大型固体火箭发动机技术发展展望

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导读: 摘 要 未来大型固体发动机采用大量新技术、新材料,关键原材料国产化程度提高,发动机综合技术水平有长足进步。不仅如此,发动机研发设计体系更加完善,保证了发动机固有的质量与可靠性水平。本文介绍了未来大型固体发动机总体方案设想情况,并就主要单项关键技术进行了说明。 关键词 大型固体发动机;关键技术;新材料;发展 1 引言 近十几年来,大型固体发动机技术经历了高速发展阶段,技术难关相继突破,预先研究成果不断涌现,如高压强发动机总体设计技术、新型高能推进剂技术、

摘 要 未来大型固体发动机采用大量新技术、新材料,关键原材料国产化程度提高,发动机综合技术水平有长足进步。不仅如此,发动机研发设计体系更加完善,保证了发动机固有的质量与可靠性水平。本文介绍了未来大型固体发动机总体方案设想情况,并就主要单项关键技术进行了说明。


关键词 大型固体发动机;关键技术;新材料;发展


1 引言


近十几年来,大型固体发动机技术经历了高速发展阶段,技术难关相继突破,预先研究成果不断涌现,如高压强发动机总体设计技术、新型高能推进剂技术、高承载能力碳纤维复合材料壳体设计成型技术、延伸喷管设计试验技术、喷管轻质碳/碳扩张段制造技术等,综合演示试验发动机相继试车成功。在另一方面,发动机基础设计环境日臻完善,集成化数字化技术不断普及。一系列新技术大幅度提高了我国固体发动机综合性能水平,从而为未来大型固体发动机研制打下坚实基础。


2 发动机总体技术发展概况


美国苏联为代表的发达国家在大型固体发动机研制中大约走过四个阶段。20世纪50年代战略固体发动机技术基本是金属材料壳体、丁羧推进剂(CTPB)、固定喷管等。70年代第二代发动机则大量采用复合材料壳体、丁羟推进剂(HTPB)、药型设计复杂、采用大喉径柔性单喷管实现推力矢量控制。80年代开始,先进设计方法、试验伤真研究大量应用。碳纤维壳体,高能推进剂,形式多样的柔性加延伸喷管结构获得广泛应用使得固体发动机技术实现大幅提高,典型发动机有MX、三叉戟导弹、白杨-M导弹发动机等。目前国外战略固体发动机研制进入第四代,进一步向综合性能优、可靠性水平高、贮存寿命长、使用维修简便方向发展。


我国未来大型固体发动机将以现有型号发动机的成熟技术为依托、吸取研制中的经验教训,应用战略固体发动机可靠性增长工程研究成果,同时贯穿全新的设计理念、应用全新研发平台体系、采用一系列预先研究新技术新成果,使得综合性能在现有技术水平上有跨越式发展。这些新技术主要体现在:高压强固体发动机总体设计、N-15/15B高能推进剂、新型高能推进剂、碳纤维复合材料壳体(全复合裙)、适应高压强推进剂及其配套绝热层衬层、延伸喷管技术、喷管轻质C/C材料扩张段、耐烧蚀喉衬及复合材料增强件柔性接头等。不仅如此,发动机关键材料国产化程度进一步提高,高能N-15推进剂扩大应用范围,发动机与弹体在性能与结构方面关系更为协调等。从而使未来战略固体发动机综合水平基本达到美国MX和Trident D-5固体发动机水平。



表1 先进大型固体发动机技术方案设想



I级发动机:碳纤维壳体、适应高压强HTPB推进剂、EPDM绝热层、高装填翼柱型药柱、钛合金前后接头。固定体法兰和扩张段壳体采用钛合金材料。喉衬采用低烧蚀C/C喉衬。扩张段采用低烧蚀高硅氧/碳布/纳米酚醛材料。复合材料增强件柔性接头。发动机总体适应弹体无尾罩技术方案。



