0 引言

未来武器系统的要求是导弹速度更快、射程更远,因此对高速推进技术的需求更为迫切。固体火箭冲压发动机与传统固体火箭发动机相比,由于在超音速飞行时具有高比冲,是下一代导弹最具优势的动力装置之一。固体火箭冲压发动机技术的主要难点是冲压燃烧对进气道引入的来流空气质量流率非常敏感,性能受高度、速度、攻角等飞行条件的影响。随着美国、德国、日本等国家投入大量的人力和物力开展技术研究和飞行试验,固体火箭冲压发动机技术已经逐步成熟,为其广泛应用提供了坚实的基础。

1 美国

1.1 超音速靶弹GQM-163A

2000年6月美国海军航空系统司令部与轨道科学公司签署3400万美元的工程研制合同,开展为期五年的GQM-163A靶弹研制和飞行试验,该靶弹用于模拟反舰巡航导弹对舰队进行训练和武器系统测试[1]。Aerojet公司为其提供动力装置,研制了MARC-R282可变流量固体火箭冲压发动机,满足了GQM-163A靶弹在低空持续有动力超音速飞行的要求。

GQM-163A靶弹总长9.56 m,助推器直径0.46 m,长度3.94 m,飞行器长度5.62 m,发动机直径0.35 m,发动机长度3.41 m,补燃室长径比2.5。采用地面发射装置进行发射,最大飞行高度15.8 km,海平面巡航高度15 m,飞行速度3.0～4.0Ma(高空),2.6Ma(海平面),射程大于84 km。图1为GQM-163A靶弹结构图,典型的飞行弹道见图2。

图3为MARC-R282可变流量固体火箭冲压发动机,它包括燃气发生器、四个二元进气道、级间舱、节流控制阀、燃料喷嘴、燃烧室和冲压喷管。发动机直径0.35 m,长度3.41 m。燃气发生器采用钢壳体,装药量227 kg,前、后封头可拆卸,采用橡胶包覆的端面燃烧药柱能够承受28g的轴向过载。使用控制阀调节燃气流量,通过采用直线电动执行机构驱动圆柱塞控制流道面积。冲压燃烧室采用钢壳体和浇铸式绝热工艺。进气道重点关注低空攻角性能,进气道由钢制成,设置有吸除孔、吸除空腔和V型分流器[2-3]。

起初我们认为这种价位的产品不会太好用，但是永诺RF-602是个例外。事实上，永诺的表现可以用惊喜来形容，虽然接收器的热靴座是塑料的，但热靴本身是金属材质的。

图1 GQM-163A靶弹结构图

图2 GQM-163A靶弹典型飞行弹道

图3 MARC-R282可变流量固体火箭冲压发动机

2004年8月27日完成了EMD-2第二次飞行试验,任务设置为确定中等机动水平和低空飞行性能。飞行器约30 s达到预设的152.4 m巡航高度,初始发射倾角为53°然后转平。按预设弹道进行了5g水平机动,然后4g垂直机动,垂直机动时飞行器下射至30.48 m高度,持续巡航飞行至103 s开始爬升。在122 s时遥测数据丢失,MARC-R282固体火箭冲压发动机各部件性能达到EMD-2任务预期。

通过对不同立体林下油用牡丹栽培模式的研究表明，油用牡丹-香椿套种模式牡丹的生长生理状况最佳，定植第4年(林下套种3年)油用牡丹产籽量达191.36 kg/667m2，比油用牡丹单一种植模式增产51.97%，而油用牡丹-碧桃套种和油用牡丹-核桃套种模式则分别比油用牡丹单一种植模式减产58%和94%。因此，综合立体栽培模式下油用牡丹的生长指标及产量表现，初步认为油用牡丹-香椿套种模式在河南地区具有较大推广价值。

