。 AIM-120导弹至今已服役20多年， 期间经过持续改进产生了4种型号， 即AIM-120A/B/C/D。 为了提高导弹的射程， 其发动机也经历了改进， 现有基本型和改进型。 AIM-120C-4及之前型号均采用基本型WPU-6/B发动机， AIM-120C-5开始采用WPU-16/B改进型发动机。 两种发动机都采用助推/续航单室双推力方案， 由少烟1.3级HTPB推进剂、 机电解除保险点火装置（arm/fire device）、 旋压高强度钢壳体， 以及高性能长尾管和出口锥组成。

基本型发动机的推进剂采用“圆管+八臂车轮”药型， 八臂车轮的长度为药柱总长度的1/4。 基本型发动机如图1所示， 长度为1.89 m， 直径为178 mm， 质量为70 kg， 推进剂质量为47 kg， 总冲为104 kN·s。

改进型发动机的总长度保持不变， 通过缩短长尾喷管的长度将壳体长度增加了127 mm， 从而增加推进剂的装填量。 推进剂采用“圆管+五角星型”药型， 导弹射程增加10%以上。 改进型发动机如图2所示， 其直径与基本型相同， 质量为75 kg， 推进剂质量为51 kg， 总冲约为115 kN·s[2，4]。

为了提高在航空母舰燃油火灾中的安全性， 美国海军在AIM-120导弹的发动机中采用低易损性设计， 即在发动机上安装了热起动卸压系统。 该系统由两部分组成： 第一部分为1.12 m长的包铅线形爆炸药条； 第二部分为引爆/传爆组件。 该系统装在导弹下面的线束罩内， 能在火灾发生后30 s内启动， 局部切割发动机的壳体， 使发动机燃烧室卸压， 以避免发生爆炸。 系统还采取了安全措施， 可确保除了高温火灾外， 任何其他环境均不应引起线形药条起爆。 导弹发射时的加速度力可将系统锁定在安全状态， 以防自由飞行中的气动加热使系统启动。 只有装有热起动卸压系统的导弹才允许部署在美国海军的航母上， 装有该系统的WPU-6/B发动机满足美国海军钝感弹药计划中的快速烤燃和感应爆轰要求。

2003年服役的AIM-9X导弹是“响尾蛇”系列的最新型号， 属于第四代近距空空导弹。 其沿用AIM-9M导弹的Mk36 Mod11少烟固体火箭发动机， 但是在后端安装了由美国阿连特技术系统公司研制的推力矢量控制装置。 与之前“响尾蛇”系列导弹采用鸭式气动布局不同， AIM-9X导弹改用正常式气动布局， 将头部舵机移至导弹尾部， 所以对AIM-9M的潜入式喷管进行改进， 采用了长尾喷管。 燃烧室壳体为4130合金钢， 旋压加焊接成形， 药柱为内孔六角星型过渡至圆管形状的少烟HTPB推进剂， 加入一些黑索金， 部分取代了高氯酸铵和铝粉。 该发动机采用新的带保险装置的BKNO3高温点火器和1个17-4 PH SST/硅酚喷管。 AIM-9X导弹发动机如图3所示， 其长度为1.98 m， 直径为127 mm， 质量为45.4 kg， 推进剂质量为27 kg， 总冲约为68 kN·s[2，6]。 AIM-9X导弹设计符合美国海军NAVSEAINST 8010.5B《钝感弹药技术需求》中规定的钝感弹药要求。

3美国机载导弹发动机的发展计划与趋势预测

20世纪90年代， 为了取代大多数战术导弹发动机中使用的HTPB/AP类推进剂， 美国开始研制HTPE推进剂， 目的是提高发动机的钝感特性， 降低导弹和平台的易损性。 虽然该推进剂在机载导弹中未获得应用， 但是已成功应用于“麻雀”空空导弹的舰载改进型——“改进型海麻雀导弹”（ESSM）的火箭发动机中， 该发动机可以通过美军标MIL-STD-2105B中的四种主要试验项目， 而相应的HTPB推进剂仅能通过快速烤燃试验一项[7]。