II级发动机:碳纤维材料壳体或国产芳纶纤维材料壳体。N-15/15B推进剂或HTPB推进剂。EPDM绝热层。高装填翼校型装药。钛合金前后接头。耐烧蚀喉衬。复合材料增强件柔性接头。延伸喷管。



III级发动机:碳纤维材料壳体,加长复合裙与弹体级间段一体化。高能或新型高能推进剂。EPDM绝热层。高装填翼柱型装药。钛合金/铝合金前后接头。耐烧蚀喉衬及碳/碳扩张段喷管。延伸喷管。



3 发动机关键技术



3.1 未来大型固体发动机设计立足坚实基础,固有可靠性水平起点高



战略导弹固体发动机发展20余年来,积累了宝贵的研制经验,取得了令人瞩目的成就,型号发动机已相继进入定型批生产阶段。但是研制过程中也发生因发动机故障导致全弹飞行试验失败,引起人们对固体发动机研制规律的再认识,其中最重要的一点就是受研制进度和研制经费的限制,存在试验子样数少,试验不够充分的问题,不能充分暴露发动机研制过程中所有的薄弱环节,发动机系统未经受批生产及实战发射环境考核。



为解决当前型号发动机出现的问题,开展了战略导弹固体发动机可靠性增长工程。通过可靠性增长试验工作,彻底解决战略导弹固体发动机研制过程暴露出来的薄弱环节,这些问题有:燃烧室装药界面发生脱粘,壳体外载荷承载能力不足,喷管喉衬热结构薄弱,柔性接头密封缺陷等方面。该项工作一方面注重解决型号研制及批产中暴露出的重大问题,在短期内提高固体发动机固有可靠性,同时又对未来大型固体发动机研制打下坚实的可靠性基础。



3.2 未来大型固体发动机基础研究能力不断增强,研发设计体系更加完善



为了突破未来战略固体发动机技术瓶颈,以先进技术发展方向为牵引,全面推动固体动力技术实现跨越式发展,实施了固体动力装置研发平台建设工程。



其出发点就是紧紧围绕未来武器型号固体发动机研制需求,形成固体发动机通用数字化设计与制造基础能力的需要,构筑通用数字化设计研发技术体系,全面提升发动机设计研发能力,实现数字技术跨越式发展。同时补充完善试验伤真手段,加强基础技术研究条件,突破从经验设计到精确设计研发瓶颈。该平台的建立,实现了信息互动,并行设计,广泛采用数字样机,半实物或实物仿真试验验证模式,从而实现发动机高可靠设计并缩短研发周期,在未来大型发动机研制中必将发挥重大作用。



3.3 原材料性能不断提高,确保战略固体发动机可持续发展



固体火箭发动机是弹体的重要组成部分,壳体是发动机的重要承力部件。由于复合材料具有密度小、比强度和比模量高、成型工艺简单等优点,现已广泛应用于发动机壳体。但目前战略发动机壳体采用的高性能芳纶纤维长期依赖进口,国产芳纶纤维因为工艺等原因造成产品性能不能满足发动机壳体设计需要。由于关键材料依赖进口,往往造成产品生产交付的短线。



基于未来战略固体发动机迫切需求,国家启动“芳纶III纤维及在固体发动机壳体上的应用研究”军用关键材料试点项目。目前该项目工作进展顺利,国产芳纶III纤维复丝拉伸强度、模量、断裂伸长率等主要性能指标已接近进口材料水平,缠绕容器试验爆破压强也接近设计指标要求,全尺寸壳体设计试验工作已全面开展。后续重点要解决材料性能波动较大及工艺性稍差问题,还要在保障能力方面加快建设步伐。未来大型固体发动机有机纤维壳体材料国产化前景光明。



3.4 其他主要单项技术论证



3.4.1 N-15/N-15B高能、新型高能推进剂应用



目前高能N-15推进剂已成功应用于战略型号固体发动机,实现了固体推进剂发展史上质的飞跃。N-15推进剂具有能量高、密度高、力学性能好等诸多特点。其单项力学性能与美国NEPE推进剂力学性能相当。未来大型固体发动机单台N-15推进剂装药量要进一步提高,从而更大程度提高导弹综合性能。



