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1、 摘要 特 二一一一一. 曰 . . . . . . . . . . . . . . . , . . . . . . . . . . 一一一 摘要 整体式火箭冲压发动机是一种很有前途的动力装置, 采用导弹和发动机一体 化设计方法进行整体冲压式导弹的总体设计, 对于提高导弹的设计质量和设计效 率具有重要的意义。本文系统地研究了整体式冲压发动机导弹一体化设计的问 题, 依据分步优化模式, 解决了弹体与发动机的合理匹配、 控制系统与最优弹道 的关系问题。 ( 1 )针 现在如下几个方面: 式冲压发动机的特点,详细分析了进气道型式与导弹总体布 局的匹配关系、 进气道数目 及其安装位置对导弹总体性能的影
2、响、 冲压发动机和 固体助推器的一体化等弹/ 机一体化设计的问题。 ( 2 ) 系统地研究了导弹总体优化设计方法, 探讨了多学科设计优化的原理、 框架结构、 具体表述形式, 深入研究了协作优化方法的原理, 从优化原理和算例 两方面讨论了 造成协作优化方法计算困难的原因, 提出了可能克服这种计算困难 的改进途径; 在比较几种优化方法的基础上, 针对新一代冲压式导弹的特点, 提 出了一体化设计的模式分步优化模式, 进行了整体式火箭冲压发动机反舰导 弹总体参数的一体化设计。 ( 3 )采用N - S 方程方法数值模拟某型整体式冲压发动机导弹的全弹内外流 场, 研究了导弹的纵向气动特性, 改变了过去依
3、赖于地面风洞试验结果的传统做 法。 首先解决了复杂外形导弹, 特别是整体式火箭冲压发动机导弹的 气动特性分 析问题; 其次, 探讨了N - S 方程方法应用于复杂导弹全弹内外流场一体化数值模 拟的可行性。 ( 4 )研究了两种动力装置固体火箭冲压发动机和液体燃料冲压发动机 的设计问题, 建立了 两种发动机的性能分析模型和计算方法, 对固体火箭冲压发 动机和液体燃料冲压发动机的特性进行计算分析及比 较, 为弹道计算及总体优化 设计提供依据。 ( 5 ) 对整体式冲压发动机导弹一体化设计的关键技术问题:发动机和导弹 在一体化设计中的相互影响、 相互制约关系进行了 研究, 提出了 进行整体式冲压 发
4、动机导弹一体化设计的方法和框图。 ( 6 ) 在建立一整套各分系统模型、 进行空气动力特性数值模拟、完成冲压 发动机性能分析的基础上, 实现了一个集成化的计算机辅助整体式冲压发动机反 舰导弹一体化设计系统, 解决了弹体与发动机合理匹配问题和控制系统与最优弹 摘要 道的关系问题。 该计算机辅助整体式冲压发动机导弹一体化设计系统由于采用了 模 块 化的 结 刊, 所以 可以 较 容 易 地 移 植 到目 前 正 在 兴 起的 多 学 科 设 计 优化 系 统 中 。 厂 本文对整体式冲压发动机导弹涉及的有关气动、动力与机/ 弹一体化设计方 面的问题进行了比较全面深入的研究, 对我国整体式冲压发动机
5、导弹的研制具有 重要的参考价值与指导意义。 关 键 词 : 整 体 式 冲 压 (M a 、 /产 一体化设计 N一 S 方程 , / 数值模拟 了 、 / 多学科设计优化 最 优 梦 Ab s t r a c t ABS T RACT I n t e g r a l r o c k e t - r a m j e t i s a p r o p u ls i o n s y s t e m w i t h g r e a t p o t e n t i a l . U s i n g m i s s i l e - e n g i n e i n t e g r a t e d d e s
6、i g n m e t h o d t o r e a l i z e t h e c o n c e p t u a l d e s i g n o f i n t e g r a l r o c k e t - r a m j e t m i s s i l e i s o f g r e a t s i g n i f i c a n c e t o i m p r o v e q u a l i t y a n d e f f i c i e n c y o f m i s s i l e d e s i g n . I n t e g r a t e d d e s i g n o
