現代兵器固體火箭動力技術現狀與展望
經過幾十年的發展，固體火箭技術及火箭武器性能取得了長足進步。一些研制技術和火箭武器性能已達到國際先進水平。在原材料方面，復合推進劑的理論比沖已超過280 s，高強度合金鋼及輕質復合材料已在發動機殼體制造中得到較廣泛應用。在生產工藝方面，強力旋壓、精密鑄造、數控加工技術也在生產中大量應用。在設計技術方面，越來越多的優化設計方法、數值仿真被用于發動機的設計、性能分析及安全性評估中，理論設計方法的大量應用不僅提高了發動機的設計效率，而且降低了設計研制成本。在武器性能方面，在改進設計中應用新材料、新技術以后，新一代大口徑戰術固體火箭發動機也已經被研制出來，火箭彈將向超遠射程發展。
若要提高火箭武器的射程、機動性及突防能力，就要求發動機具備更高的裝藥質量比，能夠進行推力矢量調節，以及在飛行中可任意啟動增強突防能力等。為具備上述能力，需針對固體火箭發動機開展殼體輕量化技術、高裝填裝藥技術、推力質量控制技術、噴管流量調節技術、抗高過載技術及多脈沖發動機等關鍵技術進行研究，同時也需在固體推進劑、復合材料殼體、熱防護等方面進一步研究，提高發動機原材料水平。
一、固體火箭發動機技術的發展及應用
1.1 固體推進劑技術
現代固體推進劑已有50多年發展歷史。迄今為止，研制成功并應用于各種火箭導彈的固體推進劑主要有雙基推進劑、復合推進劑、改性雙基推進劑等。
雙基（Double base, DB）推進劑是以硝化纖維與硝化甘油為主，并加入了適量溶劑、增塑劑、安定劑、工藝助劑和彈道性能調節劑等的一種溶塑性均質推進劑。主要成型工藝為螺壓、澆注、沖壓等方式，螺壓方式應用較多。
復合推進劑是以高分子液態預聚物、高氯酸銨和鋁粉為主要成分，并加入適量固化劑、固化催化劑、增塑劑、鍵合劑、燃速調節劑、工藝助劑和防老劑等，通過預混、捏合、澆注、固化而制成的一種具有橡膠彈性體特性的非均質推進劑。
改性雙基推進劑是同復合推進劑并行發展起來的另一類高能固體推進劑，現有3個品種，即復合改性雙基推進劑、交聯改性雙基推進劑和硝酸酯增塑聚醚推進劑。
當前固體推進劑發展的主要方向有高能化、低易損性、綠色安全等。
（1）高能化。自20世紀40年代以來，固體推進劑的能量水平得到了顯著提升，如圖1所示。近20年來，固體推進劑的能量提高不太明顯，主要原因是很難研發出比鋁粉更好的金屬燃料和比高氯酸銨更好的氧化劑替代物。氧化劑在固體推進劑中占比，其性能直接關系著推進劑能量的大小。近些年來，為追求更高能量的新型含能材料，六硝基六氮雜異伍茲烷（Hexanitrohexaazaisowurtzitane, HNIW, CL-20）、二硝酰胺銨（Ammonium Dinitramide, ADN）、硝仿肼（Hydrazinium Nitroformate, HNF）、硝基雙氮-氧化-三唑-四唑、富氮化合物等新型含能氧化劑得到了廣泛研究。表1所示為幾種氧化劑的性能參數，制得的推進劑理論比沖可超過280 s。
KClO4：高氯酸鉀；CMDB：復合改性雙基；XLDB：交聯改性雙基；CTPB：端羧基聚丁二烯；HTPB：端羥基聚丁二烯；NEPE：硝酸酯增塑聚醚。
圖1固體推進劑的發展歷程
表1氧化劑性能參數
注：AN：硝酸銨；FDNEN：氟二硝基乙基硝銨；HN：硝酸肼；HP2：二高氯酸肼；HAP：高氯酸羥胺。
（2）低易損性。針對發動機安全性問題，以美國為主的先提出了低易損性固體推進劑的概念，也相繼建立了《炸藥試驗方法》（GJB 772A—1997）和GB/T 14372—2005等安全性評估標準及試驗方法。降低推進劑感度的方法主要有3種：①通過添加增塑劑的方式降低推進劑配方中黏結劑的反應活性，從而達到降低感度的效果；②改善金屬粉在推進劑中的添加方式；③對高能量密度材料進行鈍化處理，如包覆等。
