弹用发动机技术特点及应用前景展望

伍赛特

上海汽车集团股份有限公司

0 引言

导弹是现代战争中的重要武器，也是国防现代化的标志之一，其具有射程远、威力大、机动能力强等特点。第二次世界大战后，各国军队即开始装备导弹，而且从20 世纪50 年代起已将导弹应用到实战中。特别是在某些局部战争中，导弹更是得到了广泛应用，例如20 世纪90 年代的海湾战争和以美国为首的北约对南斯拉夫联盟的战争中，多国部队和北约部队大量使用了“战斧”式巡航导弹和精确制导武器。

发动机是导弹的重要组成部分，是导弹飞行的动力来源，其重要性自然不言而喻。本文对几类航空发动机与火箭发动机的技术特点进行了详尽阐述，并对其在导弹动力领域的应用进行了介绍，同时展望了其未来发展前景。

1 航空发动机分类及其技术特点

1.1 航空发动机与燃气轮机

与往复式内燃机的间歇式进气和供油方式不同，燃气轮机进气和供油的方式为连续过程。最简单的燃气轮机包括3 个最主要部件——压气机、燃烧室和涡轮［1］。空气经压气机压缩后进入燃烧室，在燃烧室被加热［2］。空气加热方式包括直接利用由燃烧室内燃料燃烧产生的热量，或者利用热交换器吸收外部燃料燃烧产生的热量。被加热空气和燃烧产物的混合物在涡轮中膨胀并对外输出机械功。驱动压气机所需的功率主要来自涡轮，压气机和涡轮通过轴连接，通过工质在多级交替排列的静止导向器叶片和旋转的工作叶片间的运动，实现二者间的机械功转换。如果空气经涡轮完全膨胀，则输出功的主要部分被用于驱动压气机，其余部分被用于驱动螺旋桨或直接输出高温燃气以推动飞机前进。

航空发动机又可称为空气喷气发动机。按照推力的形成方式，可将航空器推进系统中的空气喷气发动机主要分为4 大类，分别是涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机与桨扇发动机［3］。所有的燃气轮机都有压气机、燃烧室、涡轮等核心部分，通常将这3 部分称为核心机或燃气发生器。核心机的本质是提供高温、高压燃气。

1.2 涡轮喷气发动机及其技术特点

采用简单循环的燃气轮机由一根转轴连接所有旋转部件。第二次世界大战后，双转子（双轴）涡轮发动机面世，这样更易于实现高压比（即燃烧室进口压力／进气道进气压力）的设计方案。采用双转子方案后，压气机系统被拆分为低压压气机和高压压气机。每个压气机被独立安装在单独的轴（同轴心）上，由各自对应的涡轮驱动（即低压涡轮和高压涡轮）。当然，双转子发动机和单转子发动机总体上是非常相似的。

如上文所述，涡轮产生的部分输出功被用于驱动压气机，剩下的输出功被用来产生推力，以推动飞机前进。如果推力来源于涡轮内高压、高温燃气通过喷管膨胀产生的高速射流作用，则称该类机型为涡轮喷气发动机。换言之，涡轮喷气发动机可被视为一个配备有喷管的燃气发生器。

一般而言，涡轮风扇发动机和涡轮螺旋桨发动机通过大量低速运动（仅比飞行速度稍高）的流体产生推力。相比之下，涡轮喷气发动机喷射的气流流量较小，但是气流速度非常高。从推进效率可以看出，利用较小的速度增量产生推力将具有更高的推进效率。因此，与涡轮喷气发动机相比，涡轮风扇发动机和涡轮螺旋桨发动机具有更高的推进效率和更好的燃油经济性。推进效率的表达式见式（1）。

式（1）中，η——推进效率；

V0——航空器飞行速度；

Vj——发动机出口气流的速度。

其中：Vj始终大于V0。由式（1）可知，流体被用于产生推力的速度增量越小，也即Vj和V0越接近，推进效率越高。

1.3 涡轮风扇发动机及其技术特点

涡轮风扇发动机可利用涡轮驱动风扇产生推力。风扇位于核心机之前，用涡轮驱动压气机后所剩余的功来驱动。与涡轮喷气发动机相比，涡轮风扇发动机排出的气流所含能量较低，对推力的贡献基本可以忽略不计。风扇和包容机匣形成了一个环绕在核心机外部的环形管状流道，使通过风扇压缩的空气膨胀形成第二股气流（相对于核心机喷射出的第一股气流），从而产生推力。通过环形管道的气体流量被称为外涵流量，而通过核心机的气体流量则被称为内涵流量。外涵流量与内涵流量之比被称为涵道比。现代涡轮风扇发动机的涵道比非常大，一般都在9 左右。某些先进涡轮风扇发动机的涵道比将超过12。对于涡轮风扇发动机而言，内涵流量和外涵流量将在外涵道混合并膨胀，最终从喷嘴喷出。

