第一章 绪 论
§1.1 火箭发动机概述
火箭发动机和空气喷气发动机都是直接反作用产生推力的喷气推进动力装置。这类发动机以很高的速度向后喷射出工质，由此获得反作用推力，使飞行器向前飞行。它们既是产生动力的发动机，又是将动力转化为推进作用的推进器。这类动力装置的出现，大大改善了飞行器的性能，比由发动机带动螺旋桨产生的间接反作用推力大得多，很适应高速飞行的需要[1]。
火箭发动机与空气喷气发动机最大的不同点是：空气喷气发动机自带燃料，燃料燃烧所需要的氧则取自空气。也就是说，空气喷气发动机的工作要依靠空气，因此只能用于大气层中的飞行推进，而且它的工作性能还要受到飞行器飞行速度、高度等飞行条件的影响。火箭发动机则自带燃料和氧化剂，它包括了产生推力所需要的全部物质。因此，火箭发动机的工作不依靠空气，可以在大气层以外工作，成为人类空间航行的主要动力装置。火箭发动机的工作性能与飞行器的飞行速度、高度等飞行条件无关，它可以产生巨大的推力，且其推力可以通过地面静止热试车测量得到。
已定型的和在研的火箭发动机是相当繁多的。从很多特征来看，它们是各不相同的，且分类的方法也很多。但是，如果不考虑火箭发动机的具体结构和使用的特点（因为这些特点并不反映在发动机工作过程的机理中），发动机中所利用的自然能的初级形态是划分火箭发动机的最重要的特征。如图1-1 所示，在火箭发动机中可以利用的自然能有化学能（能够发生放热反应的物质是化学能的来源，这类反应中最普遍的一种是燃烧反应）、核能（使较重元素的核子产生裂变反应、或实现热核反应（轻元素的核子聚变），就能够得到核能）和太阳能（直接由太阳获得的辐射能）等[9]。
在图1-1的分类中，取得反作用射流的初始物质的特点一般可分为以下两种情况：
（1）初始物质与自然能的能源是一体的；
（2）初始物质和自然能的能源是分开的。
对于第一种情况，初始物质通常称为火箭发动机推进剂。在燃烧室、分解室或复合室中，推进剂的化学能转化为自身产物的热能，然后在喷管中将热能转化为燃气射流的动能。把这些特点综合在一起就构成了一类火箭发动机——化学火箭发动机（在图1-1中用虚线画出）。在这类发动机中，热力过程是最重要的，所以，化学火箭发动机是属于热机的范畴。
利用核能和太阳能的许多火箭发动机构成另一类火箭发动机——非化学火箭发动机（亦称特种火箭发动机）。非化学火箭发动机在能量转换过程中，初级能不仅转换为热能，而且还转换为其它形式的能量，如机械能和电能。例如，在反应堆中核能可以转换为热能，而在涡轮机中转换为机械能，在发电机中转换为电能，在电加速器中转换为带电粒子的动能。
图1-1 火箭发动机基本形式的分类
目前真正得到广泛应用的还是化学火箭发动机。视推进剂物理相态之不同，化学火箭发动机又分为液体推进剂火箭发动机和固体推进剂火箭发动机两大类。液体火箭发动机用的推进剂包括液态的燃料和氧化剂，分别存放在各自的贮箱中，工作时由专用的输送系统送入燃烧室；固体火箭发动机使用的推进剂是固态的，其燃料和氧化剂都预先均匀混合，做成一定形状和尺寸的装药，直接置于燃烧室中，不需要专门的输送系统。这两种火箭发动机各有不同的特点，在应用过程中都得到了很大的发展。此外，固液推进剂混合式发动机也是一种化学火箭发动机之可行的方案。化学火箭发动机主要类型的分类如图1-2所示。本书将详细介绍固体火箭发动机的相关内容。
图1-2 化学火箭发动机的分类
§1.2 固体火箭发动机发展简史
固体火箭技术起源于中国。因为，火药是中国古代四大发明之一，有了火药，就为固体火箭的发明准备了必要的技术条件。最古老的火箭发动机就是火药火箭发动机，烟火的、信号的、照明的、救援的和应用于军事的火药火箭发动机在不同时代均有应用，例如：公元13世纪的中国，宋朝就用黑火药作固体燃料，制成了世界上最早的兵器（如“霹雳炮”）、明朝有一种叫做“火龙出水”的武器，是历史上最早的二级火箭的雏型等等。
火箭技术西传，是13世纪元兵西征，经过阿拉伯传入欧洲。后来又传入印度，19世纪初期，印度在抵抗英军的侵略战争中使用了火箭技术，使英国人也开始注意应用火箭技术于作战。19世纪的欧洲，最著名的火箭应用是1867年英军进攻丹麦的哥本哈根，一共发射了约四万枚火箭，取得了战争的胜利。火箭西传后得到了极大的改进和广泛的应用。例如：在英国, Roger Bacon改进了黑火药的性能，增大了火箭的射程；在法国，Jean Froissant 通过管子发射火箭，提高了火箭的飞行精度（管式发射可认为是现代火箭炮的前身）；在意大利, Joanes de Fontana 设计了可在水面飞行的用于攻击船只的早期鱼雷，等等。
从中国古代的火药火箭开始，到19世纪欧洲的火箭应用于战争，是固体火箭技术发展的第一个时期。这一时期只有固体火箭，没有液体火箭，所用的固体推进剂是黑火药，能量不够高，技术也比较原始，但它们的工作原理和近代固体火箭的工作原理是一样的。