（3）綠色推進劑。指原材料毒性小、節能環保，可實現原材料及試樣回收再利用的固體推進劑。它大致可以分為無鉛雙基系列推進劑（鉍化合物、鋇化合物、錫化合物、釷化合物及稀土化合物等與炭黑、銅鹽等復合）、可再生熱塑性彈性體（Thermoplastic Elastomer, TPE）推進劑和綠色復合型推進劑（用AN、ADN、HNF替代氧化劑高氯酸銨（AP）3類，其代表物質及其特點如表2所示。
表2常見綠色固體推進劑分類、代表物質及其特點
注：HMX為環四亞甲基四硝胺；RDX為環三亞甲基三硝胺；GAP為聚疊氮縮水甘油醚。
1.2 結構材料的發展及應用
隨著陸軍火箭武器的遠程化發展，遠火裝備固體火箭發動機經歷了多個口徑的歷程，對發動機裝藥質量比要求也越來越高，但當前結構材料基本還是以高強度合金鋼為主，如圖2所示，限制了戰術固體火箭發動機的重要指標——裝藥質量比的提升。近年來，南京理工大學提出戰術火箭發動機采用整體式、大長徑比、混合藥型的裝藥設計以及殼體減重優化方法，使發動機裝藥質量比得到極大提高，可實現同樣口徑、同樣毀傷威力的產品射程翻倍。雖然遠火產品的口徑增大、復合材料成本的降低、工藝水平有了很大提高，但發動機裝藥質量比與國內外采用復合材料殼體的先進產品相比還有很大不足。因此，具有高比強度、高比模量、可設計性、耐疲勞、抗沖擊、耐腐蝕等優點的復合材料殼體將會得到廣泛關注。
圖2采用高強度合金鋼殼體的遠火產品齊射現場
目前常用的殼體復合材料有3種。
（1）玻璃纖維纏繞殼體。玻璃纖維/環氧樹脂復合材料殼體的PV/W（P為殼體的爆破壓強、V為殼體的容積、W為殼體的質量）可為20~29 km，比金屬殼體增大了2~4倍。美國的北極星導彈發動機，法國的“海神”導彈發動機、M導彈的402V發動機和的“開拓者一號”（KT-1）的二三級發動機都為玻璃纖維復合材料殼體。
（2）有機纖維纏繞殼體。用于固體火箭發動機殼體的有機纖維主要有聚芳酰胺纖維和聚苯并二噁唑纖維2類。聚芳酰胺纖維主要包括美國的Kevlar系列、俄羅斯的Apmoc系列和的芳綸系列；聚苯并二噁唑纖維又分為常規型和高模量型。這類纖維具有高強度、高模量、低密度、高比強度、耐高溫等優點，是較理想的發動機殼體增強材料。
（3）碳纖維纏繞殼體。用于固體火箭發動機殼體的碳纖維主要為高強中模型碳纖維，常用的碳纖維有IM7、IM8、M30S、T700、T800、T1000。碳纖維與高強玻璃纖維相比，比模量高3~5倍；與Kevlar49纖維相比，碳纖維的比模量高1.5~4.0倍。美國陸軍研發的小型動能導彈的殼體使用了T1000碳纖維/環氧樹脂復合材料；法國M51導彈發動機殼體使用了IM7碳纖維復合材料；歐洲航天局（European Space Agency, ESA）研制的織女星火箭，Ⅰ級發動機使用了IM7碳纖維，Ⅱ級和Ⅲ級發動機使用的是T1000纖維/UF3325樹脂復合材料。圖3所示為用碳纖維纏繞的固體火箭發動機殼體。
圖3用碳纖維纏繞的固體火箭發動機殼體
目前，國內已經完成T700碳纖維工程化研究并得到廣泛應用研究；T800碳纖維取得諸多技術性突破，也已得到大量應用；T1000碳纖維處于相關的基礎研究及初步工程化研究階段。但由于受到成本、工藝等因素的影響，復合材料殼體還未在陸軍火箭武器上得到應用，相關研制工作正在推進過程中。
1.3 熱防護材料的發展及應用
