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0 引言

導(dǎo)彈是現(xiàn)代戰(zhàn)爭中的重要武器，也是國防現(xiàn)代化的標(biāo)志之一，其具有射程遠、威力大、機動能力強等特點。第二次世界大戰(zhàn)后，各國軍隊即開始裝備導(dǎo)彈，而且從20 世紀50 年代起已將導(dǎo)彈應(yīng)用到實戰(zhàn)中。特別是在某些局部戰(zhàn)爭中，導(dǎo)彈更是得到了廣泛應(yīng)用，例如20 世紀90 年代的海灣戰(zhàn)爭和以美國為首的北約對南斯拉夫聯(lián)盟的戰(zhàn)爭中，多國部隊和北約部隊大量使用了“戰(zhàn)斧”式巡航導(dǎo)彈和精確制導(dǎo)武器。

發(fā)動機是導(dǎo)彈的重要組成部分，是導(dǎo)彈飛行的動力來源，其重要性自然不言而喻。本文對幾類航空發(fā)動機與火箭發(fā)動機的技術(shù)特點進行了詳盡闡述，并對其在導(dǎo)彈動力領(lǐng)域的應(yīng)用進行了介紹，同時展望了其未來發(fā)展前景。

1 航空發(fā)動機分類及其技術(shù)特點

1.1 航空發(fā)動機與燃氣輪機

與往復(fù)式內(nèi)燃機的間歇式進氣和供油方式不同，燃氣輪機進氣和供油的方式為連續(xù)過程。最簡單的燃氣輪機包括3 個最主要部件——壓氣機、燃燒室和渦輪［1］?？諝饨?jīng)壓氣機壓縮后進入燃燒室，在燃燒室被加熱［2］?？諝饧訜岱绞桨ㄖ苯永糜扇紵覂?nèi)燃料燃燒產(chǎn)生的熱量，或者利用熱交換器吸收外部燃料燃燒產(chǎn)生的熱量。被加熱空氣和燃燒產(chǎn)物的混合物在渦輪中膨脹并對外輸出機械功。驅(qū)動壓氣機所需的功率主要來自渦輪，壓氣機和渦輪通過軸連接，通過工質(zhì)在多級交替排列的靜止導(dǎo)向器葉片和旋轉(zhuǎn)的工作葉片間的運動，實現(xiàn)二者間的機械功轉(zhuǎn)換。如果空氣經(jīng)渦輪完全膨脹，則輸出功的主要部分被用于驅(qū)動壓氣機，其余部分被用于驅(qū)動螺旋槳或直接輸出高溫燃氣以推動飛機前進。

航空發(fā)動機又可稱為空氣噴氣發(fā)動機。按照推力的形成方式，可將航空器推進系統(tǒng)中的空氣噴氣發(fā)動機主要分為4 大類，分別是渦輪噴氣發(fā)動機、渦輪風(fēng)扇發(fā)動機、渦輪螺旋槳發(fā)動機與槳扇發(fā)動機［3］。所有的燃氣輪機都有壓氣機、燃燒室、渦輪等核心部分，通常將這3 部分稱為核心機或燃氣發(fā)生器。核心機的本質(zhì)是提供高溫、高壓燃氣。

1.2 渦輪噴氣發(fā)動機及其技術(shù)特點

采用簡單循環(huán)的燃氣輪機由一根轉(zhuǎn)軸連接所有旋轉(zhuǎn)部件。第二次世界大戰(zhàn)后，雙轉(zhuǎn)子（雙軸）渦輪發(fā)動機面世，這樣更易于實現(xiàn)高壓比（即燃燒室進口壓力／進氣道進氣壓力）的設(shè)計方案。采用雙轉(zhuǎn)子方案后，壓氣機系統(tǒng)被拆分為低壓壓氣機和高壓壓氣機。每個壓氣機被獨立安裝在單獨的軸（同軸心）上，由各自對應(yīng)的渦輪驅(qū)動（即低壓渦輪和高壓渦輪）。當(dāng)然，雙轉(zhuǎn)子發(fā)動機和單轉(zhuǎn)子發(fā)動機總體上是非常相似的。

如上文所述，渦輪產(chǎn)生的部分輸出功被用于驅(qū)動壓氣機，剩下的輸出功被用來產(chǎn)生推力，以推動飛機前進。如果推力來源于渦輪內(nèi)高壓、高溫燃氣通過噴管膨脹產(chǎn)生的高速射流作用，則稱該類機型為渦輪噴氣發(fā)動機。換言之，渦輪噴氣發(fā)動機可被視為一個配備有噴管的燃氣發(fā)生器。

一般而言，渦輪風(fēng)扇發(fā)動機和渦輪螺旋槳發(fā)動機通過大量低速運動（僅比飛行速度稍高）的流體產(chǎn)生推力。相比之下，渦輪噴氣發(fā)動機噴射的氣流流量較小，但是氣流速度非常高。從推進效率可以看出，利用較小的速度增量產(chǎn)生推力將具有更高的推進效率。因此，與渦輪噴氣發(fā)動機相比，渦輪風(fēng)扇發(fā)動機和渦輪螺旋槳發(fā)動機具有更高的推進效率和更好的燃油經(jīng)濟性。推進效率的表達式見式（1）。