7、f r o c k e t - r a m j e t i s i n v e s t i g a t e d s y s t e m a t i c a l l y i n t h i s p a p e r . B as e d o n s t e p o p t im i z a t i o n p a tt e rn , p r o p e r m a t c h i n g f o r m i s s i l e a n d e n g i n e i s s o lv e d s a t i s f a c t o r i l y . A l s o t h e r e l a t
8、 i o n s h i p b e t w e e n g u i d a n c e s y s t e m a n d o p t i m a l t r a j e c t o ry i s s e tt l e d . T h e p r i m a r y w o r k o f t h i s p a p e r i s a s f o l l o w : . T h r e e a s p e c t s a r e a n a l y z e d i n d e t a i l a s t o t h e c h a r a c t e r i s t i c s o f i
9、 n t e g r a l r o c k e t - r a m j e t , w h i c h i n c l u d e : a . t h e m a t c h i n g f o r i n l e t s h a p e a n d m i s s i le c o n f i g u r a t i o n ; b . t h e i n fl u e n c e o n m i s s i l e c o n c e p t u a l p e r f o r m a n c e c a u s e d 勿t h e n u m b e r a n d p o s i
10、t i o n o f i n l e t ; c . i n t e g r a l d e s i g n o f r o c k e t - r a m j e t a n d s o l i d b o o s t e r . . O p t i m i z a t i o n m e t h o d s a r e i n v e s t i g a t e d s y s t e m a t i c a l l y . T h e t h e o ry , fr a m e w o r k a n d s p e c i f i c m a t h e m a t i c a l
11、d e s c r i p t i o n o f M D O ( M u l t i d i s c i p l i n a r y D e s i g n O p t i m i z a t i o n ) a r e s t u d i e d . C o l l a b o r a t iv e o p t im i z a t i o n m e t h o d i s s t u d i e d i n d e p t h , t h e c a u s e s l e a d i n g t o c o m p u t a t i o n a l d i f fi c u l t
12、 y o f t h i s m e t h o d a r e d i s c u s s e d b y o p t i m i z a t i o n t h e o ry a n d c o m p u t a t i o n e x a m p l e s , a n d i m p r o v e m e t h o d w h i c h m a y s o l v e t h i s p r o b l e m i s p r e s e n t e d . B a s e d o n t h e c o m p a r i s o n o f s e v e r a l o
