模块化思想在发动机领域的应用与展望
本文作者：范馨平
前言
当严谨精密的兵器工程同孩童的“积木游戏”发生碰撞时，军备制造领域中奇妙的化学反应便发生了。固体火箭发动机种类繁多，发射平台相对较少的情况下，推行“三化”政策（通用化、系列化、标准化），是固体火箭发动机技术重组、创新和节约成本的重要技术途径。作为“三化”的最高实现形式，发动机的模块化能够有效降低研制风险、节约研制经费、缩短研制周期，对发动机的研制、生产、使用与维修均有重要意义。本文简述了近年来发动机模块化概念在理论与应用等方面的研究，以供参考。
1.发动机模块化核心思想及优缺点
模块化的核心思想是以少变的系统构思应对多变的产品需求，以模块的标准化应对外部环境的个性化与多样化，通过对武器产品进行功能分析与分解，划分并设计，将所需的零部件研制并生产成一系列标准模块，而后选择、组合模块，并补充专用模块和零部件，构成所需型式的过程。
而发动机如果能够实现模块化，好处不言而喻。其具有以下优点：
- 数线并产。各模块在其专属的生产线产出，最终同其他模块集结拼装组合，工作效率以数量级方式提升。
- 个性选装。发动机的模块化使得，对于武器产品整体而言，发动机不再不可分割，而是作为选装件的一种，根据需求的不同，选择不同的动力核心，同其他模块自由组合与搭配，即能够满足军工制造单位在短时间内提供不同动力、可靠性高的武器型式的要求，减少重复研制，缩短研发周期。
- 设计自由。在发动机的研制过程中，发动机与武器外形的匹配是关键一环。发动机的结构大小、放置方式、定位点，都会影响到武器整体的功能与可靠性。因此，发动机模块化的实现，不仅降低了武器外形设计的难度，也大大增加整体设计的空间裕度，
- 维修方便。发动机模块具有独立功能结构，它更像是武器产品的一个配件，如若发生故障，只需将其拆卸下维修或更换，便于检测维修与故障定位。
同时发动机模块化也有其缺点：
- 产品趋同化。为保障模块的可靠性，在型号设计中，尽可能采用成熟技术和现有技术，减少产品专用模块组件，势必造成对于单个发动机型号的重视程度减弱，使得模块成本用料趋同化。
- 前期投入高。一旦该发动机模块产生设计缺陷，影响面就可能波及到这个模块涵盖的所有型制。因而实现进行发动机的模块化必须研制组装发动机的系列型谱,并对其进行大量的验证试验，前期投入高。
2. 近期国外发动机模块化的工程应用情况
2.1用乐高玩具的思想制造导弹武器
在战略思想牵引、科技创新驱动、一系列国际安全热点问题的催生下，导弹武器新旧交替，形成代际发展。2010年前后，第五代导弹崭露头角，”基本型,系列化”的导弹开发思路逐渐被“模块化”所取代，发动机模块化的思想应运而生。模块化导弹弹体一般采用分舱段模块化结构安装方式，发动机作为导弹的子系统之一，采用可整体互换的形式进行开发。
2.1.1欧洲FlexiS模块化多任务导弹
2015年欧洲MBDA导弹系统公司在巴黎国际航空航天展览会上推出“CVW102Flexis”完全模块化空射导弹的概念设想。
FlexiS概念设想，一个拥有相同中央弹体的导弹族，所采用的模块化结构可以替代战场上不同的子系统，对导弹进行裁剪以满足特定的任务要求。
Flexis概念假定，随着信息化和集成化的推进，通用底盘和模块的开发得到发展。每个模块可根据任务要求自动从弹药库中选择单元，并将其配送到武器装配区。武器装配区设立生产和交付自动武器装配系统。系统将自动组装导弹，检查导弹结构与功能的完整性、可靠性。
FlexiS概念规划，该弹族具有三种弹径，每个弹径涵盖不同的能力集：180毫米弹径包括1.8米和3米两种弹长；350毫米弹径对应3.5米弹长；以及450毫米弹径对应5.5米弹长。其中，180毫米弹径导弹最先得到开发。
FlexiS概念由设计了AASM火箭发动机的Roxel公司支持并进一步提出假设：不同弹径的导弹可以采用同一种火箭发动机，其对动力的不同需求可以依靠增加火箭发动机模块的数量来实现。如350mm弹径的导弹可以通过在280mm弹径导弹的弹后部增加两节火箭发动机模块和更换导引头组装得到，即，通过动力模块的增加或删减，可以实现极短距空空导弹与近距空空导弹的快速转换。