因此，提高涵道比会在气流速度增加幅度较小的同时，显著提高空气质量流量，从而获得更高的推进效率。除此之外，由于较小的排气速度和较低的风扇叶尖速度采用大涵道比还可以有效抑制噪声。通过增大外涵管道尺寸来提高涵道比，会导致阻力增加，在设计中需要统筹考虑，以获得最佳的设计值。

现代涡轮风扇发动机源于双转子涡轮喷气发动机，主要通过增加风扇的相对尺寸来提高涵道比，使大部分空气从外涵通过。外涵空气从单独的喷管中排出，同低压涡轮的高温燃气混合，再通过混合排气喷管膨胀后被排出。同涡轮喷气发动机相比，由于涡轮风扇发动机排气速度较低，除了具有更加省油的优点，其噪声也得以显著降低。

1.4 涡轮螺旋桨发动机及其技术特点

涡轮螺旋桨发动机主要依靠螺旋桨来产生推力。其基本工作原理与风扇产生的推力类似，且没有涵道。螺旋桨由涡轮通过减速器驱动，并且螺旋桨的直径通常要大于涡轮风扇发动机的风扇。减速器会将涡轮的高转速和低扭矩转化为低转速和高扭矩。当螺旋桨转速较低时，涡轮螺旋桨发动机的工作效率会更高。当转速更高时，由于桨尖速度大，尽管仍处于声速，但容易产生气动损失，从而使螺旋桨工作效率显著降低。若飞行器处于静止状态，螺旋桨通过快速旋转，使叶尖速度能够达到声速，但该气动损失会显著降低螺旋桨的工作效率。至于对桨尖气动损失的控制，可以通过增加桨叶数目，以及降低螺旋桨的旋转速度来实现。即使采用此类措施，某些工况下桨叶转速和前进速度的叠加仍会产生气动损失。

1.5 桨扇发动机及其技术特点

桨扇发动机可被视作为改型的无涵道涡轮风扇发动机。风扇被放在发动机短舱外，与压气机叶片在同一轴线上。桨扇发动机也被称为超高涵道比发动机。该设计的目的是让涡轮螺旋桨发动机的油耗经济性达到与涡轮风扇发动机相近的水平。为克服上文中提到的涡轮螺旋桨发动机中遇到的桨尖气动损失问题，20 世纪70 年代，在螺旋桨研究中采用了类似于飞机机翼的后掠设计的概念。同桨叶外侧相比，桨叶内侧运动速度相对较低。为了应对由内向外逐步增加的气动损失趋势，必须把桨叶设计成弯曲形状。同当时的涡轮风扇发动机相比，燃油经济性提高了30%。然而，燃油经济性提高的同时也带来了严重的噪声问题。考虑到当时飞机需要遵守更严格的噪声控制方案，该问题显得尤为突出。但如今，燃油价格飞涨，由于良好的燃油经济性及相应的低排放特点，桨扇发动机再次成为焦点，并有望得到应用。

1.6 采用加力燃烧室的涡轮喷气发动机及其技术特点

有时候，涡轮喷气发动机通过向涡轮下游和喷管上游间的空气增加额外能量来增加推力。此时需要一套额外的燃油喷管嘴，向气流喷入燃油，通过点火器将油气混合物点燃，提高排气温度和压力，以增加推力。同主燃烧室内的燃烧过程相比，此处燃烧的压力比较小，加力燃烧室的工作效率很低，仅被用于满足短时起飞、爬升以及军用飞机机动飞行的高推力需求。加力燃烧室主要用于军用涡轮喷气发动机和小涵道比军用涡轮风扇发动机，很少应用于民用航空发动机。