近代固体火箭的发展可以从20世纪30年代硝化甘油无烟推进剂的发明开始。有了这种无烟推进剂，固体火箭得到了新的能源，开始了一个新的发展阶段。当时苏联、德国等都采用无烟的双基推进剂，研制和生产了大量的各种近程野战火箭弹，如前苏联著名的“卡秋莎”野战火箭是这个时代苏联火箭的典型代表。迄今，双基推进剂的固体火箭发动机仍然广泛地用于各种近程武器系统上。
由于双基推进剂在能量方面的限制，火箭技术的发展，从20世纪40年代第二次世界大战末期的V-2导弹开始（V-2导弹采用液体推进剂液氧+酒精、发动机的推力是25吨），到五十年代的中、远程导弹和人造卫星的运载火箭，一直到后来的各种航天飞船、登月飞行器和当前的航天飞机，其主发动机都是液体火箭发动机。在这一时期，液体火箭发动机得到了飞速的发展。
但是，在液体火箭发动机飞速发展的时期，固体推进剂的研究也一直在进行着。20世纪40年代末期复合推进剂的出现，使固体火箭发动机的发展又开始了一个新的阶段。到1955年，固体火箭发动机有了很大的改进，主要表现在二个方面：
1）研制成功了能量较高、机械性能及燃烧特性较好的固体复合推进剂；
2）研制了结构质量轻的发动机壳体及其它组件。
这些改进提高了固体火箭发动机的比冲，使固体火箭发动机向大尺寸、长时间工作方向发展，极大地提高了固体火箭发动机的性能，扩大了它的应用范围。到目前为止，固体火箭发动机已广泛应用于各种近、远程导弹和航天飞行的任务。例如，在世界各国约160种导弹中，有137种采用固体火箭发动机，应用范围达85%以上；美国1990年和1994年投入使用的“飞马座”和“金牛座”小型航天运载器分别采用了三级和四级固体火箭发动机；欧洲航天局1996年投入使用的“阿里安5”运载火箭采用了直径3m左右的固体火箭助推器；我国研制的“长征1”运载火箭的第三级发动机采用了直径为0.766m左右的固体火箭发动机；在航天器用固体火箭发动机方面，美国研制了“Star”和“Orbus”系列固体火箭发动机，分别用于转轨发动机、上面级发动机、远地点发动机、近地点发动机和“惯性上面级”第二级发动机等，其最高质量比为0.946、最大真空比冲为3000m/s；我国也成功地研制了返回式卫星用的制动发动机、通信卫星的远地点发动机和运载火箭的转轨发动机等。到目前为止，固体火箭发动机的推力可由2N~1MN，直径可从2.5cm~6.6m，已成为应用最广泛的火箭推进系统。目前，战略导弹与航天运载器用固体火箭发动机正在朝着大型化、大推力、高效能、长时间工作的方向发展；而航天器用固体火箭发动机则是朝向小型化、能多次启动、脉冲式工作的趋势发展。
§1.3 固体火箭发动机的基本组成和工作过程
固体火箭发动机是一种性能优越的火箭动力装置，其主要组成如图1-3所示，由燃烧室、主装药、点火器（点火装置）和喷管等部件组成。
图1-3 固体火箭发动机主要组成
燃烧室：一端封闭，一端与喷管相联。燃烧室平时相当于一个推进剂主装药的贮箱，起贮存固体推进剂主装药的作用，当发动机工作时，推进剂主装药在燃烧室内燃烧，形成高温、高压燃气。所以燃烧室不仅要有足够的容量，还要有承受高温、高压的能力。
大多数燃烧室都做成圆柱形，成为整个飞行器受力结构的一部分。少数的也有其它形状，如球形或椭球形燃烧室。燃烧室的材料大都采用高性能的金属材料，如各种合金钢、铝合金和钛合金；还有的采用玻璃纤维缠绕加树脂成型的玻璃钢结构，可以大幅度的减轻壳体的重量。为了防止壳体材料过热而破坏，在燃烧室与高温燃气接触的表面，要采取各种隔热措施，用各种隔热材料粘涂燃烧室内壁，形成防护层。
主装药：主装药是固体火箭发动机工作的能源和工质源。主装药由固体推进剂（包括燃料、氧化剂和其它组元）制成，具有一定的几何形状和尺寸，其燃烧表面的变化必须保持一定的规律（为了保证燃烧表面的变化规律，必要时需要对主装药表面的某些部分用阻燃层进行包覆，防止其参与燃烧），以保证发动机实现预期的推力方案。
主装药在燃烧室内可以是贴壁浇铸的，也可以是自由装填的。贴壁浇铸的主装药与燃烧室粘连成一体，是不可分解的；自由装填的主装药是预先制好的，然后自由装填在燃烧室内，与燃烧室是可分解的。对于自由装填式主装药，还需要有可靠的固定装置，目的是使主装药定位，防止发动机工作或搬动时发生位移，以免和燃烧室壳体相碰撞。
点火器（点火装置）：为了点燃主装药，使发动机起动进入工作装态，需要提供一个初始条件，即在燃烧室内创造一定的温度和压强的环境，点火器（或点火装置）就是起这样的作用，即：点火器用于点燃主装药，使发动机顺利起动。
点火器（或点火装置）主要包括有接受起动信息就开始工作的始发器（如电发火管），还有相当数量的点火药。起动时，先是始发器发火，然后点燃点火药，点火药燃烧产生最初的高温高压燃烧产物，包围主装药的燃烧表面，将主装药点燃。主装药燃烧，产生大量的高温高压燃气，这就是火箭发动机的工质，而主装药燃烧的同时又将其中的化学能转换为燃烧产物（即工质）携带的热能，然后进入喷管。