FlexiS概念实体化仍然在研，据悉，预计在2035年后正式投入使用。
2.1.2 “模块化导弹技术”(MMT)
2017年10月27日，在“航空与导弹技术其它交易协议”（OTA）工业日上，美国陆军航空与导弹研发工程中心（AMRDEC）推出了面向未来30年的导弹科技战略规划纲要。
纲要指出，支持导弹架构的系统快速演化、降低导弹寿命周期成本是驱动机载导弹科技投资的重点，多平台开放式架构的导弹解决方案是未来导弹事业发展的大势所趋。对此，AMRDEC提出将在2019-2023财年发展模块化导弹技术（MMT）开放架构部件，并完成MMT多用途导弹的演示验证。
由70毫米(2.75英寸)“九头蛇”火箭弹演化而来的“模块化导弹技术“(MMT)可分为六大组件，包括：导引头、载荷子系统、制导电子单元、控制执行子系统和固体火箭助推器，以及可用于增加导弹无动力飞行射程的滑行套件。
AMRDEC透露MMT的最终目标是发展具备开放式体系结构的模块化导弹技术。旨在通过导弹子系统的相互独立，实现各部件的独立采购，降低采购成本。MMT设想，通过完全的模块化，导弹弹药直径按需可调；导弹推进装置在多级推进系统、电动螺旋桨和涡轮风扇动力之间可自由转换；导弹发射装置实现在地面、空中的火箭发射巢/垂直发射装置中的灵活切换；”超小型半主动激光导引头“(USALS)作为初期版本导引头模块，最终将被毫米波或多模导引头所取代。
AMRDEC坦言控制系统算法将成为MMT的重点攻坚对象，以应对不同模块和打击模式的选择引起的导弹质量特性或空气动力学的变化，
2.1.3法国空地模块化武器AASM
2020年12月由萨弗朗集团的Sagem国防安全公司为法国武器装备总局（DGA）设计研发的1000千克“高灵敏模块化增程弹药”AASM于法国武器装备总署卡佐飞行测试中心成功完成从“阵风”战斗机上的惰性分离测试。机翼挂载点和武器的所有组件的正确排序，以及射程扩展组件上的机翼展开机制得到了检查与校核。两次飞行测试中的分离动力学与仿真结果一致。
AASM与美国的联合直接攻击弹药（JDAM）有相同的模块化特征，采用综合推进系统，有较大的防区外射程，其总体上由三个模块化子系统段组成:1)制导段;2)战斗部与引信段;3)尾部组件段。
制导段配备惯性制导(INS)或全球定位系统(GPS)两种制导装置，并设计了激光、红外等多种导引头，为提供精确制导做准备。
中段则具备125kg，250kg，500kg和1000kg等多种普通航弹改装的战斗部型号。其中，1000kg级战斗部型号用于摧毁加固目标，需增加专用增程部件。
尾部段装有四个可展开弹翼和一个固体火箭发动机。该发动机用于导弹的增程，由MBDA动力系统子公司Roxel公司负责研制。AASM低空发射时可飞行15km，并能够在高空发射时达到60km的最大射程，用以实现安全的防区外距离发射。
在这三个子系统中，模块间可进行自由拆卸与更换，使得AASM具有不同的威能和导向。
AASM的资格认证计划在2022年进行，届时将按照新“阵风F4”标准服役。
2.2用乐高玩具的思想制造发动机
前面所述的发动机模块化，与其说是发动机的模块化，不如说是导弹子系统的模块化，其仅作为导弹模块化体系的一部分在工程中进行应用。随着模块化在军械装备整体构造上展露头角，各国的目光逐渐投向了发动机内部，发动机模块化的内涵得到进一步挖掘。
2.2.1俄罗斯PD-14系列发动机
被视为“明日之星”的PD-14项目由联合发动机制造集团（UEC）承担主要执行工作，隶属于UEC的航空发动机设计局负责其设计与研发，主要制造商是在经验老道的彼尔姆发动机公司。
彼尔姆发动机公司具有多年D-30、PS-90A发动机批生产和改进的经验。关于售后服务在发动机设计之初就要考虑，模块化的发动机设计有助于在最短时间和最低劳动支出情况下完成修理更换。对于“彼尔姆发动机”公司来说则需要拥有适当的装备和设备，不用将发动机从机翼上卸下，即可实现模块或其他部件修理，包括智能传感器，能够在飞行时采集信息并加工实时传回地面，最大限度缩短检验时间；另外需要建立代表网络、备件仓库，形成出色的售后服务系统。