EMD-1为GQM-163A第一次飞行试验,任务设置的飞行风险较低,主要目的是为飞行条件下分系统提供数据,包括固体火箭冲压发动机、舵控系统、控制阀、航电设备,在飞行末段考核了飞行终止系统,安装了激光高度计但不控制飞行高度。飞行试验于2004年5月18日开展,飞行器在29 s达到预设的91.44 m巡航飞行高度,初始倾角为30°,约50 s时转平后进入巡航。MARC-R282固体火箭冲压发动机各部件完成了预期的任务,控制阀工作正常,控制指令与反馈位置之间一致性较好,成功获得了冲击、振动、压强和温度等环境数据。冲压发动机推力水平与地面测试数据一致,在工作的前30 s发动机燃烧效率略有增加。进气道裕度与地面试验和风洞测试结果符合较好,110.30 s由于气动加热造成进气道压强数据丢失。后续对进气道压强传感器进行了重新设计,确保整个飞行过程中数据采集完整。

GQM-163A靶弹共进行了两个阶段的飞行试验。首先进行了两发无制导飞行试验,验证助推阶段性能、气动特性和转级性能。为了降低成本和风险,控制阀和舵面为固定方式,导弹为旋转稳定状态,第二阶段为制导飞行试验。

EMD-3飞行试验于2004年12月14日开展,飞行器按照预设弹道完成了飞行,在20.117 m高度进行了两次4g水平机动和两次6g组合机动,巡航阶段飞行器完成了一系列迂回机动(10g、9g和8g)。巡航阶段平均高度为20.422 m,然后下降至预定9.144 m高度持续飞行7 s,之后开始爬升至457.2 m,末段平均高度为9.754 m。在108.36 s飞行距离88.674 km时,飞行器按计划自毁。

EMD-4制导飞行试验于2005年3月24日完成,在109.86 s遥测信号丢失,飞行距离为92.044 km,接近预示值。助推器点火后飞行器达到约548.64 m高度,最大速度为2.78Ma。飞行器下降至15.24 m,在进行机动之前完成了32°、5g右转。在15.24 m持续飞行约58 s,然后下降至4.572 m,持续飞行60 s直至任务结束。在30.558 m进行了10g的迂回机动,超过了迂回机动极限值。

EMD-5最后一次制导飞行试验于2005年4月22日完成,遥测信号在123 s丢失,飞行距离为101.304 km。助推器点火后最大高度达到548.64 m,然后飞行器下降至15.24 m进行了5g右转,接近55.56 km目标。飞行器在15.24 m巡航飞行,进行了6g机动和5g急转(短时水平正弦迂回),然后10g水平正弦迂回和11.2g组合机动,最后进行12g进气道迂回机动,接近于进气道极限工况。飞行器完成了三次机动后,重新开始直线水平飞行。在118 s冲压发动机燃烧结束,123 s飞行终止,执行自毁命令,飞行器末速度为1.55Ma。

本工作主要是研究幂零群、内幂零群以及内交换群所对应幂图的一系列图论性质.由于这类群结构比较清晰,可以对其相应幂图或真幂图的性质作进一步研究,主要从能否为线图、独立数性质、可平面性以及连通性等角度讨论.特别地,由于一般群G的任意元素都与单位元相连,故在考察连通性时仅对真幂图P∗(G)进行讨论.

GQM-163A飞行试验成功验证了MARC-R282固体火箭冲压发动机的优异性能,包括燃气流量调节能力、易贮存、低研制成本、低部件成本、高可靠和机动性,非常适合用于战术导弹领域。

MARC-R290固体火箭冲压发动机结构见图4,包括短时大推力的无喷管助推器和流量可调的燃气发生器。进气系统包括两个呈90°夹角的二元矩形进气道和两个安装在补燃室头部的铰链式堵盖。舵控系统安装在补燃室后段,电动伺服系统和驱动硬件安装在进气道整流罩内。