13、p t i m i z a t i o n m e t h o d s a n d t h e c h a r a c t e r i s t i c s o f m o d e r n r o c k e t - r a m j e t , s t e p o p t i m i z a t i o n p a tt e rn-a n e w i n t e g r a t e d d e s i g n m o d e i s p r e s e n t e d a n d i s u s e d t o r e a l i z e i n t e g r a t e d d e s i
14、g n o f r o c k e t - r a m j e t . . I n n e r a n d o u t e r fl o w fi e l d o f a c e r t a i n i n t e g r a l r o c k e t - r a m j e t m i s s i l e i s s i m u l a t e d n u m e r i c a l ly u s i n g N - S e q u a t i o n . A l s o l o n g i t u d i n a l a e r o d y n a m i c c h a r a c t
15、 e r i s t i c s o f m i s s i l e a r e i n v e s t i g a t e d . T h e t r a d i t i o n a l d e p e n d e n c e o n w i n d t u n n e l e x p e r i m e n t i s c h a n g e d g r e a t l y : f i r s t l y , t h e a e r o d y n a n t i c c h a r a c t e r i s t i c s o f m i s s i l e s w i t h c o
16、 m p l e x c o n f i g u r a t i o n a r e s o lv e d s a t i s f a c t o r i l y , e s p e c i a l l y i n t e g r a l r o c k e t - r a m j e t m i s s i l e ; s e c o n d l y , f e a s i b i l i t y o f N - S e q u a t i o n t o n u m e r i c a l s i m u l a t i o n o f i n n e r a n d o u t e r
17、fl o w fi e l d o f m i s s i l e w i t h c o m p l e x c o n fi g u r a t i o n i s d i s c u s s e d . . D e s i g n o f t w o p r o p u l s i o n s y s t e m s i s s t u d i e d -s o l i d r o c k e t r a m j e t a n d l i q u id r a m j e t . T h e p e r f o r m a n c e a n a l y s i s m o d e l
18、 s a n d d e s i g n m e t h o d s a r e s e t u p f o r t h e s e t w o k i n d s o f e n g i n e s . T h e d i ff e r e n t c h a r a c t e r i s t i c s a r e a n a l y z e d a n d c o m p a r e d , w h i c h p r o v i d e b as i s f o r f a r th e r t r a j e c t o ry c o m p u t a t i o n a n d
19、 c o n c e p t u a l o p t im i z a t io n d e s ig n . . T h e k e y t e c h n o l o g y i n i n t e g r a t e d d e s i g n o f r o c k e t - r a m j e t m i s s i le i s d i s c u s s e d一 Ab s t r a c t -i n t e r f e r e n c e a n d r e s t r i c t i o n , a l s o t h e m e t h o d a n d f r a