PD－14发动机涵道比为8.5：1，是俄罗斯迄今研制的涵道比最高的涡扇发动机。ＰＤ－１４结构上较为传统，具有紧密的双转子结构，由８级高压压气机、三级低压压气机、两级高压涡轮、六级低压涡轮、燃烧室、风扇等构成。
PD－14发动机将模块化结构与数字化控制系统、内埋式诊断系统和售后服务系统相结合，为发动机的稳定运营提供了良好的技术保证，以增加其可靠性和减少使用成本。
据悉，配装MS-21的PD－14发动机今年即完成交付工作。
2.2.2模块化运载火箭发动机（MAREVL）
bluShift航空航天公司称其已经开发出了用于运载火箭发射的完全模块化混合动力火箭发动机，简称MAREVL。一个完备的模块化混合动力火箭开发系统将为bluShift以及其他机构为微型卫星CubeSat发射舰队快速开发各种运载火箭提供便利。
支撑MAREVL的两个基本创新理念是模块化和混合火箭发动机技术。bluShif为系列火箭集中设计了一种较为简单的模块化发动机，通过对其不断完善与使用，以更低的研发成本、制造成本，与更高的适应性，加快了火箭型号的发行节奏。
bluShift航空航天公司将其业务定位为美国宇航局发射服务计划的潜在发射服务提供商。它将能够提供比目前要价更低、发射频率更高的项目发射服务。MAREVL既可以为美国宇航局提供低成本、高效益的推进系统选择，也支持以低于2.5万美元/公斤的成本发射商业微型卫星。
2021年1月31日，bluShift航空航天公司，在美国宇航局和缅因州技术研究所的资助下，经过200多次发动机试验以及新型模块化混合火箭发动机的研制，在阿鲁斯图克县发射世界上第一发生物燃料驱动的商业火箭。
3. 发动机模块化的理论研究
工程上，发动机的研发往往不是由某个研发团队全权负责，而是细分成若干个模块，分配给不同的研发团队进行并行化研发。发动机的模块化根据开发阶段的不同可分为：面向设计与制造的模块化与面向使用功能和维修的模块化。前者侧重于对武器平台的模块分解与接口设计，从而使得分组进行各个模块的单独设计成为可能, 显著地提高了装备设计和制造的效率；后者有赖于前者，指的是通过更换模块化的功能组件来实现发动机的性能变化，从而满足发动机的不同用途与战术性能要求。
3.1模块划分方法的研究
发动机模块化的先行步骤是对模块进行合理划分。发动机模块化分解结果不合理，不仅会导致不同研究团队信息交互复杂、研发迭代次数增加，也可能导致产品研发失败、研制战线拉长等一系列问题。因此，寻找科学合理的发动机模块化方法，对发动机的研制至关重要。
发动机模块化，一般要达到以下要求：
- 模块内部的联系耦合最为紧密
- 模块间应尽可能地功能独立。
- 模块之间的接口应标准化定义。
模块划分通常使用聚类或者分组的方法，将子功能分配到模块中，但是这些方法存在很大缺陷：
- 对产品功能结构依赖性大
- 无法有效解决已成型的产品的模块化问题
- 智能算法难以应用
- 跨学科、跨领域交互困难
- 模块化聚类与模块化划分难于操作。
针对零件多、结构复杂的发动机，传统方法显然捉襟见肘。
国内对模块化的研究起步较晚，从趋势走向来看，当前的发动机模块划分方法的研究或多或少地与智能优化算法相结合，从手动向自动化过程转变，力求从产品的功能属性设计过程走向产品的生命周期全过程中去。
贺璐等人从模块化设计的角度，探讨了飞机结构的划分和单元的组织方式[1]；
张成武等人阐述了基于模块可选配的工程数据管理方法[2]，为解决行业内长期存在的工程数据标识不清、更改难以封闭的问题提供了思路；
罗海东等人提出了基于Teamcenter的航空发动机单台份配置管理研究方案[3]，进一步提高了构型定义的清晰度和工程更改的有效管控。
Tseng HE提出了通过计算零部件之间的连接参数对零部件进行聚类分析的方法[4]。
