前瞻科技
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2022, 1(4): 99-112
现代兵器固体火箭动力技术现状与展望
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作者信息
- 南京理工大学机械工程学院，南京 210094
陈雄，教授，博士研究生导师。南京理工大学研究生院常务副院长。主要研究方向为航空宇航推进技术、先进固体动力技术。作为项目/课题负责人，承担国防基础、总装型号、国家自然科学基金等项目60余项。获省部级科技奖励7项。出版专著2部、教材5部，发表论文80余篇，获授权发明专利40余项。电子信箱：chenxiong@njust.edu.cn。
Development Status and Prospect of Solid Rocket Power Technology in Modern Weapons
Affiliations
- School of Mechanical Engineering, Nanjing University of Science and Technology, Nanjing 210094, China
出版时间: 2022-12-20
doi: 10.3981/j.issn.2097-0781.2022.04.007
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摘要
收起
通过对国内外先进固体火箭发动机进行研究，从固体火箭发动机、固体火箭冲压发动机、膏体推进剂火箭发动机及旋转爆震发动机4个方面着手，总结与分析了国内外固体火箭发动机的技术特点及技术水平，提出了固体火箭发动机的技术发展方向及关键技术问题，探讨了解决关键技术问题的主要途径。
火箭发动机
/
推进剂
/
多脉冲
/
冲压发动机
This paper studies advanced solid rocket motors both in China and abroad and expounds on solid rocket motors, solid rocket ramjets, paste propellant-based rocket motors, and rotating detonation engines. In addition, the paper summarizes and analyzes the technical characteristics and level of solid rocket motors both in China and abroad and points out the technology development directions of solid rocket motors, as well as their key technical problems. Furthermore, the paper discusses the main approaches to solving these problems.
rocket motor
/
propellant
/
multiple-pulse
/
ramjet
陈雄, 许进升.
现代兵器固体火箭动力技术现状与展望.
前瞻科技,
2022
, 1
(4)
: 99
-112
.
DOI: 10.3981/j.issn.2097-0781.2022.04.007
Xiong CHEN, Jinsheng XU.
Development Status and Prospect of Solid Rocket Power Technology in Modern Weapons[J].
Science and Technology Foresight,
2022
, 1
(4)
: 99
-112
.
