国外固体火箭发动机推力控制方案研究

国外固体火箭发动机推力控制方案研究

1变推力室技术为了提高武器的机动性和预测性，作为一种武器动词，它需要具备脉冲控制，尤其是脉冲随机控制的功能。推力调节技术是固体发动机的一个重要领域,与推力预定的发动机(如单室双推力、脉冲发动机等)相比,前者更能合理地分配推进剂能量,根据导弹需要调节其推力,这是未来战术导弹固体火箭发动机的发展趋势。实现推力的随机控制将意味着固体发动机技术的重大突破。从20世纪60年代起,国外为可控推力固体火箭发动机的理论和实验研究作了大量的工作,探索出了很多技术途径和设计方案,有的已经进入实际使用阶段,如美国三叉戟导弹末助推系统,前苏联研究的胶状推进剂发动机方案。1993年后,美国为满足战区导弹防御系统(TMD)的需要,开始了对微型推进剂系统的大量研究。TMD拦截器必须以最少的发射单元和导弹数量覆盖大的作战空域,并防御近距离或远距离来袭的目标群,这就需要一种完全可控的轨控、姿控系统(DACS)来控制拦截器的机动飞行,通过侧向推力修正预测拦截误差并制导动能弹头直接碰撞目标,进行有效的拦截。变推力室技术在姿控、轨控发动机领域具有广泛的应用。美国航空喷气公司在证明固体DACS具有与液体DACS同样灵活性的同时,指出固体DACS更安全可靠,并可降低成本。这种DACS就是EXCELS(大气层内、可控的、可关机的轻型固体发动机),是可付诸于生产的固体DACS。2高推力发动机按工作原理分类,主要有6种方案:调节喷管喉部面积的发动机;控制推进剂质量燃速的变推力发动机;加质发动机;胶状推进剂发动机;层状发动机;熄火发动机。2.1控制喷管喉咙周围的发动机2.1.1喉栓影响发动机的工作特性采用这种方案控制固体火箭发动机推力,其推力调节范围大,推力调节比至少为10,甚至可达100,而且这种方案可使固体火箭发动机实现熄火和多次启动。该方案由安装在燃烧室支承套内的液压驱动喉栓来完成,喉栓根据指令沿着发动机中心线作前后移动,使喷管喉部面积发生变化,从而改变推力大小。当喉栓全部缩回支承套内时,喷管喉口全部开启,这时喷管喉部面积最大,燃烧室内压强下降,在降至低于能维持推进剂燃烧的最小压强时,发动机便熄火,推力终止;当喉栓全部伸向喷管喉部时,喉部面积最小,燃烧室压强最高,所产生的推力也就最大;如果喉栓的位置处于全部缩回和伸出的中间状态,发动机的工作压强和推力就取决于推进剂的特性,特别是取决于推进剂燃速的压强指数或推进剂燃速对发动机工作的变化率。这种方案的固体火箭发动机如果采用可熄火推进剂并设置多次点火器,便可实现多次停止/重复启动。2.1.2涡流阀的作用用涡流阀法控制固体火箭发动机燃烧室压强具有独特的优点。涡流阀是一种不带活动部件而能调节流量的流体控制元件。涡流阀火箭发动机除了可实现推力调节外,还可通过在适当位置配置和控制涡流阀,来实现推力向量控制,其不足之处是旋转易造成喷管损失。涡流阀在结构上是轴对称的,有一个中心塞体用于调整主燃气流动方向,主燃气经流道进入涡旋塞室,在中心塞体后端面与喷管入口之间形成的一个高度很小的腔为涡旋室。壳体上开有切向控制燃气喷射孔,在无切向控制时,喉部流通面积最大,推力最小甚至熄火。当有切向控制气流喷入时,涡流阀使控制气流与燃烧室气流相混合,从而使之旋转。气流的切向速度增大,由此而形成的压强梯度增大,气流的阻力也就增大,这样促使燃烧室压强升高,推力增大,便可达到推力调节的目的。涡流阀发动机有两种典型方案:涡流阀旁路方案和涡流阀喷管方案。涡流阀旁路方案可实现对主喷管排出流量的调节;涡流阀喷管方案,适用于小型固体火箭发动机。