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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(yuǎn)、威力大、機(jī)動能力強(qiáng)等特點(diǎn)。第二次世界大戰(zhàn)后，各國軍隊(duì)即開始裝備導(dǎo)彈，而且從20 世紀(jì)50 年代起已將導(dǎo)彈應(yīng)用到實(shí)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(jì)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(duì)和北約部隊(duì)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(jī)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(jī)與火箭發(fā)動機(jī)的技術(shù)特點(diǎn)進(jìn)行了詳盡闡述，并對其在導(dǎo)彈動力領(lǐng)域的應(yīng)用進(jìn)行了介紹，同時(shí)展望了其未來發(fā)展前景。

1 航空發(fā)動機(jī)分類及其技術(shù)特點(diǎn)

1.1 航空發(fā)動機(jī)與燃?xì)廨啓C(jī)

與往復(fù)式內(nèi)燃機(jī)的間歇式進(jìn)氣和供油方式不同，燃?xì)廨啓C(jī)進(jìn)氣和供油的方式為連續(xù)過程。最簡單的燃?xì)廨啓C(jī)包括3 個(gè)最主要部件——壓氣機(jī)、燃燒室和渦輪［1］?？諝饨?jīng)壓氣機(jī)壓縮后進(jìn)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(jī)械功。驅(qū)動壓氣機(jī)所需的功率主要來自渦輪，壓氣機(jī)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(yùn)動，實(shí)現(xiàn)二者間的機(jī)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(jī)，其余部分被用于驅(qū)動螺旋槳或直接輸出高溫燃?xì)庖酝苿语w機(jī)前進(jìn)。

航空發(fā)動機(jī)又可稱為空氣噴氣發(fā)動機(jī)。按照推力的形成方式，可將航空器推進(jìn)系統(tǒng)中的空氣噴氣發(fā)動機(jī)主要分為4 大類，分別是渦輪噴氣發(fā)動機(jī)、渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)、渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)與槳扇發(fā)動機(jī)［3］。所有的燃?xì)廨啓C(jī)都有壓氣機(jī)、燃燒室、渦輪等核心部分，通常將這3 部分稱為核心機(jī)或燃?xì)獍l(fā)生器。核心機(jī)的本質(zhì)是提供高溫、高壓燃?xì)狻?/p>

1.2 渦輪噴氣發(fā)動機(jī)及其技術(shù)特點(diǎn)

采用簡單循環(huán)的燃?xì)廨啓C(jī)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(jī)面世，這樣更易于實(shí)現(xiàn)高壓比（即燃燒室進(jìn)口壓力／進(jìn)氣道進(jìn)氣壓力）的設(shè)計(jì)方案。采用雙轉(zhuǎn)子方案后，壓氣機(jī)系統(tǒng)被拆分為低壓壓氣機(jī)和高壓壓氣機(jī)。每個(gè)壓氣機(jī)被獨(dú)立安裝在單獨(dú)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(jī)和單轉(zhuǎn)子發(fā)動機(jī)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(jī)，剩下的輸出功被用來產(chǎn)生推力，以推動飛機(jī)前進(jìn)。如果推力來源于渦輪內(nèi)高壓、高溫燃?xì)馔ㄟ^噴管膨脹產(chǎn)生的高速射流作用，則稱該類機(jī)型為渦輪噴氣發(fā)動機(jī)。換言之，渦輪噴氣發(fā)動機(jī)可被視為一個(gè)配備有噴管的燃?xì)獍l(fā)生器。

一般而言，渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)和渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)通過大量低速運(yùn)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(jī)噴射的氣流流量較小，但是氣流速度非常高。從推進(jìn)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(jìn)效率。因此，與渦輪噴氣發(fā)動機(jī)相比，渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)和渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)具有更高的推進(jìn)效率和更好的燃油經(jīng)濟(jì)性。推進(jìn)效率的表達(dá)式見式（1）。

式（1）中，η——推進(jìn)效率；

V0——航空器飛行速度；

Vj——發(fā)動機(jī)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(jìn)效率越高。

1.3 渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)及其技術(shù)特點(diǎn)

渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)可利用渦輪驅(qū)動風(fēng)扇產(chǎn)生推力。風(fēng)扇位于核心機(jī)之前，用渦輪驅(qū)動壓氣機(jī)后所剩余的功來驅(qū)動。與渦輪噴氣發(fā)動機(jī)相比，渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)排出的氣流所含能量較低，對推力的貢獻(xiàn)基本可以忽略不計(jì)。風(fēng)扇和包容機(jī)匣形成了一個(gè)環(huán)繞在核心機(jī)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(jī)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(jī)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。現(xiàn)代渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的涵道比非常大，一般都在9 左右。某些先進(jìn)渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的涵道比將超過12。對于渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)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(shí)，顯著提高空氣質(zhì)量流量，從而獲得更高的推進(jìn)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(jì)中需要統(tǒng)籌考慮，以獲得最佳的設(shè)計(jì)值。

現(xiàn)代渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)源于雙轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機(jī)，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(dú)的噴管中排出，同低壓渦輪的高溫燃?xì)饣旌?，再通過混合排氣噴管膨脹后被排出。同渦輪噴氣發(fā)動機(jī)相比，由于渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)排氣速度較低，除了具有更加省油的優(yōu)點(diǎn)，其噪聲也得以顯著降低。

1.4 渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)及其技術(shù)特點(diǎn)

渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)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(jī)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(shí)，渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)的工作效率會更高。當(dāng)轉(zhuǎn)速更高時(shí)，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(dá)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(shí)現(xiàn)。即使采用此類措施，某些工況下槳葉轉(zhuǎn)速和前進(jìn)速度的疊加仍會產(chǎn)生氣動損失。

1.5 槳扇發(fā)動機(jī)及其技術(shù)特點(diǎn)

槳扇發(fā)動機(jī)可被視作為改型的無涵道渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)。風(fēng)扇被放在發(fā)動機(jī)短艙外，與壓氣機(jī)葉片在同一軸線上。槳扇發(fā)動機(jī)也被稱為超高涵道比發(fā)動機(jī)。該設(shè)計(jì)的目的是讓渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)的油耗經(jīng)濟(jì)性達(dá)到與渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)相近的水平。為克服上文中提到的渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)中遇到的槳尖氣動損失問題，20 世紀(jì)70 年代，在螺旋槳研究中采用了類似于飛機(jī)機(jī)翼的后掠設(shè)計(jì)的概念。同槳葉外側(cè)相比，槳葉內(nèi)側(cè)運(yùn)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(jì)成彎曲形狀。同當(dāng)時(shí)的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)相比，燃油經(jīng)濟(jì)性提高了30%。然而，燃油經(jīng)濟(jì)性提高的同時(shí)也帶來了嚴(yán)重的噪聲問題?？紤]到當(dāng)時(shí)飛機(jī)需要遵守更嚴(yán)格的噪聲控制方案，該問題顯得尤為突出。但如今，燃油價(jià)格飛漲，由于良好的燃油經(jīng)濟(jì)性及相應(yīng)的低排放特點(diǎn)，槳扇發(fā)動機(jī)再次成為焦點(diǎn)，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(jī)及其技術(shù)特點(diǎn)

有時(shí)候，渦輪噴氣發(fā)動機(jī)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(shí)需要一套額外的燃油噴管嘴，向氣流噴入燃油，通過點(diǎn)火器將油氣混合物點(diǎn)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(shí)起飛、爬升以及軍用飛機(jī)機(jī)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(jī)和小涵道比軍用渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)，很少應(yīng)用于民用航空發(fā)動機(jī)。

1.7 沖壓發(fā)動機(jī)及其技術(shù)特點(diǎn)

