劉穎 陸寧 沈欣

摘 要：導(dǎo)彈動力裝置是決定導(dǎo)彈射程的關(guān)鍵因素。 本文通過對當(dāng)前國外（美國、 俄羅斯、 歐洲）整體式固體火箭沖壓發(fā)動機的專利技術(shù)及應(yīng)用現(xiàn)狀進行詳細分析和論述， 在分析基礎(chǔ)上總結(jié)了整體式固體火箭沖壓發(fā)動機發(fā)展的關(guān)鍵技術(shù)， 主要包括燃氣流量調(diào)節(jié)與控制、 高能貧氧推進劑、 結(jié)構(gòu)的熱強度及長時間的熱防護、 寬域可調(diào)進/排氣、 導(dǎo)彈與發(fā)動機一體化氣動外形設(shè)計等。

關(guān)鍵詞： 整體式固體火箭沖壓發(fā)動機; 專利; 燃氣流量; 推進劑; 熱防護; 氣動外形

中圖分類號：??? TJ763; V435 ??文獻標識碼：??? A? 文章編號： 1673-5048（2021）05-0046-07

0 引? 言

當(dāng)前以固體火箭發(fā)動機為動力的導(dǎo)彈， 由于推進劑能量的限制， 要想顯著提高射程和飛行速度， 必須大幅度增加彈重和體積， 這對于現(xiàn)代導(dǎo)彈來說是難以接受的。 整體式固體火箭沖壓發(fā)動機（簡稱固沖發(fā)動機）能夠利用空氣中的氧作為氧化劑， 只攜帶少量固體燃料， 可大大提高推進劑的比沖， 顯著增加射程。 在確定的飛行條件下， 相比固體火箭發(fā)動機其比沖提高了3～5倍[1]。

固沖發(fā)動機， 也叫管道火箭（Ducted Rocket）， 與固體火箭發(fā)動機不同的是， 固沖發(fā)動機的燃燒室里有由進氣道傳輸來的空氣， 以及從燃氣發(fā)生器（即獨立的火箭發(fā)動機）傳輸來的一次燃燒產(chǎn)物的高速射流， 在燃燒室內(nèi)經(jīng)燃燒組織而產(chǎn)生確定噴射效果的同時， 一次燃燒產(chǎn)物與空氣摻混燃燒。 固沖發(fā)動機是一種組合發(fā)動機， 實現(xiàn)了燃氣發(fā)生器內(nèi)和燃燒室內(nèi)的兩個工作過程。 因此固沖發(fā)動機兼有沖壓發(fā)動機和火箭發(fā)動機二者的優(yōu)點， 是新型超聲速導(dǎo)彈的理想動力裝置。 歐洲“流星”導(dǎo)彈的研制成功使固沖發(fā)動機在空空導(dǎo)彈上的應(yīng)用獲得實質(zhì)性進展， 射程達到100 km以上， 從而掀起了各國對固沖發(fā)動機研制的熱潮[2-3]。

1 國外研究及應(yīng)用情況

從國內(nèi)外公開發(fā)表的文獻和專利來看， 當(dāng)前國際上在固沖發(fā)動機技術(shù)研究方面走在前列的是美國、 俄羅斯、 德國及日本等國。

1.1 美? 國

1.1.1 應(yīng)用情況

2005年左右， 美國在固沖發(fā)動機領(lǐng)域開展了3項大型計劃——超聲速掠海靶彈（SSST）計劃、 高速反輻射導(dǎo)彈驗證（HSAD）計劃以及變流量固沖發(fā)動機-飛行器概念（VFDR-FVC）計劃， 這3項計劃都旨在驗證固沖發(fā)動機技術(shù)成熟度， 以及應(yīng)用于實際型號的可行性 [4-5]。