式（1）中，η——推進效率；

V0——航空器飛行速度；

Vj——發(fā)動機出口氣流的速度。

其中：Vj始終大于V0。由式（1）可知，流體被用于產(chǎn)生推力的速度增量越小，也即Vj和V0越接近，推進效率越高。

1.3 渦輪風(fēng)扇發(fā)動機及其技術(shù)特點

渦輪風(fēng)扇發(fā)動機可利用渦輪驅(qū)動風(fēng)扇產(chǎn)生推力。風(fēng)扇位于核心機之前，用渦輪驅(qū)動壓氣機后所剩余的功來驅(qū)動。與渦輪噴氣發(fā)動機相比，渦輪風(fēng)扇發(fā)動機排出的氣流所含能量較低，對推力的貢獻基本可以忽略不計。風(fēng)扇和包容機匣形成了一個環(huán)繞在核心機外部的環(huán)形管狀流道，使通過風(fēng)扇壓縮的空氣膨脹形成第二股氣流（相對于核心機噴射出的第一股氣流），從而產(chǎn)生推力。通過環(huán)形管道的氣體流量被稱為外涵流量，而通過核心機的氣體流量則被稱為內(nèi)涵流量。外涵流量與內(nèi)涵流量之比被稱為涵道比?，F(xiàn)代渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的涵道比非常大，一般都在9 左右。某些先進渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的涵道比將超過12。對于渦輪風(fēng)扇發(fā)動機而言，內(nèi)涵流量和外涵流量將在外涵道混合并膨脹，最終從噴嘴噴出。

因此，提高涵道比會在氣流速度增加幅度較小的同時，顯著提高空氣質(zhì)量流量，從而獲得更高的推進效率。除此之外，由于較小的排氣速度和較低的風(fēng)扇葉尖速度采用大涵道比還可以有效抑制噪聲。通過增大外涵管道尺寸來提高涵道比，會導(dǎo)致阻力增加，在設(shè)計中需要統(tǒng)籌考慮，以獲得最佳的設(shè)計值。

現(xiàn)代渦輪風(fēng)扇發(fā)動機源于雙轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機，主要通過增加風(fēng)扇的相對尺寸來提高涵道比，使大部分空氣從外涵通過。外涵空氣從單獨的噴管中排出，同低壓渦輪的高溫燃氣混合，再通過混合排氣噴管膨脹后被排出。同渦輪噴氣發(fā)動機相比，由于渦輪風(fēng)扇發(fā)動機排氣速度較低，除了具有更加省油的優(yōu)點，其噪聲也得以顯著降低。

1.4 渦輪螺旋槳發(fā)動機及其技術(shù)特點

渦輪螺旋槳發(fā)動機主要依靠螺旋槳來產(chǎn)生推力。其基本工作原理與風(fēng)扇產(chǎn)生的推力類似，且沒有涵道。螺旋槳由渦輪通過減速器驅(qū)動，并且螺旋槳的直徑通常要大于渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的風(fēng)扇。減速器會將渦輪的高轉(zhuǎn)速和低扭矩轉(zhuǎn)化為低轉(zhuǎn)速和高扭矩。當(dāng)螺旋槳轉(zhuǎn)速較低時，渦輪螺旋槳發(fā)動機的工作效率會更高。當(dāng)轉(zhuǎn)速更高時，由于槳尖速度大，盡管仍處于聲速，但容易產(chǎn)生氣動損失，從而使螺旋槳工作效率顯著降低。若飛行器處于靜止?fàn)顟B(tài)，螺旋槳通過快速旋轉(zhuǎn)，使葉尖速度能夠達到聲速，但該氣動損失會顯著降低螺旋槳的工作效率。至于對槳尖氣動損失的控制，可以通過增加槳葉數(shù)目，以及降低螺旋槳的旋轉(zhuǎn)速度來實現(xiàn)。即使采用此類措施，某些工況下槳葉轉(zhuǎn)速和前進速度的疊加仍會產(chǎn)生氣動損失。

1.5 槳扇發(fā)動機及其技術(shù)特點

槳扇發(fā)動機可被視作為改型的無涵道渦輪風(fēng)扇發(fā)動機。風(fēng)扇被放在發(fā)動機短艙外，與壓氣機葉片在同一軸線上。槳扇發(fā)動機也被稱為超高涵道比發(fā)動機。該設(shè)計的目的是讓渦輪螺旋槳發(fā)動機的油耗經(jīng)濟性達到與渦輪風(fēng)扇發(fā)動機相近的水平。為克服上文中提到的渦輪螺旋槳發(fā)動機中遇到的槳尖氣動損失問題，20 世紀70 年代，在螺旋槳研究中采用了類似于飛機機翼的后掠設(shè)計的概念。同槳葉外側(cè)相比，槳葉內(nèi)側(cè)運動速度相對較低。為了應(yīng)對由內(nèi)向外逐步增加的氣動損失趨勢，必須把槳葉設(shè)計成彎曲形狀。同當(dāng)時的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機相比，燃油經(jīng)濟性提高了30%。然而，燃油經(jīng)濟性提高的同時也帶來了嚴重的噪聲問題。考慮到當(dāng)時飛機需要遵守更嚴格的噪聲控制方案，該問題顯得尤為突出。但如今，燃油價格飛漲，由于良好的燃油經(jīng)濟性及相應(yīng)的低排放特點，槳扇發(fā)動機再次成為焦點，并有望得到應(yīng)用。

1.6 采用加力燃燒室的渦輪噴氣發(fā)動機及其技術(shù)特點

有時候，渦輪噴氣發(fā)動機通過向渦輪下游和噴管上游間的空氣增加額外能量來增加推力。此時需要一套額外的燃油噴管嘴，向氣流噴入燃油，通過點火器將油氣混合物點燃，提高排氣溫度和壓力，以增加推力。同主燃燒室內(nèi)的燃燒過程相比，此處燃燒的壓力比較小，加力燃燒室的工作效率很低，僅被用于滿足短時起飛、爬升以及軍用飛機機動飛行的高推力需求。加力燃燒室主要用于軍用渦輪噴氣發(fā)動機和小涵道比軍用渦輪風(fēng)扇發(fā)動機，很少應(yīng)用于民用航空發(fā)動機。