20、m e w o r k o f t h i s i n t e g r a t e d d e s i g n a r e p r e s e n t e d . . B ase d o n e a c h s u b s y s t e m m o d e l s , a c o m p u t e r a i d e d i n t e g r a t e d d e s i g n s y s t e m i s s e t u p f o r in t e g r a l r o c k e t - r a m j e t a n t i - s h ip m i s s i l e
21、. T h i s d e s i gn s y s t e m c a n b e a p p l i e d t o MD O b e c a u s e o f i t s m o d u l a r s t r u c t u r e . A e r o d y n a m i c c h a r a c t e r i s t i c s , p r o p u l s i o n s y s t e m a n d i n t e g r a t e d d e s i gn as p e c t s r e l a t e d t o i n t e g r a l r o c
22、k e t - r a m j e t m i s s i l e a r e s t u d i e d t h o r o u g h l y i n t h i s p a p e r , w h i c h h a s i m p o r ta n t r e f e r e n c e v a l u e a n d i n s t r u c t i o n a l s i gni f i c a n c e i n t h e d e v e l o p m e n t o f i n t e g r a l r o c k e t - r a m j e t m i s s i
23、 l e . K e y w o r d s : I n t e g r a l R o c k e t - R a m j e t Mu l t i d i s c i p l i n a ry D e s i gn O p t i m i z a t i o n Nu me r i c a l S i mu l a t i o n I n t e g r a t e d D e s i gn N - S E q u a t i o n O p t i m a l T r a j e c t o ry 1 1 第一章 绪论 第一章 绪论 1 . 1 研究背景 在未来战争中, 各种类型的超声速
24、、 远射程、小体积、高性能战术导弹是克 敌制胜的重要武器。对这些导弹的要求是: 1 )远射程 ( 1 0 0 -s o o k m) ,以突破越来越大的防御圈; 2 )高速度 ( 2 .0 4 .0 Ma ) ,以提高武器的突防能力; 3 )连续推力,以实现主动段攻击; 4 )小体积,以 适应多种发射平台和提高装载量。 欲实现上述目 标, 就必须提供先进的推进系统。 在火箭发动机和冲压发动机 技术基础上发展起来的整体式固体火箭冲压发动机和整体式液体冲压发动机以 其独特的性能品质而成为这类导弹推进系统的理想入选者。 该类发动机可以较大 地提高导弹的平均速度, 为导弹超声速飞行提供续航推力以及加速
25、、 爬升所需的 富裕推力,具有比冲高、体积小、结构紧凑、工作可靠、成本低等优点, 所以整 体式冲压发动机己成为当今各发达军事强国大力研制发展的新型推进装置, 并己 装备或即将装备在代表新一代先进水平的战术导弹上。 目 前, 国外军事强国都认识到新一代冲压发动机对大幅度提高中、 远程导弹 武器作战性能的重要意义, 在研究先进的整体式冲压发动机和配备这类装置的导 弹系统方面取得了明显成效, 并加紧付诸实用。 我国研制的液体燃料冲压发动机 己成功地进行了飞行试验, 在理论分析和应用方面积累了一定的经验, 正在将其 应用于新一代超声速反舰导弹上。 我国第一种整体式固体火箭冲压发动机试验样 机已通过了地