沖壓發(fā)動機(jī)是一種沒有旋轉(zhuǎn)部件的簡單噴氣發(fā)動機(jī)，其沒有壓氣機(jī)和渦輪。由于發(fā)動機(jī)隨飛行器一起持續(xù)向前運(yùn)動，迎面來流空氣經(jīng)沖壓作用后進(jìn)入發(fā)動機(jī)，沖壓發(fā)動機(jī)由進(jìn)氣道、燃燒室和排氣噴管組成。雖然理論上沖壓發(fā)動機(jī)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(jī)通過進(jìn)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?xì)?，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(jìn)氣道性能嚴(yán)格限制了壓比，同時(shí)沖壓發(fā)動機(jī)只有持續(xù)向前運(yùn)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(shí)，由于沖壓發(fā)動機(jī)無法產(chǎn)生推力，因此飛行器無法從靜止?fàn)顟B(tài)實(shí)現(xiàn)加速。當(dāng)飛行馬赫數(shù)高于5 時(shí)，由于壓縮過程產(chǎn)生較大損失，沖壓發(fā)動機(jī)效率會降低。此外，隨著飛行馬赫數(shù)的增加，燃燒室進(jìn)口溫度也會增加。在冷卻技術(shù)的影響下，最終該溫度將達(dá)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(shí)，必須使用超聲速燃燒，以實(shí)現(xiàn)有效推進(jìn)。超聲速燃燒的沖壓發(fā)動機(jī)被稱為超燃沖壓發(fā)動機(jī)。

1.8 超燃沖壓發(fā)動機(jī)及其技術(shù)特點(diǎn)

超燃沖壓發(fā)動機(jī)有時(shí)被當(dāng)作空天飛行器推進(jìn)系統(tǒng)中組合式發(fā)動機(jī)的一部分。組合式推進(jìn)系統(tǒng)包括大氣層內(nèi)使用的吸氣式超燃沖壓發(fā)動機(jī)和大氣層外軌道飛行使用的火箭推進(jìn)系統(tǒng)。有效比沖被定義為總沖量（推力和時(shí)間之積）與燃油（推進(jìn)劑）重量之比。因組合式動力系統(tǒng)中的吸氣式推進(jìn)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(jìn)系統(tǒng)相比，其比沖高很多。

在組合式發(fā)動機(jī)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(jī)提供了必要的動力，從而可將飛行器加速到?jīng)_壓發(fā)動機(jī)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(shí)現(xiàn)。

1.9 航空發(fā)動機(jī)總體概況

如上文所述，最簡單的燃?xì)廨啓C(jī)由壓氣機(jī)、燃燒室、渦輪、噴管等部分組成。壓氣機(jī)用于增加進(jìn)入發(fā)動機(jī)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?xì)獾臒崮苻D(zhuǎn)換為機(jī)械功，驅(qū)動壓氣機(jī)，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(jī)的基本原理。

其他類型的空氣噴氣發(fā)動機(jī)主要包括渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)、渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)和槳扇發(fā)動機(jī)等。在槳扇發(fā)動機(jī)中，渦輪用于驅(qū)動壓氣機(jī)、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(shí)，不再需要利用壓氣機(jī)提高來流氣體壓力，沖壓發(fā)動機(jī)應(yīng)運(yùn)而生，其是適用于高馬赫數(shù)飛行的、沒有壓氣機(jī)的渦輪噴氣發(fā)動機(jī)。當(dāng)飛行速度更高時(shí)，需要在超聲速條件下組織燃燒，超燃沖壓發(fā)動機(jī)就是超聲速燃燒的沖壓發(fā)動機(jī)。

2 火箭發(fā)動機(jī)分類及其技術(shù)特點(diǎn)

2.1 火箭發(fā)動機(jī)及其分類

2.1.1 火箭發(fā)動機(jī)概述

自身既攜帶燃料又?jǐn)y帶氧化劑的噴氣發(fā)動機(jī)被稱為火箭發(fā)動機(jī)?；鸺l(fā)動機(jī)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(jī)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(yùn)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(jī)攜帶的推進(jìn)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(jī)仍然是唯一可在大氣層外或宇宙中使用的推進(jìn)裝置?；鸺l(fā)動機(jī)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(jī)。

化學(xué)火箭發(fā)動機(jī)的能源是化學(xué)推進(jìn)劑的化學(xué)能，推進(jìn)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?xì)飧咚賴姵龊螅a(chǎn)生推動飛行器運(yùn)動的反作用推力。因此，化學(xué)火箭發(fā)動機(jī)的推進(jìn)劑是能源載體，其燃燒產(chǎn)物又作為推進(jìn)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(jī)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(jī)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(jī)通過聚焦太陽能來加熱工質(zhì)。電火箭發(fā)動機(jī)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(jī)都是熱力發(fā)動機(jī)，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(jìn)劑物理狀態(tài)的不同，可以將化學(xué)火箭發(fā)動機(jī)分為固體火箭發(fā)動機(jī)、液體火箭發(fā)動機(jī)［4-5］、固液混合火箭發(fā)動機(jī)和凝膠推進(jìn)劑火箭發(fā)動機(jī)。目前，固體火箭和液體火箭推進(jìn)技術(shù)得到了廣泛的應(yīng)用。