钟诗胜等提出了基于质量功能配置（Quality Function Deployment，QFD）和公理化设计（Axiomatic Design，AD）的模块划分方法[5]，进一步考虑了功能的独立性。
王日君等提出了公理设计和模糊树图相结合的集成式模块划分方法[6]；
刘涛等针对面向主动再制造的产品模块化问题，从产品生命周期各阶段特性和再制造难度、环境等角度出发，提出了产品主动再制造模块划分准则[7]。
胡东方等提出了基于质量功能配置的最大离差语言多属性群决策模型和基于人工免疫系统的复杂产品定制设计模型[8]，为实现复杂产品定制设计的柔性化和智能化提供了快捷有效的方法。
苏敏月等提出了考虑客户需求和产品成本的面向再制造的产品模块化设计方法[9]。
康博凯等进一步提出了基于设计结构矩阵的产品绿色模块划分方法[10]，针对产品过时或淘汰造成的资源无法有效回收利用问题,对机械产品再制造升级的性能需求进行了研究。
3.2固体火箭发动机模块化CAD技术的研究
发动机模块化思想在火箭发动机的计算机辅助设计领域中大有建树。
过去，发动机的计算机辅助设计技术的研究往往只针对单一型号、单一系统进行建模、编程、计算、求解，因而，当局部方案发生变动时，前期工作经常需要大幅度调整，这不仅造成了人力、物力资源的浪费，也拖慢了研究的进程。而实际上，推进系统的各个部件在结构上具有一定的相似性，与之对应的是各部件在数学模型上的互通性。如果能像计算机语言中的函数库那样，建立各个部件模块，并将这些模块封装到一个统一的模块库中，按需取用模块库中的模块拼装发动机或推进系统，那么发动机的研发任务量将会大大减少，程序员修改的难度也将随之减轻。因而，模块化为固体火箭发动机计算机技术的发展提供了方向，固体火箭发动机计算机辅助设计技术的发展史也是一个模块化在CAD技术领域的应用史。
固体火箭发动机CAD系统的建立并不是一蹴而就的，事实上，其前期研究较为分散，往往只着眼于单项工作过程或部级软件开发。
印度空间研究组织ISRO开发了适用于固体火箭发动机装药设计与性能分析的模块化软件[25]，通过输入端口几何形状、推进剂特性等变量，可以获得推进预计算数据，能够评估药柱变形对内弹道的影响以及推进剂药柱中的部分抑制效应。
美国橡树岭国家实验室（Oak Ridge National Laboratory）针对模块化火炮弹药发射系统的自主对接过程，对机器人制导和机器视觉技术进行了可行性研究[26]。
半导体国际杂志(Semiconductor International)收录了模块化气体标准发生系统FlexStream[27]。FlexStream具有多达六个独立控制的管道，管道可以是渗透单元，也可以是渗透单元与二次稀释的组合，以扩大浓度范围，最多能够生成多达48种成分的精确气体混合物。
Jelic Z等人提出了模块化火炮增程方案M-REP[28]，在内弹道性能保持不变的情况下，将发动机划分为推进、减阻和有效载荷等模块，通过模块间的不同组合能达到不同的致命效果和应对不同的作战目标，而不降低终端效应。M-REP的多种配置都进行了理论计算与数值模拟，但是并未建立完整的仿真软件体系。
Hernandez, R. N等人探索了一种将特征组合成单个复杂零件而不是零件组合成部件的设计模块化方法[29]，论证了模块化三维打印固体火箭发动机机身的可行性。
单项模块化技术的深入研究为模块化整合过程创造了良好的技术条件，一些有较大影响力的集成式计算机辅助优化设计软件系统也随之涌现。
G.P. Roys[30]开发出了固体火箭发动机计算机辅助优化设计软件系统SPOC。SPOC包括固体火箭发动机热力计算、燃烧稳定性分析、内弹道计算、比冲效率计算、燃烧室和喷管结构设计、参数优化设计等模块，能够根据任务书要求以及给定的推进剂配方和燃速，对推进剂药柱、喷管和燃烧室的几何尺寸进行调整，并根据用户需求完成参数的设计优化，实现对复杂种类的固体火箭发动机的总体方案设计。