已經(jīng)投產(chǎn)的GQM-163A“叢林狼”（Coyote）超聲速掠海靶彈（SSST）（見圖1）采用航空噴氣公司的MARC-R282固沖發(fā)動機實現(xiàn)了掠海遠程持續(xù)機動飛行。 MARC-R282沖壓發(fā)動機包括燃氣發(fā)生器、 4個二元進氣道、 級間艙、 節(jié)流控制閥、 燃料噴嘴、 燃燒室和沖壓噴管。 發(fā)動機直徑為0.35 m， 長3.4 m。 高速反輻射導(dǎo)彈驗證（HSAD）計劃是為了通過飛行試驗驗證空射沖壓推進技術(shù)， 從而驗證MARC-R290固沖發(fā)動機在“哈姆”導(dǎo)彈改型上應(yīng)用的可行性。 沖壓發(fā)動機的進氣道系統(tǒng)包括2個呈90°夾角的二元矩形進氣道和兩個安裝在補燃室頭部的鉸鏈式堵蓋[6]。 變流量固沖發(fā)動機-飛行器概念（VFDR-FVC）計劃是研究VFDR項目中的發(fā)動機與滿足F-22戰(zhàn)機彈艙的導(dǎo)彈彈身的兼容性。 該計劃設(shè)計了一種安裝在彈體后部的新型進氣道， 并進行了風(fēng)洞試驗， 使未來的戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈可以實現(xiàn)內(nèi)部掛載。

20世紀90年代， 美國空軍開展了用變流量固沖發(fā)動機升級AIM-120空空導(dǎo)彈的概念研究。 2010年，? 美國國防預(yù)先研究計劃局發(fā)起的“三目標終結(jié)者”（T3）項目，? 旨在用同一種導(dǎo)彈替換AIM-120導(dǎo)彈和AGM-88反輻射導(dǎo)彈， 同時增加摧毀小型目標和隱身巡航導(dǎo)彈的能力。 T3項目采用固沖發(fā)動機為動力裝置， 擁有較高的平均速度。 2014年， T3項目出人意料地中止了， 推測可能在某些保密的預(yù)算項目中繼續(xù)開展研制。 據(jù)媒體報道， 2020年2月27日， 美國波音公司在美國空軍協(xié)會主辦的2020年空戰(zhàn)研討會上公開展示了T3導(dǎo)彈模型， 也即意味著T3導(dǎo)彈項目已被重啟[7-8]。

1.1.2 研究情況

雖然目前美國并沒有導(dǎo)彈型號實際采用固沖發(fā)動機， 但美國多個公司在固沖發(fā)動機的研究方面進行了積極探索。

例如： 美國Aerojet Roctetdyne公司Patrick等人的專利《Selectable ramjet propulsion system》（《可選擇的沖壓噴氣發(fā)動機推進系統(tǒng)》）US9726115B1（2017.08.08）[9] 。

該專利發(fā)明了一種用于推進火箭或?qū)椀目蛇x擇的沖壓噴氣發(fā)動機推進系統(tǒng)， 包括與助推器相鄰的燃氣發(fā)生器。 燃氣發(fā)生器和助推器之間安裝有易碎膜。 助推器和燃氣發(fā)生器可以按照正常順序工作， 也可以同時工作來實現(xiàn)短程內(nèi)推力的增加。 火箭或?qū)椛系倪壿嬰娐房筛鶕?jù)與目標的距離是否超過閾值來確定易碎膜的爆破時間。

該發(fā)明特征是， 當(dāng)目標在短距內(nèi)（小于閾值距離）時， 發(fā)動機能夠燃燒助推燃料和沖壓發(fā)動機的燃料。 當(dāng)不需要遠程能力時， 沖壓發(fā)動機能夠接近火箭發(fā)動機的推進性能。