固體火箭發動機燃燒室工作時，內壁溫度超過3000 K，壓力為3~20 MPa或者更高；隨著高比沖發動機的設計和新型高能推進劑的使用，其溫度和壓力會進一步提高。為了抵抗推進劑燃燒時產生的燃氣沖刷，防止殼體達到危及其結構完整的溫度，需要加裝內絕熱層材料對殼體實施保護。因此，內絕熱層材料應為一種低燒蝕率、力學性能良好、低密度且與殼體和推進劑相容性良好的材料，而且需要其粘接性能良好，以保證與殼體、藥柱之間粘接牢固。目前，研究較多的絕熱層基體有丁腈橡膠、三元乙丙橡膠、硅橡膠及聚膦腈彈性體材料。
1）丁腈橡膠絕熱層材料
20世紀80年代以前，國外固體火箭發動機所用絕熱層材料大多為石棉纖維填充的丁腈橡膠，如大力神Ⅱ級、北極星Ⅰ級、航天飛機發動機和民兵系列等；而國內自主研發的牌號為9621和T2502的絕熱層材料也廣泛用于潛地型、地地型和遠地點固體火箭發動機中。
在丁腈橡膠中加入有機纖維可明顯改善絕熱層材料的燒蝕性能。表3所示為4種丁腈橡膠絕熱材料的性能對比。從表3可以得出，酚醛纖維具有良好的力學性能和熱穩定性，碳化后殘炭率高，將其用于丁腈橡膠絕熱層可提高成炭率，降低線燒蝕率，提高拉伸強度和拉斷伸長率，而且密度較低、綜合性能良好，是較好的石棉纖維替代材料。
表34種丁腈橡膠絕熱材料的性能對比
2）三元乙丙橡膠絕熱層材料
20世紀八九十年代，第2代絕熱層材料主要以三元乙丙橡膠（Ethylene Propylene Diene Monomer, EPDM）為基體，日本的M-5系列導彈，美國的三叉戟系列導彈、MX系列導彈、小型洲際彈道導彈、“麻雀”“不死鳥”“戰斧”和“潘興Ⅱ”等戰略戰術導彈，還有俄羅斯的一系列導彈及歐洲各國生產的系列導彈均采用EPDM作為內絕熱層材料。
在絕熱層材料中加入阻燃劑和耐燒蝕纖維可改善其燒蝕性能，不同阻燃劑對EPDM燒蝕性能的影響見表4。從表4可以看出，含磷阻燃劑（CR）的阻燃效果好，其在熱分解過程中生成磷酸，能在材料表面覆蓋一層膜；生成的聚偏磷酸是強脫水劑，使高分子材料脫水、炭化，形成炭化膜，降低燒蝕速度。
表4不同阻燃劑對絕熱層材料燒蝕性能的影響
注：PLC為含鹵素阻燃劑。
3）硅橡膠絕熱層材料
硅橡膠在燒蝕過程中可形成熔點較高的類陶瓷層，在各類橡膠中耐熱性能好。硅橡膠的有機部分高溫分解生成輕質無冷凝顆粒，礦物部分作為一種固體炭化物仍留在發動機殼體內，信號透過率高。硅橡膠具有良好的抗氧化特性和阻燃性，抗小分子遷移能力強，可作為固體火箭發動機的優良絕熱層基體材料，但硅橡膠力學性能與粘接性能較差。目前，將硅橡膠絕熱層用于發動機的有美國AIM-152A先進空空導彈（AAAM）和先進戰略空射導彈（ASALM/PTV）、法國中程空對地導彈（ASMP）以及德法合作的超音速反艦導彈（ANS）。
美國Dow Corning公司的DC93-104絕熱層材料主要由硅橡膠、碳化硅、二氧化硅和短切碳纖維組成，其密度為1.47 g/cm3，耐燒蝕性能優良，燒蝕率為0.064 mm/s，廣泛用于沖壓發動機。
4）聚膦腈彈性體絕熱層材料
隨著現代武器的發展，推進劑逐漸高能化和低特征信號化，聚膦腈彈性體將是新一代良好的抗遷移且低特征信號的絕熱層材料。美國于20世紀末公布了芳氧基聚膦腈在火箭發動機噴管、內絕熱層、絕熱包覆層上的應用情況，而在國內相關研究還較少。
1.4 多脈沖固體火箭發動機技術
短時大推力火箭發動機雖然對于無控火箭可以降低彈道風的影響，提高其射擊密集度，但由于制導火箭的射擊精度由制導控制系統保障，對其采用短時大推力發動機已經不再具有任何優勢，反而會使火箭能量利用率不合理的先天缺陷表現得更為突出。常規固體火箭發動機因推進劑一旦被點燃便難以中斷，無法實現推力的終止和多次啟停。因此，必須考慮能量利用率更高的大推力比、長工作時間的單室雙推發動機，發展雙脈沖、多脈沖等更為先進的動力技術，解決其速度衰減過快、末端存速低等問題。