为进一步提高AMRAAM导弹的性能， 美国海军提出“夺取空中优势/未来海军能力”计划。 该计划的内容是研发先进技术， 增大导弹射程， 减小截击目标的时间， 提高末端机动能力， 以及改善火箭发动机对钝感弹药刺激的响应。 作为该计划的其中一个部分， 美国阿连特技术系统公司在2009年10月从美国海军获得为下一代空空导弹研发发动机技术的合同。 该合同涵盖四方面内容： 高燃烧速率的推进剂以改善运动学； 提高壳体的刚度以减轻重量和改善敏捷性； 低烧蚀喷管以改善性能； 多脉冲推进以获得末端机动能力。 此外， 阿连特公司在满足钝感要求方面打算采用经济承受得起的方案， 具体包括先进的推进剂配方、 低成本复合材料壳体， 以及在其他战术火箭发动机计划中已经证明的点火保险装置[8]。

为满足未来战争对空空导弹速度更快、 射程更远、 末端机动能力更强， 同时不增加重量和体积的要求， 美国空军从1987年开始“变流量火箭冲压发动机”（VFDR）的预先研究， 目的是为空空导弹开发新的冲压喷气推进能力。 从1993年开始， 以AMRAAM导弹的后继增程型号为背景继续开展VFDR研究， 并在1995年的巴黎航展上展出装有VFDR的“先进中距空空导弹”模型。 2007年， 美国空军又启动“变流量火箭冲压发动机-飞行器概念”（VFDR-FVC）项目研究， 目的是对已成功的VFDR项目作进一步研究， 使之适应F-22的内挂要求， 同时对双射程导弹、 双任务导弹、 双射程/双任务导弹用冲压发动机进行设计概念研究[9]。

从上述计划可以看出， 随着高性能机载导弹的需求牵引、 对钝感弹药的重视以及环保意识的增强， 高能量、 低易损性、 低信号特征、 低成本、 低污染、 灵活的能量管理和高可靠性已经成为固体火箭发动机的当前发展重点和未来发展方向。 具体表现为推进剂向高能、 钝感、 低信号特征和低成本等方向发展； 发动机壳体由金属材料向非金属材料转变， 将大量采用新型增强纤维/树脂复合材料； 喷管向轻质和耐烧蚀方向发展； 点火装置将进一步提高安全性等。 未来机载导弹的动力装置， 一方面将大力寻求固体火箭发动机自身性能的提高和技术创新； 另一方面将采用新型固体火箭发动机技术， 如整体式固体火箭冲压发动机、 多脉冲发动机等。 在固体火箭发动机的技术性能短期内无法得到革命性改善的情况下， 中远距空空导弹采用固体火箭冲压发动机将是未来的发展趋势。

参考文献：

[1] Moore T L. Solid Propulsion Enabling Technologies and Milestones for Navy AirLaunched Tactical Missiles[C]∥AIAA Centennial of Naval Aviation Forum “100 Years of Achievement and Progress”， Virginia Beach， VA， 2011.

[2] 中国航天工业总公司编辑委员会.世界导弹与航天发动机大全[M]. 北京： 军事科学出版社， 1999.

[3] Davenas A. Development of Modern Solid Propellants[J]. Journal of Propulsion and Power， 2003， 19（6）：1108-1128.

[4] Moore T L， McSpadden H J. From Bombs to Rockets at McGregor， Texas[C]∥47th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition， Orlando， Florida， 2009.

[5] 戴耀松. 国外战术导弹固体火箭发动机低易损性技术分析[J]. 推进技术， 1998（1）： 98-101.

[6] AIM9X Sidewinder Propulsion System[EB/OL].[2015-12-01]. http：∥.

[7] 莫红军， 白娟.国外研制的几种钝感固体推进剂[J].飞航导弹， 2004（8）： 46-49.

[8] ATK Awarded Rocket Motor Technologies Development Contract for Next Generation AirtoAir Missiles[EB/OL]. （2009-10-29）[2015-12-01].http：∥.

[9] Hewitt P W. Status of Ramjet Programs in the United States[C]∥44th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit， Hartford， CT， 2008.

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