1.7 冲压发动机及其技术特点

冲压发动机是一种没有旋转部件的简单喷气发动机，其没有压气机和涡轮。由于发动机随飞行器一起持续向前运动，迎面来流空气经冲压作用后进入发动机，冲压发动机由进气道、燃烧室和排气喷管组成。虽然理论上冲压发动机可以在亚声速工作，但为了保证工作效率，其通常需要在非常高的飞行速度下工作。冲压发动机通过进气道内的一系列激波将来流空气降低到亚声速，然后将燃油添加到该亚声速气流中，燃烧产生高温燃气，随后通过喷管膨胀后排出，并产生推力。

由于飞行速度和进气道性能严格限制了压比，同时冲压发动机只有持续向前运动，才能通过空气冲压效应而产生推力。飞行器在静止状态时，由于冲压发动机无法产生推力，因此飞行器无法从静止状态实现加速。当飞行马赫数高于5 时，由于压缩过程产生较大损失，冲压发动机效率会降低。此外，随着飞行马赫数的增加，燃烧室进口温度也会增加。在冷却技术的影响下，最终该温度将达到燃烧室壁材料耐受的极限。因此，在飞行速度大于马赫数5 时，必须使用超声速燃烧，以实现有效推进。超声速燃烧的冲压发动机被称为超燃冲压发动机。

1.8 超燃冲压发动机及其技术特点

超燃冲压发动机有时被当作空天飞行器推进系统中组合式发动机的一部分。组合式推进系统包括大气层内使用的吸气式超燃冲压发动机和大气层外轨道飞行使用的火箭推进系统。有效比冲被定义为总冲量（推力和时间之积）与燃油（推进剂）重量之比。因组合式动力系统中的吸气式推进部分以周围环境的空气作为氧化剂，所以同没有吸气系统的火箭推进系统相比，其比冲高很多。

在组合式发动机中，主要可分为“涡轮基”和“火箭基”两大类。其中，术语“涡轮基”和“火箭基”是依据飞行器通过何种方式加速至冲压或超燃冲压来定义。在涡轮基组合动力系统中，涡轮喷气发动机提供了必要的动力，从而可将飞行器加速到冲压发动机工作所需的超声速。而在火箭基组合动力系统中，该加速过程依靠火箭推动实现。

1.9 航空发动机总体概况

如上文所述，最简单的燃气轮机由压气机、燃烧室、涡轮、喷管等部分组成。压气机用于增加进入发动机的空气压力，燃烧室通过空气和燃料的混合燃烧提高空气温度，涡轮将高温高压燃气的热能转换为机械功，驱动压气机，喷管将空气中剩余能量转换并产生推力。这是涡轮喷气发动机的基本原理。

其他类型的空气喷气发动机主要包括涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机和桨扇发动机等。在桨扇发动机中，涡轮用于驱动压气机、风扇或螺旋桨，并且主要由风扇和螺旋桨产生推力。当飞行速度足够高时，不再需要利用压气机提高来流气体压力，冲压发动机应运而生，其是适用于高马赫数飞行的、没有压气机的涡轮喷气发动机。当飞行速度更高时，需要在超声速条件下组织燃烧，超燃冲压发动机就是超声速燃烧的冲压发动机。

2 火箭发动机分类及其技术特点

2.1 火箭发动机及其分类

2.1.1 火箭发动机概述

自身既携带燃料又携带氧化剂的喷气发动机被称为火箭发动机。火箭发动机是火箭、导弹等航空航天飞行器的动力装置，同样属于喷气发动机范畴，通过高速喷射工质所引起的反作用力作为推动飞行器运动的推力，反作用力正比于工质的喷出速度和质量大小。

火箭发动机携带的推进剂的燃烧不需要依靠空气中的氧，既能在大气层内工作，也能在大气层以外的宇宙空间中工作，其工作性能与飞行器的飞行条件关系不大。目前，火箭发动机仍然是唯一可在大气层外或宇宙中使用的推进装置。火箭发动机的能源可以是化学能、电能、核能和太阳能等，目前最成熟、应用最广泛的是采用化学能的化学火箭发动机。

化学火箭发动机的能源是化学推进剂的化学能，推进剂燃烧后变成高温高压气体，通过喷管膨胀，可将气体流速加速到1 800～4 300 m/s，高温燃气高速喷出后，产生推动飞行器运动的反作用推力。因此，化学火箭发动机的推进剂是能源载体，其燃烧产物又作为推进工质，两者是同一物质产生的；而电能、核能和太阳能火箭发动机的能源和工质往往是不同的物质。例如，核能火箭发动机的能源是核反应堆（可控核裂变、可控核聚变或放射性同位素衰变等过程）所产生的能量，工质通常是液氢，经反应堆加热后，在喷管中膨胀加速，最后喷射出去以产生推力。太阳能火箭发动机通过聚焦太阳能来加热工质。电火箭发动机利用电能加热工质，其电能也可以由化学能、太阳能或核能转变而来。