喷管：固体火箭发动机的喷管都采用超声速拉瓦尔喷管，它既是燃烧室内高温高压燃气的出口，又是一个能量转换装置。其功能是：
（1）通过喷管喉部横截面积的大小，控制高温燃气的流出量，以保证燃烧室内有足够的压强，使推进剂主装药正常燃烧；
（2）将高温燃气的热能转换为动能，产生反作用推力。燃烧室内的高温高压燃气，通过喷管膨胀加速，将燃气的热能转化为燃气流的动能，以超声速气流从喷管排出，产生反作用推力。
（3）通过喷管实现推力大小和方向的调节与控制。为了在飞行中对飞行器的方向和姿态进行控制，现代的固体火箭发动机都有推力矢量控制装置，有的将整个喷管做成可以摆动或可旋转的、或者在喷管结构上安装其它的推力矢量控制装置，在发动机工作期间用以改变推力的方向。有的固体火箭发动机要求有推力终止装置。例如，弹道式导弹的末级火箭发动机，要求在达到预定的高度和速度的时候，准确的停车，以保证其弹道的准确性，这就要求固体火箭发动机能准确的实现推力终止。通常是在燃烧室头部打开反向喷管，产生反向推力来终止原来的推力。
由于喷管始终受到高温、高压和高速燃气流的传热和烧蚀，需要在相应的内表面上采用耐高温抗烧蚀的材料或相应的防热防烧蚀的措施，而喷管喉部的热防护是喷管设计的最大难题，因为最大的热传递发生在喉部。
通过以上介绍，可对固体火箭发动机有一个初步的认识。固体火箭发动机的工作过程是：通过点火器（点火装置）将主装药点燃，主装药燃烧，其化学能转变为热能，形成高温高压燃气，然后通过喷管加速流动，膨胀做功，进而将燃气的热能转换为动能，当超声速气流通过喷管排出时，其反作用力推动火箭飞行器前进。固体火箭发动机能量转换的历程如下图1-4所示。
图1-4 固体火箭发动机能量转换过程示意图
§1.4 固体火箭发动机的特点
一、固体火箭发动机的主要优点
1．结构简单 与其它直接反作用式喷气推进动力装置相比，这是一个最大、最基本的优点。固体火箭发动机零、部件的数量最少，且部件的结构形状也并不复杂。同液体火箭发动机相比，结构简单，发动机的结构质量较轻，制造容易，成本较低，且除了喷管的推力矢量控制装置以外，它没有转动的部件。
2．使用方便 由于固体火箭发动机是预先装填好的完整的动力装置，且结构简单，平时的维护、运输比较简便，可以装在车上、船上或飞机上，机动性很好，发射工作也很简单，只要接通点火电源就可以起动。因此，在战术上，固体火箭发动机得到了广泛的应用。
3．能长期保持在战备状态 装填好的固体火箭发动机可以长期置于发射架上或发射井内，根据情况的需要可随时进行发射，这对于武器装备，特别是对防御性武器，是一个突出的优点。
4．工作可靠性高 任何一个系统，其整体的可靠性等于各个部件的可靠性的乘积，零部件越少，其可能达到的可靠性就越高。正是由于固体火箭发动机的结构简单、零部件少，出现故障的机会就少，所以它具有较高的可靠性。有一个统计数据表明，在15000次各种型号的固体火箭发动机试验中，可靠性达到了98.14%，这对于高性能的动力装置来说，是一个很高的数字。
- 质量比高 由于固体火箭发动机结构简单，且固体推进剂的密度较大，故可使固体火箭发动机的体积缩小；又由于高强度材料的应用使发动机的壳体质量大为减小，因此固体火箭发动机可以实现比较高的质量比。质量比是指推进剂质量对发动机（包括推进剂）总质量之比。质量比越大，对于提高火箭飞行器的总体性能越有利。
另外，固体火箭发动机还可以在高速旋转的条件下工作，比较容易实现飞行器的旋转稳定。
二、固体火箭发动机的主要缺点
1．比冲较低 与液体推进剂相比，固体推进剂的比冲较低，目前局限于3000m/s以下。从双基推进剂到现在的复合推进剂或改性双基推进剂，海平面比冲在2000m/s~2500m/s左右。而液氢+液氧推进剂比冲为3880m/s；液氟+液氢推进剂比冲为4100m/s（理论值）。所以努力寻找提高固体推进剂比冲的新途径，是发展固体火箭发动机的主要奋斗目标。
2．工作时间较短 固体火箭发动机工作时间较短，主要有两方面的限制：一是受热部件通常没有冷却，在高温、高压和高速气流条件下只能短时间工作。虽然可以采用耐热材料和各种热防护措施，但工作时间仍受较大限制；另一方面是受装药尺寸的限制，燃烧时间不能太长。固体火箭发动机最适宜于短时间大推力的任务，最短的可以在1秒以下，甚至以毫秒计。因此，时间过长的工作任务是不适宜于固体火箭发动机的应用的。
3．发动机性能受气温影响较大 由于固体推进剂的燃速随着外界环境温度（即装药初温）的变化而变化，使发动机的性能（如燃烧室压强、推力方案、药柱力学性能等）也随之发生变化。夏季高温，发动机推力增加，工作时间缩短；冬季低温，推力减小，工作时间延长。发动机性能参数的这种变化，必须采取一定的措施，才能使其满足某些规定任务的要求。目前已研制成燃速对初温敏感系数很小的固体推进剂，使这一缺点在很大程度上得以克服。