26、面试验和飞行试验,为整体式固冲发动机的型号应用奠定了基础 3 4 。 本课题就是基于国内 整体式冲压发动机的现有水平, 对整体式固 体火箭冲压 发动机和液体冲压发动机的特性进行分析研究, 用一体化设计思想研究液冲和固 冲发动机与导弹性能之间的合理匹配问题, 为整体式液冲发动机推进的中远程反 舰导弹提供有益的参考。 1 . 2 整体式火箭冲压发动机的发展与应用 冲压发动机作为最简单的一类吸气式发动机, 其明显的优点是它利用空气作 为燃料的氧化剂, 其推进剂的比冲要比火箭发动机高出数倍。 而冲压发动机的严 重缺点是不能自 行起飞, 必须与其它发动机组合使用, 一般是冲压发动机作主发 动机,固体火箭
27、发动机作助推器。 第一章 绪论 第一章 绪论 1 . 1 研究背景 在未来战争中, 各种类型的超声速、 远射程、小体积、高性能战术导弹是克 敌制胜的重要武器。对这些导弹的要求是: 1 )远射程 ( 1 0 0 -s o o k m) ,以突破越来越大的防御圈; 2 )高速度 ( 2 .0 4 .0 Ma ) ,以提高武器的突防能力; 3 )连续推力,以实现主动段攻击; 4 )小体积,以 适应多种发射平台和提高装载量。 欲实现上述目 标, 就必须提供先进的推进系统。 在火箭发动机和冲压发动机 技术基础上发展起来的整体式固体火箭冲压发动机和整体式液体冲压发动机以 其独特的性能品质而成为这类导弹推进
28、系统的理想入选者。 该类发动机可以较大 地提高导弹的平均速度, 为导弹超声速飞行提供续航推力以及加速、 爬升所需的 富裕推力,具有比冲高、体积小、结构紧凑、工作可靠、成本低等优点, 所以整 体式冲压发动机己成为当今各发达军事强国大力研制发展的新型推进装置, 并己 装备或即将装备在代表新一代先进水平的战术导弹上。 目 前, 国外军事强国都认识到新一代冲压发动机对大幅度提高中、 远程导弹 武器作战性能的重要意义, 在研究先进的整体式冲压发动机和配备这类装置的导 弹系统方面取得了明显成效, 并加紧付诸实用。 我国研制的液体燃料冲压发动机 己成功地进行了飞行试验, 在理论分析和应用方面积累了一定的经验
29、, 正在将其 应用于新一代超声速反舰导弹上。 我国第一种整体式固体火箭冲压发动机试验样 机已通过了地面试验和飞行试验,为整体式固冲发动机的型号应用奠定了基础 3 4 。 本课题就是基于国内 整体式冲压发动机的现有水平, 对整体式固 体火箭冲压 发动机和液体冲压发动机的特性进行分析研究, 用一体化设计思想研究液冲和固 冲发动机与导弹性能之间的合理匹配问题, 为整体式液冲发动机推进的中远程反 舰导弹提供有益的参考。 1 . 2 整体式火箭冲压发动机的发展与应用 冲压发动机作为最简单的一类吸气式发动机, 其明显的优点是它利用空气作 为燃料的氧化剂, 其推进剂的比冲要比火箭发动机高出数倍。 而冲压发动
30、机的严 重缺点是不能自 行起飞, 必须与其它发动机组合使用, 一般是冲压发动机作主发 动机,固体火箭发动机作助推器。 西北工业大学博士学位论文 冲压发动机的概念早在 1 9 1 3 年就由法国人瑞安。 劳伦 ( R e n e L o r i n )首次提 出13 5 1 。 斯 杰 奇 金 ( B . S . S t e c h k i n ) 于1 9 2 9 年 在 俄罗 斯 奠 定 了 冲 压 空 气 喷 气 发 动 机 的理论基础。二次世界大战前, 俄罗斯就开始研制试验型冲压发动机, 包别道诺 斯特塞夫 ( Y u .A .P o b e d o n o z t s e v ) 教授
31、于3 0 年代初曾 用炮弹试验过冲压发动机。 工程师莫古洛夫 ( 1 . Me r k u l o v )于 1 9 3 9年首先研制出亚声速冲压发动机并进行 了飞行试验,曾将该发动机装在飞行试车台一飞机上,并在飞行中实施点火。 根据推进系统在导弹上的安装方式, 冲压发动机的发展大致可划分为三个阶 段。 第一代冲压发动机导弹由 冲压发动机和固体 ( 液体) 助推器简单组成, 将冲 压发动机舱挂在弹体外部, 两种发动机在结构和工作过程上互不相干, 这使得导 弹的尺寸和发射质量较大, 系统比较复杂, 高空富裕推力不足, 导弹总体布局不 尽合理。 助推段结束后因抛掉笨重的助推发动机外壳, 也会对导弹
