冲压发动机在未来远程空空导弹的分析和仿真研究

2021-10-27郑旭阳刘赛华

弹箭与制导学报 2021年4期

郑旭阳，刘畅，刘赛华

(中国空空导弹研究院，河南洛阳 471009)

0 引言

空空导弹作为典型的武器装备，其发展遵循“需求牵引、技术推动” 规律[1]。具备超声速巡航和隐身能力的第四代战斗机、作战无人机、超声速巡航导弹、高超声速飞行器、临近空间武器等是未来空战的主要威胁，也是未来空空导弹的主要攻击目标。随着载机和空战条件的变化，第四代空空导弹面临新的挑战。第四代战斗机的隐身性要求空空导弹高密度内埋挂装；先敌发现、先敌发射、先敌命中作为空战制胜的关键[2]，超视距作战将成为未来空战的主要作战方式；当超声速导弹末端突防速度达到Ma5.0，目标飞行器将难以逃脱，世界各国反导系统也几乎无法拦截。第五代空空导弹必须面临和适应这些新的空中威胁和未来空战特点，下一代空空导弹将向小型化、远射程、高速度的方向发展，火箭发动机很难满足需求。

樊会涛指出，从第五代空空导弹的总体系统设计角度来看，采用冲压发动机后，导弹气动、制导控制和发动机几个分系统将高度耦合[3]。国内应用冲压发动机的导弹主要有某型低空超声速反舰导弹、某型超声速巡航导弹等，弹径都较大，而采用冲压发动机的空空导弹还处于研制阶段。王玉清等[4]指出冲压发动机能够实现导弹在25 km以上的高度以Ma4.0以上的速度稳定飞行，是新一代高动态临近空间武器优选动力装置。国外应用冲压发动机的导弹主要有欧洲的“流星”超视距中远程空空导弹、法国的ASMP 中程空对地导弹、印度的“布拉莫斯” 巡航导弹、美国的GQM-163A等，其中“流星”超视距中远程空空导弹是国外对冲压发动机在空空导弹上应用研究的典型代表，最高马赫数在4.0以上，射程120 km，弹径178 mm，有利于载机内埋挂装。

文中参考欧洲“流星”超视距中远程空空导弹，考虑了未来远程空空导弹在高密度内埋挂装条件下小尺寸、远射程、高速度的基本特点，给出了空空导弹及冲压发动机的总体布局，同时选定了发动机的进气道(二元三波系进气道)、燃烧室(旁侧进气凹腔燃烧室)和尾喷管(轴对称拉瓦尔喷管)。建立冲压发动机整机计算模型，进行了三维流场和性能计算分析，以初步验证冲压发动机作为未来内埋远程高速空空导弹的可行性。

1 基于冲压发动机的第五代空空导弹战术特征分析

1.1 冲压发动机的特点

冲压发动机具有飞行马赫数宽(Ma=1.5～5.0)、比冲高、推力可调节、结构简单、成本低等特点，是未来远程空空导弹的优选动力装置[5-6]。冲压发动机至今已经发展到第三代的整体式冲压发动机，弹体和发动机一体化，固体火箭助推器和冲压发动机共用燃烧室，提高了空间利用率，减轻了导弹的重量。并且，相对于空空导弹传统采用的火箭发动机，比冲要大得多。图1给出了各种发动机比冲性能的对比。火箭发动机的比冲约200 s，采用固体燃料的冲压发动机比冲可以达到800 s，液体燃料的冲压发动机比冲可以达到1 200～1 400 s，因此对于未来远程空空导弹，采用冲压发动机是十分必要的。

图1 各种发动机比冲对比

1.2 第五代空空导弹战术特征分析

分析未来空战对空空导弹的作战需求，结合国外空空导弹的相关研究进展，文献[3]给出了第五代空空导弹的典型战术特征。

1)有效打击高性能空中目标

具备对新型空中威胁目标的打击能力是第五代空空导弹的核心要求。

冲压发动机能够在导弹中末制导阶段始终保持有动力飞行，机动性更高，突防能力更强。同时作为吸气式发动机，比冲高，工作马赫数范围宽，采用变几何的进排气系统、调节燃气流量等措施能够实现推力调节和能量分配，依据不同的攻击目标对弹道进行优化，实时制定更加合适的飞行任务，实现对各目标的精准打击。

2)多任务和双射程

第四代战斗机的隐身性要求机载武器内埋挂装，受内埋弹舱的空间限制，需要机载武器在有限挂弹量下尽可能满足载机的作战任务需求，对第五代空空导弹提出了多任务和双射程的要求。