所有的化学火箭发动机都是热力发动机，热量传给工质通常是在定压或接近定压的条件下完成的。根据推进剂物理状态的不同，可以将化学火箭发动机分为固体火箭发动机、液体火箭发动机［4-5］、固液混合火箭发动机和凝胶推进剂火箭发动机。目前，固体火箭和液体火箭推进技术得到了广泛的应用。

2.1.2 固体火箭发动机概述

固体火箭发动机使用固体推进剂，直接安放在燃烧室中。常用的固体推进剂有三类，即双基推进剂、复合推进剂和复合改性双基推进剂［6］。固体火箭发动机是结构最简单的化学火箭发动机，由于其固有的优点而使其应用更为广泛。

2.1.3 液体火箭发动机概述

液体火箭发动机使用的液体推进剂由液态燃烧剂和液态氧化剂组成。液体推进剂可以是单组元推进剂（如肼），也可以是双组元推进剂（如液氢和液氧），二者分别贮存在各自的贮箱中。液体火箭发动机工作时，液态燃烧剂和液态氧化剂通过输送系统输入燃烧室，经喷注系统喷注雾化和混合后，在燃烧室中点燃并燃烧。因此，液体火箭发动机的主要组成部分是液体燃烧剂和氧化剂及它们各自的贮箱、输送系统（包括调节系统）、喷注系统、燃烧室和喷管等。

2.1.4 固液混合火箭发动机概述

固液混合火箭发动机采用固体燃烧剂和液体氧化剂，主要组成部件包括液体氧化剂及其贮箱、输送系统（含燃气发生器、调节系统）、喷注系统、固体燃料药柱、燃烧室和喷管等。

固液混合火箭发动机是针对固体推进剂和液体推进剂的优缺点推出的，目前大多采用“固体燃料+液体氧化剂”的组合方式。固体燃料一般是“轻金属（如铍、锂、铝）的氢化物+聚合物”，如“氢化锂+聚丁二烯”。其中，端羟基聚丁二烯（HTPB）成本低、安全性和力学性能好，应用最多。液氧是最清洁的氧化剂，三氟化氯（CIF3）以其较高的密度，是目前的研究热点。固液混合火箭发动机的优点主要有：

（1）制造、存贮、操作比液体推进剂更安全，不易发生爆燃或爆炸；

（2）相对于固体火箭发动机，固液混合火箭发动机具有重启能力；

（3）相对于液体火箭发动机，固液混合火箭发动机的成本较低；

（4）推力调节范围可大大扩宽；

（5）比冲比固体火箭发动机高，密度比液体推进剂高。

固液混合火箭发动机也有不足之处，主要是：

（1）推力调节时，比冲损失增大；

（2）固体推进剂余药量大；

（3）可靠性没有得到完全证实；

（4）密度比固体推进剂低，比冲比液体火箭发动机低。

2.2 固体火箭发动机的技术特点与应用

2.2.1 固体火箭发动机的技术特点

固体火箭发动机主要由固体火箭推进剂装药、燃烧室、喷管和点火装置等部件组成［7-8］。固体火箭发动机通常不使用液体冷却剂，为了防止壳体材料因过热而破坏，必须采取热防护措施。通常是在壳体内表面粘贴绝热层或采用喷涂法将厚浆涂料喷涂在壳体内表面使其成型为绝热层。为了改善绝热层（或壳体）与推进剂的黏结性能，一般在推进剂与绝热层（或壳体）之间加装衬层作为过渡层。

固体火箭发动机的推力矢量控制一般有三种形式：在喷管扩张段中向燃气流喷入气体或液体，通过改变喷管内表面的压强分布产生侧向控制力；在喷管出口截面上安装燃气舱或可旋转的斜切喷口，通过燃气射流的偏转产生侧向控制力；将整个喷管或其一部分做成可摆动或可转动的，使喷管射流轴线偏转。为了进一步减小结构质量，甚至还可以取消喷管组件，成为无喷管固体火箭发动机，这时，固体药柱的燃烧表面起着喷管型面的作用。在火箭发动机的整个工作过程中，喷管始终承受着高温、高压、高速燃气流的冲刷，特别是喉部的工作环境十分恶劣，常发生烧蚀或沉积现象。烧蚀和沉积会使喷管的局部尺寸改变，从而影响发动机的性能，因此，需要在喷管喉部采用耐高温耐冲刷的材料（如石墨、钨渗铜等）作为喉衬，并在其他内表面采取相应的热防护措施。