与此同时,为了拓宽N-15推进剂应用领域,研制成功廉价N-15B高能推进剂,该推进剂原材料成本较N-15推进剂大幅度下降,但同时具有与N-15推进剂相当的能量。N-15B推进剂已成功参加了大型发动机热试车,实测发动机性能满足设计要求,配方综合性能达到国际先进水平。因而未来大型固体发动机采用N-15B推进剂也是一条技术途径。



继N-15/N-15B推进剂研制成功后,我院在“十五”、“十一五”期间加大了新型高能推进剂研制步伐。该推进剂密度比冲较N-15推进剂又提高了5%以上,比冲也有明显提高。同时该推进剂具有较高的燃速和优异的燃烧效率。“十一五”中期,计划进行缩比发动机试车,该推进剂最终要用于未来战略导弹III级发动机上。



3.4.2 高性能碳纤维壳体技术取得突破,最终取代起高强度钢壳体和有机纤维壳体



碳纤维以其比强度、比模量性能优异之特点,在美国等国家固体火箭发动机壳体上得到全面应用,使得壳体的强度与刚度大为提高、壳体结构尺寸更加稳定,也使得高压强技术得到有效采用。在“十五”末期,我院碳纤维壳体设计及工艺成型研究工作取得重大突破,设计方面开展完成了碳纤维壳体整体结构应力分析、大长径比壳体承受轴压能力分析、壳体损伤和断裂力学分析,钻合金接头、连接结构、封头等进行了优化设计。工艺方面通过大量容器试验,其特性系数、环向纤维转化率达到了较高水平。碳纤维壳体已成功通过了0.48m、1m、1.4m直径发动机热试车考核。正是基于此研究成果,未来战略导弹各级发动机将逐步采用碳纤维壳体,最终全面替代超高强度钢金属壳体和有机纤维缠绕壳体,从而使我国大型固体发动机材料水平实现跨越。



固体火箭发动机燃烧室壳体一方面提供推进剂燃烧的场所,产生高温高压燃气。另一方面还作为弹体结构的组成部分,在全弹地面操作、弹射起飞、飞行过程中承受外载荷作用。对于潜射导弹,壳体承受外载荷能力大小是结构设计需特别关注的问题,纤维缠绕壳体承受外压/轴压/剪切等组合载荷能力已是发动机设计的薄弱环节。采用碳纤维壳体是提高壳体承载能力的有效途径,但目前单台复合材料壳体承载能力没有有效检测手段,壳体半径偏差波动较大。未来导弹发动机壳体设计中,要进一步提高壳体的承载能力,制定切实可行的检测办法使得交付壳体承载能力成为可控制的验收指标。



3.4.3 延伸喷管技术获得应用,带动相关测试技术飞速发展



未来潜基战略导弹II、III发动机采用柔性摆动延伸喷管技术,极大促进了喷管技术发展。使用延伸喷管,一方面可缩短喷管非工作状态下长度,相应的由于弹体级间段的长度缩短减轻了结构质量,适应了潜艇发射筒的需求;另一方面,对定长发动机来说,还可以将这缩短的长度用于加长发动机燃烧室,增加发动机的装药量,从而提高发动机的总冲。或将这缩短的长度用于增加弹头数量或突防措施,可以极大地提高导弹的突防能力。



我院延伸喷管技术在“十五”期间取得长足发展,表现在延伸喷管设计制造技术、自补偿伺服系统技术、动态热响应与热结构完整性技术、试验测试技术等几个方面都取得大量成果。在早期由0.8m和1m直径缩比发动机地面热试车考核成功基础上,2m直径发动机延伸喷管通过多次单项及系统级冷试试验考核。目前瞄准未来战略固体发动机延伸喷管演示验证工作已准备就绪。