多任务不仅需要空空导弹满足空对空的作战需求，还要具备一定的对地打击能力，对于使用冲压发动机的空空导弹，高比冲能够在很大程度上减少氧化剂和燃料的携带，为弹体腾出更多的空间，有利于减小导弹尺寸，提高机舱内埋数量。全程有动力飞行、高的飞行速度和机动性使得导弹具备更强突防能力[7]，能够实现对地打击。图2给出了法国研制的战略和战术两用空对地巡航导弹ASMP，ASMP采用整体式液体燃料冲压发动机，飞行高度在20 km，飞行马赫数3.0～3.5[8-9]，通常携带核弹头。

图2 阵风携带ASMP巡航导弹

双射程是指导弹同时具备近距格斗和中远距拦射的能力。整体式冲压发动机在火箭助推器作用下能够实现马赫数0启动，高的飞行速度和机动性使其具备良好的近距格斗能力。作为吸气式发动机，高的比冲使导弹具有更远的射程；能够飞至空气较为稀薄的临近空间区域[4]，阻力更小，在中制导过程保持高速巡航状态，具备中距拦射和远程截击的能力。

3)具有优良的抗干扰能力

整体式冲压发动机提高了弹体空间的利用率，为前舱留出更大的空间，便于增加相关的抗干扰设备，能够间接提高导弹的抗干扰能力。

4)高密度内埋挂装

第四代战斗机的隐身性能要求机载武器内埋挂装，导弹的体积、重量受限，需要向体积更小、重量更轻的方向发展，以提高武器内埋挂装数量，实现高密度挂装。

欧洲“流星”超视距中远程空空导弹是采用吸气式发动机的第四代中距拦射空空导弹的典型代表，如图3所示。采用无弹翼、双下侧进气的气动布局，飞行高度可达25 km，飞行马赫数2.5～4.0[10]。通过将原有舵面改为切梢舵，实现了F35的内埋挂装。弹重185 kg，全长365 mm，弹径178 mm，发动机直径167 mm。

图3 Meteor“流星”空空导弹

考虑近年来严峻的国际局势，未来空空导弹研制和生产的周期需进一步缩短。基于冲压发动机的空空导弹的气动、制导控制和发动机几个分系统将高度耦合，未来空空导弹导引头、飞行控制舱、舵机以及数据链不仅是传统的串行机构，未来制导控制系统将实现高度集成，高度集成的制导控制系统与基于冲压发动机的动力系统高度耦合，进而减小导弹长度、弹径，有利于批量生产。同时，以“流星”导弹178 mm的弹径为例，较小弹径(178 mm)冲压发动机能够很好地适应当前空空导弹的柔性生产线，降低新型号产品批产难度，适应未来导弹武器研制和生产的节奏。因此，冲压发动机在未来空空导弹技术领域具有非常广阔的发展前景。

2 空空导弹总体布局

参考“流星”空空导弹，考虑未来空空导弹小尺寸、远射程、高速度的特点，给出满足设计要求的冲压发动机模型，以初步验证冲压发动机作为未来内埋远程高速空空导弹的可行性。

2.1 飞行任务

冲压发动机在马赫数5.0以上工作时会出现热离解，将导致燃烧室燃烧效率显著降低，因此一般认为亚燃冲压发动机的工作上限为Ma5.0。基于相关文献，欧洲“流星”超视距中远程空空导弹的最大飞行马赫数大于4.0，给出冲压发动机飞行状态：Ma为2.0～5.0，飞行高度H为15.5～27.5 km，设计点为Ma=4.5，H=26 km。

受机身材料热负荷及发动机燃烧稳定性的限制，实际超声速飞行器只能在较窄的动压范围内(20～90 kPa)飞行[11]。空空导弹按等动压轨道爬升，以等动压(30 kPa)给出远距空空导弹飞行任务，并根据未来空空导弹多任务的需求分别给出两种飞行任务，如表1和表2所示。

表1 远距空空导弹飞行任务(对空作战)

表2 远距空空导弹飞行任务(对地打击)

2.2 飞行器总体布局

对于使用二元进气道的飞行器，采用双下侧布局的进气道在设计点Ma4.5时具有最好的攻角特性，大攻角下流量系数和总压恢复系数都比较高[12]。因此选择二元进气道双下侧的进气布局，与“流星”导弹具有相同的布局方式，导弹总体布局方案如图4所示。