多脈沖固體火箭發動機是在燃燒室內填裝多個推進劑單元，并共用一個燃燒室和噴管，通過控制各個推進劑單元的點火時間間隔，從而實現多次推力控制。在同等情況下，采用多脈沖固體火箭發動機作為動力裝置的導彈，其末速度可提高20%，射程可增大20%~30%，其作戰和生存能力也得到了較大提升。目前我軍已經在多種反坦克導彈和某型空空導彈上開展了雙脈沖發動機的研制和裝備，也在中大口徑戰術制導火箭武器中開展了相關研制工作。圖4所示為采用雙脈沖發動機的反坦克導彈示意圖。
圖4采用雙脈沖發動機的反坦克導彈示意圖
多脈沖發動機的主要優點表現在：①在總沖確定的情況下，能夠提升導彈武器系統的有效射程；②與助推-續航發動機相比，雙脈沖發動機可以大幅度提升發動機比沖；③雙脈沖發動機能夠使導彈以短的時間或的飛行末速度抵達攻擊目標；④在給定的高度和速度下能夠提供更大的機動能力，使導彈攻擊高空機動目標時，具有更高的攻擊高度和機動性。
雙脈沖固體火箭發動機主要是靠隔離裝置在結構上隔離各脈沖藥柱，需要具有良好的耐壓、絕熱能力，能安全、可靠地打開。
1.4.1 多脈沖固體火箭發動機隔離裝置
目前，多脈沖固體火箭發動機隔離裝置主要分為硬質隔層和軟質隔層兩種。
1）硬質隔層及其材料
適用于金屬殼體和直徑不太大（Φ≤200 mm）的火箭發動機，主要形式為隔板式。根據其結構形式和所用材料可分為陶瓷材料單向破碎式、金屬膜片式和噴射棒式。
（1）陶瓷材料單向破碎式隔板。陶瓷材料抗壓強度遠大于抗拉強度。利用此性質，將該玻璃陶瓷加工為凸面形狀，凸面一側朝向Ⅰ脈沖燃燒室，當Ⅰ脈沖點火時，此時陶瓷隔板能夠承受Ⅰ脈沖燃燒室內的壓力。當Ⅱ脈沖燃燒室開始工作，隔板凹面一側受拉發生破碎，碎片隨著燃氣從噴管流出。陶瓷隔板結構組件示意圖如圖5所示，包括陶瓷組件和支架兩部分，支架既約束隔板，又是與發動機連接的組件。
圖5陶瓷隔板結構組件示意圖
（2）金屬膜片式隔板。金屬膜片式隔板包括金屬膜片、輪輻支撐架等。金屬膜片上有預置缺陷槽（V形槽），通常為“十字形”或“米字形”，安裝時保證缺陷槽與輪輻支架對齊，缺陷槽的一面朝向Ⅰ脈沖燃燒室。由于支撐架的支撐作用，金屬膜片可以有效承受來自Ⅰ脈沖高壓氣體的壓力作用；當Ⅱ脈沖燃氣作用在金屬膜片時，金屬膜片可以按預定的缺陷規則發生破裂。圖6所示為“十字形”金屬膜片結構。
圖6“十字形”金屬膜片結構
（3）噴射棒式隔板。噴射棒式隔板在隔板基體上以同心圓排列方式鉆孔作噴射用，然后將孔以臺階狀噴射棒堵塞，噴射棒尺寸大的一頭朝向Ⅰ脈沖，在Ⅰ脈沖工作時，噴射孔被噴射棒上的臺階堵住，當Ⅱ脈沖藥柱點火工作時，來自Ⅱ脈沖的壓力把噴射棒吹出使孔打開，這種隔板結構簡單且密封可靠性高，如圖7所示。
圖7噴射棒式隔板組件
2）軟質隔層及其材料
軟質隔層適用于纖維纏繞殼體和大口徑固體火箭發動機，可同時起阻燃和隔熱作用，主要有徑向和軸向隔層式。軟質隔層所用材料一般為高分子材料，如橡膠、樹脂等。
（1）樹脂隔層。常用樹脂隔層材料有環氧樹脂（Epoxide Resin, EP）、聚氨酯（Polyurethane, PU）。
（2）橡膠隔層。常用的橡膠隔層材料主要有硅橡膠（Silicone Rubber, SiR）和EPDM。橡膠隔層允許在現有殼體內設置一個燃燒室，容易加工，且幾乎能以任意比例分配Ⅰ、Ⅱ脈沖。
1.4.2 多脈沖固體火箭發動機的應用情況
經過十幾年對脈沖發動機的研制及試驗，德國、美國、意大利等均掌握了多脈沖發動機的關鍵技術。進入21世紀以來，這些開始型號導彈的研制和試驗，并成功地將脈沖固體火箭發動機運用在一些型號導彈上。比較典型的有：美國的“愛國者”PAC-3MSE導彈、標準-3型導彈；德國的LFK-NG導彈、MSA導彈；意大利的Idra導彈。