固体火箭发动机点火装置一般由电发火管和点火剂（烟火剂或黑火药）组成，封装在塑料盒或有孔的金属盒中，是火箭发动机中比较容易出现故障的部件，对其可靠性必须给予足够的重视。一个性能良好的点火装置，必须能够确保推进剂装药的全部燃烧表面在发动机的整个使用温度范围内都能可靠地点燃。这就要求点火装置既要防止由于点火能量不足而引起点不着、过度的点火延迟和断续燃烧等现象，也要避免由于点火能量过大而形成燃烧室初始压强陡升，增大燃烧室壳体的负荷。

2.2.2 固体火箭发动机在导弹领域中的应用

固体火箭发动机的工作原理较为简单。固体燃料与氧化剂通过燃烧产生高温气体释放化学潜能，继而高温气体高速排出，以推动火箭。然而，这种装置的技术实现是十分复杂的。许多部件的工作环境十分恶劣，以至于在每次试车结束后，即使最好强度的材料也会受到破坏，但是，固体火箭的部件必须在上述环境实现可靠工作。

固体火箭发动机实际上是装配有错综复杂设计排气口的压力容器。高能的化学物质以固体药柱的形式储存，占据了发动机大部分的质量。研发时所面对的首要挑战是合成具有更高燃烧温度的推进剂，同时设计出尽可能轻的部件，且这些部件能够在工作期间承受超高温的化学腐蚀性气体及熔融的金属氧化物的侵蚀。

固体火箭发动机区别于其他形式火箭推进系统的地方在于其推进剂是以固体形式储存的。固体燃料（例如铝粉）和固体氧化剂（例如高氯酸铵盐）通过黏合剂（通常是某种烈性的橡胶）组合在一起。现代的固体火箭发动机在战术与战略军事系统（导弹）、空间发射系统（例如航天飞机固体火箭助推器）、飞机弹射座椅，甚至业余火箭爱好者中得到了广泛的应用。固体推进剂的保质期长（通常超过50年），并且固体火箭结构较为简单（与液体燃料火箭相比），因此固体火箭发动机非常适用于需要长时间储存、短时内发射的情形，例如战术火箭、洲际弹道导弹和弹射座椅。此外，由于固体推进剂密度大，所以其能够在相对小的空间内储存很大的化学潜能。这进一步优化了固体火箭发动机在空间有限情形下的应用，例如潜射洲际弹道导弹和空间助推器。尽管不同的应用场合对固体火箭的工程要求是不同的，但是对于所有的固体火箭，基本原理以及很多的部件是一样的。

为了满足大范围内的各种任务需求，固体火箭发动机的尺寸变化范围很大，从巨大的空间推力器（航天飞机用）到小的战术火箭（反坦克武器）以及位于两者之间的所有飞行器动力装置。根据其最终用途可将发动机分为战术火箭发动机、战略火箭发动机或者太空火箭发动机。每类火箭发动机都有其特定的工程要求：空间助推器需被存放在相对控制良好的环境中并且必须燃烧达数分钟之久；而战术火箭发动机必须在战争区域能够正常工作，但是只需燃烧几秒钟。

由于固体火箭发动机具有结构简单、维护简便、操作使用方便、可靠性高、长期贮存性好，并能长期处于战备状态等优点，使得以固体火箭发动机为推进动力的武器具有良好的快速反应能力，因此火箭武器一直是常规弹药中的重要组成部分。火箭弹通常由固体火箭发动机、战斗部、稳定装置、引信和导向装置组成，采用管式发射，按使用范围可分为炮兵火箭弹、反坦克火箭弹、航空火箭弹（含火箭炸弹）、海军火箭深水炸弹，以及军用特种（化学、燃烧、照明、信号、干扰）火箭弹等。此外，固体火箭发动机作为一种动力装置，在弹药增程领域也得到了应用，如火箭增程炮弹、火箭增程枪榴弹及无后坐力炮火箭增程弹等。在以上这些应用中，固体火箭发动机在推力、工作时间、过载及结构设计等方面有着非常大的差别。