圖2給出了現(xiàn)有技術(shù)中已知的可變流量固沖發(fā)動機， 包括頭部12、 戰(zhàn)斗部14、 燃氣發(fā)生器16和燃燒室18。 燃料量控制閥20設(shè)置在燃氣發(fā)生器16與燃燒室18之間。 在助推段， 燃燒室18填充了推進劑22， 用作在高壓（標稱值為2 000 psia）下工作的帶噴管或無噴嘴的助推器。 當(dāng)推進劑22燃盡時， 打開內(nèi)部堵蓋24和外部堵蓋26使空氣通過進氣道28進入。? 在沖壓發(fā)動機的巡航階段， 燃氣發(fā)生器16啟動， 產(chǎn)生沖壓發(fā)動機燃料。 燃料30通常是端面燃燒藥柱。 燃氣發(fā)生器產(chǎn)生的氣態(tài)產(chǎn)物通過閥門34的節(jié)流出口32排出， 閥門34控制工作壓力和所產(chǎn)生的燃料量。? 典型的燃氣發(fā)生器16的工作范圍是200～2 000 psia。 取決于飛行高度和馬赫數(shù)， 典型的燃燒室18的工作范圍是112～200 psia。

流量調(diào)節(jié)器2內(nèi)部形成環(huán)形通道， 其橫截面積逐漸變化， 通道內(nèi)把氣流加速至馬赫數(shù)0.9。 在固定墊片和調(diào)節(jié)元件之間形成通道的臨界截面， 調(diào)節(jié)元件經(jīng)過中心軸16由傳動裝置帶動。 在臨界截面后形成橫截面面積可變的通道， 與流量調(diào)節(jié)器環(huán)形噴口格柵中的孔連通。 這些孔軸傾斜與發(fā)動機中心縱軸成45°～135°。 環(huán)形噴口格柵中孔最好做成可形成閉合（環(huán)形）扇形噴流， 或在空氣流中加速到聲速或超聲速的離散式噴流系統(tǒng)的形式。 這樣可增大固體燃料燃燒產(chǎn)物與空氣摻混過程的劇烈程度， 從而改善混合物的燃燒。

燃燒室和出口噴管的形式可做成擴張錐形，? 燃燒室可做成帶有開口角度為5°～7°的錐形， 可保證加速空氣和固體燃料燃燒產(chǎn)物混合至低超聲速（Ma=1.2～2.0）， 噴管可做成開口角度為30°的擴張錐形， 可保證連續(xù)加速射流到Ma≥4。 燃燒室和出口噴管可按照能保證橫截面面積平穩(wěn)變化的曲線設(shè)計成型。

此外， 為了保持燃燒產(chǎn)物溫度穩(wěn)定， 燃氣發(fā)生器內(nèi)的自由容積通常通過燃氣發(fā)生器內(nèi)固體燃料藥柱的位移來保證。

1.3 歐? 洲

1.3.1 應(yīng)用情況

歐洲合作研制的“流星”空空導(dǎo)彈是以固沖發(fā)動機為動力的新一代空空導(dǎo)彈。 經(jīng)過成功的飛行試驗并定型， 使固沖發(fā)動機在空空導(dǎo)彈的應(yīng)用上獲得了實質(zhì)性進展。 隨著“流星”導(dǎo)彈的成功和由此帶來的示范效應(yīng)， 沖壓發(fā)動機在空空導(dǎo)彈上的應(yīng)用前景也將非常光明[15-16]。

“流星”空空導(dǎo)彈的動力裝置是由德國拜恩化學(xué)公司研制的固體燃料變流量火箭沖壓發(fā)動機， 具有腹下雙槽式進氣道的非軸對稱的氣動布局。 在設(shè)計上采用了雙下側(cè)矩形多激波進氣道， 互成90°配置。 該動力裝置可使“流星”導(dǎo)彈在命中目標之前一直具有動力推進， 確保導(dǎo)彈以最大的速度飛行， 并在最后攔截時具有最大的機動能力， 從而減少了目標規(guī)避導(dǎo)彈的機會， 據(jù)稱其不可逃逸區(qū)是其他超視距導(dǎo)彈的3倍還多 [17-18]。? 其發(fā)射模擬圖如圖6所示。