1）美國“愛國者”PAC-3MSE導彈、標準-3型導彈
美國彈道導彈防御系統（National Missile Defense, NMD）中末端低層（“愛國者”PAC-3）和中層防御系統（標準-3型）均選用了雙脈沖發動機作為固體能量管理系統的一部分。“愛國者”PAC-3MSE采用了Aerojet公司設計的雙脈沖發動機作為其動力裝置，通過控制發動機第二推力的時間，極大地增加了導彈的射程和飛行高度，從而限度地增加了導彈“命中摧毀”目標的能力。
標準-3型導彈的第三級火箭采用了MK136固體雙脈沖發動機，如圖8所示。該發動機由ATK公司研發。TSRM發動機直徑為340 mm，長為965 mm，Ⅰ、Ⅱ脈沖藥柱分別采用TP-H-3518A和TP-H-3518B推進劑，噴管采用柔性噴管。工作時，先Ⅰ脈沖發動機點火，工作大約10 s后火箭無動力滑行，在接近目標時對Ⅱ脈沖發動機點火，工作時間也大約為10 s。Ⅰ脈沖為第三級提供變軌機動，而Ⅱ脈沖用于修正相對位置誤差，兩次脈沖工作能獨立地按照指令點火，以獲得的時間上的靈活性，Ⅰ脈沖發動機熄火參數和Ⅱ脈沖發動機點火參數由大氣層外中段導引算法計算得出。目前，標準-3型已成功進行多次?；鶎椃烙囼灐?/p>
圖8標準-3型導彈的第三級火箭固體雙脈沖發動機
2）德國LFK-NG導彈、MSA導彈
德國LFK-NG導彈長為1780 mm，直徑為94 mm，質量為20 kg，彈頭質量為2.5 kg，馬赫數Ma=2.3，攔截射程為10 km，采用巴伐利亞航空化學推進劑公司研制的雙脈沖固體發動機，第1脈沖燃燒室裝填了燃速適中的翼柱型低鋁化復合推進劑，第2脈沖燃燒室裝填了燃速較高的星形低鋁化復合推進劑。2006年，德國BC/P公司采用具有軟質隔離裝置的雙脈沖發動機設計了另一型號導彈MSA，發動機Ⅱ脈沖藥柱由椎管形和后端環形端面裝藥組成，Ⅱ脈沖藥柱初始燃面完全覆蓋，并與軟質脈沖隔離裝置緊密粘接。
3）意大利Idra導彈
意大利Idra導彈是由歐洲導彈集團（MBDA）研制的主動雷達制導導彈，采用了雙脈沖固體火箭發動機。當導彈進行超視距攻擊時，第1個脈沖點火使發動機先工作3 s，然后導彈進入慣性段制導飛行，在導彈和目標遭遇前1.5 s再由彈載計算機控制點燃第2個脈沖；在近距離作戰時2個脈沖連續工作，直接將導彈加速到900 m/s的速度。
二、固體火箭沖壓發動機技術發展及應用
固體火箭沖壓發動機的特點是，自身只攜帶燃料，氧化劑則需要借助空氣中的氧氣。因此，這類發動機與外界大氣條件有著密切的關系。
2.1 固體亞燃沖壓發動機
固體燃料沖壓發動機（Solid Fuel Ramjet, SFRJ）主要由進氣道、燃燒室、補燃室和噴管組成。其工作原理為：當增程炮彈或者導彈高速飛行時，高速氣流經過進氣道減速升壓升溫，減弱為亞音速氣流，壓縮空氣與固體燃料在燃燒室內發生擴散燃燒，釋放能量，然后高溫高壓燃氣經過拉瓦爾噴管膨脹加速，產生推力。圖9所示為整體式固體火箭沖壓發動機工程流程示意圖。由于氧化劑取自空氣中的氧，因此固體燃料沖壓發動機可攜帶貧氧或無氧推進劑，其比沖為8500~11000 N·s/kg，是火箭發動機的4~6倍。此外，由于固體燃料沖壓發動機具有結構簡單、可靠性及經濟性好等特點，有利于提高彈藥的機動性、突防能力和生存能力，已成為陸軍彈藥增程領域的研究熱點。
圖9整體式固體火箭沖壓發動機工程流程示意圖
需要解決的關鍵技術包括整體式固體火箭沖壓發動機總體技術、無噴管助推器技術、高能含硼推進劑、高效燃燒組織技術、燃氣流量調節、進氣道流量調節等關鍵技術。