2.1.2 固體火箭發(fā)動機(jī)概述

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

2.1.3 液體火箭發(fā)動機(jī)概述

液體火箭發(fā)動機(jī)使用的液體推進(jìn)劑由液態(tài)燃燒劑和液態(tài)氧化劑組成。液體推進(jìn)劑可以是單組元推進(jìn)劑（如肼），也可以是雙組元推進(jìn)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(jī)工作時(shí)，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(diǎn)燃并燃燒。因此，液體火箭發(fā)動機(jī)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(jī)概述

固液混合火箭發(fā)動機(jī)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?xì)獍l(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(jī)是針對固體推進(jìn)劑和液體推進(jìn)劑的優(yōu)缺點(diǎn)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(diǎn)。固液混合火箭發(fā)動機(jī)的優(yōu)點(diǎn)主要有：

（1）制造、存貯、操作比液體推進(jìn)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(jī)，固液混合火箭發(fā)動機(jī)具有重啟能力；

（3）相對于液體火箭發(fā)動機(jī)，固液混合火箭發(fā)動機(jī)的成本較低；

（4）推力調(diào)節(jié)范圍可大大擴(kuò)寬；

（5）比沖比固體火箭發(fā)動機(jī)高，密度比液體推進(jìn)劑高。

固液混合火箭發(fā)動機(jī)也有不足之處，主要是：

（1）推力調(diào)節(jié)時(shí)，比沖損失增大；

（2）固體推進(jìn)劑余藥量大；

（3）可靠性沒有得到完全證實(shí)；

（4）密度比固體推進(jìn)劑低，比沖比液體火箭發(fā)動機(jī)低。

2.2 固體火箭發(fā)動機(jī)的技術(shù)特點(diǎn)與應(yīng)用

2.2.1 固體火箭發(fā)動機(jī)的技術(shù)特點(diǎn)

固體火箭發(fā)動機(jī)主要由固體火箭推進(jìn)劑裝藥、燃燒室、噴管和點(diǎn)火裝置等部件組成［7-8］。固體火箭發(fā)動機(jī)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(hù)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(jìn)劑的黏結(jié)性能，一般在推進(jìn)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(jī)的推力矢量控制一般有三種形式：在噴管擴(kuò)張段中向燃?xì)饬鲊娙霘怏w或液體，通過改變噴管內(nèi)表面的壓強(qiáng)分布產(chǎn)生側(cè)向控制力；在噴管出口截面上安裝燃?xì)馀摶蚩尚D(zhuǎn)的斜切噴口，通過燃?xì)馍淞鞯钠D(zhuǎn)產(chǎn)生側(cè)向控制力；將整個(gè)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(jìn)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(jī)，這時(shí)，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(jī)的整個(gè)工作過程中，噴管始終承受著高溫、高壓、高速燃?xì)饬鞯臎_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(jī)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(hù)措施。

固體火箭發(fā)動機(jī)點(diǎn)火裝置一般由電發(fā)火管和點(diǎn)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(jī)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(gè)性能良好的點(diǎn)火裝置，必須能夠確保推進(jìn)劑裝藥的全部燃燒表面在發(fā)動機(jī)的整個(gè)使用溫度范圍內(nèi)都能可靠地點(diǎn)燃。這就要求點(diǎn)火裝置既要防止由于點(diǎn)火能量不足而引起點(diǎn)不著、過度的點(diǎn)火延遲和斷續(xù)燃燒等現(xiàn)象，也要避免由于點(diǎn)火能量過大而形成燃燒室初始壓強(qiáng)陡升，增大燃燒室殼體的負(fù)荷。

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

固體火箭發(fā)動機(jī)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(shí)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(qiáng)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(shí)現(xiàn)可靠工作。