32、的姿态有所干 扰, 这样就限制了冲压发动机的发展。 早期著名的用传统冲压发动机推进的导弹 有 “ 波马克 ( B o m a r c ) “ .“ 警犬 ( B l o o d h o u n d ) ”等。第二代冲压发动机导弹于 5 0 年代末期开始研制,它己初步具有弹/ 机一体化设计的思想,即将发动机进气 道置于导弹头部位置, 燃烧室居于弹体尾部, 进气道与燃烧室之间用一根长的空 气通道相联接,而助推器却以串联或并联的方式装在弹体外部,如 “ 黄铜骑士 ( T a l o s ) ” 、 “ 海标枪( S e a D a r t ) ” 、 “ 加 涅夫( G a n e f )” S A
33、 一 4 等。 尽管这一时 期使 用冲压发动机的导弹曾是一些性能相当不错的导弹,但也呈现出一些不足之处。 例如发动机进气道效率低、 推进剂的能量不足、 外加助推器增大了导弹尺寸、头 部进气道使总体布局不便、 弹身体积利用不高等, 这大大抵消了 冲压发动机比 冲 高所带来的好处;另一方面在导弹总体设计中,对弹/ 机之间的强祸合效应缺乏 充分认识,从而增加了整体式火箭冲压发动机导弹设计的难度。因此直到6 0 年 代初期取得的技术进展不大。 6 0年代中期至 7 0年代是整体式火箭冲压发动机技术取得突破性成功的年 代。 美国、俄罗斯和西欧都进行了 新概念、新技术研究。主要集中在四个方面: 1 ) 冲
34、压发动机和助推器的 “ 整体化” 一提高容积利用率,导致整体式冲压 发动机的诞生,有利于冲压发动机推进导弹的小型化。 2 )多 种旁侧进气道和突扩燃烧室的 研究成功, 有利于导弹与发动机的一体 化布局,提高综合性能。 3 )除液体冲压发动机外,固体火箭冲压发动机和固体燃料冲压发动机技术 有了很大的发展。 4 )适合高超声速飞行的超然冲压发动机,在基本理论、一体化方案及试验 第一章 绪论 等方面取得了实质性进展。 以简单、 实用为出发点, 俄罗斯率先研制成功用固冲组合发动机为动力的“ 根 弗 ( G a i n f u l ) S A - 6 野战防空导弹,1 9 6 7 年装备部队, 在第四次
35、中东战争中 取 得良 好的战绩。 S A-6 导弹开辟了冲压发动机推进系统发展的新阶段, 震动了世 界导弹行业。 美国在整体式液体冲压发动机研制方面取得了成功, 特别是先进空 中发射战略导弹A S A L M技术指 标非常先进。西德、法国也在这 段时间进行了整体式冲压发动机 和火箭冲压发动机的飞行试验。 俄罗斯研制了两种整体式液体冲 压发动机。这个时期冲压式导弹 的显著特点是都采用了整体式火 箭冲压发动机,采用一个、两个 或四个进气道,进气道位置不在 导弹头部, 而在导弹弹体的领下、 腹部或旁侧,这样既排除了占据 弹体容积的空气通道,又为导引 头让出了头部最佳位置,使弹体 布局趋于合理,实现了
36、推进系统 和飞行器完全一体化;同时,将 助推器置于冲压发动机混合补燃 室中,使整个导弹更加简单紧凑, 实用性强。推进系统在导弹上的 安 装 方 式 如图1 . 1 所 示 3 6 ) ( 1 ) 、第一代 助推 器 ( 2 ) 、第二代 助推 器 ( 3 ) 、第三代 助推器 图1 . 1 推进系 统在导弹上的安装方式 1 十年代以来, 先进雷达技术、 快速反应导弹技术和其它各种武器技术发展 迅猛。 为提高生存能力和突防能力, 战术导弹也朝着速度高、 射程远的方向发展, 这样就进入了冲压发动机的最佳工作领域,普遍认为整体式冲压发动机是高速、 远射程导弹理想的动力装置。最新一代的整体式火箭冲压发
37、动机导弹在总体布 局、 进气道品质、高组装密度的推进剂性能等方面都有了明显的改进与提高。 如 俄罗斯的x -3 1反辐射导弹是由 先进的整体式液体冲压发动机为动力的空地型 反辐射导弹, 主要用于攻击防空导弹、防空火炮用的雷达站系统; 法国的以整体 式液体冲压发动机为动力的中程核导弹A S M P , 1 9 8 7 年5月开始装备幻影I V P 西北工业大学博士学位论文 轰炸机,该弹沿不同的弹道飞行,射程也不同,在一次试验中从 “ 高空”发射, 射程超过3 0 0 k m , 若沿低空以M = 2 .0 速度飞行, 射程为8 0 k m, 若掠海飞行用来 打击海上目 标,则其射程降到6 0 k