4．可控性能较差 固体火箭发动机一经点燃，不能随意熄火和再起动，只能按照预定的推力方案进行工作，直至燃烧结束。因此固体火箭发动机很难根据临时的需要人为地调节推力的大小，或实现多次重复起动。而在推力方向的控制方面，目前已有一些切实可行的方案，如：摆动喷管、柔性接头、二次注射等。
5．保证装药稳定燃烧的临界压强较高 对于双基推进剂，其燃烧临界压强为3~6MPa，对于复合推进剂，其燃烧临界压强不应低于1.5~2MPa。否则固体推进剂就不能正常或稳定燃烧。这样就必然会增加发动机的负荷，增大发动机的消极质量。
固体火箭发动机的这些缺点，当然会影响它的发展和使用。但是，随着科学技术的发展，可以逐步减小甚至消除这些缺点的影响，或者利用其优势的方面来弥补其缺点，这就是为什么固体火箭发动机的整体性能仍在不断提高，成为应用最广泛的火箭发动机之一。
§1.5 固体火箭发动机的应用范围
一、是各种军用火箭弹和导弹的动力装置
目前，各种无控火箭弹、反坦克导弹、以及中近程地-地、地-空、空-空、空-舰、舰-空和舰-舰等导弹几乎全部采用固体火箭发动机作为一级或多级的动力装置。例如，对于需要两级推力的导弹，可以采用两级固体火箭发动机：第一级固体火箭发动机（通常称为助推器）是大推力、短时间的起飞发动机；第二级固体火箭发动机是小推力、长时间的续航发动机。也可以采用单室双推力的固体火箭发动机。
对于大型的中、远程的陆基或海基发射的战略导弹，也已多数采用固体火箭发动机作为动力装置。例如，1969年美国的1710枚中、远程导弹中，采用固体火箭发动机作为动力装置的就有1656枚，占96.8%，只有3.2%的中、远程导弹采用液体火箭发动机。
对于反导导弹，要求迅速作出反应，迎击对方来袭的导弹，一般都要采用可以立即发射的固体火箭发动机。
二、在宇宙航行中的应用不断增加
在宇宙航行任务中，过去一直是用高比冲、大推力、长时间工作的液体火箭发动机来完成的。近年来，固体火箭发动机开始较多地进入这一领域，因为完全用固体火箭发动机作为推进系统进行宇宙航行任务的优点是造价低且可靠性好。例如，早期的“侦察兵”运载火箭，是由四级固体火箭组成的，其主要功能是能将136公斤重的卫星送入近地点为556公里的轨道。
另一作为宇宙航行任务的典型实例便是美国1981年4月第一次成功发射的“哥伦比亚”号航天飞机，它采用两台直径3.70米，长为45.46米的大型固体火箭发动机作为起飞的助推器，每台助推器装有过氯酸铵复合推进剂500吨、真空推力达到145×105牛、工作时间123秒。它们是首次使用于载人航天飞行的固体火箭发动机，也是最大的可回收修复后再重复使用的固体火箭发动机，可以节省相当的费用。
三、是飞行器上面级发动机的首选动力装置
上面级发动机是指用于运载火箭最顶级的或与航天飞行器直接相连执行宇宙航行任务的各种火箭发动机。由于固体火箭发动机可以达到很高的质量比，有利于减轻航天飞行器质量，因此常用来作为上面级发动机的首选动力装置。例如：
- 远、近地点发动机 远、近地点发动机属于变轨发动机的范围。远地点发动机用于将飞行器从同步转移轨道推进到地球同步轨道；近地点发动机是将飞行器从近地轨道推进到同步转移轨道。
- 减速和制动发动机 利用固体火箭发动机产生的适时反向推力使飞行器减速登陆或制动回收。例如，卫星的入轨级发动机和重返大气层的减速制动发动机；登月飞船用的减速制动发动机等。
- 逃逸救生发动机 是宇宙航行任务安全系统的应急推进装置。例如，在载人航天飞行中，倘若在飞船起飞过程中宇航员不得不离开运载飞行器时，只要把飞船座舱的逃逸救生系统打开，固体火箭发动机工作产生应急动力，即可将座舱推到离开主飞行器的一个安全距离；飞机驾驶员的弹射座椅也是用固体火箭发动机产生应急推力的。
四、是各种飞行器辅助发动机的首选动力装置
采用固体火箭发动机作为飞行器辅助动力装置的实例很多。例如：
- 固体姿、轨控发动机 是为控制主发动机的推力方向，或是在推力作用下，为操纵飞行器所需要的姿态控制力而专门设计的小型固体火箭发动机。这些小型固体火箭发动机的喷管相对于主发动机轴线有一个可摆动的角度，改变小发动机喷管的方向，即可改变推力的方向，以达到改变飞行器姿态和方向的目的。
- 级间分离发动机 多级火箭的级间分离或助推器与主发动机间的分离等，多采用小型固体火箭发动机。
- 起飞助推器 为了减轻重型飞机的起飞困难、缩短起飞滑跑距离或达到短时的迅速爬高，常采用短时大推力的固体火箭发动机作为飞机起飞助推器；为了使采用冲压发动机做动力装置的飞行器进入冲压工作模态，常用固体火箭发动机作为冲压发动机的起飞助推器，使飞行器产生一定的飞行速度（亦称接力马赫数），以保证飞行器的冲压发动机能独立工作。