德國曾有裝備固沖發(fā)動機的新型反輻射導(dǎo)彈ARMIGER的研制計劃， 導(dǎo)彈總質(zhì)量約為220 kg， Ma=2～3時的最大飛行距離約為200 km。 高精度導(dǎo)引系統(tǒng)保證了導(dǎo)彈質(zhì)量較小時能達到遠的射程（目標命中精度可達1 m）。 因此可以把戰(zhàn)斗部的質(zhì)量減小到20 kg。 ARMIGER導(dǎo)彈計劃裝備四槽式軸對稱進氣道[19-20]。

1.3.2 研究情況

歐洲以德國為代表， 其彈用固沖發(fā)動機的研究處于世界領(lǐng)先地位， 但其相關(guān)技術(shù)研究專利也基本處于保密階段。

德國早期就有零星專利進行固沖發(fā)動機的研究， 例如： 德國阿斯特里厄姆公司（Astrium GmbH）Herbert Engel等的專利《Solid fuel propulsion system for a ram jet rocket》（《用于裝有沖壓噴氣式發(fā)動機火箭的固體燃料推進系統(tǒng)》）US6405526B1（2002.06.18）[21]。

該專利發(fā)明了一種用于裝有沖壓噴氣式發(fā)動機火箭的固體燃料推進系統(tǒng)， 如圖7所示， 包含有由筒狀殼體2包圍的燃燒室B、 位于燃燒室B前端的燃氣發(fā)生器G（由筒狀殼體1包圍）， 燃氣發(fā)生器用于從固體燃料中產(chǎn)生可燃氣體， 燃氣流量調(diào)節(jié)器R設(shè)置在燃氣發(fā)生器G和燃燒室B之間， 調(diào)節(jié)從燃氣發(fā)生器G到燃燒室B的燃氣流量。 推進系統(tǒng)具有中間部分4， 燃氣流量調(diào)節(jié)器R包含在該部分內(nèi)。 中間部分以承重方式與燃燒室殼體2和燃氣發(fā)生器殼體1連接， 包含有密封燃氣發(fā)生器G的第一壓頭8和密封燃燒室B的第二壓頭9。 在壓頭8和9之間放置一個基座單元， 該基座單元包含燃氣流量調(diào)節(jié)器R， 并支撐壓頭8和9。

2 關(guān)鍵技術(shù)

當(dāng)前世界軍事強國對彈用固沖發(fā)動機技術(shù)的研發(fā)非常重視， 也突破了多項制約性的關(guān)鍵技術(shù)， 但受限于某些關(guān)鍵技術(shù)的工程化解決， 以及出于成本的考慮， 因此國外固沖發(fā)動機也并沒有大量進入型號應(yīng)用。 當(dāng)前彈用固沖發(fā)動機亟待突破的關(guān)鍵技術(shù)包括： 燃氣流量調(diào)節(jié)與控制、 高能貧氧推進劑、 結(jié)構(gòu)的熱強度及長時間的熱防護、 寬域可調(diào)進/排氣、 導(dǎo)彈與發(fā)動機一體化氣動外形設(shè)計等。

2.1 燃氣流量調(diào)節(jié)與控制技術(shù)

目前各國在研的固沖發(fā)動機大都具有燃氣流量調(diào)節(jié)能力。 為達到根據(jù)飛行器飛行軌道優(yōu)化固體燃料流量的目的， 國外有采用帶有固體燃料燃燒產(chǎn)物流量調(diào)節(jié)閥的燃氣發(fā)生器來改進現(xiàn)有固沖發(fā)動機的做法，? 調(diào)節(jié)過程的特點在于， 不僅能改變?nèi)剂狭髁浚?而且能以最優(yōu)的形式進行燃料分配從而實現(xiàn)燃燒室內(nèi)燃料的充分燃燒， 也就是說， 調(diào)節(jié)過程與發(fā)動機內(nèi)工作過程的組織有關(guān) [22-23]。