1.7 沖壓發(fā)動機及其技術(shù)特點

沖壓發(fā)動機是一種沒有旋轉(zhuǎn)部件的簡單噴氣發(fā)動機，其沒有壓氣機和渦輪。由于發(fā)動機隨飛行器一起持續(xù)向前運動，迎面來流空氣經(jīng)沖壓作用后進入發(fā)動機，沖壓發(fā)動機由進氣道、燃燒室和排氣噴管組成。雖然理論上沖壓發(fā)動機可以在亞聲速工作，但為了保證工作效率，其通常需要在非常高的飛行速度下工作。沖壓發(fā)動機通過進氣道內(nèi)的一系列激波將來流空氣降低到亞聲速，然后將燃油添加到該亞聲速氣流中，燃燒產(chǎn)生高溫燃氣，隨后通過噴管膨脹后排出，并產(chǎn)生推力。

由于飛行速度和進氣道性能嚴格限制了壓比，同時沖壓發(fā)動機只有持續(xù)向前運動，才能通過空氣沖壓效應(yīng)而產(chǎn)生推力。飛行器在靜止?fàn)顟B(tài)時，由于沖壓發(fā)動機無法產(chǎn)生推力，因此飛行器無法從靜止?fàn)顟B(tài)實現(xiàn)加速。當(dāng)飛行馬赫數(shù)高于5 時，由于壓縮過程產(chǎn)生較大損失，沖壓發(fā)動機效率會降低。此外，隨著飛行馬赫數(shù)的增加，燃燒室進口溫度也會增加。在冷卻技術(shù)的影響下，最終該溫度將達到燃燒室壁材料耐受的極限。因此，在飛行速度大于馬赫數(shù)5 時，必須使用超聲速燃燒，以實現(xiàn)有效推進。超聲速燃燒的沖壓發(fā)動機被稱為超燃沖壓發(fā)動機。

1.8 超燃沖壓發(fā)動機及其技術(shù)特點

超燃沖壓發(fā)動機有時被當(dāng)作空天飛行器推進系統(tǒng)中組合式發(fā)動機的一部分。組合式推進系統(tǒng)包括大氣層內(nèi)使用的吸氣式超燃沖壓發(fā)動機和大氣層外軌道飛行使用的火箭推進系統(tǒng)。有效比沖被定義為總沖量（推力和時間之積）與燃油（推進劑）重量之比。因組合式動力系統(tǒng)中的吸氣式推進部分以周圍環(huán)境的空氣作為氧化劑，所以同沒有吸氣系統(tǒng)的火箭推進系統(tǒng)相比，其比沖高很多。

在組合式發(fā)動機中，主要可分為“渦輪基”和“火箭基”兩大類。其中，術(shù)語“渦輪基”和“火箭基”是依據(jù)飛行器通過何種方式加速至沖壓或超燃沖壓來定義。在渦輪基組合動力系統(tǒng)中，渦輪噴氣發(fā)動機提供了必要的動力，從而可將飛行器加速到?jīng)_壓發(fā)動機工作所需的超聲速。而在火箭基組合動力系統(tǒng)中，該加速過程依靠火箭推動實現(xiàn)。

1.9 航空發(fā)動機總體概況

如上文所述，最簡單的燃氣輪機由壓氣機、燃燒室、渦輪、噴管等部分組成。壓氣機用于增加進入發(fā)動機的空氣壓力，燃燒室通過空氣和燃料的混合燃燒提高空氣溫度，渦輪將高溫高壓燃氣的熱能轉(zhuǎn)換為機械功，驅(qū)動壓氣機，噴管將空氣中剩余能量轉(zhuǎn)換并產(chǎn)生推力。這是渦輪噴氣發(fā)動機的基本原理。

其他類型的空氣噴氣發(fā)動機主要包括渦輪風(fēng)扇發(fā)動機、渦輪螺旋槳發(fā)動機和槳扇發(fā)動機等。在槳扇發(fā)動機中，渦輪用于驅(qū)動壓氣機、風(fēng)扇或螺旋槳，并且主要由風(fēng)扇和螺旋槳產(chǎn)生推力。當(dāng)飛行速度足夠高時，不再需要利用壓氣機提高來流氣體壓力，沖壓發(fā)動機應(yīng)運而生，其是適用于高馬赫數(shù)飛行的、沒有壓氣機的渦輪噴氣發(fā)動機。當(dāng)飛行速度更高時，需要在超聲速條件下組織燃燒，超燃沖壓發(fā)動機就是超聲速燃燒的沖壓發(fā)動機。

2 火箭發(fā)動機分類及其技術(shù)特點

2.1 火箭發(fā)動機及其分類

2.1.1 火箭發(fā)動機概述

自身既攜帶燃料又攜帶氧化劑的噴氣發(fā)動機被稱為火箭發(fā)動機?；鸺l(fā)動機是火箭、導(dǎo)彈等航空航天飛行器的動力裝置，同樣屬于噴氣發(fā)動機范疇，通過高速噴射工質(zhì)所引起的反作用力作為推動飛行器運動的推力，反作用力正比于工質(zhì)的噴出速度和質(zhì)量大小。

火箭發(fā)動機攜帶的推進劑的燃燒不需要依靠空氣中的氧，既能在大氣層內(nèi)工作，也能在大氣層以外的宇宙空間中工作，其工作性能與飛行器的飛行條件關(guān)系不大。目前，火箭發(fā)動機仍然是唯一可在大氣層外或宇宙中使用的推進裝置?；鸺l(fā)動機的能源可以是化學(xué)能、電能、核能和太陽能等，目前最成熟、應(yīng)用最廣泛的是采用化學(xué)能的化學(xué)火箭發(fā)動機。

化學(xué)火箭發(fā)動機的能源是化學(xué)推進劑的化學(xué)能，推進劑燃燒后變成高溫高壓氣體，通過噴管膨脹，可將氣體流速加速到1 800～4 300 m/s，高溫燃氣高速噴出后，產(chǎn)生推動飛行器運動的反作用推力。因此，化學(xué)火箭發(fā)動機的推進劑是能源載體，其燃燒產(chǎn)物又作為推進工質(zhì)，兩者是同一物質(zhì)產(chǎn)生的；而電能、核能和太陽能火箭發(fā)動機的能源和工質(zhì)往往是不同的物質(zhì)。例如，核能火箭發(fā)動機的能源是核反應(yīng)堆（可控核裂變、可控核聚變或放射性同位素衰變等過程）所產(chǎn)生的能量，工質(zhì)通常是液氫，經(jīng)反應(yīng)堆加熱后，在噴管中膨脹加速，最后噴射出去以產(chǎn)生推力。太陽能火箭發(fā)動機通過聚焦太陽能來加熱工質(zhì)。電火箭發(fā)動機利用電能加熱工質(zhì)，其電能也可以由化學(xué)能、太陽能或核能轉(zhuǎn)變而來。