多管火箭武器系统作为现代化炮兵装备序列中的重要压制武器，在覆盖范围及单位火力密度方面有着较大的优势［9］，受到各国的普遍重视。我国也不例外，多管火箭炮火力系统已经构成我军由多种型号组成的近程、中程、远程和超远程的完整火力打击体系，我国已具备完全独立自主研制世界先进水平的现代化多管火箭炮系统的能力。

射程是火箭弹等武器的重要战术技术指标之一。20 世纪50 年代，火箭弹的最大射程约为10 km，六七十年代大多数火箭弹达到了20 km 的射程，80 年代研制的火箭弹射程已达30～40 km，甚至更远，90 年代以后美国MLRS（Multiple Launch Rocket System）的227 mm 火箭弹射程达到了70 km，俄罗斯“旋风”300 mm 火箭弹射程达到90 km。20 世纪末，远程、超远程火箭炮成为各国陆军多管火箭炮系统的发展重点。俄罗斯的“圆点”火箭炮射程已达到120 km，我国超远程多管火箭弹射程达到150 km。

进入21 世纪之后，随着射程的逐步提高，多管火箭武器的重要发展方向之一是提高精度，主要是在火控方面和火箭弹自身采取措施。美国MLRS在增程火箭弹的发射架、射击指挥系统、风速测量等方面采取了新的技术措施，并在火箭弹上采用简易控制和子弹末制导装置。美国MLRS“灵巧”战术火箭弹（MSTAR）配用自主式智能子弹和采用激光雷达探测器的低成本反装甲子弹，最大射程可达180 km。俄罗斯“旋风”火箭炮配用了带有末端敏感子弹的子母战斗部。我国的远程火箭弹采用了简易制导和弹道修正措施，射程与密集度指标达到了世界先进水平。

2.3 液体火箭发动机的技术特点及应用

2.3.1 液体火箭发动机的技术特点

液体火箭发动机可以根据推进剂供给系统的类型（动力循环）的不同，来进行分类，包括压力供给循环、燃气发生器循环、分段燃烧循环和膨胀器循环。

1）压力供给循环

压力供给循环是最简单的系统，主要依靠储箱压力把推进剂供给到主推力室。实际上，这个循环仅限于相对较低的推力室压力，因为更高的压力会使发动机的燃料储箱变得更重。该循环可靠性较高，与其他系统相比，其减少了部件数量和复杂性。小型发动机或者推力器一般都采用压力供给循环。

2）燃气发生器循环

燃气发生器循环从主要流量里分出少量燃料和氧化剂来供给一个燃烧器，即燃气发生器。从燃气发生器里出来的热气通过涡轮使泵产生将高压推进剂送到燃烧室的动力。驱动涡轮的废气会在喉部下游的某处被送入主喷管。增加进入燃气发生器的推进剂流量会增加涡轮的速度，这会增加进入主燃烧室的推进剂的流量（因此所产生推力的数量也会增加）。燃气发生器流量的数值通常被限制在推进剂总流量的3%～7%，以防止与燃气发生器有关的低效现象出现。因此，此循环适用于中等功率系统，而非高功率系统。

3）分段燃烧循环

在分段燃烧循环里，推进剂可实现分段燃烧。就像燃气发生器循环一样，此循环也配备有一个燃烧器，称作预燃烧器，用于为涡轮产生热气。预燃烧器打开并燃烧少量的某种推进剂和大量的其他推进剂，以此来产生富氧或者富燃热气混合，它们大多是未燃烧的汽化推进剂。热气通过涡轮，喷到主燃烧室，并和剩下的推进剂再次投入燃烧。其优于燃气发生器的地方是所有的推进剂在主燃烧室中是在最佳混合比例下参与燃烧的。采用分段的燃烧循环通常用于大功率系统。燃烧室内的压力越高，产生相同推力所需的发动机体积就越小，重量就越轻，但高压和富氧条件可能会使研发进程变得复杂。

4）膨胀器循环

膨胀器循环与分段燃烧循环类似，但是没有预燃烧器。主燃烧室的冷却套管里的热量用于汽化燃料。燃料蒸气会通过涡轮被注到主燃烧室和氧化剂一起参与燃烧。此循环采用氢等具有低沸点且易汽化的燃料来工作。与分段燃烧循环相同，所有的推进剂在主推力室内都是在最佳混合比例下参与燃烧。然而，燃料的热传递限制了涡轮的动力输出，这使该循环只适合小到中等尺寸的发动机。