對于超視距空空導(dǎo)彈的應(yīng)用來說， 為了滿足機動攻擊和作戰(zhàn)任務(wù)多樣化的要求， 導(dǎo)彈飛行速度范圍相應(yīng)變寬。 當(dāng)海拔高度一定時， 因速度變化導(dǎo)致進氣道捕獲空氣質(zhì)量流量變化大， 為保證發(fā)動機具有良好性能， 也必須調(diào)節(jié)燃氣發(fā)生器富燃燃氣流量， 以保證固沖發(fā)動機在最佳空燃比附近工作。 燃氣流量能否調(diào)節(jié)直接決定了固沖發(fā)動機性能的好壞， 目前關(guān)于燃氣流量調(diào)節(jié)的方案主要有固定流量式、 壅塞式、 非壅塞式三種。 通過采用各種燃氣流量的調(diào)節(jié)方法實現(xiàn)對燃氣發(fā)生器中壓力的閉環(huán)控制， 從而滿足燃氣發(fā)生器流量調(diào)節(jié)的快速、 精準、 大調(diào)節(jié)比控制 [24]。

2.2 高能貧氧推進劑技術(shù)

對于體積有限的導(dǎo)彈來說， 其裝配的固沖發(fā)動機應(yīng)采用高能推進劑， 以減小發(fā)動機的體積和質(zhì)量。 其中較有前途的是含硼富燃料固體推進劑和碳氫富燃料推進劑。 “流星”空空導(dǎo)彈采用的是德國拜恩化學(xué)公司研制的含硼推進劑。 “流星”導(dǎo)彈固沖發(fā)動機的推進劑配方含硼量達40%， 熱值60.1 MJ/L， 燃速4～ 21 mm/s， 壓力指數(shù)0.3～0.55， 燃氣流量調(diào)節(jié)比大于12∶1 [25]。

在火箭沖壓發(fā)動機中， 除了固體燃料外， 原則上也可以使用膏體燃料。 膏體火箭沖壓發(fā)動機的工作順序類似于固沖發(fā)動機。 從結(jié)構(gòu)上來說， 膏體火箭沖壓發(fā)動機是比固沖發(fā)動機更復(fù)雜的發(fā)動機。 日本研發(fā)的固沖發(fā)動機采用了聚疊氮縮水甘油醚（GAP）膏體推進劑。 GAP是一種新型含能粘合劑， 能量高， 熱穩(wěn)定、 安全性能好， 以其為基體的高能推進劑具有鈍感高能特性和低特征信號的特點， 在戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈發(fā)動機中有廣泛的應(yīng)用。 當(dāng)前， 日本正在利用其GAP推進劑固沖發(fā)動機研究成果， 尋求與英國合作改進“流星”空空導(dǎo)彈， 以降低原有含硼推進劑產(chǎn)生的尾煙特征[26]。

2.3 結(jié)構(gòu)的熱強度及長時間的熱防護技術(shù)

固體火箭沖壓發(fā)動機中， 燃氣發(fā)生器和助推補燃室殼體都需要熱防護結(jié)構(gòu)。 固沖發(fā)動機與固體火箭發(fā)動機的絕熱層的工作特點不同， 要保證在帶有氧化化學(xué)勢的燃燒產(chǎn)物高溫多相流繞流下的支承結(jié)構(gòu)的熱穩(wěn)定性。 還會有一些變化的作用： 助推工作狀態(tài)下固體燃料的燃燒產(chǎn)物脫氧環(huán)境和巡航工作狀態(tài)下的氧化環(huán)境。 隨著燃燒室和燃氣發(fā)生器的熱防護系統(tǒng)的發(fā)展， 逐步采用彈性絕熱材料代替硬性材料 [27]。 在壓力范圍很大（助推和巡航狀態(tài)）的燃燒室工作條件下， 可導(dǎo)致壁面各層變形不同， 這種情況下二氧化硅和碳纖維加強的有機硅彈性材料得到了很好的應(yīng)用效果。 填充材料在包覆層厚度方向上應(yīng)具有空間粘接力并采用加強結(jié)構(gòu)。 不進行空間粘接（分層加強時）將導(dǎo)致包覆層熱穩(wěn)定性降低[28]。