Jacques和J. Roux[31]研发了发动机概念设计计算机辅助设计软件系统PAPAO。相较于SPOC，PAPAO不仅包含常用发动机设计计算和参数优化模块，同时还建立了推进剂、发动机结构、材料等数据库，可以满足同一数据的多个用户需要。该软件通过Atiane5 固体助推发动机设计完成型号验证 [32]。
L. Gerhardt[33]开发出了具有交互式用户接口的固体发动机计算机辅助设计软件系统。其增设的二维CAD模块能够满足用户对于发动机平面设计图的需求，极大地促进了发动机计算机辅助设计软件的研究。
James Brill Clegren[34][35]研究开发了计算机辅助固体火箭发动机概念设计与优化软件（SRM-CDOS），将专家系统和人工智能应用于SRM的设计优化过程，能够帮助用户快速获得满足SRM性能任务的火箭发动机设计，有利促进了发动机设计向自动化和集成化发展。
随着模块集成化程度的加深，火箭发动机虚拟样机技术[36]也就应运而生。虚拟样机实际上就是“数字化固体火箭发动机”，通过在CAD模型的基础上进行三维可视化处理，精准反映实际产品的几何、空间关系以及运动学和动力学的特性，把数字化技术与仿真方法相结合，在设计阶段就能完全预测评价产品的各项性能。
美国Illinois大学先进火箭仿真中心（Center for Simulation of Advanced Rocket, CSAR）[37-41]研发了三维多物理场耦合的固体火箭发动机虚拟样机技术Rocstar，可在集群平台上进行固体火箭发动机一体化、全系统耦合的大规模仿真计算。
90年代起，国内迎来了固体火箭发动机CAD技术发展的黄金时期，国内各大精干力量率先推出集成软件方案。
鲍福廷等人[42-45]研发了固体火箭发动机CAD软件系统，在此基础上，开发出了固体火箭冲压发动机一体化CAD系统，并基于ACIS几何造型平台升级换代，进一步研发出了固体火箭冲压发动机的三维CAD软件。交互式设计和ACIS几何造型平台的应用使得设计结果实时、直观，便于用户参照结果对设计数据修改，支持SAT格式输出图形增强了软件的跨平台性。
梁国柱等人[46-49]研发出了固体火箭发动机辅助设计集成系统CADPISSRM，而后改造形成了Windows风格的固体火箭发动机计算机辅助设计系统SRMCAD，并进而在后续的研究中补充建立了基于AICS的可重用、可扩展的算法组件库和算法组件动态组合机制。该系统以发动机性能方案设计为主，兼顾初步的结构方案设计等功能，能够利用已有算法组件进行动态组合，减轻了设计人员的编程负担。
张为华、解红雨等人[50-53]建立了固体火箭发动机分布式集成设计平台 SRMIDE，并采用J2EE技术对基于WEB的发动机虚拟样机支撑平台的构建进行了探索。SRMIDE 实现了发动机设计过程中模型、数据、工具、组织、资源和过程的集成，可极大提高发动机设计效率，缩短设计周期。而发动机虚拟样机支撑平台则具有可继承性、专业门槛低等显著优势。
随后，国内其他组织力量也根据自己的研究，研发出对应的CAD软件系统。
王善骏等人[54]研发了固体火箭助推器 CAD 系统软件，包括系统集成助推器结构设计、参数化绘图、数据库管理 三个模块。该软件将推进剂模块与装药设计模块进行关联，用户可通过输入较少的参数快速构造助推器。
航天科工四院九部[55]建设了固体火箭发动机协同设计平台，包含项目管理模块(P2M)、专业设计模块(IDE)和数据库模块(MDM)，通过模块间的协同作用，提高了设计效率。
综上所述，从火箭发动机CAD技术发展的过程来看，其发展趋势如下:
- 库的不断扩充。从CAD软件的通用性上来看，火箭发动机结构复杂，组件繁多，各个组件型式不一，模型库、数据库的不断完善是大势所趋; 从CAD软件的适应性上来看，推进剂、工质的物理化学性质等基础数据也将得到进一步补充；
- 与仿真相结合。发动机设计过程存在着多学科信息间的交叉，将运动学、动力学多方面知识，利用多学科联合仿真技术实现三维 “数字热试车”，虚拟固体火箭发动机将在发动机模块化设计中占据着越来越重要的地位。