所有的化學(xué)火箭發(fā)動機都是熱力發(fā)動機，熱量傳給工質(zhì)通常是在定壓或接近定壓的條件下完成的。根據(jù)推進劑物理狀態(tài)的不同，可以將化學(xué)火箭發(fā)動機分為固體火箭發(fā)動機、液體火箭發(fā)動機［4-5］、固液混合火箭發(fā)動機和凝膠推進劑火箭發(fā)動機。目前，固體火箭和液體火箭推進技術(shù)得到了廣泛的應(yīng)用。

2.1.2 固體火箭發(fā)動機概述

固體火箭發(fā)動機使用固體推進劑，直接安放在燃燒室中。常用的固體推進劑有三類，即雙基推進劑、復(fù)合推進劑和復(fù)合改性雙基推進劑［6］。固體火箭發(fā)動機是結(jié)構(gòu)最簡單的化學(xué)火箭發(fā)動機，由于其固有的優(yōu)點而使其應(yīng)用更為廣泛。

2.1.3 液體火箭發(fā)動機概述

液體火箭發(fā)動機使用的液體推進劑由液態(tài)燃燒劑和液態(tài)氧化劑組成。液體推進劑可以是單組元推進劑（如肼），也可以是雙組元推進劑（如液氫和液氧），二者分別貯存在各自的貯箱中。液體火箭發(fā)動機工作時，液態(tài)燃燒劑和液態(tài)氧化劑通過輸送系統(tǒng)輸入燃燒室，經(jīng)噴注系統(tǒng)噴注霧化和混合后，在燃燒室中點燃并燃燒。因此，液體火箭發(fā)動機的主要組成部分是液體燃燒劑和氧化劑及它們各自的貯箱、輸送系統(tǒng)（包括調(diào)節(jié)系統(tǒng)）、噴注系統(tǒng)、燃燒室和噴管等。

2.1.4 固液混合火箭發(fā)動機概述

固液混合火箭發(fā)動機采用固體燃燒劑和液體氧化劑，主要組成部件包括液體氧化劑及其貯箱、輸送系統(tǒng)（含燃氣發(fā)生器、調(diào)節(jié)系統(tǒng)）、噴注系統(tǒng)、固體燃料藥柱、燃燒室和噴管等。

固液混合火箭發(fā)動機是針對固體推進劑和液體推進劑的優(yōu)缺點推出的，目前大多采用“固體燃料+液體氧化劑”的組合方式。固體燃料一般是“輕金屬（如鈹、鋰、鋁）的氫化物+聚合物”，如“氫化鋰+聚丁二烯”。其中，端羥基聚丁二烯（HTPB）成本低、安全性和力學(xué)性能好，應(yīng)用最多。液氧是最清潔的氧化劑，三氟化氯（CIF3）以其較高的密度，是目前的研究熱點。固液混合火箭發(fā)動機的優(yōu)點主要有：

（1）制造、存貯、操作比液體推進劑更安全，不易發(fā)生爆燃或爆炸；

（2）相對于固體火箭發(fā)動機，固液混合火箭發(fā)動機具有重啟能力；

（3）相對于液體火箭發(fā)動機，固液混合火箭發(fā)動機的成本較低；

（4）推力調(diào)節(jié)范圍可大大擴寬；

（5）比沖比固體火箭發(fā)動機高，密度比液體推進劑高。

固液混合火箭發(fā)動機也有不足之處，主要是：

（1）推力調(diào)節(jié)時，比沖損失增大；

（2）固體推進劑余藥量大；

（3）可靠性沒有得到完全證實；

（4）密度比固體推進劑低，比沖比液體火箭發(fā)動機低。

2.2 固體火箭發(fā)動機的技術(shù)特點與應(yīng)用

2.2.1 固體火箭發(fā)動機的技術(shù)特點

固體火箭發(fā)動機主要由固體火箭推進劑裝藥、燃燒室、噴管和點火裝置等部件組成［7-8］。固體火箭發(fā)動機通常不使用液體冷卻劑，為了防止殼體材料因過熱而破壞，必須采取熱防護措施。通常是在殼體內(nèi)表面粘貼絕熱層或采用噴涂法將厚漿涂料噴涂在殼體內(nèi)表面使其成型為絕熱層。為了改善絕熱層（或殼體）與推進劑的黏結(jié)性能，一般在推進劑與絕熱層（或殼體）之間加裝襯層作為過渡層。

固體火箭發(fā)動機的推力矢量控制一般有三種形式：在噴管擴張段中向燃氣流噴入氣體或液體，通過改變噴管內(nèi)表面的壓強分布產(chǎn)生側(cè)向控制力；在噴管出口截面上安裝燃氣艙或可旋轉(zhuǎn)的斜切噴口，通過燃氣射流的偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生側(cè)向控制力；將整個噴管或其一部分做成可擺動或可轉(zhuǎn)動的，使噴管射流軸線偏轉(zhuǎn)。為了進一步減小結(jié)構(gòu)質(zhì)量，甚至還可以取消噴管組件，成為無噴管固體火箭發(fā)動機，這時，固體藥柱的燃燒表面起著噴管型面的作用。在火箭發(fā)動機的整個工作過程中，噴管始終承受著高溫、高壓、高速燃氣流的沖刷，特別是喉部的工作環(huán)境十分惡劣，常發(fā)生燒蝕或沉積現(xiàn)象。燒蝕和沉積會使噴管的局部尺寸改變，從而影響發(fā)動機的性能，因此，需要在噴管喉部采用耐高溫耐沖刷的材料（如石墨、鎢滲銅等）作為喉襯，并在其他內(nèi)表面采取相應(yīng)的熱防護措施。