表1 GQM-163A靶弹飞行试验汇总

飞行试验及完成时间目标结果EDM-12004.5.18部件性能,惯组和GPS导航,91.44 m巡航,一次转弯。所有任务完成,进气道压强数据飞行中途丢失。EDM-22004.8.2730.48 m飞行高度,数据采集使用激光高度计,5g半周水平转弯,4g垂直转弯。所有任务完成。EDM-32004.12.14使用激光高度计控制高度将至9.144 m,10g水平迂回飞行,6g组合机动。所有任务完成,飞行器在飞行末端冲压发动机燃烧完之前按计划自毁。EDM-42005.3.244.572 m高度10g迂回飞行,11.2g组合机动。所有任务完成。EDM-52005.4.22移动舰船航路点,12g水平和11g组合机动,进气道加载机动。所有任务完成,燃料完全消耗,按指令摧毁目标,转弯时进气道裕度为正。高空俯冲弹道2010.8.13爬升至10.668 km,巡航3.3Ma,飞行末段203.72 km进行40°无动力俯冲。靶弹到达预定目标点。

通过升级导航软件,而不需改变硬件,GQM-163A可以执行低空掠海和高空俯冲两种飞行任务,大大降低了研制和生产成本,拓展了其应用领域。

GQM-163A于2005年10月投入使用,目前处于全速生产阶段,主要用户还包括法、澳、日等国海军。

发动机采用高强度钢壳体、可烧蚀出口堵盖结构、整体式调节阀装置(包括电机伺服机构、内置控制器和安全点火机构,安全点火机构基于爆炸膜片点火技术,并与助推器点火装置连接)、C/SiC冲压喷管以及钛合金进气道,进气道入口安装有移动式入口堵盖。燃气发生器调节比为12∶1,助推器推进剂的使用温度范围为-54 ℃～+71 ℃[6]。

1.2 高速反辐射验证项目HSAD

2007年5月22日成功开展了高空控制和散布点火试验,试验的目的在于考核流星导弹的整体式助推器、冲压续航发动机和控制系统在高空超音速发射条件下的性能、长时间飞行和大范围机动能力。飞行器采用滑轨发射,飞行高度13 km,助推阶段工作2 s后,可变流量固体火箭冲压发动机进气道打开,成功转级至冲压工作阶段,然后加速至超过3Ma,导弹按照预设飞行弹道,通过变换控制算法飞行了几分钟,完成了倾斜飞行等多种具有挑战性的机动,同时验证了末段控制能力,飞行距离超过了预期,实现了飞行试验的目标。

2008年8月19日Aerojet公司成功开展了整体式固体火箭冲压发动机的空中发射飞行验证试验。飞行器由QF-4无人飞机发射,然后加速至超音速,转级至超音速巡航,可变流量固体火箭冲压发动机表现出了良好的能量管理能力,确保了飞行器在整个飞行期间比传统固体火箭发动机具有更高的飞行速度。通过HSAD项目研制,固体火箭冲压发动机技术更接近于战斗状态质量和尺寸,同时弹药安全性进一步提升。

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截止2012年7月9日,流星导弹完成了3次电子对抗发射试验和21次空中发射试验,获取了导弹模型验证数据,验证了技术成熟度,2012年底开始进行产品生产交付。

HSAD项目采用的MARC-R290固体火箭冲压发动机,其技术是在美国空军VFDR研制技术和MARC-R282发动机技术的基础上发展而来,降低了研制风险,加快了研制进度。

2010年8月13日美国海军进行了超音速掠海靶弹GQM-163A的高空俯冲弹道飞行试验,靶弹从地面发射,使用固体火箭助推器加速至冲压接力马赫数,在冲压动力下,靶弹爬升至10.668 km,巡航速度约3.3Ma,在飞行末段203.72 km,导弹按预定弹道进行40°无动力俯冲到达海面目标点,飞行试验表明GQM-163A可用于未来海军高空威胁模拟和反导系统测试。飞行试验结果汇总见表1。

图4 MARC-R290固体火箭冲压发动机

1.3 T3导弹研制计划

美国国防高级研究计划局(DARPA)提出了T3(三类目标终结者)研制计划,研究一种可击毁导弹、飞机和防空系统的新型远程导弹(图5),可使战机能够快速的在空空和空地模式间自由转换,大大改善战机的生存能力,扩大了每架次可以摧毁目标的数量和种类。2010年10月DARPA分别与雷声公司和波音公司签署2 130万美元合同,进行项目研发。