燃燒室及燃氣發(fā)生器壁通常由高強度鋼制成。 由于剛性的外形限制， 壁面采用聚合的復(fù)合材料是不行的。 因此未來在結(jié)構(gòu)中將使用鈦合金。 但是隨著飛行速度的增大（當(dāng)Ma>4.5時）， 采用結(jié)構(gòu)熱穩(wěn)定的復(fù)合材料來制造燃燒室將是必然趨勢。 涂敷在燃燒室壁上的熱防護材料的類型對火箭沖壓發(fā)動機的外形也產(chǎn)生影響。 燃燒室壁的熱防護材料既可以是燒蝕速度慢的惰性材料， 也可以是氣化速度顯著的活性材料。 在活性絕熱層的分解過程中形成的氣態(tài)產(chǎn)物將顯著增大燃料的總流量， 并因此提高發(fā)動機的推力特性。 巡航燃料類型對與火箭沖壓發(fā)動機整體的外形相關(guān)的尺寸-質(zhì)量特性產(chǎn)生著本質(zhì)的影響[29-30]。

2.4 寬域可調(diào)進/排氣技術(shù)

進氣道類型對固沖發(fā)動機外形產(chǎn)生了實質(zhì)性的影響。 裝備于每一個具體空氣動力結(jié)構(gòu)飛行器的進氣道會有不同的形式、 長度和進氣管道數(shù)目。 無論是研制帶有固沖發(fā)動機的飛行器， 還是研制固沖發(fā)動機本身， 進氣道都是最重要的決定性組件之一。 在帶有固沖發(fā)動機的飛行器中頭部進氣道、 側(cè)面（外設(shè)、 嵌入）進氣道得到了應(yīng)用。 如果使用的是側(cè)面進氣道， 則應(yīng)規(guī)定邊界的控制方法（泄除、 吸除）。 進氣道可收縮并放置殼體內(nèi)[31]。

重要的是， 進氣道不僅要保證發(fā)動機與飛行器的一體化， 還要保證發(fā)動機的高效能（高的壓力恢復(fù)系數(shù)和空氣流量系數(shù)）、 工作的氣動力穩(wěn)定性、 最小阻力等。 為此， 助推狀態(tài)的進氣道裝備有密封或鉆孔的可拋堵蓋、 過渡通道內(nèi)裝有擋板。 巡航狀態(tài)的進氣道可裝備氣流預(yù)壓縮板和附面層泄除系統(tǒng)。 過渡通道內(nèi)可設(shè)置可調(diào)排氣縫和組織氣流的控制系統(tǒng)。 由過渡通道進入燃燒室的空氣可設(shè)置成同軸進入， 以任意角度進入或兩種方法結(jié)合使用 [32]。

現(xiàn)代的進氣道具有空間形狀， 通常需在考慮非對稱布局和過載的極坐標控制能力的情況下進行計算。 預(yù)計未來會出現(xiàn)帶有非圓形橫截面的飛行器， 以增強與發(fā)動機的一體化和雷達的隱身性能。 現(xiàn)代和未來的固沖發(fā)動機結(jié)構(gòu)的多樣性， 導(dǎo)致必須進行發(fā)動機的分類并劃分其適用的領(lǐng)域 [33]。

同時對固沖發(fā)動機巡航噴管提出了要求： 助推和燃燒產(chǎn)物流動的過程中在損失最小的同時保證高效率， 能夠定位或無級調(diào)節(jié)臨界截面的尺寸， 能夠?qū)崿F(xiàn)固定或可變地調(diào)節(jié)推力矢量， 與導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)一體化， 在燃燒產(chǎn)物的多變化學(xué)勢作用的條件下實現(xiàn)熱穩(wěn)定。 雖然還可利用其他固體火箭發(fā)動機的特性推力矢量控制方法、 噴管膨脹率或其臨界截面尺寸的變化方法， 但對于固沖發(fā)動機來說， 巡航噴管的這些結(jié)構(gòu)暫時未能有效研制出來。 噴管材料通常采用耐熱抗蝕的剛性復(fù)合材料 [34]。