固體火箭發(fā)動機點火裝置一般由電發(fā)火管和點火劑（煙火劑或黑火藥）組成，封裝在塑料盒或有孔的金屬盒中，是火箭發(fā)動機中比較容易出現(xiàn)故障的部件，對其可靠性必須給予足夠的重視。一個性能良好的點火裝置，必須能夠確保推進劑裝藥的全部燃燒表面在發(fā)動機的整個使用溫度范圍內(nèi)都能可靠地點燃。這就要求點火裝置既要防止由于點火能量不足而引起點不著、過度的點火延遲和斷續(xù)燃燒等現(xiàn)象，也要避免由于點火能量過大而形成燃燒室初始壓強陡升，增大燃燒室殼體的負荷。

2.2.2 固體火箭發(fā)動機在導(dǎo)彈領(lǐng)域中的應(yīng)用

固體火箭發(fā)動機的工作原理較為簡單。固體燃料與氧化劑通過燃燒產(chǎn)生高溫氣體釋放化學(xué)潛能，繼而高溫氣體高速排出，以推動火箭。然而，這種裝置的技術(shù)實現(xiàn)是十分復(fù)雜的。許多部件的工作環(huán)境十分惡劣，以至于在每次試車結(jié)束后，即使最好強度的材料也會受到破壞，但是，固體火箭的部件必須在上述環(huán)境實現(xiàn)可靠工作。

固體火箭發(fā)動機實際上是裝配有錯綜復(fù)雜設(shè)計排氣口的壓力容器。高能的化學(xué)物質(zhì)以固體藥柱的形式儲存，占據(jù)了發(fā)動機大部分的質(zhì)量。研發(fā)時所面對的首要挑戰(zhàn)是合成具有更高燃燒溫度的推進劑，同時設(shè)計出盡可能輕的部件，且這些部件能夠在工作期間承受超高溫的化學(xué)腐蝕性氣體及熔融的金屬氧化物的侵蝕。

固體火箭發(fā)動機區(qū)別于其他形式火箭推進系統(tǒng)的地方在于其推進劑是以固體形式儲存的。固體燃料（例如鋁粉）和固體氧化劑（例如高氯酸銨鹽）通過黏合劑（通常是某種烈性的橡膠）組合在一起。現(xiàn)代的固體火箭發(fā)動機在戰(zhàn)術(shù)與戰(zhàn)略軍事系統(tǒng)（導(dǎo)彈）、空間發(fā)射系統(tǒng)（例如航天飛機固體火箭助推器）、飛機彈射座椅，甚至業(yè)余火箭愛好者中得到了廣泛的應(yīng)用。固體推進劑的保質(zhì)期長（通常超過50年），并且固體火箭結(jié)構(gòu)較為簡單（與液體燃料火箭相比），因此固體火箭發(fā)動機非常適用于需要長時間儲存、短時內(nèi)發(fā)射的情形，例如戰(zhàn)術(shù)火箭、洲際彈道導(dǎo)彈和彈射座椅。此外，由于固體推進劑密度大，所以其能夠在相對小的空間內(nèi)儲存很大的化學(xué)潛能。這進一步優(yōu)化了固體火箭發(fā)動機在空間有限情形下的應(yīng)用，例如潛射洲際彈道導(dǎo)彈和空間助推器。盡管不同的應(yīng)用場合對固體火箭的工程要求是不同的，但是對于所有的固體火箭，基本原理以及很多的部件是一樣的。

為了滿足大范圍內(nèi)的各種任務(wù)需求，固體火箭發(fā)動機的尺寸變化范圍很大，從巨大的空間推力器（航天飛機用）到小的戰(zhàn)術(shù)火箭（反坦克武器）以及位于兩者之間的所有飛行器動力裝置。根據(jù)其最終用途可將發(fā)動機分為戰(zhàn)術(shù)火箭發(fā)動機、戰(zhàn)略火箭發(fā)動機或者太空火箭發(fā)動機。每類火箭發(fā)動機都有其特定的工程要求：空間助推器需被存放在相對控制良好的環(huán)境中并且必須燃燒達數(shù)分鐘之久；而戰(zhàn)術(shù)火箭發(fā)動機必須在戰(zhàn)爭區(qū)域能夠正常工作，但是只需燃燒幾秒鐘。

由于固體火箭發(fā)動機具有結(jié)構(gòu)簡單、維護簡便、操作使用方便、可靠性高、長期貯存性好，并能長期處于戰(zhàn)備狀態(tài)等優(yōu)點，使得以固體火箭發(fā)動機為推進動力的武器具有良好的快速反應(yīng)能力，因此火箭武器一直是常規(guī)彈藥中的重要組成部分?；鸺龔椡ǔＳ晒腆w火箭發(fā)動機、戰(zhàn)斗部、穩(wěn)定裝置、引信和導(dǎo)向裝置組成，采用管式發(fā)射，按使用范圍可分為炮兵火箭彈、反坦克火箭彈、航空火箭彈（含火箭炸彈）、海軍火箭深水炸彈，以及軍用特種（化學(xué)、燃燒、照明、信號、干擾）火箭彈等。此外，固體火箭發(fā)動機作為一種動力裝置，在彈藥增程領(lǐng)域也得到了應(yīng)用，如火箭增程炮彈、火箭增程槍榴彈及無后坐力炮火箭增程彈等。在以上這些應(yīng)用中，固體火箭發(fā)動機在推力、工作時間、過載及結(jié)構(gòu)設(shè)計等方面有著非常大的差別。