- 各种燃气发生器 固体燃气发生器以瞬间产生大量燃气为目的，应用于各领域。例如，液体火箭发动机推进剂输送系统中起动涡轮的燃气发生器是固体燃气发生器；潜射导弹的发射动力源也为固体燃气发生器；推力矢量控制装置等也常用固体燃气发生器作动力源；燃气式干粉灭火器则是采用固体燃气发生器产生的燃气挤压干粉进行大面积灭火的，这种灭火器主要用于油田、油库、机场等地。
五、有广阔的民用前景
固体火箭发动机不仅有广阔的军事用途，在国民经济建设中也正发挥越来越大的作用。例如，探空气象火箭是用固体火箭发动机发射，在高空获取气象资料；由固体火箭发动机发射的各种防雹火箭在我国的农业生产上曾多次使用，对防止冰雹的形成，保护农业生产，取得了较好的效果；另外，如水下攻泥、钻地打洞、架线穿缆、海岸救生、桥梁激振等均可用固体火箭发动机作动力。
由此可见，随着发动机使用性能的提高和成本的降低，固体火箭技术在国民经济中的应用将会得到更大的发展。
§1.6 固体火箭发动机技术的发展动向
固体火箭发动机技术在以往的几十年中有着巨大的进展，特别是20世纪80年代以来，随着战略导弹固体化和固体火箭发动机在航天领域内的应用，固体火箭发动机技术得到了全面发展和进一步的完善，并进入到一个更高的发展阶段。其总趋势是进一步提高性能、减轻质量、降低成本、延长工作寿命、提高费效比和工作可靠性。不同的发动机其发展重点会有所不同。例如：战略导弹用固体火箭发动机向小型化、机动化方向发展；航天飞机用固体助推器向超大型化、高可靠性方向发展；战术导弹用固体火箭发动机向模块化、标准化、通用化、多样化、高性能和强的环境适应性的方向发展，等等。下面从以下几个方面提出一些具体看法。
一、固体火箭发动机设计技术的发展
如前所述，固体火箭发动机的主要组成是燃烧室壳体、主装药、点火器和喷管四大部件，其中发动机总体设计技术、固体推进剂主装药的配方及成型工艺、壳体材料及制造工艺、喷管设计及其材料与制造工艺等是最为关键的环节，将直接影响固体火箭发动机的性能。因此固体火箭发动机设计技术的发展动向主要包括发动机总体设计技术、主装药设计技术、燃烧室壳体设计技术及喷管设计技术等几个方面。
- 总体结构设计技术的新概念
对固体战略导弹弹道进行仿真计算，结果表明：一、二、三级固体火箭发动机的结构质量每减轻1千克，导弹射程相应地增加0.6、3、16千米左右，因此，减轻发动机的整体结构质量是发动机设计者追求的目标之一。
近年来，国内外发动机设计者正在进行整体级固体火箭发动机结构概念（ISC）的研究。整体级发动机是将各级固体火箭发动机组合成一个整体，取消级间段，目的是减少结构部件、缩短飞行器的长度。采用整体级结构发动机的飞行器，其射程比相同体积的常规结构增加约20%~30%；比相同质量的常规结构增加约5%~10%。实现整体级发动机的技术方案可以有多种形式。例如，将下级发动机的前封头藏在上一级发动机喷管的出口锥内、将上一级发动机的喷管和后封头藏在下一级发动机的反向前封头内，等等。但是不管采用哪种技术方案，都需要解决相应的新概念、新技术等问题。例如，反向封头的材料、最佳形状等问题。
- 装药设计技术
为了进一步提高装填密度，减少余药和应力集中，近年来研制的大型战略导弹用固体火箭发动机广泛采用三维结构装药设计（如：翼柱型、锥柱型等），因此，三维药柱设计是装药设计技术发展的主要方向之一。但三维装药设计带来了药柱通道内复杂的燃气流动问题，因此三维流场分析又成为固体火箭发动机内流场分析的主要方向之一。
在提高装填密度、减少余药和应力集中的同时，避免侵蚀燃烧的出现也是发动机设计者所关注的主要问题之一，因此，装药设计又根据发动机的具体结构、任务用途等不同要求，作相应的调整。例如：对于长径比很小的航天器上面级固体火箭发动机可采用头部满装药的柱槽或锥槽型药柱；对于长径比很大的大型航天固体助推器多采用分段式装药设计，且不同段可采用不同的药柱结构，以适应工艺制造等的需要。
战术导弹用固体火箭发动机的装药设计多以星型为主，但已明显向高装填密度的药型过渡，且常采用组合药型，如端面燃烧型与星型组合、圆柱型与圆锥型组合等。以实现既可改变推力方案又能保持高性能的目的。
小型军用固体助推器、末修末敏固体发动机等多采用薄肉厚的单根或多根管状装药，以满足快速点火、减少侵蚀燃烧和降低碎药率等的设计要求。
- 燃烧室壳体设计技术
为了减轻发动机整体结构的质量，在燃烧室壳体设计中采用新的结构材料和热防护材料，是壳体设计发展的主要方向，也是改善发动机整体质量特性的基本方向。例如，采用高比强度纤维缠绕复合材料（该材料主要由高强度、高模量、低密度的有机纤维和高性能的树脂结合而成）作为燃烧室壳体材料可使发动机的质量比达到先进水平。据报导，美国三叉戟-I和MX导弹的第一级发动机上采用了凯芙拉(Karlar)纤维的复合材料，使发动机质量比分别达到了0.91和0.925。20世纪80年代研制的高强度碳纤维的比强度又比凯芙拉纤维高出约21%，因而三叉戟-II D-5导弹的第一、二级和航天飞机助推器都采用了这种材料。目前研制的聚丙烯基纤维和聚乙烯纤维的比强度又有了较大幅度的提高。