图4 采用二元进气道的导弹总体布局方案

冲压发动机的直径为167 mm，与“流星”空空导弹相同。进气道采用二元三波系进气道，燃烧室采用旁侧进气燃烧室，尾喷管采用轴对称拉瓦尔喷管，燃烧室和进排气系统的工作范围均为Ma取2.0～5.0，设计点均为Ma4.5，冲压发动机的总体布局如图5所示。

图5 发动机总体布局示意图

2.3 冲压发动机旁侧进气燃烧室

考虑到未来空空导弹内埋情况下小尺寸、远射程的特点，选用了比冲更高的液体燃料航空煤油，用C12H23简化其化学式。

采用的冲压发动机旁侧进气燃烧室是在传统的旁侧进气突扩燃烧室的基础上，进行了凹腔火焰稳定器设计，得到综合性能较好的旁侧进气突扩凹腔燃烧室。

目前，国内外研究机构没有关于凹腔应用于亚燃冲压发动机旁侧进气燃烧室的相关研究结果，凹腔火焰稳定器与突扩火焰稳定器组合使用，以解决燃烧室在宽速域(Ma取2.0～5.0)情况下难以组织高效燃烧的问题。

考虑到进气道转弯前截面到燃烧室入口截面的扩张，选用了适当的弯头扩张比进行处理。由于未采用导流叶片，计算模型对燃烧室入口前的进气道弯管等直段延长处理，以获得较为均匀的射流。图6给出了旁侧进气突扩凹腔燃烧室三维模型示意图。

图6 旁侧进气突扩凹腔燃烧室三维模型示意图

3 冲压发动机整机三维流场计算

基于未来空空导弹小尺寸、远射程、高速度的基本特点，采用FLUENT对冲压发动机整机进行三维流场数值计算，给出了冲压发动机的主要性能参数，初步验证了冲压发动机作为未来内埋远程高速空空导弹的可行性。

实际二元双下侧进气道与弹体的空间布局及结构设计方面的问题不是研究的重点，三维计算模型对进气道与燃烧室的空间布局做了简化处理。

3.1 冲压发动机模型与计算方法及验证

利用ICEM软件将构型划分非结构化网格，近壁面附近网格加密处理，进气道和尾喷管分别带有远场区域，取整机的二分之一进行计算，计算区域网格如图7所示。将非结构化网格导入Fluent进行数值计算，计算设置条件为：基于密度基的隐式求解器；标准k-ε湍流模型；进气道进口边界选择压力远场，给定来流马赫数、静温和静压，进气道出口为压力出口边界条件，给定出口的总温和背压；使用颗粒随机轨道模型处理气液两相流问题，燃烧模型为有限速率/涡耗散模型；尾喷管进口选用压力进口，远场出口面为压力出口，远场其他面采用压力远场；壁面边界采用绝热无滑移壁面。

图7 冲压发动机整机计算网格

3.1.1 燃烧室数值计算方法及验证

为了验证燃烧室的三维数值计算方法，选择文献[13]试验研究的相关数据与数值模拟计算结果进行对比。表3给出了试验结果与三维数值仿真计算结果的对比，燃烧效率计算采用温升法[14]，可以看出试验结果与数值仿真结果接近，相对误差较小，验证了文中冲压发动机燃烧室数值模拟计算方法的可行性。

表3 燃烧室试验结果与数值仿真结果对比

3.1.2 进排气系统数值计算方法及验证

为了验证进气道的数值计算方法，选择文献[15]的超声速进气道试验模型及试验数据与数值计算结果进行对比。图8给出了试验纹影图和数值模拟计算得到的马赫数等值线图的对比，明显看出激波系结构高度吻合。

图8 进气道纹影和马赫数等值线计算结果对比

为了验证尾喷管的三维数值计算方法，选择NASA试验研究的相关数据与数值模拟计算结果进行对比[16]。图9给出了最终的壁面压力分布计算结果，数值模拟计算结果与试验结果吻合良好。

图9 尾喷管壁面压力试验值和计算值对比

3.2 冲压发动机典型飞行状态下的自由流参数和性能参数

冲压发动机的进气道和尾喷管在Ma3.0进行了变几何处理，整机计算只针对Ma取3.0～5.0，表4给出了冲压发动机典型飞行状态Ma为5.0，4.5，4.0，3.5，3.0的自由流参数。

表4 典型飞行状态下的自由流参数

给出发动机推力计算公式[17]：

F=moutVout-m0V0+(Pout-P0)Aout

(1)

其中:mout为冲压发动机尾喷管出口气体单位质量流量；m0为进气道入口单位时间内的空气质量流量；Vout为喷管出口气流速度；V0为进气道入口的来流速度；Pout为喷管出口静压；P0为当地环境压力；Aout为喷管出口截面积。