多管火箭武器系統(tǒng)作為現(xiàn)代化炮兵裝備序列中的重要壓制武器，在覆蓋范圍及單位火力密度方面有著較大的優(yōu)勢［9］，受到各國的普遍重視。我國也不例外，多管火箭炮火力系統(tǒng)已經(jīng)構(gòu)成我軍由多種型號組成的近程、中程、遠程和超遠程的完整火力打擊體系，我國已具備完全獨立自主研制世界先進水平的現(xiàn)代化多管火箭炮系統(tǒng)的能力。

射程是火箭彈等武器的重要戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標(biāo)之一。20 世紀50 年代，火箭彈的最大射程約為10 km，六七十年代大多數(shù)火箭彈達到了20 km 的射程，80 年代研制的火箭彈射程已達30～40 km，甚至更遠，90 年代以后美國MLRS（Multiple Launch Rocket System）的227 mm 火箭彈射程達到了70 km，俄羅斯“旋風(fēng)”300 mm 火箭彈射程達到90 km。20 世紀末，遠程、超遠程火箭炮成為各國陸軍多管火箭炮系統(tǒng)的發(fā)展重點。俄羅斯的“圓點”火箭炮射程已達到120 km，我國超遠程多管火箭彈射程達到150 km。

進入21 世紀之后，隨著射程的逐步提高，多管火箭武器的重要發(fā)展方向之一是提高精度，主要是在火控方面和火箭彈自身采取措施。美國MLRS在增程火箭彈的發(fā)射架、射擊指揮系統(tǒng)、風(fēng)速測量等方面采取了新的技術(shù)措施，并在火箭彈上采用簡易控制和子彈末制導(dǎo)裝置。美國MLRS“靈巧”戰(zhàn)術(shù)火箭彈（MSTAR）配用自主式智能子彈和采用激光雷達探測器的低成本反裝甲子彈，最大射程可達180 km。俄羅斯“旋風(fēng)”火箭炮配用了帶有末端敏感子彈的子母戰(zhàn)斗部。我國的遠程火箭彈采用了簡易制導(dǎo)和彈道修正措施，射程與密集度指標(biāo)達到了世界先進水平。

2.3 液體火箭發(fā)動機的技術(shù)特點及應(yīng)用

2.3.1 液體火箭發(fā)動機的技術(shù)特點

液體火箭發(fā)動機可以根據(jù)推進劑供給系統(tǒng)的類型（動力循環(huán)）的不同，來進行分類，包括壓力供給循環(huán)、燃氣發(fā)生器循環(huán)、分段燃燒循環(huán)和膨脹器循環(huán)。

1）壓力供給循環(huán)

壓力供給循環(huán)是最簡單的系統(tǒng)，主要依靠儲箱壓力把推進劑供給到主推力室。實際上，這個循環(huán)僅限于相對較低的推力室壓力，因為更高的壓力會使發(fā)動機的燃料儲箱變得更重。該循環(huán)可靠性較高，與其他系統(tǒng)相比，其減少了部件數(shù)量和復(fù)雜性。小型發(fā)動機或者推力器一般都采用壓力供給循環(huán)。

2）燃氣發(fā)生器循環(huán)

燃氣發(fā)生器循環(huán)從主要流量里分出少量燃料和氧化劑來供給一個燃燒器，即燃氣發(fā)生器。從燃氣發(fā)生器里出來的熱氣通過渦輪使泵產(chǎn)生將高壓推進劑送到燃燒室的動力。驅(qū)動渦輪的廢氣會在喉部下游的某處被送入主噴管。增加進入燃氣發(fā)生器的推進劑流量會增加渦輪的速度，這會增加進入主燃燒室的推進劑的流量（因此所產(chǎn)生推力的數(shù)量也會增加）。燃氣發(fā)生器流量的數(shù)值通常被限制在推進劑總流量的3%～7%，以防止與燃氣發(fā)生器有關(guān)的低效現(xiàn)象出現(xiàn)。因此，此循環(huán)適用于中等功率系統(tǒng)，而非高功率系統(tǒng)。

3）分段燃燒循環(huán)

在分段燃燒循環(huán)里，推進劑可實現(xiàn)分段燃燒。就像燃氣發(fā)生器循環(huán)一樣，此循環(huán)也配備有一個燃燒器，稱作預(yù)燃燒器，用于為渦輪產(chǎn)生熱氣。預(yù)燃燒器打開并燃燒少量的某種推進劑和大量的其他推進劑，以此來產(chǎn)生富氧或者富燃熱氣混合，它們大多是未燃燒的汽化推進劑。熱氣通過渦輪，噴到主燃燒室，并和剩下的推進劑再次投入燃燒。其優(yōu)于燃氣發(fā)生器的地方是所有的推進劑在主燃燒室中是在最佳混合比例下參與燃燒的。采用分段的燃燒循環(huán)通常用于大功率系統(tǒng)。燃燒室內(nèi)的壓力越高，產(chǎn)生相同推力所需的發(fā)動機體積就越小，重量就越輕，但高壓和富氧條件可能會使研發(fā)進程變得復(fù)雜。

4）膨脹器循環(huán)

膨脹器循環(huán)與分段燃燒循環(huán)類似，但是沒有預(yù)燃燒器。主燃燒室的冷卻套管里的熱量用于汽化燃料。燃料蒸氣會通過渦輪被注到主燃燒室和氧化劑一起參與燃燒。此循環(huán)采用氫等具有低沸點且易汽化的燃料來工作。與分段燃燒循環(huán)相同，所有的推進劑在主推力室內(nèi)都是在最佳混合比例下參與燃燒。然而，燃料的熱傳遞限制了渦輪的動力輸出，這使該循環(huán)只適合小到中等尺寸的發(fā)動機。

綜上所述，動力循環(huán)的選擇必須在謹慎考慮好設(shè)計之后才能被作出。在最終分析中，發(fā)動機質(zhì)量、性能、可靠性和成本應(yīng)協(xié)調(diào)好以符合項目需求。

