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致 谢 41
参考文献 42
1 引言
随着由先进雷达技术、预警飞机和预警侦察卫星所组成的立体预警系统以及反导弹系统的应用，对导弹的突防能力和生存能力提出了更高的要求。目前除了采用先进的隐身技术、减少动力装置的信号特征等途径提高导弹的突防能力外，还着重研发进一步提高导弹的飞行速度。人们希望下一代战略导弹具有射程远、精度高、机动性好和超音速飞行的特点，冲压发动机基于自身的特点在导弹上的应用迅速发展起来。
固体火箭冲压组合发动机是一种新型动力装置，它利用空气中的氧作为氧化剂与所携带的贫氧燃料发生反应可以大大提高推进剂的比冲，利用这种发动机进行高速巡航可以大大增加射程。与火箭发动机相比，固体火箭冲压发动机比冲要高出4-6倍；与涡喷发动机相比，固体火箭冲压发动机在超声速和高超声速飞行条件下推重比和推阻比均优于涡喷发动机；而且在1.5-5.0马赫数的范围内，冲压发动机都能有效的工作。另外，冲压发动机可以超声速巡航实现全程有动力飞行，大大提高了导弹的机动性，从而提高了导弹的突防能力及其末端轨道姿态修正能力[1]。
冲压发动机主要有液体燃料冲压发动机、固体燃料冲压发动机和固体火箭冲压发动机三种类型。源:自'751.·论,文;网·www.751com.cn/
液体燃料冲压发动机（图1.1中a所示）是发展最早、技术最成熟、使用较多的一种冲压发动机。自动调节系统是液体冲压发动机的基本组成部分，因此它具有液体燃料流量调节容易实现、发动机燃烧效率高、能量高等优点，非常适合于沿低空弹道、高空弹道和混合型弹道飞行。由于其推力调节的灵活性，液体冲压发动机导弹比固体火箭冲压导弹有较佳的沿弹道协调参数。但同时又存在燃料流量调节系统复杂、大攻角飞行时燃烧稳定性差等不足。
固体火箭冲压发动机（图1.1中b所示）目前发展较为成熟，可以按燃气发生器有无喷喉或燃气流量是否可调等来分类。一般由进气道、燃气发生器、引射掺混补燃室、尾喷管等部分构成。进气道是实现冲压发动机压缩过程的部件；贫氧推进剂在燃气发生器中进行初次燃烧；补燃室实现引射增压过程和二次燃烧过程；尾喷管是实现燃气膨胀过程的部件。该冲压发动机的特点是在火箭飞行过程中引入空气利用速度冲压作用，使空气中的氧与燃气发生作用进行补充燃烧。同时，它的推力系数比较低，高空空气密度较低，冲压发动机的推力随飞行高度增加而下降，因此高空性能不如火箭发动机。
固体燃料冲压发动机（图1.1中c所示）由冲压进气道、突扩燃烧室、固体燃料药柱、补燃室和喷管组成。与传统的火箭发动机和冲压发动机相比，固体燃料冲压发动机无需推进剂供应和控制系统，可能是结构最简单的一种发动机。并且比冲较火箭发动机高，同时发动机自身只携带燃料，因而发动机的储存和使用都很安全。但由于其燃烧过程难以组织，目前该技术仍未达实用水平。
图1.1 不同的冲压发动机结构简图
1.1 国外冲压发动机研究状况
1.3 整体式固体火箭冲压发动机发展的关键技术
整体式固体火箭冲压发动机的设计可以分为不同零部件的设计问题和零部件之间的配合问题。
1．进气道设计包括进气方式选择、进气道类型、位置和数目及其与燃烧室的匹配问题[5]。在选择合适的进气道时，导引头的选择也比较重要[6]。2．燃烧室稳定燃烧技术和热防护问题。冲压发动机燃烧室温度已达到2500K左右，而且工作时间大幅增加，因此热防护技术成为冲压发动机的关键技术之一。现在应用的和有应用前景的主要冷却方式有：隔热层烧蚀冷却、气膜冷却、隔热涂层、新型冷却结构方式等。美国研制的整体式冲压发动机大多数选用硅橡胶作为热防护材料[7]。3．折叠式稳定器。4．可调尾喷管推力矢量控制（图1.7）[8]。5．冲压发动机工程建模和数值仿真技术。6．战术导弹用低成本冲压发动机技术文献综述。7．高密度高能量燃料在冲压发动机上的应用。8．超声速、高超声速巡航。9．固体火箭冲压发动机转级技术。转级装置是固体火箭冲压发动机的重要组成部分，关系着固冲发动机能否实现从助推向冲压的成功转换。转级系统设计一般包括部件设计、控制设计及试验设计等，按部件可分为进气道入口堵盖、出口堵盖、燃气喷嘴堵盖以及附带的电子元器件和火工品等。若采用无喷管助推结构，则喷管无需转级；若采用双喷管结构，还要考虑喷管的转级设计。采用无喷管结构可以大大降低转级的复杂性[9]，但会减小助推段装药的比冲；双喷管机构在助推段结束后要抛出助推喷管，对于机载导弹可能对飞机造成毁伤。