DOI: 10.3981/j.issn.2097-0781.2022.04.007
正文
收起
固体火箭发动机是一种热能动力装置，依靠固体推进剂燃烧产生高温高压燃气，经喷管能量转换后高速排出，进而产生强大的推力。固体火箭发动机具有结构简单、工作可靠、使用简单、机动性好等优点，在火箭、导弹武器、航天运载等领域得到广泛应用[1,2]。固体火箭发动机技术的发展也极大地推动了武器性能的升级换代，目前各国对火箭武器性能有了更高的要求。
经过几十年的发展，中国固体火箭技术及火箭武器性能取得了长足进步。一些研制技术和火箭武器性能已达到国际先进水平。在原材料方面，复合推进剂的理论比冲已超过280 s，高强度合金钢及轻质复合材料已在发动机壳体制造中得到较广泛应用。在生产工艺方面，强力旋压、精密铸造、数控加工技术也在生产中大量应用。在设计技术方面，越来越多的优化设计方法、数值仿真被用于发动机的设计、性能分析及安全性评估中，理论设计方法的大量应用不仅提高了发动机的设计效率，而且降低了设计研制成本。在武器性能方面，在改进设计中应用新材料、新技术以后，新一代大口径战术固体火箭发动机也已经被研制出来，火箭弹将向超远射程发展。
若要提高火箭武器的射程、机动性及突防能力，就要求发动机具备更高的装药质量比，能够进行推力矢量调节，以及在飞行中可任意启动增强突防能力等[3]。为具备上述能力，需针对固体火箭发动机开展壳体轻量化技术、高装填装药技术、推力质量控制技术、喷管流量调节技术、抗高过载技术及多脉冲发动机等关键技术进行研究，同时也需在固体推进剂、复合材料壳体、热防护等方面进一步研究，提高发动机原材料水平。
1 固体火箭发动机技术的发展及应用
收起
1.1 固体推进剂技术
现代固体推进剂已有50多年发展历史。迄今为止，研制成功并应用于各种火箭导弹的固体推进剂主要有双基推进剂、复合推进剂、改性双基推进剂等。
双基（Double Base, DB）推进剂是以硝化纤维与硝化甘油为主，并加入了适量溶剂、增塑剂、安定剂、工艺助剂和弹道性能调节剂等的一种溶塑性均质推进剂。主要成型工艺为螺压、浇注、冲压等方式，螺压方式应用较多。
复合推进剂是以高分子液态预聚物、高氯酸铵和铝粉为主要成分，并加入适量固化剂、固化催化剂、增塑剂、键合剂、燃速调节剂、工艺助剂和防老剂等，通过预混、捏合、浇注、固化而制成的一种具有橡胶弹性体特性的非均质推进剂。
改性双基推进剂是同复合推进剂并行发展起来的另一类高能固体推进剂，现有3个品种，即复合改性双基推进剂、交联改性双基推进剂和硝酸酯增塑聚醚推进剂。
当前固体推进剂发展的主要方向有高能化、低易损性、绿色安全等。
（1）高能化。自20世纪40年代以来，固体推进剂的能量水平得到了显著提升，如图1所示。近20年来，固体推进剂的能量提高不太明显，主要原因是很难研发出比铝粉更好的金属燃料和比高氯酸铵更好的氧化剂替代物。氧化剂在固体推进剂中占比最大，其性能直接关系着推进剂能量的大小。近些年来，为追求更高能量的新型含能材料，六硝基六氮杂异伍兹烷（Hexanitrohexaazaisowurtzitane, HNIW, CL-20）、二硝酰胺铵（Ammonium Dinitramide, ADN）、硝仿肼（Hydrazinium Nitroformate, HNF）、硝基双氮-氧化-三唑-四唑、富氮化合物等新型含能氧化剂得到了广泛研究。表1所示为几种氧化剂的性能参数，制得的推进剂理论比冲可超过280 s[4⇓-6]。
（2）低易损性。针对发动机安全性问题，以美国为主的国家首先提出了低易损性固体推进剂的概念，中国也相继建立了《炸药试验方法》（GJB 772A—1997）和GB/T 14372—2005等安全性评估标准及试验方法。降低推进剂感度的方法主要有3种：①通过添加增塑剂的方式降低推进剂配方中黏结剂的反应活性，从而达到降低感度的效果；②改善金属粉在推进剂中的添加方式；③对高能量密度材料进行钝化处理，如包覆等。
1.2 结构材料的发展及应用