防治：（1）每年春秋两季定期用“猪肺疫氢氧化铝甲醛灭活菌苗”或“猪肺疫口服弱毒菌苗”进行两次免疫接种。（2）加强饲养管理，改善饲料质量，保持猪舍的干燥、通风换气，降低密度，减少应激。（3）发病期间，隔离、封锁、严格消毒。（4）药物治疗。用青霉素、链霉素、磺胺类、阿莫西林、喹诺酮类等药物均有效。

图5 T3导弹外形

2015年5月波音公司宣称在DARPA三类目标终结者T3计划下已开展了四次飞行试验,飞行器尺寸与AIM-120导弹尺寸相似,但飞行速度更快、射程更远[4]。

2 德国

2.1 流星导弹研制和制导飞行试验

流星“Meteor”导弹(图6)弹径178 mm,弹长3.70 m,弹重190 kg,射程100 km,最大飞行速度4Ma,双下侧二元进气道布局,满足滑轨和弹射两种发射条件[5]。

美国国立卫生研究院项目管理的依据是《美国国立卫生研究院资助政策声明》（NIH Grants Policy Statement，NIHGPS），该声明于 1998年10月1日颁布，并先后多次修订，目前实施的是2017年10月修订的《美国国立卫生研究院资助政策声明》[1]。

图6 流星导弹结构图

2.5 两组患者电解质变化的比较 两组患者电解质(Na+、K+、Ca2+、Cl-)浓度在T1、T3、T5时差异无统计学意义；两组组内T3、T5电解质浓度与T1差异无统计学意义(表5)。

流星导弹2002年12月开始研制,由欧洲六国瑞典、英国、德国、法国、意大利和西班牙联合成立的MBDA公司承担。流星超视距空空导弹采用固体火箭冲压发动机,可使导弹追击全程保持高速,增加导弹防区外发射距离和战机不可逃逸区。

流星导弹2006年开始飞行试验,使用瑞典鹰狮“Gripen”战斗机进行发射,对不同工作条件下性能进行了验证,包括低空5.5 km亚音速0.9Ma发射;高空13 km超音速发射;大于3Ma自由飞行;大范围机动。

2006年9月5日流星导弹第三次空中发射试验的飞行高度为7 km,验证了导弹研制的成熟度,获得了导弹的性能数据,考核了早期问题解决措施的有效性。

美国海军空战中心武器分部2001年11月提出了高速反辐射验证项目,合同招标预算为3 000万美元,目的是改进哈姆“HARM”导弹,提高其飞行速度并增大射程。2002年初美国海军选择大西洋研究公司(ARC)开展可变流量固体火箭冲压发动机(VFDR)的研制,大西洋研究公司(ARC)于2003年被航空喷气公司(Aerojet)收购。采用VFDR发动机可将哈姆“HARM”导弹射程由128 km提高至160 km,巡航速度由2Ma提高至3.5Ma。

观察组治疗后的总有效率93.18%，高于对照组的77.27%，差异有统计学意义（P＜0.05）。见表1。

2008年3月5日流星导弹由瑞典鹰狮战斗机发射,成功拦截了MQM-107B高亚音速缩比靶标,全面验证了导引头、动力装置、数据链和引信等各子系统性能。流星导弹从5.5 km高度0.9Ma发射,助推级工作完后成功转级进入冲压加速阶段,导引头获取目标通过跟踪进行拦截,飞行过程中成功验证了数据链在导弹与飞机之间的通讯。

迪砂公司成立于1900年，总部位于丹麦哥本哈根，是国际领先的铸造设备和金属表面处理系统的供应厂商，全球雇员1 500名，在世界三大洲均设有生产、销售和售后服务办事处以及广泛的代理服务机构。迪砂公司生产的铸造设备，尤其是以DISA公司命名的迪砂垂直造型线，在业界享有很高的品牌知名度和声誉。迪砂在中国拥有三家机构，总部设在上海。

流星导弹飞行试验分为两个阶段,2006～2008年为研制飞行试验,2009～2012年为制导飞行试验,制导飞行和电子对抗试验主要由鹰狮战斗机和狂风战斗机完成,在英国和瑞典的靶场开展了多种工况飞行试验,试验结果见表2[7]。