战术导弹用固体火箭发动机大多采用高强度合金钢（如D6AC钢、马氏体时效钢等）或钛合金材料，也正在发展合金钢材料和纤维缠绕材料的复合壁壳体。
在壳体绝热设计方面，采用了填充二氧化硅的低密度三元乙丙橡胶（EPDM）。与丁腈橡胶或丁苯橡胶等绝热层材料相比，三元乙丙橡胶的粘结性能较好，密度较低，耐烧蚀和耐老化性能也比较好。
- 喷管设计技术
为了提高发动机的比冲，除了采用高能推进剂以外，改善高温燃气在喷管内的流动过程，以降低性能损失，也是喷管设计技术发展的重要方向。例如：
1）增大第2、3级火箭发动机喷管的面积比()，使燃烧产物的热能在喷管中更多地转变为动能。
为了满足高空发动机喷管大面积比的要求，自20世纪60年代后期，开始研究大面积比的可延伸式喷管。这种喷管在不使用时可把喷管的一部分收缩起来以适应火箭发动机尺寸的限制，当使用时，收缩的部分迅速打开，增大喷管的面积比。据报导，某上面级固体火箭发动机采用了两节套筒式可延伸喷管，使面积比由原来的47.6增大到175.2，使比冲增加了156.8米／秒。
2）改进喷管型面的设计方法，降低扩张损失和二相流损失。
在改进喷管内燃气流动过程提高喷管性能的同时，喷管部件设计的另一趋势是简化结构、减轻质量、提高耐烧蚀性能和增加可靠性。为了提高喷管喉部的耐烧蚀性能，在抗烧蚀材料方面，常采用多晶石墨、热解石墨、难熔金属等作为喉衬材料。20世纪70年代碳／碳复合材料的出现，给喷管结构设计带来重大改革。目前，大型战略导弹采用轻质、耐烧蚀的碳／碳复合材料，制成的潜入喷管和可延伸喷管，可大大减轻喷管结构质量，降低喷管喉部烧蚀率。
20世纪80年代初期战术导弹无喷管发动机技术的出现，也引起了研究者广泛的注意。计算表明，经过合理设计，无喷管发动机的比冲可达有喷管发动机比冲的90%，总体性能提高10%，研制成本可降低10%~20%。但无喷管发动机的许多理论和关键技术有待于进一步的解决。
二、固体推进剂的发展
固体推进剂的发展与火箭发动机的特定任务有关。例如，战略和战术导弹用的火箭发动机中的固体推进剂，其技术要求的重点有所不同；对于航天用固体火箭发动机中用的固体推进剂，因为它处于特殊的真空环境中，所以对它也有特殊的要求，等等。一般而言，为了适应不同需要，固体推进剂的发展，主要有下面3个质量指标来确定：
1．能量指标
固体推进剂的能量指标主要是指它的爆热、比冲和体积比冲。理想的固体推进剂不但具有高的比冲还具有大的密度。自20世纪50年代以后，由于研制了聚硫、聚氨酯、聚丁二烯等固体推进剂，固体推进剂的比冲有了明显提高，从1950米/秒逐步提高到接近于2450米/秒。到了20世纪70年代后期，美国赫克里斯公司研制成功、目前正得到迅速发展的硝酸酯增塑的聚醚型NEPE推进剂，已具有较高的能量、较宽的温度适用范围和良好的低温延伸率。其密度可达（1.85~1.86）10-3kg/cm3，燃烧效率高达96%，燃速在5~30mm/s内可调，313K下使用寿命长达25年，理论比冲比HTPB（端羟基聚丁二烯）复合推进剂高10%；而缩水甘油叠氮化物预聚醚型（GAP）推进剂具有更高的能量、更低的危险性和大范围燃速可调的特点，且能消除氯化氢尾烟，同时具有原材料来源可靠、制备方法简单等优点。因此对于高性能、高燃速的脉冲发动机和低燃速、长时间工作的燃气发生器，GAP推进剂具有广泛的用途。
2．使用性能
固体推进剂的使用性能，通常是指推进剂的力学性能、防老化性能、工艺制备性能、无烟、无毒、对温度和振动的敏感性等。例如对于战术导弹用固体火箭发动机而言，无烟和燃烧产物不产生强烈的红外线就是一项重要的要求。目前，为了提高武器的生存能力和命中精度，减少环境污染，无烟或微烟固体推进剂的研究工作得到了大力发展。
固体推进剂无烟化的主要途径之一是采用改性双基体系（如复合改性双基CMDB、交联改性双基XLDB和复合双基CDB等），添加硝胺炸药奥克托金（HMX）和黑索金（RDX），以提高比冲，添加高分子粘结剂以改善低温力学性能。
当前，复合推进剂少烟化的主要途径是降低铝粉和过氯酸铵的含量。
3．燃烧性能
固体推进剂的燃烧性能，通常是指推进剂的燃速、临界压强以及与点火、熄火、不稳定燃烧等有关的性能。
飞行器的巡航、迅速助推、制动、分离、逃逸和纠偏等，常要求固体推进剂具有很宽的工作范围、有的则要求推进剂具有极低或极高的燃速，这些都是推进剂研究工作需要解决的问题。