38、 m。当今,在充分认识到新一代冲压发动机对 大幅度提高中、 远程导弹武器作战性能的重要性以后, 各国纷纷开展对冲压发动 机及其应用的研究, 不仅美国、 英国、 法国、 俄罗斯等西方国家常有各种以整体 式冲压发动机为动力的导弹试飞报道,像印度、日 本、以色列、瑞典、南非、澳 大利亚以及我国的台湾省( 或台湾地区) 都已 开展了各自 的火箭冲压发动机及相 关技术研究,有的还进行了飞行试验。 整体式火箭冲压发动机克服了传统冲压发动机的缺点, 改进了发动机与导弹 总体的配置关系, 将助推器与冲压发动机共用同一燃烧室, 发动机本体直接成为 弹体的后半段, 从根本上克服了冲压发动机容积利用率差的缺点。 随
39、着高性能贫 氧推进剂的研制和各种旁侧布局进气道技术的开展, 使整体式火箭冲压发动机日 益成熟、完善,给冲压发动机的发展开辟了一条崭新的道路。 可以预料, 整体式火箭冲压发动机将得到进一步发展, 并将广泛应用于各种 类型的导弹上。 1 . 3 导弹与发动机一体化设计问题 与传统的固体、 液体火箭发动机不同, 整体式冲压发动机将发动机与弹体有 机地结合成一个整体, 它与导弹总体的匹配关系极为密切。 除进气道与外部气流 的流动有关外, 它的内 部参数和性能指标 ( 推力系数、比 冲) 都随导弹的飞行速 度、 飞行高度、 迎角而变化。 同时, 它提供的推力和比 冲又直接影响导弹的 质量 和飞行特性。
40、这时发动机的性能不仅决定飞行状态, 而且与发动机在飞行器上的 总体布局密切相关。 因此, 整体式冲压发动机不能脱离导弹总体而设计, 必须与 导弹外形、 总体设计紧密结合,以 形成气动效率高、 重量轻的设计方案。 开展整 体式冲压发动机推进的新一代导弹研究, 必须从总体设计的角度, 和发动机互相 配合, 对内 外流同时进行设计, 即总体设计参数中不仅有弹体和发动机外形参数, 而且有发动机内部结构和性能参数,才能设计出最佳的总体方案。 弹/ 机一体化涉及到的问题比较广泛, 从导弹总体的角度来说, 进气道型式 与导弹布局的匹配是总体设计中的一个重要问题。 整体式冲压发动机典型的进气道主要有三种类型:
41、 即轴对称的、 二元和颗下 的。 N A S A曾 对无干扰的三种进气道进行实验研究, 实验表明轴对称进气道性能 随攻角的增加而迅速变坏, 与此相反, 二元和颗下进气道的性能 ( 总压恢复和发 西北工业大学博士学位论文 轰炸机,该弹沿不同的弹道飞行,射程也不同,在一次试验中从 “ 高空”发射, 射程超过3 0 0 k m , 若沿低空以M = 2 .0 速度飞行, 射程为8 0 k m, 若掠海飞行用来 打击海上目 标,则其射程降到6 0 k m。当今,在充分认识到新一代冲压发动机对 大幅度提高中、 远程导弹武器作战性能的重要性以后, 各国纷纷开展对冲压发动 机及其应用的研究, 不仅美国、 英
42、国、 法国、 俄罗斯等西方国家常有各种以整体 式冲压发动机为动力的导弹试飞报道,像印度、日 本、以色列、瑞典、南非、澳 大利亚以及我国的台湾省( 或台湾地区) 都已 开展了各自 的火箭冲压发动机及相 关技术研究,有的还进行了飞行试验。 整体式火箭冲压发动机克服了传统冲压发动机的缺点, 改进了发动机与导弹 总体的配置关系, 将助推器与冲压发动机共用同一燃烧室, 发动机本体直接成为 弹体的后半段, 从根本上克服了冲压发动机容积利用率差的缺点。 随着高性能贫 氧推进剂的研制和各种旁侧布局进气道技术的开展, 使整体式火箭冲压发动机日 益成熟、完善,给冲压发动机的发展开辟了一条崭新的道路。 可以预料,
43、整体式火箭冲压发动机将得到进一步发展, 并将广泛应用于各种 类型的导弹上。 1 . 3 导弹与发动机一体化设计问题 与传统的固体、 液体火箭发动机不同, 整体式冲压发动机将发动机与弹体有 机地结合成一个整体, 它与导弹总体的匹配关系极为密切。 除进气道与外部气流 的流动有关外, 它的内 部参数和性能指标 ( 推力系数、比 冲) 都随导弹的飞行速 度、 飞行高度、 迎角而变化。 同时, 它提供的推力和比 冲又直接影响导弹的 质量 和飞行特性。 这时发动机的性能不仅决定飞行状态, 而且与发动机在飞行器上的 总体布局密切相关。 因此, 整体式冲压发动机不能脱离导弹总体而设计, 必须与 导弹外形、 总
44、体设计紧密结合,以 形成气动效率高、 重量轻的设计方案。 开展整 体式冲压发动机推进的新一代导弹研究, 必须从总体设计的角度, 和发动机互相 配合, 对内 外流同时进行设计, 即总体设计参数中不仅有弹体和发动机外形参数, 而且有发动机内部结构和性能参数,才能设计出最佳的总体方案。 弹/ 机一体化涉及到的问题比较广泛, 从导弹总体的角度来说, 进气道型式 与导弹布局的匹配是总体设计中的一个重要问题。 整体式冲压发动机典型的进气道主要有三种类型: 即轴对称的、 二元和颗下 的。 N A S A曾 对无干扰的三种进气道进行实验研究, 实验表明轴对称进气道性能 随攻角的增加而迅速变坏, 与此相反, 二
