硼基富燃料推进剂跨介质冲压发动机工作特性方案研究①

李鹏飞，黄利亚，夏智勋，孟 梁，肖 帆

(国防科技大学 空天科学学院，长沙 410000)

0 引言

跨介质反舰导弹在高空以超声速巡航，经掠海飞行后进入水下超高速巡航并打击目标，可大幅提高导弹的突防能力[1]。跨介质冲压发动机采用富燃料固体推进剂，与冲压进入的外部空气或海水燃烧生成高温燃气，并通过喷管产生推力，具有比冲高、结构简单等特点，能够实现空中和水中的一体化工作，是跨介质反舰导弹的理想动力装置[2]。

跨介质飞行器概念已出现近百年，最早由前苏联鲍里斯·乌沙可夫提出“LPL”方案[3]，该方案在空中采用热动力螺旋桨推进，水下采用电机推进。为提高特种作战能力，美国国防先期研究计划局(DARPA)提出了一种潜水飞机方案[4]，该潜水飞机在空中采用螺旋桨动力，在水下采用喷水推进动力。SIDDALL等[5]从仿生角度出发设计了一种采用螺旋桨动力的变体跨介质无人飞行器。北卡罗来纳州立大学和Teledyne科学与成像公司[6]研发了一种以电机驱动螺旋桨为动力的跨介质无人机，并多次完成了全飞行/航行阶段的试验。JOSEPH MOORE等[7]设计制造了一种三角翼无人跨介质飞行器，利用惯性实现跨介质飞行。以上所提到的动力装置巡航速度较低、系统较为复杂，无法满足跨介质反舰导弹对动力装置的要求。

跨介质冲压发动机将目前先进的超声速导弹动力和超高速鱼雷动力技术[8-9]相结合，在空中采用固体火箭冲压工作模式，在水下采用水冲压工作模式，以实现导弹的跨介质高速航行。富燃料固体推进剂具有密度大，体积能量密度高，容积热值高的特点，可作为跨介质冲压发动机推进剂使用。目前，富燃料固体推进剂已经在超声速导弹固体火箭冲压发动机、超高速鱼雷水冲压发动机中获得了应用[10]。富燃料固体推进剂主要为含硼富燃料推进剂、含铝富燃料推进剂和含镁富燃料推进剂等[11]，其中含镁、铝富燃料推进剂完全燃烧释放出来的热值约为19～22 MJ/kg，其比冲为 5000～8000 N·s/kg；而高能含硼富燃料推进剂完全燃烧释放出来的热值大约为 30～34 MJ/kg，其比冲约为含铝富燃料推进剂的1.6～1.8 倍[12-14]。目前，含硼富燃料固体推进剂已经成为固体火箭冲压发动机的首选推进剂[15]。由于镁、铝能够与水燃烧释放热量，含镁、铝富燃料推进剂现已应用于水冲压发动机[16]。

本文探索将硼基富燃料固体推进剂应用于跨介质冲压发动机，针对所提出的跨介质反舰导弹外形及弹道，通过理论计算获得不同弹道条件下的发动机推力，通过发动机理论性能对比分析提出一种新型硼基富燃料推进剂配方，并对跨介质冲压发动机基本工作参数进行了计算。

1 跨介质导弹阻力特性分析

1.1 导弹基本尺寸与弹道

本文跨介质反舰导弹弹径为0.533 m，弹长5.56 m。弹道分为高空巡航段、掠海飞行段、入水过渡段以及水下巡航与机动段，表1是跨介质反舰导弹在各个弹道阶段的性能参数。

1.2 阻力特性计算

在计算跨介质导弹在高空巡航段以及掠海飞行段的阻力特性时，只考虑零升阻力的影响，零升阻力包括底部阻力、摩擦阻力、激波阻力，采用文献[17]方法计算零升阻力。

计算得到跨介质导弹在高空巡航阶段的零升阻力系数，结果如表2所示。根据阻力与阻力系数的关系，计算得到高空巡航阶段弹体阻力为13.6 kN。采用同样方法计算得到掠海飞行段弹体阻力为63.69 kN。

表2 高空巡航段阻力系数

在水下巡航中，跨介质导弹采用超空泡减阻，弹体被空泡包覆，忽略摩擦阻力，只考虑压差阻力，其航行阻力计算公式[18]为

(1)

式中A为空化器面积；CD为阻力系数。

依据水下阻力计算模型，选取空化数为0.019，计算得到水下巡航段阻力为9.58 kN。在水深10 m巡航弹道基础上，计算航速不变条件下机动爬升(至水面)与下潜(至水深100 m)弹道弹体阻力随深度变化曲线，如图1所示。

图1 弹体阻力随深度变化

2 发动机工作特性分析

2.1 硼基富燃料固体推进剂性能分析

本文跨介质冲压发动机在空中和水中工作时均采用高能硼基富燃料固体推进剂。为了使跨介质冲压发动机在空气冲压与水冲压条件下都具有较高的理论性能，在对硼基富燃料固体推进剂性能进行分析时，通过与水冲压发动机铝基富燃料固体推进剂性能对比，指导硼基富燃料固体推进剂的选取。

采用典型的固体火箭冲压发动机硼基富燃料推进剂与水冲压发动机铝基富燃料推进剂，推进剂主要组分如表3、表4所示。分别对两种推进剂在高空巡航段和水下巡航段的发动机比冲进行计算，高空巡航段与水下巡航段冲压发动机的基本工况参数如表5所示。图2是空气冲压条件下和水冲压条件下发动机比冲随空燃比、水燃比的变化曲线。