2.3.2 液體火箭發(fā)動機的應(yīng)用與發(fā)展

縱觀當(dāng)今火箭的發(fā)展歷程，液體火箭發(fā)動機已被用作大多數(shù)空間運載火箭和早期的彈道導(dǎo)彈的主推進器?，F(xiàn)代液體火箭發(fā)動機的研發(fā)理念最早出現(xiàn)于1903 年。在20 世紀初期，各種設(shè)計理念被提出、構(gòu)建和試驗，以探索液體推進技術(shù)的可行性。1926 年第一個采用液體推進劑的火箭成功試飛。一般來說，液體火箭發(fā)動機具有很大范圍的空間運載能力，從小載荷到大載荷都能勝任。很多衛(wèi)星、宇宙飛船和高級火箭也能運用更小的液體火箭發(fā)動機，其通常也叫推進器，用于軌道機動或反作用推力控制。

今天，通過各種研究和研制計劃，性能、可靠性、操作性和成本獲得了持續(xù)改進。液體火箭發(fā)動機運用液態(tài)的燃料和氧化劑。比起其他種類的化學(xué)火箭發(fā)動機，液體火箭發(fā)動機通常能提供更高的推進劑流量所得推力和更好的可控操作性。缺點是液體發(fā)動機需要輔助性的推進劑箱、管道、油箱增壓系統(tǒng)，這些都會增加復(fù)雜性。液體推進劑的各種組合方案已投入了測試和使用。如上文所述，液體火箭發(fā)動機可根據(jù)動力循環(huán)進行分類。動力循環(huán)決定了推進劑到達燃燒室的方式。

通常，在項目的早期階段，需要從液體推進劑和發(fā)動機循環(huán)出發(fā)，對系統(tǒng)的性能、可靠性、操作性和成本進行優(yōu)化。當(dāng)選定最終的設(shè)計方案后，在其投入正式飛行前，該款發(fā)動機需要經(jīng)過反復(fù)試驗。

3 彈用發(fā)動機技術(shù)應(yīng)用與發(fā)展趨勢

3.1 幾類發(fā)動機的性能比較

目前，上文所討論的各類發(fā)動機如空氣噴氣發(fā)動機、固體火箭發(fā)動機與液體火箭發(fā)動機等，都已經(jīng)獲得廣泛的應(yīng)用。從導(dǎo)彈的角度看，通常要求發(fā)動機質(zhì)量小、迎面阻力小、所耗的燃料量少，從而減小起飛質(zhì)量并增大航程。下面對幾類發(fā)動機的性能進行比較。

影響燃料質(zhì)量大小的決定因素是燃料的比沖，尤其是遠程導(dǎo)彈影響最突出。火箭發(fā)動機由于要同時攜帶燃燒劑和氧化劑，比沖最?。粶u輪噴氣發(fā)動機在跨聲速時比沖較大，因此高亞聲速的導(dǎo)彈宜使用渦輪噴氣發(fā)動機；隨著飛行器速度的增加，沖壓發(fā)動機顯示出優(yōu)勢。當(dāng)飛行器速度Ma 為3～5時，可選用亞燃沖壓發(fā)動機；Ma為5～10時，可選用超燃沖壓發(fā)動機。對于空氣噴氣發(fā)動機，更常用的是單位耗油率。當(dāng)飛行時間較長，燃料的質(zhì)量起決定作用時，宜用空氣噴氣發(fā)動機。當(dāng)飛行時間較短，發(fā)動機的質(zhì)量和尺寸起重要作用時，宜用火箭發(fā)動機。由于火箭發(fā)動機自備氧化劑和燃燒劑，其工作條件不受外界大氣環(huán)境影響，可在高空和大氣層外使用。火箭發(fā)動機的單位迎面推力和推質(zhì)比大，與空氣噴氣發(fā)動機相比，在提供相同推力情況下，火箭發(fā)動機本身的尺寸和質(zhì)量較小。固體火箭發(fā)動機的結(jié)構(gòu)非常簡單，啟動迅速，勤務(wù)處理十分方便。但是，火箭發(fā)動機的比沖比空氣噴氣發(fā)動機更低，推進劑的消耗量很大，工作時間較短（通常以秒計算）。

空氣噴氣發(fā)動機由于吸取空氣中的氧作氧化劑，只消耗燃油，故推進劑的消耗量少，發(fā)動機的比沖很高。但是，空氣噴氣發(fā)動機的工作受到外界大氣環(huán)境的影響和限制，不能在很高的高空中使用，也不適宜在飛行速度過高的導(dǎo)彈上使用。同時，沖壓發(fā)動機不能自行起飛，需要助推器助飛，其推質(zhì)比和單位迎面推力都比火箭發(fā)動機小。沖壓發(fā)動機適合在高飛行馬赫數(shù)的情況下工作，采用超聲速燃燒沖壓發(fā)動機甚至能以25 Ma 的速度飛行，具有較高的技術(shù)吸引力。

火箭沖壓組合發(fā)動機的比沖和單位迎面推力都介于火箭發(fā)動機和沖壓發(fā)動機之間，在防空導(dǎo)彈、反艦導(dǎo)彈上使用，滿足同樣戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標(biāo)要求，可顯著減小導(dǎo)彈的尺寸和質(zhì)量。

3.2 各類發(fā)動機在導(dǎo)彈領(lǐng)域的應(yīng)用情況

目前，彈道式導(dǎo)彈通常采用火箭發(fā)動機，這是因為這類導(dǎo)彈主動段終點的高度都很高，只有火箭發(fā)動機才能進行工作。液體火箭發(fā)動機曾在20 世紀50 年代得到廣泛的應(yīng)用。雖然其動力性能高于固體火箭發(fā)動機，但由于發(fā)射準備時間太長，地面設(shè)備龐大，逐漸被固體火箭發(fā)動機所取代。