随着陆军火箭武器的远程化发展，远火装备固体火箭发动机经历了多个口径的历程，对发动机装药质量比要求也越来越高，但当前结构材料基本还是以高强度合金钢为主，如图2所示，限制了战术固体火箭发动机的重要指标——装药质量比的提升。近年来，南京理工大学提出战术火箭发动机采用整体式、大长径比、混合药型的装药设计以及壳体减重优化方法，使发动机装药质量比得到极大提高，可实现同样口径、同样毁伤威力的产品射程翻倍。虽然远火产品的口径增大、复合材料成本的降低、工艺水平有了很大提高，但发动机装药质量比与国内外采用复合材料壳体的先进产品相比还有很大不足。因此，具有高比强度、高比模量、可设计性、耐疲劳、抗冲击、耐腐蚀等优点的复合材料壳体将会得到广泛关注。
（1）玻璃纤维缠绕壳体。玻璃纤维/环氧树脂复合材料壳体的PV/W（P为壳体的爆破压强、V为壳体的容积、W为壳体的质量）可为20~29 km，比金属壳体增大了2~4倍。美国的北极星导弹发动机，法国的“海神”导弹发动机、M导弹的402V发动机和中国的“开拓者一号”（KT-1）的二三级发动机都为玻璃纤维复合材料壳体。
（2）有机纤维缠绕壳体。用于固体火箭发动机壳体的有机纤维主要有聚芳酰胺纤维和聚苯并二噁唑纤维2类。聚芳酰胺纤维主要包括美国的Kevlar系列、俄罗斯的Apmoc系列和中国的芳纶系列；聚苯并二噁唑纤维又分为常规型和高模量型。这类纤维具有高强度、高模量、低密度、高比强度、耐高温等优点，是较理想的发动机壳体增强材料。
（3）碳纤维缠绕壳体。用于固体火箭发动机壳体的碳纤维主要为高强中模型碳纤维，常用的碳纤维有IM7、IM8、M30S、T700、T800、T1000。碳纤维与高强玻璃纤维相比，比模量高3~5倍；与Kevlar49纤维相比，碳纤维的比模量高1.5~4.0倍。美国陆军研发的小型动能导弹的壳体使用了T1000碳纤维/环氧树脂复合材料；法国M51导弹发动机壳体使用了IM7碳纤维复合材料；欧洲航天局（European Space Agency, ESA）研制的织女星火箭，Ⅰ级发动机使用了IM7碳纤维，Ⅱ级和Ⅲ级发动机使用的是T1000纤维/UF3325树脂复合材料。图3所示为用碳纤维缠绕的固体火箭发动机壳体。
目前，国内已经完成T700碳纤维工程化研究并得到广泛应用研究；T800碳纤维取得诸多技术性突破，也已得到大量应用；T1000碳纤维处于相关的基础研究及初步工程化研究阶段。但由于受到成本、工艺等因素的影响，复合材料壳体还未在陆军火箭武器上得到应用，相关研制工作正在推进过程中。
1.3 热防护材料的发展及应用
固体火箭发动机燃烧室工作时，内壁温度超过3000 K，压力为3~20 MPa或者更高；随着高比冲发动机的设计和新型高能推进剂的使用，其温度和压力会进一步提高。为了抵抗推进剂燃烧时产生的燃气冲刷，防止壳体达到危及其结构完整的温度，需要加装内绝热层材料对壳体实施保护。因此，内绝热层材料应为一种低烧蚀率、力学性能良好、低密度且与壳体和推进剂相容性良好的材料，而且需要其粘接性能良好，以保证与壳体、药柱之间粘接牢固。目前，研究较多的绝热层基体有丁腈橡胶、三元乙丙橡胶、硅橡胶及聚膦腈弹性体材料。
1）丁腈橡胶绝热层材料
20世纪80年代以前，国外固体火箭发动机所用绝热层材料大多为石棉纤维填充的丁腈橡胶，如大力神Ⅱ级、北极星Ⅰ级、航天飞机发动机和民兵系列等；而国内自主研发的牌号为9621和T2502的绝热层材料也广泛用于潜地型、地地型和远地点固体火箭发动机中[10]。
2）三元乙丙橡胶绝热层材料
20世纪八九十年代，第2代绝热层材料主要以三元乙丙橡胶（Ethylene Propylene Diene Monomer, EPDM）为基体，日本的M-5系列导弹，美国的三叉戟系列导弹、MX系列导弹、小型洲际弹道导弹、“麻雀”“不死鸟”“战斧”和“潘兴Ⅱ”等战略战术导弹，还有俄罗斯的一系列导弹及欧洲各国生产的系列导弹均采用EPDM作为内绝热层材料[11]。
3）硅橡胶绝热层材料