固體火箭發(fā)動機(jī)實(shí)際上是裝配有錯(cuò)綜復(fù)雜設(shè)計(jì)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(jī)大部分的質(zhì)量。研發(fā)時(shí)所面對的首要挑戰(zhàn)是合成具有更高燃燒溫度的推進(jìn)劑，同時(shí)設(shè)計(jì)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(jī)區(qū)別于其他形式火箭推進(jìn)系統(tǒng)的地方在于其推進(jìn)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?，F(xiàn)代的固體火箭發(fā)動機(jī)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(jī)固體火箭助推器）、飛機(jī)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(jìn)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(jī)非常適用于需要長時(shí)間儲存、短時(shí)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(jìn)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(jìn)一步優(yōu)化了固體火箭發(fā)動機(jī)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(jī)的尺寸變化范圍很大，從巨大的空間推力器（航天飛機(jī)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(jī)分為戰(zhàn)術(shù)火箭發(fā)動機(jī)、戰(zhàn)略火箭發(fā)動機(jī)或者太空火箭發(fā)動機(jī)。每類火箭發(fā)動機(jī)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(dá)數(shù)分鐘之久；而戰(zhàn)術(shù)火箭發(fā)動機(jī)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(jī)具有結(jié)構(gòu)簡單、維護(hù)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(diǎn)，使得以固體火箭發(fā)動機(jī)為推進(jìn)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(jī)、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(jī)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(jī)在推力、工作時(shí)間、過載及結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)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(yuǎn)程和超遠(yuǎn)程的完整火力打擊體系，我國已具備完全獨(dú)立自主研制世界先進(jìn)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(jì)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(dá)到了20 km 的射程，80 年代研制的火箭彈射程已達(dá)30～40 km，甚至更遠(yuǎn)，90 年代以后美國MLRS（Multiple Launch Rocket System）的227 mm 火箭彈射程達(dá)到了70 km，俄羅斯“旋風(fēng)”300 mm 火箭彈射程達(dá)到90 km。20 世紀(jì)末，遠(yuǎn)程、超遠(yuǎn)程火箭炮成為各國陸軍多管火箭炮系統(tǒng)的發(fā)展重點(diǎn)。俄羅斯的“圓點(diǎn)”火箭炮射程已達(dá)到120 km，我國超遠(yuǎn)程多管火箭彈射程達(dá)到150 km。

進(jìn)入21 世紀(jì)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(dá)探測器的低成本反裝甲子彈，最大射程可達(dá)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(yuǎn)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(dá)到了世界先進(jìn)水平。

2.3 液體火箭發(fā)動機(jī)的技術(shù)特點(diǎn)及應(yīng)用

2.3.1 液體火箭發(fā)動機(jī)的技術(shù)特點(diǎn)

液體火箭發(fā)動機(jī)可以根據(jù)推進(jìn)劑供給系統(tǒng)的類型（動力循環(huán)）的不同，來進(jìn)行分類，包括壓力供給循環(huán)、燃?xì)獍l(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(jìn)劑供給到主推力室。實(shí)際上，這個(gè)循環(huán)僅限于相對較低的推力室壓力，因?yàn)楦叩膲毫拱l(fā)動機(jī)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(jī)或者推力器一般都采用壓力供給循環(huán)。

2）燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)

燃?xì)獍l(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(gè)燃燒器，即燃?xì)獍l(fā)生器。從燃?xì)獍l(fā)生器里出來的熱氣通過渦輪使泵產(chǎn)生將高壓推進(jìn)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(jìn)入燃?xì)獍l(fā)生器的推進(jìn)劑流量會增加渦輪的速度，這會增加進(jìn)入主燃燒室的推進(jìn)劑的流量（因此所產(chǎn)生推力的數(shù)量也會增加）。燃?xì)獍l(fā)生器流量的數(shù)值通常被限制在推進(jìn)劑總流量的3%～7%，以防止與燃?xì)獍l(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(jìn)劑可實(shí)現(xiàn)分段燃燒。就像燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)一樣，此循環(huán)也配備有一個(gè)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(jìn)劑和大量的其他推進(jìn)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(jìn)劑。熱氣通過渦輪，噴到主燃燒室，并和剩下的推進(jìn)劑再次投入燃燒。其優(yōu)于燃?xì)獍l(fā)生器的地方是所有的推進(jìn)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(jī)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(jìn)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(diǎn)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(jìn)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(jī)。