对应上述指标，当前固体推进剂的发展趋势是，根据固体火箭发动机任务的需要，重点突破其中之一，并兼顾其它指标。如近期发展的方向有：高能推进剂（着重突破能量指标）、高燃速推进剂（着重突破燃烧性能）、无烟推进剂（着重突破使用性能）。总之，固体推进剂的发展，逐渐向能量指标、使用性能以及燃烧性能各方面的综合改进方向进行。
三、发动机可控能力的改善
固体火箭发动机的一个主要缺点是可控能力差，很难适时控制。因此，改善它的可控能力就成为固体火箭发动机技术发展中的重要课题。主要包括：
1．推力方向控制
为了保证飞行器按规定的轨道飞行，必须对其进行制导或控制，同时为了在飞行过程中补偿飞行干扰（例如风等）和固体火箭发动机本身的误差(如推力偏心、质心飘移等)，也需要对飞行器进行控制。为了实现对飞行器飞行稳定性、机动性和姿态的控制，其必要条件是产生一个能改变飞行器机动性和姿态的控制力矩，这就是推力方向控制的任务。
推力方向控制的种类很多，其中最通用的是机械式可动喷管和二次喷射两类方法。
在机械式可动喷管系统中，柔性接头喷管、液浮轴承／摆动密封喷管均具有代表性，它们取代了过去的燃气舵、偏流环等获得了相当广泛地应用。对于多喷管发动机，则可采用单向摆动喷管或滚动喷管，以实现推力方向的控制。固体火箭发动机技术的进一步发展，要求研制出更轻、更可靠、成本更低的推力方向控制系统。20世纪70年代后期，美国出现的全碳—-碳“热球窝”(HBS)摆动喷管具有结构简单、质量轻、摆角大等优点，是一种很有前途的推力方向控制系统。
在二次喷射推力方向控制方法中，主要有两种途径：在喷管扩张段加入二次射流通过激波诱导进行方向控制、在喷管的喉部加入二次射流以避免激波的产生并在实现相同的推力方向偏角时减小推力的损失。
- 推力大小控制
如果说推力方向控制是对固体火箭发动机可控性的最基本要求，那么实现推力大小控制则是对固体火箭发动机可控性的重大突破。目前已经研究和正在研究的推力大小控制的方案主要有：脉冲调制式，即：多个脉冲发动机按需要使之其中一个或多个工作以调节推力大小；燃气流量调节式，即：利用不同燃速、不同形状和尺寸的推进剂所组成的药柱，并按照事先规划好的顺序进行燃烧，可以得到规定的推力一时间曲线、利用针栓等执行机构改变发动机喷管喉部截面积来调节推力大小、利用燃气发生器向发动机中引入燃气以改变推力大小等等。总之，要求固体火箭发动机根据飞行情况适时地改变推力，这是一个非常困难的任务，还有很多实际问题有待解决。
3．多次起动
欧美各国早就进行了固体火箭发动机多次起动工作的研究，提出过多种方案，如：自燃液体控制型（如固液混合发动机）、阀门控制型（如膏体推进剂脉冲发动机）、喷喉面积控制型（如喉部调节锥式发动机）、盐熄火与水熄火控制型（即阻燃剂熄火式脉冲发动机）等。各种方法均有利弊，各自适合于不同用途的发动机。具有多次起动功能的固体火箭发动机有着广泛的应用前景，特别是用在航天飞行器上。因此，为了得到结构简单、工作可靠而又能多次起动和熄火的固体火箭发动机，是固体火箭技术发展中有待解决的问题之一。
四、发动机燃烧理论与诊断技术的发展
- 燃烧理论及实验研究
近年来，固体火箭发动机的燃烧问题，无论在稳态燃烧、瞬态过渡燃烧、不稳定燃烧、燃烧加速度效应、燃烧转爆轰和金属添加剂的燃烧等方面，从理论和实验上都进行了大量的研究，取得了很大的进展。
研究推进剂稳态燃烧机理的主要方式是建立各种简化的稳态燃烧模型，以探索推进剂的可燃极限、燃烧规律、燃速与压强等因素的依赖关系和燃烧效率等，进而得出一些工程上实用的计算公式。但对于火焰在燃烧面上的分布和催化剂对燃烧性能的影响等问题有待于进一步的研究。
在不稳定燃烧方面，对线性声不稳定燃烧的理论和实验做了大量的工作，如声波运动的线性分析、声增益和声阻尼的相互作用、非声不稳定性以及声不稳定燃烧的线性理论预估等。同时，研究发动机燃烧不稳定性的实验装置和测量技术也有很大发展，如T形燃烧室、旋转阀、调制喷管、阻抗管、燃烧器、微波装置和激光装置等。但对非线性声不稳定燃烧的研究还不很成熟。
对于点火或压强急升、熄火或推力中止，以及反向喷管打开等瞬态过渡燃烧过程，在机理、实验观测、理论模型及各种参量对过渡燃烧过程的影响等方面都进行了许多研究工作。但到目前为止，对于这些瞬态过渡燃烧的了解与分析程度仍然是有限的。对于推进剂的点火化学动力学过程、点火延迟、火焰传播、多相体耦合传热传质，以及点火期间发动机压强形成速率、发动机熄火过程动力学等方面也缺乏足够的认识。
另一方面，为了改善发动机的燃烧过程，合理选择燃烧室工作压强及燃烧室的体积装填密度，是提高固体推进剂燃烧完全程度、保持较高质量特性的手段之一。
- 燃烧诊断技术[12]