2.2 固體貧氧推進劑的種類及特性
固體貧氧推進劑是用于固體火箭沖壓發動機燃氣發生器的特種推進劑。由于其只攜帶部分氧化劑，氧化劑含量僅為一般復合固體推進劑中氧化劑的55%左右，不足部分靠空氣來補充，固此有比固體火箭推進劑高得多的能量水平。按能量水平可分為熱值為18~23 MJ/kg的中能貧氧推進劑和熱值大于25 MJ/kg的高能貧氧推進劑。
貧氧推進劑通常有3類主要組分：氧化劑、金屬燃料和燃料黏合劑。主要的貧氧推進劑類別有：①含鎂推進劑（鎂含量為60%~70%）；②含鋁推進劑（鋁含量為70%）；③碳氫推進劑（碳氫燃料含量為60%）；④碳硼推進劑（碳硼化臺物含量為60%）；⑤含硼推進劑（游離硼含量為30%~55%）。目前，國內外研究得多的是鋁鎂推進劑和含硼貧氧推進劑。
貧氧推進劑能量性能直接決定發動機理論性能，其點火燃燒特性影響發動機實際工作性能。20世紀60年代以來，各軍事強國一直致力于含硼推進劑研究，連續實施了有關研究發展計劃。國內學者先后對國內外含硼推進劑技術進展進行了綜述，包括硼顆粒點火燃燒特性、推進劑燃燒特性提高途徑、推進劑配方優化及推進劑測試表征技術?？偨Y發現，推進劑燃燒特性提升途徑主要包括采用更易燃燒的無定型硼、加入易燃或低熔點金屬、硼顆粒表面包覆、硼粉團聚處理、使用含能黏合劑取代惰性黏合劑等方式。改善硼粉、推進劑點火和燃燒的技術途徑各有利弊，在進行推進劑配方設計和性能調節時，應綜合考慮利用。
結合公開資料分析，可以發現德國突破了含硼推進劑配方技術，其“流星”導彈用的含硼推進劑代表了國外高水平，推進劑熱值可達50 MJ/L，燃燒速度為12~14 mm/s，燃氣壓強指數為0.4~0.5。法國和美國等暫未突破含硼推進劑燃燒性能關鍵技術，“山狗”靶彈采用了能量水平略低的碳氫貧氧推進劑。目前，國內也已突破了含硼推進劑技術，湖北航天化學技術研究所、西安近代化學研究所和內蒙古合成化工研究所已可進行批量裝藥。
2.3 固體亞燃沖壓發動機的應用
美國先后開展了3項以燃氣流量可調固體沖壓發動機為動力的導彈項目，包括超聲速掠海靶彈“Coyote”（“山狗”，代號GQM-163A，圖10）、高速反輻射導彈和三目標終結者導彈（T3），其中“山狗”靶彈已小批量裝備軍隊。
圖10“山狗”靶彈
歐洲“流星”空空導彈（圖11）于2002年開始研制，2006年進入飛行試驗階段，先后完成了研制飛行試驗、制導飛行試驗和綜合集成飛行試驗。日本2009年開展了兩發可變流量固體沖壓發動機的演示飛行試驗。2010年啟動XASM-3反艦導彈項目，采用燃氣流量可調式固體沖壓發動機，于2017年8月次公布XASM-3導彈實彈測試成功，計劃裝備日本航空自衛隊。
圖11“流星”空空導彈
20世紀80年代后期，瑞典國防研究機構將固體沖壓技術應用于自旋穩定的40 mm沖壓增程防空炮彈，如圖12所示。該彈飛行馬赫數Ma=4.3，彈徑為40 mm，彈長為200 mm，燃燒時間為2~3 s。隨后在20世紀90年代中期，瑞典國防研究機構又與荷蘭合作研究了155 mm固體沖壓增程榴彈，如圖13所示，在2001年初成功進行了飛行實驗，突破了很多關鍵技術，但在實驗時出現了比較嚴重的點火問題。
圖12瑞典40 mm固體沖壓增程防空炮彈
圖13瑞典-荷蘭155 mm固體沖壓增程榴彈
三、在彈箭中應用的其他噴氣推進發動機
3.1 膏體推進劑火箭發動機
膏體火箭發動機的研究起源于20世紀60年代末、70年代初。第二次大戰后，火箭發動機技術迅猛發展，在發展液體火箭發動機的過程中，遇到了不易儲存、劇毒、強腐蝕、易燃易爆、環境污染等方面的困難，雖然由于固體火箭發動機克服了以上缺點而取得較大發展，但難以實現液體發動機比沖較高，推力可調節，能重復點火等方面的優點，因此一種兼顧二者優點的新型膏體火箭發動機得到了廣泛關注。