硅橡胶在烧蚀过程中可形成熔点较高的类陶瓷层，在各类橡胶中耐热性能最好。硅橡胶的有机部分高温分解生成轻质无冷凝颗粒，矿物部分作为一种固体炭化物仍留在发动机壳体内，信号透过率高。硅橡胶具有良好的抗氧化特性和阻燃性，抗小分子迁移能力强，可作为固体火箭发动机的优良绝热层基体材料，但硅橡胶力学性能与粘接性能较差。目前，将硅橡胶绝热层用于发动机的有美国AIM-152A先进空空导弹（AAAM）和先进战略空射导弹（ASALM/PTV）、法国中程空对地导弹（ASMP）以及德法合作的超音速反舰导弹（ANS）[12]。
美国Dow Corning公司的DC93-104绝热层材料主要由硅橡胶、碳化硅、二氧化硅和短切碳纤维组成，其密度为1.47 g/cm3，耐烧蚀性能优良，烧蚀率为0.064 mm/s，广泛用于冲压发动机。
4）聚膦腈弹性体绝热层材料
随着现代武器的发展，推进剂逐渐高能化和低特征信号化，聚膦腈弹性体将是新一代良好的抗迁移且低特征信号的绝热层材料[13]。美国于20世纪末公布了芳氧基聚膦腈在火箭发动机喷管、内绝热层、绝热包覆层上的应用情况，而在国内相关研究还较少。
1.4 多脉冲固体火箭发动机技术
短时大推力火箭发动机虽然对于无控火箭可以降低弹道风的影响，提高其射击密集度，但由于制导火箭的射击精度由制导控制系统保障，对其采用短时大推力发动机已经不再具有任何优势，反而会使火箭能量利用率不合理的先天缺陷表现得更为突出。常规固体火箭发动机因推进剂一旦被点燃便难以中断，无法实现推力的终止和多次启停。因此，必须考虑能量利用率更高的大推力比、长工作时间的单室双推发动机，发展双脉冲、多脉冲等更为先进的动力技术，解决其速度衰减过快、末端存速低等问题。
多脉冲固体火箭发动机是在燃烧室内填装多个推进剂单元，并共用一个燃烧室和喷管，通过控制各个推进剂单元的点火时间间隔，从而实现多次推力控制。在同等情况下，采用多脉冲固体火箭发动机作为动力装置的导弹，其末速度可提高20%，射程可增大20%~30%，其作战和生存能力也得到了较大提升。目前我军已经在多种反坦克导弹和某型空空导弹上开展了双脉冲发动机的研制和装备，也在中大口径战术制导火箭武器中开展了相关研制工作。图4所示为采用双脉冲发动机的反坦克导弹示意图。
多脉冲发动机的主要优点表现在：①在总冲确定的情况下，能够提升导弹武器系统的有效射程；②与助推-续航发动机相比，双脉冲发动机可以大幅度提升发动机比冲；③双脉冲发动机能够使导弹以最短的时间或最大的飞行末速度抵达攻击目标；④在给定的高度和速度下能够提供更大的机动能力，使导弹攻击高空机动目标时，具有更高的攻击高度和机动性[14]。
双脉冲固体火箭发动机主要是靠隔离装置在结构上隔离各脉冲药柱，需要具有良好的耐压、绝热能力，能安全、可靠地打开。
1.4.1 多脉冲固体火箭发动机隔离装置
目前，多脉冲固体火箭发动机隔离装置主要分为硬质隔层和软质隔层两种。
1）硬质隔层及其材料
（1）陶瓷材料单向破碎式隔板。陶瓷材料抗压强度远大于抗拉强度。利用此性质，将该玻璃陶瓷加工为凸面形状，凸面一侧朝向Ⅰ脉冲燃烧室，当Ⅰ脉冲点火时，此时陶瓷隔板能够承受Ⅰ脉冲燃烧室内的压力。当Ⅱ脉冲燃烧室开始工作，隔板凹面一侧受拉发生破碎，碎片随着燃气从喷管流出。陶瓷隔板结构组件示意图如图5所示，包括陶瓷组件和支架两部分，支架既约束隔板，又是与发动机连接的组件。
（2）金属膜片式隔板。金属膜片式隔板包括金属膜片、轮辐支撑架等。金属膜片上有预置缺陷槽（V形槽），通常为“十字形”或“米字形”，安装时保证缺陷槽与轮辐支架对齐，缺陷槽的一面朝向Ⅰ脉冲燃烧室。由于支撑架的支撑作用，金属膜片可以有效承受来自Ⅰ脉冲高压气体的压力作用；当Ⅱ脉冲燃气作用在金属膜片时，金属膜片可以按预定的缺陷规则发生破裂。图6所示为“十字形”金属膜片结构。
（3）喷射棒式隔板。喷射棒式隔板在隔板基体上以同心圆排列方式钻孔作喷射用，然后将孔以台阶状喷射棒堵塞，喷射棒尺寸大的一头朝向Ⅰ脉冲，在Ⅰ脉冲工作时，喷射孔被喷射棒上的台阶堵住，当Ⅱ脉冲药柱点火工作时，来自Ⅱ脉冲的压力把喷射棒吹出使孔打开，这种隔板结构简单且密封可靠性高，如图7所示。
2）软质隔层及其材料