综上所述，动力循环的选择必须在谨慎考虑好设计之后才能被作出。在最终分析中，发动机质量、性能、可靠性和成本应协调好以符合项目需求。

2.3.2 液体火箭发动机的应用与发展

纵观当今火箭的发展历程，液体火箭发动机已被用作大多数空间运载火箭和早期的弹道导弹的主推进器。现代液体火箭发动机的研发理念最早出现于1903 年。在20 世纪初期，各种设计理念被提出、构建和试验，以探索液体推进技术的可行性。1926 年第一个采用液体推进剂的火箭成功试飞。一般来说，液体火箭发动机具有很大范围的空间运载能力，从小载荷到大载荷都能胜任。很多卫星、宇宙飞船和高级火箭也能运用更小的液体火箭发动机，其通常也叫推进器，用于轨道机动或反作用推力控制。

今天，通过各种研究和研制计划，性能、可靠性、操作性和成本获得了持续改进。液体火箭发动机运用液态的燃料和氧化剂。比起其他种类的化学火箭发动机，液体火箭发动机通常能提供更高的推进剂流量所得推力和更好的可控操作性。缺点是液体发动机需要辅助性的推进剂箱、管道、油箱增压系统，这些都会增加复杂性。液体推进剂的各种组合方案已投入了测试和使用。如上文所述，液体火箭发动机可根据动力循环进行分类。动力循环决定了推进剂到达燃烧室的方式。

通常，在项目的早期阶段，需要从液体推进剂和发动机循环出发，对系统的性能、可靠性、操作性和成本进行优化。当选定最终的设计方案后，在其投入正式飞行前，该款发动机需要经过反复试验。

3 弹用发动机技术应用与发展趋势

3.1 几类发动机的性能比较

目前，上文所讨论的各类发动机如空气喷气发动机、固体火箭发动机与液体火箭发动机等，都已经获得广泛的应用。从导弹的角度看，通常要求发动机质量小、迎面阻力小、所耗的燃料量少，从而减小起飞质量并增大航程。下面对几类发动机的性能进行比较。

影响燃料质量大小的决定因素是燃料的比冲，尤其是远程导弹影响最突出。火箭发动机由于要同时携带燃烧剂和氧化剂，比冲最小；涡轮喷气发动机在跨声速时比冲较大，因此高亚声速的导弹宜使用涡轮喷气发动机；随着飞行器速度的增加，冲压发动机显示出优势。当飞行器速度Ma 为3～5时，可选用亚燃冲压发动机；Ma为5～10时，可选用超燃冲压发动机。对于空气喷气发动机，更常用的是单位耗油率。当飞行时间较长，燃料的质量起决定作用时，宜用空气喷气发动机。当飞行时间较短，发动机的质量和尺寸起重要作用时，宜用火箭发动机。由于火箭发动机自备氧化剂和燃烧剂，其工作条件不受外界大气环境影响，可在高空和大气层外使用。火箭发动机的单位迎面推力和推质比大，与空气喷气发动机相比，在提供相同推力情况下，火箭发动机本身的尺寸和质量较小。固体火箭发动机的结构非常简单，启动迅速，勤务处理十分方便。但是，火箭发动机的比冲比空气喷气发动机更低，推进剂的消耗量很大，工作时间较短（通常以秒计算）。

空气喷气发动机由于吸取空气中的氧作氧化剂，只消耗燃油，故推进剂的消耗量少，发动机的比冲很高。但是，空气喷气发动机的工作受到外界大气环境的影响和限制，不能在很高的高空中使用，也不适宜在飞行速度过高的导弹上使用。同时，冲压发动机不能自行起飞，需要助推器助飞，其推质比和单位迎面推力都比火箭发动机小。冲压发动机适合在高飞行马赫数的情况下工作，采用超声速燃烧冲压发动机甚至能以25 Ma 的速度飞行，具有较高的技术吸引力。

火箭冲压组合发动机的比冲和单位迎面推力都介于火箭发动机和冲压发动机之间，在防空导弹、反舰导弹上使用，满足同样战术技术指标要求，可显著减小导弹的尺寸和质量。

3.2 各类发动机在导弹领域的应用情况

目前，弹道式导弹通常采用火箭发动机，这是因为这类导弹主动段终点的高度都很高，只有火箭发动机才能进行工作。液体火箭发动机曾在20 世纪50 年代得到广泛的应用。虽然其动力性能高于固体火箭发动机，但由于发射准备时间太长，地面设备庞大，逐渐被固体火箭发动机所取代。