膏體推進劑一般分為凝膠狀雙組元推進劑（Gel Propellant, GP）和膏體狀單組元推進劑（Pasty Propellant, PP）兩大類。
（1）GP。該類推進劑是由液體推進劑演化而來的凝膠推進劑。美國在該領域處于地位，已成功進行了“靈巧戰術導彈”的飛行試驗，該導彈采用了凝膠推進劑火箭發動機作為動力裝置。1996年美國TRW公司成功進行了凝膠推進劑的次飛行試驗，2000年成功發射了帶尋的導引頭的凝膠推進劑導彈，其發動機在45 s內實現6次脈沖點火，低溫環境（-40 ℃）下推力達到環境溫度推力水平的96%以上。
（2）PP。該類推進劑是由固體推進劑演變而來的漿狀推進劑。俄羅斯和烏克蘭在該領域處于地位，相關技術已達到實用化水平。1996年俄羅斯科學中心應用化學研究所宣布研制出黏性很強的半固體膠凝態推進劑，波羅的海技術大學也相繼研制出相應配套使用的長航時發動機。
美國洛克希德·馬丁公司2003年研制的第四代聯合通用導彈（JCM空地反坦克導彈），采用單級凝膠火箭發動機，助航續推調節比為20∶1，是傳統發動機的3倍以上，同時適用于4種發射平臺，如圖14和圖15所示。
圖14JCM空地反坦克導彈
圖15F/A-18E/F戰機掛載JCM
南京理工大學成立了膏體推進劑火箭發動機實驗室，經過多年研究，突破了膏體推進劑的配方、工藝技術，以及發動機的多次啟動和防回火等關鍵技術，并成功進行了多次地面試車試驗，膏體推進劑擠出過程和熱試車試驗如圖16所示。
圖16南京理工大學膏體推進劑火箭發動機地面試車試驗
3.2 旋轉爆震發動機
自然界中存在兩種燃燒波：一種是緩燃波，另一種是爆震波。緩燃波通常以相對低的速度向未燃混合物傳播，受層流或湍流的質量擴散與熱擴散的控制，近似為等壓燃燒過程。而爆震波是一道跨過反應面后熱力學狀態急劇增加的超聲速燃燒波，它以幾千米每秒的速度向未燃混合物傳播，并產生極高的燃氣壓力及溫度。若將爆震波看作一道帶有化學反應的強激波，則其反應接近等容燃燒過程，比等壓燃燒具有更高的熱效率。因此，爆震波熱循環效率高的潛在優點驅動人們發展以爆震為基礎的動力裝置。
目前采用爆震燃燒方式的發機動通常分為3類：脈沖爆震發動機（Pulse Detonation Engine, PDE）、斜爆震發動機（Oblique Detonation Engine, ODE）和旋轉爆震發動機（Rotating Detonation Engine, RDE）。PDE是通過在燃燒室形成高頻（頻率為1000 Hz甚至更高）脈沖爆震波，產生相對穩定的推力，但是要求發動機的來流速度高于燃燒的爆震速度。RDE多采用環形燃燒室，推進劑從燃燒室的封閉端噴入，燃燒產物從另一端排出，存在一個或多個爆震波在燃燒室頭部沿周向旋轉傳播，進而產生推力的發動機。這種發動機同PDE一樣，具有較高的熱循環效率和較低的單位燃油消耗率，此外爆震燃燒快、效率高，所以產物在高溫區停留時間短，因而污染物特別是氮氧化物少，污染低。除了具有PDE的優點，RDE還克服了PDE工作頻率低（單管頻率一般不超過100 Hz）、對點火系統要求高（每個循環都需點火）等缺點；其具有比PDE更緊湊的結構，工作頻率可高達數千甚至上萬赫茲；在工作過程中只需要一次點火就可以實現爆震波的連續傳播，對點火系統依賴度不高。所以，以熱力循環率高、燃燒速度快等優點著稱的RDE在爆震推進領域備受關注。