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

2.3.2 液體火箭發(fā)動機(jī)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(jī)已被用作大多數(shù)空間運(yùn)載火箭和早期的彈道導(dǎo)彈的主推進(jìn)器?，F(xiàn)代液體火箭發(fā)動機(jī)的研發(fā)理念最早出現(xiàn)于1903 年。在20 世紀(jì)初期，各種設(shè)計(jì)理念被提出、構(gòu)建和試驗(yàn)，以探索液體推進(jìn)技術(shù)的可行性。1926 年第一個(gè)采用液體推進(jìn)劑的火箭成功試飛。一般來說，液體火箭發(fā)動機(jī)具有很大范圍的空間運(yùn)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(yùn)用更小的液體火箭發(fā)動機(jī)，其通常也叫推進(jìn)器，用于軌道機(jī)動或反作用推力控制。

今天，通過各種研究和研制計(jì)劃，性能、可靠性、操作性和成本獲得了持續(xù)改進(jìn)。液體火箭發(fā)動機(jī)運(yùn)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(jī)，液體火箭發(fā)動機(jī)通常能提供更高的推進(jìn)劑流量所得推力和更好的可控操作性。缺點(diǎn)是液體發(fā)動機(jī)需要輔助性的推進(jìn)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(jìn)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(jī)可根據(jù)動力循環(huán)進(jìn)行分類。動力循環(huán)決定了推進(jìn)劑到達(dá)燃燒室的方式。

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

3 彈用發(fā)動機(jī)技術(shù)應(yīng)用與發(fā)展趨勢

3.1 幾類發(fā)動機(jī)的性能比較

目前，上文所討論的各類發(fā)動機(jī)如空氣噴氣發(fā)動機(jī)、固體火箭發(fā)動機(jī)與液體火箭發(fā)動機(jī)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(jī)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(jī)的性能進(jìn)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(yuǎn)程導(dǎo)彈影響最突出?；鸺l(fā)動機(jī)由于要同時(shí)攜帶燃燒劑和氧化劑，比沖最小；渦輪噴氣發(fā)動機(jī)在跨聲速時(shí)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(jī)；隨著飛行器速度的增加，沖壓發(fā)動機(jī)顯示出優(yōu)勢。當(dāng)飛行器速度Ma 為3～5時(shí)，可選用亞燃沖壓發(fā)動機(jī)；Ma為5～10時(shí)，可選用超燃沖壓發(fā)動機(jī)。對于空氣噴氣發(fā)動機(jī)，更常用的是單位耗油率。當(dāng)飛行時(shí)間較長，燃料的質(zhì)量起決定作用時(shí)，宜用空氣噴氣發(fā)動機(jī)。當(dāng)飛行時(shí)間較短，發(fā)動機(jī)的質(zhì)量和尺寸起重要作用時(shí)，宜用火箭發(fā)動機(jī)。由于火箭發(fā)動機(jī)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?；鸺l(fā)動機(jī)的單位迎面推力和推質(zhì)比大，與空氣噴氣發(fā)動機(jī)相比，在提供相同推力情況下，火箭發(fā)動機(jī)本身的尺寸和質(zhì)量較小。固體火箭發(fā)動機(jī)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(jī)的比沖比空氣噴氣發(fā)動機(jī)更低，推進(jìn)劑的消耗量很大，工作時(shí)間較短（通常以秒計(jì)算）。

空氣噴氣發(fā)動機(jī)由于吸取空氣中的氧作氧化劑，只消耗燃油，故推進(jìn)劑的消耗量少，發(fā)動機(jī)的比沖很高。但是，空氣噴氣發(fā)動機(jī)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(shí)，沖壓發(fā)動機(jī)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(jī)小。沖壓發(fā)動機(jī)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(jī)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(jī)的比沖和單位迎面推力都介于火箭發(fā)動機(jī)和沖壓發(fā)動機(jī)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(jī)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(jī)，這是因?yàn)檫@類導(dǎo)彈主動段終點(diǎn)的高度都很高，只有火箭發(fā)動機(jī)才能進(jìn)行工作。液體火箭發(fā)動機(jī)曾在20 世紀(jì)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(jī)，但由于發(fā)射準(zhǔn)備時(shí)間太長，地面設(shè)備龐大，逐漸被固體火箭發(fā)動機(jī)所取代。