（1）树脂隔层。常用树脂隔层材料有环氧树脂（Epoxide Resin, EP）、聚氨酯（Polyurethane, PU）。
（2）橡胶隔层。常用的橡胶隔层材料主要有硅橡胶（Silicone Rubber, SiR）和EPDM。橡胶隔层允许在现有壳体内设置一个燃烧室，容易加工，且几乎能以任意比例分配Ⅰ、Ⅱ脉冲。
1.4.2 多脉冲固体火箭发动机的应用情况
经过十几年对脉冲发动机的研制及试验，德国、美国、意大利等国家均掌握了多脉冲发动机的关键技术。进入21世纪以来，这些国家开始型号导弹的研制和试验，并成功地将脉冲固体火箭发动机运用在一些型号导弹上。比较典型的有：美国的“爱国者”PAC-3MSE导弹、标准-3型导弹；德国的LFK-NG导弹、MSA导弹；意大利的Idra导弹。
1）美国“爱国者”PAC-3MSE导弹、标准-3型导弹[19]
美国国家弹道导弹防御系统（National Missile Defense, NMD）中末端低层（“爱国者”PAC-3）和中层防御系统（标准-3型）均选用了双脉冲发动机作为固体能量管理系统的一部分。“爱国者”PAC-3MSE采用了Aerojet公司设计的双脉冲发动机作为其动力装置，通过控制发动机第二推力的时间，极大地增加了导弹的射程和飞行高度，从而最大限度地增加了导弹“命中摧毁”目标的能力。
标准-3型导弹的第三级火箭采用了MK136固体双脉冲发动机，如图8所示。该发动机由ATK公司研发。TSRM发动机直径为340 mm，长为965 mm，Ⅰ、Ⅱ脉冲药柱分别采用TP-H-3518A和TP-H-3518B推进剂，喷管采用柔性喷管。工作时，首先Ⅰ脉冲发动机点火，工作大约10 s后火箭无动力滑行，在接近目标时对Ⅱ脉冲发动机点火，工作时间也大约为10 s。Ⅰ脉冲为第三级提供变轨机动，而Ⅱ脉冲用于修正相对位置误差，两次脉冲工作能独立地按照指令点火，以获得最大的时间上的灵活性，Ⅰ脉冲发动机熄火参数和Ⅱ脉冲发动机点火参数由大气层外中段导引算法计算得出。目前，标准-3型已成功进行多次海基导弹防御试验。
2）德国LFK-NG导弹、MSA导弹[20]
德国LFK-NG导弹长为1780 mm，直径为94 mm，质量为20 kg，弹头质量为2.5 kg，马赫数Ma=2.3，最大拦截射程为10 km，采用巴伐利亚航空化学推进剂公司研制的双脉冲固体发动机，第1脉冲燃烧室装填了燃速适中的翼柱型低铝化复合推进剂，第2脉冲燃烧室装填了燃速较高的星形低铝化复合推进剂。2006年，德国BC/P公司采用具有软质隔离装置的双脉冲发动机设计了另一型号导弹MSA，发动机Ⅱ脉冲药柱由椎管形和后端环形端面装药组成，Ⅱ脉冲药柱初始燃面完全覆盖，并与软质脉冲隔离装置紧密粘接。
3）意大利Idra导弹[21]
意大利Idra导弹是由欧洲导弹集团（MBDA）研制的主动雷达制导导弹，采用了双脉冲固体火箭发动机。当导弹进行超视距攻击时，第1个脉冲点火使发动机先工作3 s，然后导弹进入惯性段制导飞行，在导弹和目标遭遇前1.5 s再由弹载计算机控制点燃第2个脉冲；在近距离作战时2个脉冲连续工作，直接将导弹加速到900 m/s的最大速度。
2 固体火箭冲压发动机技术发展及应用
收起
固体火箭冲压发动机的特点是，自身只携带燃料，氧化剂则需要借助空气中的氧气。因此，这类发动机与外界大气条件有着密切的关系。
2.1 固体亚燃冲压发动机
固体燃料冲压发动机（Solid Fuel Ramjet, SFRJ）主要由进气道、燃烧室、补燃室和喷管组成[22]。其工作原理为：当增程炮弹或者导弹高速飞行时，高速气流经过进气道减速升压升温，减弱为亚音速气流，压缩空气与固体燃料在燃烧室内发生扩散燃烧，释放能量，然后高温高压燃气经过拉瓦尔喷管膨胀加速，产生推力。图9所示为整体式固体火箭冲压发动机工程流程示意图。由于氧化剂取自空气中的氧，因此固体燃料冲压发动机可携带贫氧或无氧推进剂，其比冲为8500~11000 N·s/kg，是火箭发动机的4~6倍。此外，由于固体燃料冲压发动机具有结构简单、可靠性及经济性好等特点，有利于提高弹药的机动性、突防能力和生存能力，已成为陆军弹药增程领域的研究热点。