45、元和颗下进气道的性能 ( 总压恢复和发 第一章 绪论 动机流量) 随攻角的增加而提高, 这些特性与先进战术导弹的要求相匹配。 将进 气道安置在导弹弹翼产生的有利流场中, 可以改善进气道的攻角性能, 采用这种 设计技术, 轴对称进气道的性能可接近二元进气道的性能。 如果也把二元进气道 置于弹翼的流场内, 中间翼的进气道性能近似等于无翼的进气道性能, 而底部翼 的进气道性能有了改善, 进气道位于叉形翼中间时, 进气道性能得到进一步改善。 但是导弹弹翼和进气道的位置将给设计者提出严重的稳定性和控制问题。因此, 以现代高性能冲压发动机为动力的战术导弹一般采用将领下和二元进气道系统 结合为一体的设计方案
46、。 只有当要求导弹研制的风险小、 重量轻、生产成本低的 条 件下, 才 采 用 轴 对 称 进 气 道 3 8 1 对整体式冲压发动机来说,进气道在弹体周围的数目 及其安装位置对导弹总 体性能也有很大影响。 六、七十年代,三种以冲压发动机为动力的飞行试验导弹 和一种已 服役的导弹上,已 经成功地使用了多个 ( 4个)后置进气道系统,如人 们所熟悉的S A -6 导弹。 这种配置形式的导弹在攻角较大时, 背风面弹体涡会分 离并前移,当分离涡前移到进气口 时,背风面进气道性能大幅度下降,严重时会 破坏发动机的正常工作状态,因而这种导弹的可用攻角受到一定限制。当所要求 导弹的攻角和偏航角较小时,这种
47、进气道系统能较好地工作。如图 1 .2所示的俄 罗斯x -3 1 反辐射导弹, 冲压发动机采用四个圆形进气道呈X形配置在弹体上。 然而, 当今以 冲压发动机为动力的先进战术导弹 ( 特别是空对空导弹) , 在制导体 制交接和末段飞行时,都强调能在大攻角下工作, 在这种工作状态下,多个后置 式进气道系统的性能不好。已经证明,前置式领下进气道和后置式腹部进气道性 能较高,随着攻角的增加,进气道总压恢复和捕获面积比明显增加,发动机推力 也随之增加。但是在负攻角或侧滑角下,这些进气道的性能也会下降,因此,配 置这种进气道的导弹,最好采用倾斜转弯控制系统 ( 即B T T控制技术) 。如果采 用一个进气
48、道,通常安装在腹部。如果采用两个进气道,通常安装在两侧或与水 平 中 心 线 成4 5 “ 角的 位置 上 3 8 ,9 11 。 图1 .3 是 法国 两 侧 进 气的 中 程空 对 地导 弹A S M P , 它利用进气道舱取替了 弹翼, 它的进气道型式能够利用攻角来改善发动机工作条 件。图1 .4 是美国先进的战略空射导弹 一推进系统验证飞行器 ( A S A L M -P T V ) 结构示意图, 其进气系统由 颊下进气道、置于弹下方的卵圆形空气导管和S 形管 道组成,这种颁下进气道利用了弹头外型面的预压缩作用,既能满足冲压发动机 本身的吸 气流量要求, 又对减少 外阻 和侧向 雷 达
49、散 射截面有 利4 6 1 。图1 . 5 示出 美 国先进的空空导弹 ( A A A M)方案之一,它采用腹部后置进气道,使导弹的攻角 特性、阻力特性和发动机进气道流场品质等都比较优良。 西北工业大学博士学位论文 图1 . 2 x一 3 1 反辐射导弹 图1 . 3中程空对地导弹A S M P 图1 . 4战略空射导弹一推进系统验证飞行器 ( A S A L M -P T V ) 示意图 Cl 图1 . 5人 人 A M 方案之一 第一章 绪论 与火箭发动机导弹相比, 冲压发动机与导弹的一体化要解决助推器和冲压主 发动机之间在外形尺寸和容积利用率上的问题。 冲压发动机和固体助推器的一体 化方案在很大程度上与飞行器和发动机尺寸有关, 对于小型或中型的空一空和地 一空导弹, 由于容积的严格限制, 把助推器的固体推进剂放置在冲压发动机的燃 烧室中,就实现了固体助推器和最简单吸气式发动机的一体化设计。 另一个一体化方案是将固体助推器连同其壳体置于液体燃料冲压发动机的 燃烧室中。 这种方案用在发射质量大和发动机工作时间长的“ 地一地” 导弹和“ 空 一地” 导弹上。 在燃烧室壳体中, 发动机一些紧凑的结构上难于加工制造的元件、 部件和组件 ( 如展开式供油管和火焰稳定器、喷口 调节机构等) ,应安装于尽
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