3.2 观察照片，讨论排序 展示科研人员在研究有丝分裂过程中所拍摄的大量照片，并从中挑选5张有代表性的照片提供给各小组(图1)。指导学生根据照片中染色质与染色体的关系以及染色体的行为，大致判断5张照片的分裂顺序，并陈述理由。

2.2 流星导弹与飞机综合集成飞行试验

2012年12月6日流星导弹使用台风“Typhoon”战斗机进行弹射发射,拓宽了导弹发射包络。试验前开展了导弹不工作飞行试验,验证了导弹和飞机的安全分离。试验是对流星导弹和台风战斗机系统的综合集成验证。

2015年4月30日法国阵风“Rafale”战斗机首次进行了流星导弹空中制导飞行试验,这是流星导弹和阵风战斗机集成的一次重要里程碑试验,表明流星导弹符合下一代飞机的研制标准。配备可变流量固体火箭冲压发动机和“发射后不管”模式,流星导弹可用于超视距作战。流星导弹将于2018年交付法国空军和海军装备阵风战斗机。

表2 流星导弹飞行试验总结

时间试验项目试验结果2006.5～2008.33次空中发射演示验证试验瑞典鹰狮战斗机空中发射试验(ALD1～ALD3),ALD1试验中导弹点火52 s后失败,进气道未打开,未完成转级,其余成功。1次控制与散布试验由鹰狮战斗机发射研发型导弹。2次制导发射试验由鹰狮战斗机发射研发型导弹。2009.6～2012.59次制导发射试验GF1试验由鹰狮战斗机发射,其余由狂风战斗机发射;GF3、GF4、GF6试验失败,一个是在新软件中采用的编码错误;一个是遥测异常迫使中断飞行;一个是连接电缆故障不能使导弹发动机启动。2010.3～2010.101次弹射发射试验由狂风战斗机投放,用来收集数据为制导发射做准备,发动机未点火。1次火箭弹发射试验由狂风战斗机发射预生产型导弹,为制导发射试验确定飞行包络,验证导弹与飞行的集成。1次GMA-7试验由鹰狮战斗机发射,为研发项目提供数据,采用7号预生产型导弹。2012.2～2012.63次电子对抗发射试验EMP-EMP3试验由狂风战斗机发射,靶机使用了箔条和主动干扰设备,靶机都被击中,导弹未安装战斗部。2012.12～2015.42次弹射集成飞行试验1发未点火,验证分离过程;1发验证发射包络。3次制导集成飞行试验验证了与阵风战斗机的集成,符合下一代飞机研制标准。

2016年7月11日瑞典空军宣布流星导弹正式列装配备鹰狮战斗机。2017年4月21日英国与MBDA签订合同将流星导弹与F-35隐身战斗机进行集成,包括综合测试评估以及适应F-35使用的工程研制,计划2020年装备F-35闪电Ⅱ战斗机。2014年MBDA公司与日本三菱电子公司计划将日本的有源相控阵雷达导引头技术与流星导弹结合,提高其作战效能[8]。

3 日本

3.1 试飞器试验

日本防卫省技术研究开发机构从90年代开始开展了大量风洞试验和冲压试验以验证可变流量固体火箭冲压发动机的技术可行性[9]。据文献报道,2009年日本开展了两发可变流量固体火箭冲压发动机的演示飞行试验,成功验证了可靠转级、不同攻角和侧滑角下稳定冲压燃烧性能、推力控制性能等方面的能力[10]。

日本试飞器结构见图7,采用地面发射方式,使用助推器将试飞器加速至飞机投放速度。燃气发生器推进剂的主要组份为GAP,燃气发生器与冲压燃烧室之间安装有旋转式燃料控制阀。飞行试验对燃料控制阀的控制时序进行了验证。为了确保发动机稳定工作,试飞器按进气道裕度大于10%进行设计,试飞器攻角和侧滑角限定在-5°～+5°。