需要解决的关键技术包括整体式固体火箭冲压发动机总体技术、无喷管助推器技术、高能含硼推进剂、高效燃烧组织技术、燃气流量调节、进气道流量调节等关键技术。
2.2 固体贫氧推进剂的种类及特性
固体贫氧推进剂是用于固体火箭冲压发动机燃气发生器的特种推进剂。由于其只携带部分氧化剂，氧化剂含量仅为一般复合固体推进剂中氧化剂的55%左右，不足部分靠空气来补充，固此有比固体火箭推进剂高得多的能量水平。按能量水平可分为热值为18~23 MJ/kg的中能贫氧推进剂和热值大于25 MJ/kg的高能贫氧推进剂。
贫氧推进剂能量性能直接决定发动机理论性能，其点火燃烧特性影响发动机实际工作性能。20世纪60年代以来，世界各军事强国一直致力于含硼推进剂研究，连续实施了有关研究发展计划。国内学者先后对国内外含硼推进剂技术进展进行了综述，包括硼颗粒点火燃烧特性、推进剂燃烧特性提高途径、推进剂配方优化及推进剂测试表征技术。总结发现，推进剂燃烧特性提升途径主要包括采用更易燃烧的无定型硼、加入易燃或低熔点金属、硼颗粒表面包覆、硼粉团聚处理、使用含能黏合剂取代惰性黏合剂等方式。改善硼粉、推进剂点火和燃烧的技术途径各有利弊，在进行推进剂配方设计和性能调节时，应综合考虑利用。
结合公开资料分析，可以发现德国突破了含硼推进剂配方技术，其“流星”导弹用的含硼推进剂代表了国外最高水平，推进剂热值可达50 MJ/L，燃烧速度为12~14 mm/s，燃气压强指数为0.4~0.5。法国和美国等暂未突破含硼推进剂燃烧性能关键技术，“山狗”靶弹采用了能量水平略低的碳氢贫氧推进剂。目前，国内也已突破了含硼推进剂技术，湖北航天化学技术研究所、西安近代化学研究所和内蒙古合成化工研究所已可进行批量装药。
2.3 固体亚燃冲压发动机的应用
美国先后开展了3项以燃气流量可调固体冲压发动机为动力的导弹项目，包括超声速掠海靶弹“Coyote”（“山狗”，代号GQM-163A，图10）、高速反辐射导弹和三目标终结者导弹（T3），其中“山狗”靶弹已小批量装备军队。
欧洲“流星”空空导弹（图11）于2002年开始研制，2006年进入飞行试验阶段，先后完成了研制飞行试验、制导飞行试验和综合集成飞行试验。日本2009年开展了两发可变流量固体冲压发动机的演示飞行试验。2010年启动XASM-3反舰导弹项目，采用燃气流量可调式固体冲压发动机，于2017年8月首次公布XASM-3导弹实弹测试成功，计划装备日本航空自卫队。
3 在弹箭中应用的其他喷气推进发动机
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3.1 膏体推进剂火箭发动机
膏体火箭发动机的研究起源于20世纪60年代末、70年代初。第二次世界大战后，火箭发动机技术迅猛发展，在发展液体火箭发动机的过程中，遇到了不易储存、剧毒、强腐蚀、易燃易爆、环境污染等方面的困难，虽然由于固体火箭发动机克服了以上缺点而取得较大发展，但难以实现液体发动机比冲较高，推力可调节，能重复点火等方面的优点，因此一种兼顾二者优点的新型膏体火箭发动机得到了广泛关注[25]。
膏体推进剂一般分为凝胶状双组元推进剂（Gel Propellant, GP）和膏体状单组元推进剂（Pasty Propellant, PP）两大类[26]。
（1）GP。该类推进剂是由液体推进剂演化而来的凝胶推进剂。美国在该领域处于领先地位，已成功进行了“灵巧战术导弹”的飞行试验，该导弹采用了凝胶推进剂火箭发动机作为动力装置。1996年美国TRW公司成功进行了凝胶推进剂的第一次飞行试验，2000年成功发射了带寻的导引头的凝胶推进剂导弹，其发动机在45 s内实现6次脉冲点火，低温环境（-40 ℃）下推力达到环境温度推力水平的96%以上。
（2）PP。该类推进剂是由固体推进剂演变而来的浆状推进剂。俄罗斯和乌克兰在该领域处于领先地位，相关技术已达到实用化水平。1996年俄罗斯科学中心应用化学研究所宣布研制出黏性很强的半固体胶凝态推进剂，波罗的海技术大学也相继研制出相应配套使用的长航时发动机。