2.2控制燃料质量的可变动力2.2.1光导纤维热燃烧模拟该方法是从推进剂加金属丝提高燃速的技术中引申而来的。在端面燃烧的发动机药柱内埋入像金属丝那样传热性能好的光导纤维(图1),使发动机在燃烧表面形成锥形燃面,靠改变纤维中的光强来改变推进剂的燃速,从而改变强迫锥的燃烧锥角,达到改变燃烧室压强及发动机推力的目的。2.2.2采用并无任何有利于燃料活性的高燃速可选用主导研究进展该方法用于控制毛细管(代替金属丝)的燃气流量来控制燃速(图2)。埋置于端面燃烧剂的毛细管与发动机的受控阀门相连,调节阀门位置,控制毛细管燃气流量,改变毛细管与推进剂的换热,即可实现推进剂燃速随机控制。为获得最大燃速,当进入毛细管的燃气流量小时,应采用高导热毛细管,而燃气流量大时,则应采用低密度和低比热的材料为最佳。此法的突出特点是燃速调节范围大,缺点是高温下的阀门和结构材料较难解决。该方法是由美国学者研究的一种较新型的控制推进剂质量燃速的方法,其特点是推力变化比较大而燃烧压强变化很小。在可控推力火箭发动机或气体发生器的可变截面喷管中,随着喷管截面的改变,药柱的燃速必须与压强成指数关系。采用大的正压强指数(0.5<n<1)的推进剂,由于喷管截面只要有较小的变化,燃烧室压强变化就会很大,这样发动机壳体必须设计成能承受较高的平均压强,而且推力控制响应的速度也较慢。采用负压强指数药柱的方案就能克服上述缺点,即用一个由负压强指数推进剂制作成的药芯来代替埋在主推进剂中的金属丝,使这个负压强指数推进剂药芯形成高燃速区,从而由它来决定强迫锥燃烧角度。当用可改变喷管截面来改变燃烧室压强时,它不仅可以调节推力的大小,而且使整个药柱具有强烈的负压强指数特性。由于主推进剂仍可以采用高性能配方,故发动机的内弹道特性基本上不会降低。2.3胶状不同催化剂工作原理胶状发动机可脉冲式提供燃料,具有直接通过燃料消耗改变控制推力特性的能力,实现推力的随机调节,在可控性方面,胶状发动机有与液体推进剂发动机相似的优点。胶状发动机的研究与胶状推进剂的研究是同步进行的。胶状推进剂是一种界于固体燃料与液体燃料之间的中间燃料,比液体或固体推进剂更安全。它能满足战略导弹末速修正和弹头机动飞行提出的重量轻、有大推力调节范围、结构简单、反应快、机动性好的姿控发动机的要求。胶状推进剂发动机工作原理见图3。发动机中间是一固体管状装药,点火时,点火药盒首先点燃固体管状装药,压强传递回去,挤出胶状推进剂。胶状推进剂从8个管孔出来后即开始燃烧。通过调节管道流量即可控制其推力。固体装药需工作到发动机工作完毕,起一个常明火的作用,即一直维持燃烧室的压强以保证胶状推进剂随时能够点火。这种形式的发动机通过调节燃料的供应,加上喷管的同步调节,可大幅度调节推力,从而达到改善精度的目的。2.4双室开/关发动机此种发动机概念是由美国MotonThiokol提出的,由高能助推发动机和双室开/关发动机两部分组成,其间由易碎膜片隔开。发动机工作时,首先由高能助推发动机提供大部分的冲量,助推器工作完后,其头部易碎膜片打开,双室开/关发动机开始工作。双室开/关发动机头部有一个燃气发生器,通过开关式倾斜活门产生的突然压降来实现发动机熄火。重新启动则依靠一个多次点火系统来实现。2.5发动机的工作原理由F-15飞机在空中发射的反卫星(ASAT)系统的助推器SRAM-A就是最有代表性的例子,它是一个脉冲控制的可控发动机。在空间飞行和武器中采用的发动机,要求既能稳态工作又能脉冲工作,特别对于反复多次点火的脉冲工作状态,要求发动机点火迅速(即点火延迟期短)。脉冲发动机是由多个惰性限燃层将装药分开的单室发动机,每个分开的药柱都有自己独立的点火系统,从而获得多次关闭与重新启动的能力。