单位推力计算公式为：

Fs=F/m0

(2)

比冲计算公式为：

Isp=F/(gmfule)

(3)

其中，mfuel为煤油的单位质量流量；g为标准重力加速度，取9.806 65 m/s2。

3.3 冲压发动机三维流场和性能计算分析

首先对冲压发动机设计点的流场和性能进行计算分析。为了方便观察冲压发动机的三维流场，取中心截面进行观察分析。图10和图11分别给出了冲压发动机冷流状态中心截面的马赫数和静压分布云图，ER为燃料的当量油气比。可以看出，自由流经过进气道减速增压作用，气流速度明显下降，正激波远离进气道唇口，三道斜激波均交汇于唇口位置，进气道工作性能良好。燃烧室内压力明显上升，并具有最高压力；此时燃烧室没有燃烧，进气道出口反压较小，部分气流进入燃烧室时仍处于超声速状态。气流经过尾喷管加速膨胀做功，速度明显上升，压力显著降低。

图10 冲压发动机中心截面马赫数分布(Ma4.5，ER=0)

图11 冲压发动机中心截面静压分布(Ma4.5，ER=0)

图12～图14分别给出了冲压发动机设计点燃烧状态中心截面的马赫数、静温、静压分布云图，图15给出了冲压发动机沿程截面的静温分布云图，表5给出了冲压发动机性能参数。可以看出进气道正常起动工作，三道斜激波交汇于唇口位置，唇口处激波打在肩部的位置，且没有溢流，无明显附面层分离，由于燃烧室处于燃烧状态，背压增加，正激波位置相比冷流流场有所前移，但仍然远离唇口，位于扩张段的中间位置，这一位置可以更好的稳定激波。燃烧室入口气流为亚声速，气体和燃料掺混效果较好，火焰得到了充分的扩散，温度分布较为均匀。尾喷管处于欠膨胀状态，出口气流均匀，工作状态良好。

图12 冲压发动机中心截面马赫数分布(Ma4.5，ER=0.6)

图13 冲压发动机中心截面静温分布(Ma4.5，ER=0.6)

图14 冲压发动机中心截面静压分布(Ma4.5，ER=0.6)

图15 冲压发动机沿程截面静温分布(Ma4.5，ER=0.6)

表5 冲压发动机设计点和非设计点性能参数

3.4 发动机非设计点流场和性能计算分析

对发动机非设计点的流场和性能进行计算分析，图16～图23分别给出了冲压发动机在飞行马赫数为5.0,4.0,3.5,3.0燃烧状态下中心截面的静温和马赫数分布云图，冲压发动机非设计点的性能参数见表5。

图16 冲压发动机中心截面静温分布(Ma5.0，ER=0.8)

图17 冲压发动机中心截面马赫数分布(Ma5.0，ER=0.8)

图18 冲压发动机中心截面静温分布(Ma4.0，ER=0.8)

图19 冲压发动机中心截面马赫数分布(Ma4.0，ER=0.8)

图20 冲压发动机中心截面静温分布(Ma3.5，ER=0.8)

图21 冲压发动机中心截面马赫数分布(Ma3.5，ER=0.8)

图22 冲压发动机中心截面静温分布(Ma3.0，ER=0.8)

图23 冲压发动机中心截面马赫数分布(Ma3.0，ER=0.8)

可以看出，在Ma5.0进气道入口三道斜激波交汇于唇口内，且无溢流，进气道正常起动工作；在Ma取4.0，3.5,3.0时进气道入口三道斜激波均交汇于唇口上游，且随飞行马赫数降低，激波位置远离唇口，溢流程度逐渐增加，进气道均能正常起动工作，整个燃烧室温度分布较为均匀。随着来流条件不断偏离设计点，飞行马赫数不断降低，进气道捕获能力下降，流量系数减小，出口气流不够均匀，燃烧室出口压力低于预期，尾喷管在Ma为3.5，4.0，5.0时均处于欠膨胀状态，在Ma3.5时尾喷管最接近于理想膨胀，在Ma3.0处于过膨胀，需对尾喷管进行调节。

综合以上计算结果及分析，冲压发动机在小尺寸(直径167 mm)、高马赫数(Ma取3.0～5.0)情况下，仍然能够保持较大的单位推力和较高的比冲，设计点比冲达到1 391 s，符合未来空空导弹小尺寸、远射程、高速度的基本特点，初步验证了冲压发动机作为未来内埋远程高速空空导弹的可行性。