南京理工大學針對馬赫數Ma=4、高度H=25 km工況條件，開展了基于液態燃料的旋轉爆震沖壓發動機數值仿真研究，分析了旋轉爆震沖壓發動機燃燒室穩定工作的內部流場結構，如圖17所示。同時，開展了旋轉爆震渦輪發動機的實驗研究，初步實現了旋轉爆震燃燒室與壓氣機和渦輪的匹配工作，如圖18所示。
圖17旋轉爆震沖壓發動機
圖18旋轉爆震渦輪發動機
四、固體火箭發動機發展趨勢
在現代兵器火箭動力技術方面已取得了豐富的成果，但仍有很多關鍵技術需要深入開展研究，以期為現代兵器提供更強大、更靈活的動力來源。未來固體火箭發動機發展趨勢具體體現在以下6個方面。
（1）突破固體推進劑綠色、安全、低易損等關鍵技術，提高固體火箭發動機的安全可靠性及可回收性。從當今固體推進劑的應用狀況來看，未來固體推進劑的發展趨勢是在高能量的基礎上進一步降低成本，減少對環境的污染，研制低特征信號、鈍感的固體推進劑。
（2）整體式發動機裝藥取代分段式發動機，提高發動機裝藥質量比。受裝藥長徑比與裝藥能力的限制，陸軍火箭武器中常采用分段式發動機形式。分段式固體火箭發動機通過中間段增加可實現大長徑比裝藥，但整體式固體火箭發動機無須解決分段對接、絕熱對接等技術難題，在可靠性、質量比、制造成本等方面優勢明顯。
（3）復合材料結構件在固體火箭發動機中的應用日益增多。隨著高性能復合材料的發展，將具有高比強度、比模量的復合材料應用于固體火箭發動機殼體或噴管，可顯著提升發動機的性能和質量比。美國航空航天局的試驗發動機研究表明，與傳統噴管相比較，全復合材料噴管具有噴管質量小、零部件數量少、研制周期短等特點。一旦應用，將會顯著提升固體火箭發動機的輕質化水平。
（4）突破長時間可調流量噴管技術，提高發動機燃燒效率。噴管是火箭發動機能量轉換的重要部件，在工作中要承受復雜高溫、高壓、高速燃氣流的作用，噴管的結構密切關系到整個發動機的性能發揮，其設計和制造都是一個特別突出的難題。隨著戰術固體火箭發動機工作時間的逐漸增長，且為滿足單室雙推以及多脈沖固體火箭發動機的工作需要，解決噴管的長時間工作、喉道調節問題已成必然。
（5）進一步開展多脈沖固體火箭發動機關鍵技術研究，提高彈箭武器的射程、機動性和突防能力。國內對多脈沖發動機的研究已取得了一定的進展，但與國外先進相比還存在一定的差距。著眼于未來導彈高性能需求，在今后的幾年里，國內應該圍繞以下幾個方向進行研究：多脈沖能量優化分配技術、輕質隔離裝置設計及成型技術、長脈沖間隔熱防護技術、小型化多次快響應點火技術、變喉道高效調節技術等。
（6）動力裝置的多元化發展，充分發揮各種推進技術的優勢。進一步開展亞燃固體沖壓發動機、超燃固體沖壓發動機、固體姿態軌道控制發動機、固液混合發動機等推進技術的研究，探索多種推進裝置的組合發動機技術，在彈箭增程、機動飛行、精度控制等方面發揮各推進技術的特點和優勢。
五、結束語
固體火箭發動機技術及固體火箭武器性能已經取得了長足的進步，甚至在部分領域達到了國際先進水平，但不可否認的是，在推進劑、絕熱層、高強度合金鋼、碳纖維復合材料等材料領域，應用分析軟件及平臺建設方面，固體火箭發動機性能先進測試技術方面，以及先進推力矢量控制技術方面，與美國、歐盟和日本等（地區）相比還有一定差距。當今以“五眼聯盟”為的西方對實行了嚴苛的科技封鎖，動輒將的相關高校和企業列為“黑名單”，在此情況下，科研人員需要沉下心來，聚焦固體火箭發動機的材料基礎、設計理論和分析方法開展瓶頸技術自主攻關，面向實戰化場景，重點解決新型高能推進劑、高效熱防護材料、高比強度殼體、推力矢量控制、能量可調可控及新型組合動力等關鍵技術，推動現代兵器火箭動力技術的創新發展和自主可控。
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