美国正在研制的防区外发射近程攻击导弹SQAM-Ⅱ及其战术型SQAM-T使用的就是双脉冲发动机,但这类发动机最大的缺点就是各个脉冲的推力值为事先安排好的,无法在飞行中随机改变,而且当脉冲次数多、工作时间长时,阻燃层的阻燃、绝热及其可靠性将是严峻问题。2.6快速降压燃烧机理该类型发动机也是一个脉冲控制的可控发动机,需要有多次启动的点火系统来辅助完成熄火的再启动。目前此类发动机又分为降压熄火、喷射液体熄火和喷射固体灭火剂熄火。降压熄火是通过增大排气面积,使瞬时压强下降速率dp/dt达到一定的临界值,引起燃面凝聚相区温度分布的剧烈变化,破坏正常燃烧,从而导致发动机熄火。固体推进剂快速降压熄火的机理:一方面,在较高的降压速率下,从燃面产生气体反应物的量仍近似等于初始压强状态下的值,然而在较低压强下,气相化学反应速度降低,分解产生的气相反应物未完全氧化反应就很快从燃面流走,所产生的能量损失严重时,可破坏燃烧条件而使燃烧中断;另一方面,快速降压时燃面温度近似不变,低压强下固相加热层的储存能量大于高压强下固相加热层的储存能量,然而低压下气相反应区变厚,反馈到加热层的热量减少,这一矛盾严重时,也可使固体推进剂在其爆燃极限压强以上的条件下发生熄火。喷射液体或固体灭火剂熄火是向固体推进剂燃面上喷射液体或固体灭火物质,使燃面冷却或使燃面受灭火剂覆盖而与气相区瞬时隔离阻止燃烧,以使推进剂强制熄火。3用于可控固体车辆的应用3.1使用分布式控制系统固体DACS技术的发展目标确定于1993年,在完全可控的EXCELSDACS的发展目标中,针对可分离和不可分离的拦截器,EXCELSDACS采用许多不同的配置。EXCELS的两个关键配置见图4,左边的DACS是适合大气层外使命的节流式DACS,轨控和姿控发动机系统共用一个燃烧室,并在惯性飞行期间调节燃烧室压强,为轨控机动段保存推进剂。SM-3DACS上已应用了这种装置。图4右边展示的装置在两次轨控发动机点火之间熄灭推进剂,用来保存推进剂、减少热载荷。该装置将热贮存器中贮存的热气提供给DACS进行连续工作,它不受轨控支配,甚至当轨控发动机关机时,还可以产生高DACS推力,所以这种配置适用于大气层的任务。这种配置已被应用到AITDACS上。节流式SM-3EXCELSDACS只经过一次以上点火后,就可通过控制燃烧压强适应不同的任务需求。利用交互式控制系统,用户可以选择轨控的工作时间及延续时间。一旦轨控开始工作,发动机把压强调回到高压状态,以便获得具有快速响应的额定推力。AITEXCELSDACS通过点火和熄火若干次,可将推进剂使用时间延长超过300s。每次轨控发动机按照指令点燃固体推进剂,燃烧室气体压强上升到轨控发动机和DACS贮存器的工作压强。当达到额定压强时,释放轨控推力,熄灭固体推进剂。利用交互式控制系统,用户同样可以选择轨控的工作时间及延续时间;AITEXCELSDACS还减少了长时间飞行所必需的推进剂质量,提高了飞行速度。3.2发动机推力的增加上海航天局806所已成功地进行了略大于一般辅助动力装置的实用规模演示试验,原理是用冷气喷入涡流阀以改变喷管喉部有效通气面积的办法来改变发动机推力大小。试验结果表明,发动机推力的大小可按指令信号,通过伺服系统改变喷入涡流阀的控制气流(氮气、氧气或空气)的压强来调节,指令分别为部分正弦信号及方波信号时所得的发动机推力。涡流阀用钨渗铜制成,经受了每次历时3s的多次试验考验,并有能力承受长达70～80s工作时间考验。试验分别采用氮气、氧气及空气作为控制气体,其中氧气效果最好。4固体发动机推力大小的研