固体火箭发动机燃烧诊断的主要任务是采集能反映发动机工作进程的各种信息，主要有固体推进剂各燃烧反应区的压强、温度、速度、浓度及其随时间的分布，火焰峰的位置与传播速度、火焰结构与反应流场的显示，粒子尺寸分布，固体燃料燃烧表面与亚表面状况及其化学结构，燃烧产物的温度分布、组分浓度与信号特征等。近年来，由于先进的、不干扰流场的、快速响应的实验诊断技术的发展，为固体推进剂燃烧机理等的研究提供了有效手段。利用这些技术手段可以测量固体推进剂燃烧表面附近及整个流场内的火焰结构和特性，使定量测量燃烧流场内各处参量的数值成为可能，而且具有较高的空间和时间分辨率。
常用的燃烧诊断技术有：探针法（热电偶温度探针、气动式速度探针、气体取样探针等）、普通摄影/摄像法（高速摄影/摄像、电影显微摄影）、干涉量度法（全息摄影、纹影法、阴影法等）、光谱法（辐射计法、红外吸收法、质普法等）、电子能谱法（X射线光电子能谱等）、粒子尺寸分析法（显微镜、马尔文粒子分析仪等）、流速测量法（激光多普勒测速仪LDV、相位多普勒粒子分析仪PDPA、粒子成像测速仪PIV、平面多普勒测速仪PDV、分子示踪测速仪MTV、全息粒子成像测速仪HPIV等）、燃速测量法（稳压式燃速仪、密闭燃烧器、声发射、微波法、超声波法、X射线法等）、燃烧导纳测量法（T型燃烧器、旋转阀、阻抗管等）。随着现代实验技术与光电仪器设备的迅速发展，各种新的诊断方法将层出不穷。上述技术可以用于发动机点火和熄火等瞬态燃烧现象的研究、二相反应流和燃烧不稳定性研究、检测大型药柱的缺陷、裂纹和脱粘、以及研制各种先进的推进装置等，因而是发动机燃烧研究的重点发展方向之一。
今后，在固体推进剂燃烧理论研究方面，将会向着建立更真实的燃烧模型的方向发展。而上述先进的燃烧诊断技术必将有助于这种开发和研究。
五、发动机计算机辅助设计与仿真技术的发展
计算机技术已广泛应用于固体火箭发动机的设计工作中。例如，技术论证、方案选择、参数优化、部件设计和性能预估等。计算机技术的应用使发动机设计做到了最优化、程序化、模块化、自动化等，明显提高了设计质量和效率，大大缩短了研制周期，降低了研制成本，提高了发动机的可靠性。
在计算机辅助设计方面，20世纪70年代，国外就有用于热力计算、气动计算、传热计算和飞行器总体方案初步选择等较完整的单项或总体计算程序出现。例如，1981年美国推出的固体火箭发动机优化设计程序（SPOC），可通过分别调节36个参数（如药柱结构和尺寸、壳体和装药结构、推进剂配方和燃速等）来实现发动机质量、总冲、冲质比和排气速度中任何一个参数的优化；1987年法国推出的固体助推器用的计算机辅助初步程序（PAPAO）和为固体火箭发动机装药设计用的计算机辅助设计程序（MIDAP）；20世纪90年代末期由西北工业大学航天学院推出的固体火箭发动机计算机辅助设计专家系统等。今后的计算机辅助设计将向着考虑的参数更多、功能更全、运算速度更快、计算精度更高和集成性、可视化、交互性和用户友好性更好的方向发展。
在发动机性能仿真方面，包含发动机内、外流场仿真计算程序、发动机理论性能和实际性能的预估等，其作用是用输入参数和约束条件模拟发动机的工作条件，通过数值计算，预示发动机的性能和工作效果。
对于发动机内流场计算，从不可压到可压、从定常到非定常、从零维到多维、从无粘到有粘、从单相到多相不断发展。而大型固体火箭发动机复杂的三维燃面退移边界形成的燃气流动需要用三维、多相、粘性、非定常流的复杂数值仿真才有希望获得有效的结果。目前流场数值仿真计算软件正向着内、外流场计算一体化的方向发展，并在计算模型中考虑到所有的效应（激波效应、粘性混合效应、化学动力学效应、两相流效应等），建立全耦合的计算模型。
对于发动机的性能预估，美国空军火箭推进实验室在1975年推出了著名的SPP程序，以后经修改发展成为美国火箭发动机性能预估的标准参考程序。该程序采用了一系列经验或半经验公式估算估算出每项独立的损失系数，以此将发动机的理论性能修正为实际性能。经实验验证，SPP对发动机比冲和推力（总冲）的预估精度相当高，其预估值和实验值的相对误差可分别小于±0.5%和±0.3%。
20世纪80年代以来，各国从不同的角度对发动机的性能，如金属推进剂发动机、无喷管发动机和固体冲压发动机等的性能进行了大量的数值仿真研究，取得了可喜的成果。此外，多年来，国内外还对大型固体火箭发动机进行了相似理论和相关性研究，包括燃速相关性、烧蚀相关性、能量相关性以及缩比发动机的模拟技术等。
计算机技术在实验测量数据的处理方面也有了很大发展。一般稍具规模的实验室，都配备有小型计算机或与大型计算机联接，对测量参数和试验过程进行实时处理。
上述诸方面的工作正在蓬勃开展，并与计算机图形显示技术、与相应的实验研究相结合发展。
展望末来，随着试验研究和设计计算方法方面的新成就，必将更快地促进固体火箭发动机的发展进程。
习 题
1.1 火箭发动机与空气喷气发动机最大的区别是什么？
1.2 火箭发动机工作过程的实质是什么？
1.3 说明固体火箭发动机的基本组成部件及各部件所起的作用。
1.4 固体火箭发动机最基本的优点及其主要缺点是哪一项？为什么？