液体火箭发动机以其比冲高，调节性能好的优点，主要向宇宙航行方面发展。直到20 世纪60 年代可贮存式的液体推进剂投入使用之后，液体火箭发动机才又在一些新的战术导弹上应用，其已保持了比冲高的优点，而且处理也很方便，其中主要有翼式导弹。除巡航导弹和一部分反舰导弹、地空导弹应用空气喷气发动机外，其他导弹也都应用火箭发动机［10］，但是它们的助推器却毫无例外地全部应用固体火箭发动机。因为固体火箭发动机首先能满足助推器需要迅速启动并产生大推力的要求，其次是结构简单，质量小，使用方便。

战术导弹发展初期，就开始在地（舰）空导弹上应用冲压发动机作主发动机。比较起来，用冲压发动机的地（舰）空导弹一般速度高、质量小、射程远。在地空导弹上应用冲压发动机必须与固体助推器相组合。初期，这种组合是互相独立工作的，而且在助推器工作结束后即自行脱落。近年来，把冲压发动机和助推火箭进行有机的组合，使其结构实现一体化，成为火箭冲压发动机，这种发动机扩大了工作性能和范围，改进和简化了地空导弹的结构，使导弹的尺寸和重量可大为减小。这种发动机现已得到比较广泛的应用。涡轮喷气发动机适用于低空、低速、远距离的巡航导弹上。这种发动机耗油率低，但结构复杂，质量大。

3.3 几类弹用发动机的技术发展趋势

液体火箭发动机结构复杂，发射准备时间长，影响导弹的机动作战能力，对导弹的生存能力会产生不利影响，因此这种发动机在导弹上的应用已有逐步被淘汰的趋势，现主要应用在运载火箭上。为了克服液体火箭发动机和固体火箭发动机的某些缺点，可采用凝胶化液体推进剂，使其具有固体推进剂的特性，在不加外力时始终保持一定状态，而对其施加外力时形状可自由变化［11］。这种凝胶化燃料可贮存在燃料箱内，对其可以采用加压喷射的方式，与液体推进剂同样容易处理，但需要控制有害气体的产生，提高安全性。

固体火箭发动机技术的进步主要在改进固体推进剂，发展高性能推进剂。主要侧重于发展低特征信号、钝感推进剂，单室双（多）推力发动机装药及多脉冲发动机装药等。

为实现固体火箭发动机的多次启动，目前还在发展多脉冲固体火箭发动机。通过优化设计，这种发动机可提高导弹的有效射程；灵活地控制导弹的速度，提高导弹的末端速度，从而提高导弹的机动能力［12］。但这种发动机还存在许多问题，比如如何设置可靠有效的隔板，如何进行可靠的熄火及点火等过程。随着固体火箭发动机新材料、新工艺、新技术的发展，这种发动机依然有着较高竞争力［13］。

未来的空气喷气发动机要求推力更大，推重比更大，外部尺寸和体积更小，生产及维护费用更低，可显著提高经济性。提高燃油利用率将是未来要解决的主要问题，为此要优化发动机热力循环，借助优化设计达到发动机的高效率。在这方面要注意解决扩展发动机性能边界与发动机小型化的矛盾。

未来小型空气喷气发动机所产生推力应可调到可使导弹实现低速巡逻的状态，一旦导弹捕获目标，发动机便可全力运行，使导弹高速攻击目标。对燃油的调节过程可并入弹上计算机，从而实现协同控制。这种发动机部件广泛采用非金属材料，可减轻质量、降低成本、提高燃烧温度。另外，美国正在研制一种桨扇发动机，用于下一代巡航导弹。这种发动机的耗油率比涡轮喷气发动机更低、效率高，可将下一代巡航导弹射程增至3 200 km，并提高有效载荷。这种发动机的桨扇与弹体间有较好的协和效应，对空气动力尚无不利影响，还可使导弹稳定性、控制性和升力大为改善。

4 结论与展望

考虑到导弹的技术特点及其在国防领域中所起到的重要作用，针对其开展的技术研究与试验工作，目前仍在持续开展过程中。发动机作为导弹的重要组成部分，针对该领域的优化与改进自然也有着不可替代的必要性。随着导弹发动机技术层次的不断提升，将会为我国的国防事业带来更有力的保障。