中午时分，阿东担心阿里，便蹬着车专程回家一趟。到家时，老巴和阿里正在店里吃盒饭。阿里见阿东，扯着他的手臂，指着老巴的腿说：“爸爸流血。”

图7 日本试飞器结构

第一次飞行弹道是获取直线飞行数据和攻角变化时的飞行数据。第二次飞行弹道是获取侧滑角变化、弹身滚转时的飞行数据,在冲压阶段滚转角度超过90°,飞行弹道见图8。

图9为转级压强曲线,转级时间定义为整体式火箭助推器喷管抛离至冲压燃烧开始之间的时间,冲压燃烧开始时间定义为冲压燃烧室压强超过初始压强增量的10%。第一次和第二次飞行的转级时间分别为0.17 s和0.15 s,满足小于0.25 s的指标要求。图10冲压燃烧室压强曲线,表明攻角、侧滑角和滚转角变化时冲压燃烧稳定。

3.2 XASM-3反舰导弹

XASM-3反舰导弹由日本防卫省与三菱重工共同研制,项目于2010年开始。

XASM-3反舰导弹直径0.35 m,全长6 m,弹重940 kg,发动机长度4.22 m,发动机质量861 kg,飞行速度大于3Ma,射程大于150 km。

2017年8月日本首次公布XASM-3反舰导弹实弹测试成功,计划2018年装备日本航空自卫队。

图8 地面发射试验飞行弹道

图9 转级阶段压强曲线

图10 冲压燃烧室压强曲线

4 结束语

随着近年来以固体火箭冲压发动机为动力装置的导弹大量飞行试验的成功验证,包括美国超音速掠海靶弹GQM-163A、美国高速反辐射验证项目HSAD和T3导弹研制计划,德国流星超视距空空导弹的大量飞行试验结果和阵风、台风、狂风和鹰狮等多个飞机平台综合集成试验验证,以及逐步列装英国、瑞典、德国、法国等欧洲国家的空军,固体火箭冲压发动机高比冲、可实现能量管理、能提高导弹的射程和机动性等优异性能已获得全面验证,固体火箭冲压发动机技术已逐渐成熟,其在远程空空导弹、反舰导弹以及超音速靶弹等领域具有广阔的应用前景。日本等国正加快固体火箭冲压发动机技术研究步伐,努力提升其武器装备的性能。我国应加大对固体火箭冲压发动机技术研究的投入,由易到难、循序渐进地开展固体火箭冲压发动机飞行试验,为我国武器装备的升级换代提供可选的动力装置。

参考文献:

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[2] HEWITT Patrick W. Status of Ramjet Programs in the United States: AIAA 2008-5265 [R].[S.l.]:AIAA,2008.

[3] PATRICK W. Hewitt. Numerical modeling of a ducted rocket combustor with experimental validation [D]. Blacksburg: Virginia Polytechnic Institute and State University, 2008.

[4] 任淼, 刘晶晶，赵鸿燕，等. 2015年国外空空导弹发展动态研究 [J]. 航空兵器, 2016(2): 9-16.

[5] 陈怡, 闫大庆. 流星导弹的关键技术及最新研制进展 [J]. 飞航导弹, 2012(6): 17-21.

[6] BESSER Hans-L. History of ducted rocket development at bayern-chemie: AIAA 2008-5261[R].[S.l.]:AIAA,2008.

[7] 任淼, 王秀萍. 国外空空导弹发展动态研究 [J]. 航空兵器, 2013(5): 12-17.

[8] 霍东兴, 闫大庆, 高波. 可变流量固体冲压发动机技术研究进展与展望 [J]. 固体火箭技术, 2017, 40(1): 7-15.

[9] 苏鑫鑫, 王永寿. 日本积极研制弹用固体冲压发动机 [J]. 飞航导弹, 2010(3): 83-86.

[10] YAMANO Yoshihiro, IKEGAMI Yoshiyuki, NAKAYAMA H, et al. Performance demonstration of a variable flow ducted rocket engine by test flight: AIAA 2009-5031[R].[S.l.]:AIAA,2009.