- 协同设计。发动机的设计过程存在多阶段设计任务的交互，过协同设计建立统一的设计标准，在此基础上，建立统一的发动机设计平台，从而能够使发动机各阶段设计任务交互过程简洁、正确，进而增加设计效率，减轻设计人员负担。
- 并行设计。在发动机的设计过程中各设计任务交叉进行，及时规避各任务间的相互冲突，以达到缩短研发周期、提高设计质量、降低研发成本的目的。
3.3 固体火箭发动机模块化设计方案的研究
模块化设计在固体火箭发动机研制过程中的应用，有效提高了其通用化和系列化程度，实现了发动机研制过程最大化的设计重用，能够利用最少的模块和零部件，迅速满足最广泛的使用用途和战术性能要求，对降低研制风险、缩短研制周期有重要意义。随着模块化设计理念的深入人心，一些具有高应用价值的固体火箭发动机模块化设计思路逐渐得到开拓、丰富和发展，本文在此摘引两例。
Stephen G.Abel等人研发了多脉冲分段式气体发生器。相较于传统气体发生器，其推进剂药柱采用分段式结构、对称排列式布局，沿中心通道纵向延伸；支持多种点火方案，点火装置可选择安装在所有药柱的同一端面或两端，以及药柱内部；利用同时成对点燃对称药柱，有效解决了装置重心变化的问题；可以通过改变药柱点火点的数量，调节压力随时间变化的对应关系。
多脉冲分段式气体发生器具有推力阀的壳体一端
Anthony J.Cesaroni等人研发了一种模块化火箭发动机。发动机壳体呈圆柱形，一端边缘向内弯曲，另一端则具有内螺纹；耐热塑料衬套通过滑动进入壳体内部，螺纹喷嘴盖与圆柱壳体端部的内螺纹相配合；舱壁罩盖与衬套相适应，二者之间通过O型圈来实现密封，并依靠壳体内弯曲边缘实现轴向定位；可装填多个推进剂药柱，其数量将由壳体和药柱的长度共同决定；燃速较低的装药则被安置在舱壁罩盖的内腔中。除了常规设计以外，Anthony J.Cesaroni团队还富有新意地对喷嘴盖和衬套进行了配套设计，不同颜色的喷嘴盖适用于火箭发动机不同的性能类型，而不同的性能表现则取决于衬套中推进剂药柱的数量。
2．壳体 3.衬套 4.喷嘴盖 5.螺纹 6.弧形凸缘 7.舱壁罩盖 8.O形密封圈 9.喷管 10.普通装药 11.低燃速装药12.舱壁槽道13.燃烧室 14中心孔洞
模块发动机草图
对于超大型固体发动机，由于发动机工作过程内压作用会导致装药及壳体较大的变形，装药必须做成模块化结构，它是由周向和轴向分块组成，分别浇注，然后经过组合而成。
对于导弹发射用燃气发生器，为了提供低压室平稳的压强，往往需要较大的燃气发生器质量流率增量。依据现在的装药设计技术，燃气发生器装药燃面增面比不可能设计得很大，因此采用几个模块化燃气发生器，按照一定时间序列点火。一方面可以达到需要的增面比，另一方面，可以根据发射深度的变化，通过调节点火时间，实现内弹道调节。
按时间序列点火的质量流率
图中的红线是合成后的质量流率曲线
对于姿轨控固体燃气发生器，一般是燃气发生器点火后，保持继续燃烧。不需要侧向力和滚转力时，保持各个喷管对中状态，控制力互相抵消。当需要力时，再摆动喷管，或控制各个喷管喉部面积的大小。为了保持燃气发生器相对平衡的压力，可以使各个喷管喉部面积之和保持不变。如果飞行时间较长，大部分不需要控制力，燃气发生器就要浪费更多的推进剂。模块化燃气发生器，则较好解决这一问题。仅在需要时才点燃一个。KKV就是利用模块化发动机，组合成环形阵列发动机，根据控制的需要，点燃选择的一个或多个发动机。
4. 结论
在过去的火箭发动机研制中，出现了种类繁多的发动机类型，大部分是依据于直径系列。每一直径系列与其应用是对应的，往往是基于发射平台的要求。但是在发动机结构上却是五花八门，与民用和航空领域相比还有较大差距。由于火箭发动机设计部门间经济利益的冲突，导致技术缺乏沟通与交流，致使模块化技术难以推进。尽管产品验收都有三化要求，但实际上只是某种型号的延续性，不同型号间很难做到。
发动机三化是降低成本的有效技术途径。模块化技术也是是固体火箭发动机可调可控的重要技术途径之一。
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