采用進/排氣幾何可調(diào)技術(shù)將固體火箭沖壓發(fā)動機工作包線拓寬至工作馬赫數(shù)2.0～4.5、 工作高度0～30 km， 有效提升導(dǎo)彈攻擊的遠距離強突防能力， 是固沖發(fā)動機技術(shù)發(fā)展的趨勢所在 [35]。

2.5 導(dǎo)彈與發(fā)動機一體化氣動外形設(shè)計技術(shù)

在遠程空空導(dǎo)彈的設(shè)計中通常采用固沖發(fā)動機， 這就使得導(dǎo)彈整體的氣動外形發(fā)生了根本性的改變， 需要進行導(dǎo)彈-進氣道-發(fā)動機一體化設(shè)計技術(shù)研究。 通過該項技術(shù)的解決， 確定滿足導(dǎo)彈飛行任務(wù)的固沖發(fā)動機方案、 進氣道形式和氣動布局、 飛行控制方式等， 使導(dǎo)彈總體性能最優(yōu)。

在裝備中距空空導(dǎo)彈的先進動力裝置的研制中最關(guān)注直徑約為200 mm的固沖發(fā)動機的研制， 帶有腹下或頜下進氣道（單或雙通道）， 可進行一次燃氣發(fā)生器燃燒產(chǎn)物的流量調(diào)節(jié)， 且沒有拋出物。 非軸對稱進氣道可產(chǎn)生升力并能在攻角增大時有效工作， 這對于保證固沖發(fā)動機的工作過程的高穩(wěn)定性特別重要。 遠程空空導(dǎo)彈裝備固沖發(fā)動機比裝備固體火箭發(fā)動機性能更好， 但同時也對導(dǎo)彈總體氣動外形提出了更高的要求， 設(shè)計難度更大 [36-37]。

3 結(jié) 束 語

由前文對國外彈用固沖發(fā)動機技術(shù)的應(yīng)用和研究情況的分析可看出， 當(dāng)前國外彈用固沖發(fā)動機技術(shù)取得了實質(zhì)性的進步， 并在關(guān)鍵技術(shù)上取得了創(chuàng)新性突破， 已經(jīng)有采用固沖發(fā)動機的相關(guān)導(dǎo)彈型號進入服役。 但目前國外以固沖發(fā)動機為動力的導(dǎo)彈研制計劃主要采用的是亞燃沖壓發(fā)動機， 在導(dǎo)彈速度的進一步突破上存在局限性。 隨著導(dǎo)彈飛行速度的進一步提高， 未來采用超燃沖壓發(fā)動機將成為趨勢。 與亞燃沖壓發(fā)動機相比， 固體超燃沖壓發(fā)動機面臨的技術(shù)挑戰(zhàn)更大， 是當(dāng)前飛行器推進技術(shù)創(chuàng)新領(lǐng)域的一個研究熱點[38]。

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Research on Development of Foreign Integral Solid Rocket

Ramjet Engine Technology

Liu Ying1*， Lu Ning2， Shen Xin3

（1.China Airborne Missile Academy， Luoyang 471009， China;

2.Zhengzhou Campus of Army Artillery Air Defense Academy， Zhengzhou 450052， China;

3. The First Military Representative Office of Air Force Equipment Department in Luoyang， Luoyang 471009， China）

Abstract： Missile power plant is a key factor in determining the missiles range. This paper analyzes and discusses the current patented technologies and application status of integrated solid rocket ramjet engines in foreign countries （USA， Russia， Europe）.? Based on the analysis， the key technologies for the development of integrated solid rocket ramjet are summarized，

mainly including gas flow regulation and control，

high-energy oxygen poor propellant， thermal strength of structure and long-term thermal protection， wide range adjustable intake and exhaust， integrated aerodynamic shape design of missile and engine， etc.

Key words： integral solid rocket ramjet engine; patent; gas flow; propellant; thermal protection; aerodynamic profile