测试技术为延伸喷管关键技术之一。尤其是高空模拟试验成为延伸喷管必须完成的试验内容。目前已开展了主动引射高空模拟试验条件建设论证工作。另外对于遥测飞行试验弹上测试设备也已开展研究。延伸喷管技术应用极大促进了测试技术发展。



3.4.4 低密度C/C复合材料喷管扩张段应用



C/C扩张段具有轻质、低烧蚀特点,用于战略导弹III级发动机喷管上,可实现大幅度减重增程目的,未来战略导弹III级发动机将应用C/C扩张段喷管。



目前C/C扩张段设计与制造技术取得大量研究成果,其中铺层C/C扩张段已成功应用于出口直径0.56m喷管,2台热试获得成功,试车后扩张段内表面基本无烧蚀,整体结构完整。大型二维C/C扩张段冷试及热试也经过考核。表明现有的材料及制造工艺技术能够提供满足未来战略图体发动机的喷管C/C扩张段需求。



3.4.5 发动机结构与性能更加优化,单项技术全面满足弹总体要求



未来战略导弹武器高性能、高可靠性目标对固体发动机在结构与性能两方面提出了相应的严格要求。在结构方面要在控制产品几何尺寸制造精度的同时提高产品检测水平,使发动机外部结构与弹总体、与发射设备接口关系更趋协调。在性能方面要在充分设计计算、试验统计分折基础上全面准确建立发动机性能指标体系,提高发动机内弹道性能预示精度,对导弹弹道计算、射程评定以及制定控制方案影响有重大影响的发动机性能参数,如推力、比冲、工作时间、后效冲量等要在大量工作的基础上,进一步减少偏差量,为全弹高性能做出发动机应有的贡献。



未来大型固体发动机壳体将全面采用有机纤维复合材料和碳纤维复合材料,壳体连接裙和级间段也从金属裙向复合材料方向发展,高比强度和比模量复合材料的应用大幅提高了发动机性能。按弹总体方案设想,上面级发动机复合材料裙与级间段采用一体化成型技术,以减轻结构质量,提高级间连接可靠性。按此要求开展了加长裙复合材料壳体设计工作,制造技术方面己突破了材料设计、织物缠绕工艺、全复合材料连接等关键技术,实现连接裙的全复合材料化。全复合裙结构玻璃钢壳体、碳纤维壳体已经过0.48m和1.4m直径发动机试车考核,试车后裙的承轴压能力完全满足要求。针对未来战略发动机加长裙特殊要求,目前正在开展全尺寸壳体异型开孔补强技术、蒙皮成型及加压技术攻关工作。



针对弹总体提出的弹体无尾罩技术方案,发动机设计方面开展了多项技术攻关,以适应取消尾罩弹体弹射过程对发动机产生的热/力学作用。


3.4.6 姿控固体发动机广泛应用


目前战略固体发动机的I级滚控发动机采用了固体姿控动力装置,该方案采用了径向转动喷管式姿控发动机,在历次导弹飞行试验中均出色完成了弹射阶段弹体旋转和飞行过程中弹体滚动控制任务。实践证明固体姿控发动机具有结构简单、可靠性高、控制力大等特点。借鉴I级滚控发动机研制经验,四院已研发成功II级滚控发动机。在上面级弹体控制中也成功开发出了固体姿控阀装置,通过多次长时间点火工作考核。纵观美国等发达国家其战略导弹末助推系统多为固体发动机方案(如三叉戟-D5)。因此在未来战略固体导弹设计中,固体姿控发动机有能力、也十分有必要担当导弹滚转及末修姿控动力装置。


4 结论


未来战略导弹固体发动机将采用了一系列新技术、新材料,以满足了发动机高起点、高水平要求。目前高压强发动机、大型炭纤维壳体发动机、大型N-15B装药发动机、大型C/C扩张段发动机演示验证试车相继成功,2m直径发动机延伸喷管冷试获得成功、芳纶III纤维国产化工作取得很大进展。同时发动机研发设计体系完善,技术基础坚实,数字化设计与制造技术全面应用等,使我国固体发动机综合技术水平迈上新台阶。

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