(a)High altitude cruise stage (b)Underwater cruise stage

表3 硼基富燃料推进剂主要组分

表4 铝基富燃料推进剂主要组分

可以发现，按照典型配方，高空巡航条件下，硼基富燃料固体推进剂在空燃比大于6时，比冲性能优于铝基固体推进剂，但在水下巡航条件下，硼基富燃料固体推进剂比冲性能不具优势。虽然硼相比铝具有更高的热值，但由于硼基富燃料推进剂中硼含量相对较低，该配方体系下，其在水下巡航段的比冲低于铝基固体推进剂。

为提高跨介质工作条件下发动机理论性能，本文提高了硼基富燃料固体推进剂中的硼含量，对两种推进剂配方，分别为硼含量53.5%(配方一)和63.5%(配方二)，在水下巡航段的发动机比冲性能进行了计算，图3是发动机比冲随水燃比的变化曲线。

图3 不同推进剂发动机比冲随水燃比变化

由图3可以得出，发动机理论比冲随推进剂中硼含量的提高而增大。硼含量53.5%时，硼基推进剂比冲性能和铝含量75%的铝基固体推进剂比冲性能相当；硼含量63.5%时，硼基推进剂比冲性能在跨介质冲压发动机工作水燃比范围内优于铝基固体推进剂。因此，本文采用硼含量63.5%的硼基富燃料固体推进剂进行现阶段跨介质冲压发动机理论性能分析，硼含量提高后的药柱制备及燃烧性能等问题后期可通过硼颗粒的改性处理、制备工艺的改进以及药柱性能研究等方式解决。

2.2 空中工作特性

本文忽略跨介质反舰导弹的发射加速阶段，只计算空中巡航段的工作特性。跨介质反舰导弹固体推进剂药柱药面直径取为500 mm，在高空巡航段与掠海巡航段巡航高度分别为10 km、5 m，飞行过程中冲压发动机采用燃气流量调节技术，喷管在两段飞行中均按最佳膨胀比进行计算。

结合发动机理论性能计算方法[19]，以满足跨介质弹道各段推力为目标，通过迭代计算，获得跨介质冲压发动机在弹道各阶段硼基富燃料固体推进剂的质量流量，迭代计算方法如图4所示。

图4 确定燃料质量流量的迭代方法

根据来流总压，考虑进气道总压损失，选取高空巡航段、掠海巡航段补燃室的压强分别为0.25、0.61 MPa。计算得到高空巡航段、掠海巡航段富燃料固体推进剂质量流量分别为1.59、7.63 kg/s，空燃比分别为9.7、6.78。

根据空燃比以及补燃室压强，通过热力计算获得高空巡航段和掠海巡航段跨介质冲压发动机的特征速度分别为1223.9、1298.7 m/s，进而计算高空巡航段、掠海巡航段发动机喷管喉部、出口以及燃气发生器喉部、出口直径等参数，如表6所示。

表6 空中工作段发动机工作/结构参数

2.3 水下工作特性

根据跨介质导弹在水下巡航段的弹道参数，同时考虑进水流道总压损失及喷注压降，水下巡航段补燃室工作压强为2.5 MPa。同样以实现水下推阻平衡为目标，通过迭代计算，计算得到发动机燃气质量流量为5.66 kg/s，进而计算得到水下巡航段发动机的工作参数如表7所示。

表7 水下巡航段发动机工作/结构参数

本文对水下匀速爬升及下潜两种机动情况进行了计算。计算过程中假设：

(1)导弹机动过程中速度保持不变，发动机进水流量不发生变化；

(2)导弹爬升或下潜过程中环境压强随深度线性变化；

(3)跨介质冲压发动机在导弹机动过程中通过燃气流量调节改变推力，以匹配弹体阻力的变化。

依据水下航行阻力公式和确定燃料质量流量的迭代方法可得到不同深度的最佳燃气流量，进而计算得到水下爬升/下潜段燃气发生器喉部直径随深度的变化曲线，如图5所示。

图5 水下机动段燃发器喉部直径随深度变化

2.4 发动机主要工作参数

表8给出了本文跨介质冲压发动机的主要工作参数。可以看出，跨介质冲压发动机在空中和水中两种工作状态下，补燃室压强存在较大差异，这也导致空中和水中工作时喷管喉部面积发生变化，需要对喷管结构进行特殊设计，以实现对喷管结构的调节[20]。

图6为硼基跨介质冲压发动机初步方案设想图。

图6 硼基跨介质冲压发动机初步方案设想图

表6 跨介质发动机主要工作参数

3 结论

(1)针对所提出的跨介质反舰导弹外形及弹道，计算获得了高空巡航段、掠海飞行段、入水过渡段以及水下巡航与机动段的弹体阻力变化。

(2)采用硼基富燃料固体推进剂，高空飞行条件下，硼含量33.5%时，跨介质冲压发动机比冲相比采用铝基推进剂(铝含量75%)更具优势；水下工作条件下，硼含量63.5%时，在工作水燃比范围内发动机比冲性能优于采用铝基推进剂。通过提高固体推进剂硼含量，能够提高空水工作条件下跨介质冲压发动机理论比冲性能。

(3)针对硼基富燃料推进剂跨介质冲压发动机，完成了能够实现空水一体化工作的发动机设计参数选取和主要参数计算，并给出了跨介质弹道条件下推力变化过程中实现燃气流量调节所需的喉部直径变化。

(4)相比采用铝基推进剂，硼基跨介质冲压发动机具有更优的理论比冲。但是，硼基跨介质发动机发展仍面临高含量硼基药柱制备、硼水燃烧组织以及发动机喷管结构设计等困难。