液體火箭發(fā)動機以其比沖高，調(diào)節(jié)性能好的優(yōu)點，主要向宇宙航行方面發(fā)展。直到20 世紀60 年代可貯存式的液體推進劑投入使用之后，液體火箭發(fā)動機才又在一些新的戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈上應(yīng)用，其已保持了比沖高的優(yōu)點，而且處理也很方便，其中主要有翼式導(dǎo)彈。除巡航導(dǎo)彈和一部分反艦導(dǎo)彈、地空導(dǎo)彈應(yīng)用空氣噴氣發(fā)動機外，其他導(dǎo)彈也都應(yīng)用火箭發(fā)動機［10］，但是它們的助推器卻毫無例外地全部應(yīng)用固體火箭發(fā)動機。因為固體火箭發(fā)動機首先能滿足助推器需要迅速啟動并產(chǎn)生大推力的要求，其次是結(jié)構(gòu)簡單，質(zhì)量小，使用方便。

戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈發(fā)展初期，就開始在地（艦）空導(dǎo)彈上應(yīng)用沖壓發(fā)動機作主發(fā)動機。比較起來，用沖壓發(fā)動機的地（艦）空導(dǎo)彈一般速度高、質(zhì)量小、射程遠。在地空導(dǎo)彈上應(yīng)用沖壓發(fā)動機必須與固體助推器相組合。初期，這種組合是互相獨立工作的，而且在助推器工作結(jié)束后即自行脫落。近年來，把沖壓發(fā)動機和助推火箭進行有機的組合，使其結(jié)構(gòu)實現(xiàn)一體化，成為火箭沖壓發(fā)動機，這種發(fā)動機擴大了工作性能和范圍，改進和簡化了地空導(dǎo)彈的結(jié)構(gòu)，使導(dǎo)彈的尺寸和重量可大為減小。這種發(fā)動機現(xiàn)已得到比較廣泛的應(yīng)用。渦輪噴氣發(fā)動機適用于低空、低速、遠距離的巡航導(dǎo)彈上。這種發(fā)動機耗油率低，但結(jié)構(gòu)復(fù)雜，質(zhì)量大。

3.3 幾類彈用發(fā)動機的技術(shù)發(fā)展趨勢

液體火箭發(fā)動機結(jié)構(gòu)復(fù)雜，發(fā)射準備時間長，影響導(dǎo)彈的機動作戰(zhàn)能力，對導(dǎo)彈的生存能力會產(chǎn)生不利影響，因此這種發(fā)動機在導(dǎo)彈上的應(yīng)用已有逐步被淘汰的趨勢，現(xiàn)主要應(yīng)用在運載火箭上。為了克服液體火箭發(fā)動機和固體火箭發(fā)動機的某些缺點，可采用凝膠化液體推進劑，使其具有固體推進劑的特性，在不加外力時始終保持一定狀態(tài)，而對其施加外力時形狀可自由變化［11］。這種凝膠化燃料可貯存在燃料箱內(nèi)，對其可以采用加壓噴射的方式，與液體推進劑同樣容易處理，但需要控制有害氣體的產(chǎn)生，提高安全性。

固體火箭發(fā)動機技術(shù)的進步主要在改進固體推進劑，發(fā)展高性能推進劑。主要側(cè)重于發(fā)展低特征信號、鈍感推進劑，單室雙（多）推力發(fā)動機裝藥及多脈沖發(fā)動機裝藥等。

為實現(xiàn)固體火箭發(fā)動機的多次啟動，目前還在發(fā)展多脈沖固體火箭發(fā)動機。通過優(yōu)化設(shè)計，這種發(fā)動機可提高導(dǎo)彈的有效射程；靈活地控制導(dǎo)彈的速度，提高導(dǎo)彈的末端速度，從而提高導(dǎo)彈的機動能力［12］。但這種發(fā)動機還存在許多問題，比如如何設(shè)置可靠有效的隔板，如何進行可靠的熄火及點火等過程。隨著固體火箭發(fā)動機新材料、新工藝、新技術(shù)的發(fā)展，這種發(fā)動機依然有著較高競爭力［13］。

未來的空氣噴氣發(fā)動機要求推力更大，推重比更大，外部尺寸和體積更小，生產(chǎn)及維護費用更低，可顯著提高經(jīng)濟性。提高燃油利用率將是未來要解決的主要問題，為此要優(yōu)化發(fā)動機熱力循環(huán)，借助優(yōu)化設(shè)計達到發(fā)動機的高效率。在這方面要注意解決擴展發(fā)動機性能邊界與發(fā)動機小型化的矛盾。

未來小型空氣噴氣發(fā)動機所產(chǎn)生推力應(yīng)可調(diào)到可使導(dǎo)彈實現(xiàn)低速巡邏的狀態(tài)，一旦導(dǎo)彈捕獲目標(biāo)，發(fā)動機便可全力運行，使導(dǎo)彈高速攻擊目標(biāo)。對燃油的調(diào)節(jié)過程可并入彈上計算機，從而實現(xiàn)協(xié)同控制。這種發(fā)動機部件廣泛采用非金屬材料，可減輕質(zhì)量、降低成本、提高燃燒溫度。另外，美國正在研制一種槳扇發(fā)動機，用于下一代巡航導(dǎo)彈。這種發(fā)動機的耗油率比渦輪噴氣發(fā)動機更低、效率高，可將下一代巡航導(dǎo)彈射程增至3 200 km，并提高有效載荷。這種發(fā)動機的槳扇與彈體間有較好的協(xié)和效應(yīng)，對空氣動力尚無不利影響，還可使導(dǎo)彈穩(wěn)定性、控制性和升力大為改善。

4 結(jié)論與展望

考慮到導(dǎo)彈的技術(shù)特點及其在國防領(lǐng)域中所起到的重要作用，針對其開展的技術(shù)研究與試驗工作，目前仍在持續(xù)開展過程中。發(fā)動機作為導(dǎo)彈的重要組成部分，針對該領(lǐng)域的優(yōu)化與改進自然也有著不可替代的必要性。隨著導(dǎo)彈發(fā)動機技術(shù)層次的不斷提升，將會為我國的國防事業(yè)帶來更有力的保障。