南京理工大学成立了膏体推进剂火箭发动机实验室，经过多年研究，突破了膏体推进剂的配方、工艺技术，以及发动机的多次启动和防回火等关键技术，并成功进行了多次地面试车试验，膏体推进剂挤出过程和热试车试验如图16所示。
3.2 旋转爆震发动机
自然界中存在两种燃烧波：一种是缓燃波，另一种是爆震波。缓燃波通常以相对低的速度向未燃混合物传播，受层流或湍流的质量扩散与热扩散的控制，近似为等压燃烧过程。而爆震波是一道跨过反应面后热力学状态急剧增加的超声速燃烧波，它以几千米每秒的速度向未燃混合物传播，并产生极高的燃气压力及温度。若将爆震波看作一道带有化学反应的强激波，则其反应接近等容燃烧过程，比等压燃烧具有更高的热效率。因此，爆震波热循环效率高的潜在优点驱动人们发展以爆震为基础的动力装置。
目前采用爆震燃烧方式的发机动通常分为3类：脉冲爆震发动机（Pulse Detonation Engine, PDE）、斜爆震发动机（Oblique Detonation Engine, ODE）和旋转爆震发动机（Rotating Detonation Engine, RDE）[27,28]。PDE是通过在燃烧室形成高频（频率为1000 Hz甚至更高）脉冲爆震波，产生相对稳定的推力，但是要求发动机的来流速度高于燃烧的爆震速度。RDE多采用环形燃烧室，推进剂从燃烧室的封闭端喷入，燃烧产物从另一端排出，存在一个或多个爆震波在燃烧室头部沿周向旋转传播，进而产生推力的发动机。这种发动机同PDE一样，具有较高的热循环效率和较低的单位燃油消耗率，此外爆震燃烧快、效率高，所以产物在高温区停留时间短，因而污染物特别是氮氧化物少，污染低。除了具有PDE的优点，RDE还克服了PDE工作频率低（单管频率一般不超过100 Hz）、对点火系统要求高（每个循环都需点火）等缺点；其具有比PDE更紧凑的结构，工作频率可高达数千甚至上万赫兹；在工作过程中只需要一次点火就可以实现爆震波的连续传播，对点火系统依赖度不高。所以，以热力循环率高、燃烧速度快等优点著称的RDE在爆震推进领域备受关注。
4 固体火箭发动机发展趋势
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中国在现代兵器火箭动力技术方面已取得了丰富的成果，但仍有很多关键技术需要深入开展研究，以期为现代兵器提供更强大、更灵活的动力来源。未来固体火箭发动机发展趋势具体体现在以下6个方面。
（1）突破固体推进剂绿色、安全、低易损等关键技术，提高固体火箭发动机的安全可靠性及可回收性。从当今固体推进剂的应用状况来看，未来固体推进剂的发展趋势是在高能量的基础上进一步降低成本，减少对环境的污染，研制低特征信号、钝感的固体推进剂。
（2）整体式发动机装药取代分段式发动机，提高发动机装药质量比。受装药长径比与装药能力的限制，陆军火箭武器中常采用分段式发动机形式。分段式固体火箭发动机通过中间段增加可实现大长径比装药，但整体式固体火箭发动机无须解决分段对接、绝热对接等技术难题，在可靠性、质量比、制造成本等方面优势明显。
（3）复合材料结构件在固体火箭发动机中的应用日益增多。随着高性能复合材料的发展，将具有高比强度、比模量的复合材料应用于固体火箭发动机壳体或喷管，可显著提升发动机的性能和质量比。美国航空航天局的试验发动机研究表明，与传统喷管相比较，全复合材料喷管具有喷管质量小、零部件数量少、研制周期短等特点。一旦应用，将会显著提升固体火箭发动机的轻质化水平。
（4）突破长时间可调流量喷管技术，提高发动机燃烧效率。喷管是火箭发动机能量转换的重要部件，在工作中要承受复杂高温、高压、高速燃气流的作用，喷管的结构密切关系到整个发动机的性能发挥，其设计和制造都是一个特别突出的难题。随着战术固体火箭发动机工作时间的逐渐增长，且为满足单室双推以及多脉冲固体火箭发动机的工作需要，解决喷管的长时间工作、喉道调节问题已成必然。