液體火箭發(fā)動機(jī)以其比沖高，調(diào)節(jié)性能好的優(yōu)點(diǎn)，主要向宇宙航行方面發(fā)展。直到20 世紀(jì)60 年代可貯存式的液體推進(jìn)劑投入使用之后，液體火箭發(fā)動機(jī)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(diǎn)，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(jī)外，其他導(dǎo)彈也都應(yīng)用火箭發(fā)動機(jī)［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(jī)。因?yàn)楣腆w火箭發(fā)動機(jī)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(jī)作主發(fā)動機(jī)。比較起來，用沖壓發(fā)動機(jī)的地（艦）空導(dǎo)彈一般速度高、質(zhì)量小、射程遠(yuǎn)。在地空導(dǎo)彈上應(yīng)用沖壓發(fā)動機(jī)必須與固體助推器相組合。初期，這種組合是互相獨(dú)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(jī)和助推火箭進(jìn)行有機(jī)的組合，使其結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)一體化，成為火箭沖壓發(fā)動機(jī)，這種發(fā)動機(jī)擴(kuò)大了工作性能和范圍，改進(jìn)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(jī)現(xiàn)已得到比較廣泛的應(yīng)用。渦輪噴氣發(fā)動機(jī)適用于低空、低速、遠(yuǎn)距離的巡航導(dǎo)彈上。這種發(fā)動機(jī)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(jī)的技術(shù)發(fā)展趨勢

液體火箭發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，發(fā)射準(zhǔn)備時(shí)間長，影響導(dǎo)彈的機(jī)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(jī)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(yùn)載火箭上。為了克服液體火箭發(fā)動機(jī)和固體火箭發(fā)動機(jī)的某些缺點(diǎn)，可采用凝膠化液體推進(jìn)劑，使其具有固體推進(jìn)劑的特性，在不加外力時(shí)始終保持一定狀態(tài)，而對其施加外力時(shí)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(jìn)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(jī)技術(shù)的進(jìn)步主要在改進(jìn)固體推進(jìn)劑，發(fā)展高性能推進(jìn)劑。主要側(cè)重于發(fā)展低特征信號、鈍感推進(jìn)劑，單室雙（多）推力發(fā)動機(jī)裝藥及多脈沖發(fā)動機(jī)裝藥等。

為實(shí)現(xiàn)固體火箭發(fā)動機(jī)的多次啟動，目前還在發(fā)展多脈沖固體火箭發(fā)動機(jī)。通過優(yōu)化設(shè)計(jì)，這種發(fā)動機(jī)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(jī)動能力［12］。但這種發(fā)動機(jī)還存在許多問題，比如如何設(shè)置可靠有效的隔板，如何進(jìn)行可靠的熄火及點(diǎn)火等過程。隨著固體火箭發(fā)動機(jī)新材料、新工藝、新技術(shù)的發(fā)展，這種發(fā)動機(jī)依然有著較高競爭力［13］。

未來的空氣噴氣發(fā)動機(jī)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(hù)費(fèi)用更低，可顯著提高經(jīng)濟(jì)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(jī)熱力循環(huán)，借助優(yōu)化設(shè)計(jì)達(dá)到發(fā)動機(jī)的高效率。在這方面要注意解決擴(kuò)展發(fā)動機(jī)性能邊界與發(fā)動機(jī)小型化的矛盾。

未來小型空氣噴氣發(fā)動機(jī)所產(chǎn)生推力應(yīng)可調(diào)到可使導(dǎo)彈實(shí)現(xiàn)低速巡邏的狀態(tài)，一旦導(dǎo)彈捕獲目標(biāo)，發(fā)動機(jī)便可全力運(yùn)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(jì)算機(jī)，從而實(shí)現(xiàn)協(xié)同控制。這種發(fā)動機(jī)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(jī)，用于下一代巡航導(dǎo)彈。這種發(fā)動機(jī)的耗油率比渦輪噴氣發(fā)動機(jī)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(jī)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(diǎn)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(yàn)工作，目前仍在持續(xù)開展過程中。發(fā)動機(jī)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(jìn)自然也有著不可替代的必要性。隨著導(dǎo)彈發(fā)動機(jī)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。