（5）进一步开展多脉冲固体火箭发动机关键技术研究，提高弹箭武器的射程、机动性和突防能力。国内对多脉冲发动机的研究已取得了一定的进展，但与国外先进国家相比还存在一定的差距。着眼于未来导弹高性能需求，在今后的几年里，国内应该围绕以下几个方向进行研究：多脉冲能量优化分配技术、轻质隔离装置设计及成型技术、长脉冲间隔热防护技术、小型化多次快响应点火技术、变喉道高效调节技术等。
（6）动力装置的多元化发展，充分发挥各种推进技术的优势。进一步开展亚燃固体冲压发动机、超燃固体冲压发动机、固体姿态轨道控制发动机、固液混合发动机等推进技术的研究，探索多种推进装置的组合发动机技术，在弹箭增程、机动飞行、精度控制等方面发挥各推进技术的特点和优势。
5 结束语
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中国固体火箭发动机技术及固体火箭武器性能已经取得了长足的进步，甚至在部分领域达到了国际先进水平，但不可否认的是，在推进剂、绝热层、高强度合金钢、碳纤维复合材料等材料领域，应用分析软件及平台建设方面，固体火箭发动机性能先进测试技术方面，以及先进推力矢量控制技术方面，与美国、欧盟和日本等国家（地区）相比还有一定差距。当今以“五眼联盟”为首的西方国家对中国实行了严苛的科技封锁，动辄将中国的相关高校和企业列为“黑名单”，在此情况下，中国科研人员需要沉下心来，聚焦固体火箭发动机的材料基础、设计理论和分析方法开展瓶颈技术自主攻关，面向实战化场景，重点解决新型高能推进剂、高效热防护材料、高比强度壳体、推力矢量控制、能量可调可控及新型组合动力等关键技术，推动现代兵器火箭动力技术的创新发展和自主可控。
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参考文献
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2022年第1卷第4期
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文章信息
doi: 10.3981/j.issn.2097-0781.2022.04.007
- 接收时间：2022-10-24
- 出版时间：2022-12-20
- 发布时间：2023-01-17
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表12种不同金属材料的力学参数
| 科 Family | 属数 Number of genus | 种数 Number of species | 占总种数比例 Percentage of total species (%) | 属 Genus | 种数 Number of species | 占总种数比例 Percentage of total species (%) |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 鹅膏菌科Amanitaceae | 2 | 11 | 5.26 | 鹅膏菌属 Amanita | 10 | 4.78 |
| 小菇科 Mycenaceae | 2 | 12 | 5.74 | 丝盖伞属 Inocybe | 5 | 2.39 |
| 多孔菌科 Polyporaceae | 8 | 14 | 6.70 | 蜡蘑属 Laccaria | 5 | 2.39 |
| 红菇科 Russulaceae | 3 | 23 | 11.00 | 小皮伞属 Marasmius | 6 | 2.87 |
| 小菇属 Mycena | 11 | 5.26 | ||||
| 光柄菇属 Pluteus | 5 | 2.39 | ||||
| 红菇属 Russula | 17 | 8.13 | ||||
| 栓菌属 Trametes | 5 | 2.39 |
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