第二章动力装置
引 言
今天所使用的各类导弹系统，从大型超远程洲际弹道导弹到小型反坦克导弹，以至更小的轻型非制导反坦克武器，它们有一个共同的特点：靠喷气推进。推进装置或者是火箭，或者是空气喷气发动机。 发 动 机
首先简要地解释一下什么是喷气推进，也许是有益的。目前一种很流行的倾向是，把火箭看作是与喷气发动机这类今天几乎使用在所有的大型飞机上动力装置绝然不同的一种装置。这乍看起来，似乎是正确的。例如，火箭发动机完全靠自带燃料和氧化剂，而飞机用的喷气发动机则依靠吸收周围大气进行燃烧。但是，在产生可用推进力的基本原理方面，火箭发动机和空气喷气发动机却是相同的。这个基本原理就是包含在牛顿第二和第三定律中的反作用力原理。
因此，尽管火箭发动机和空气喷气发动机之间在工作方式和结构方面有很大不同，而且每一种发动机有它特定的用途，但它们都依靠反作用推力。这种反作用推力是由推进剂的喷流，一般是高速燃气流，所产生的。这就是喷气推进一词的含义。
基本原理 推力的一般用途
推力的最明显的用途是使飞行器加速，不管是陆上、海上、空中或空间飞行器，都是如此。就是说，用这种力去改变飞行器的速度。推力的另一重要作用是克服妨碍飞行器运动的阻力，陆上、海上或空中飞行器都是如此，但不适用于空间飞行器。这些阻力包括滚动阻力，气动阻力，激波形成阻力，或上述因素的合成阻力。推力的第三种作用是提供升力：这种升力形成的主要原因不同于加速力和克服阻力的力，但可以部分地或全部借助于其他方式，如飞机上的机翼，来产生升力。这一问题不拟在此详细叙述。
对于导弹来说，我们需要详细讨论一下它所使用的力的形式，即喷气推进问题。 喷气推进
在喷气推进过程中，一种流体的喷流(在实际推进系统中一般是燃气流)通过一定形状和位置的喷口离开导弹。在火箭中，燃气流从火箭发动机中喷出，会产生动量变化。在空气喷气发动机中，喷流的速度必须大于发动机在空气中前进的速度，以便引起动量的变化。排出气体动量的变化率与作用在气体上的力成正比，这正是牛顿第二运动定律的内容。反作用力与这一加速力大小相等而方向相反，因而成为作用在导弹上的有用推力。这后一句话实际上是牛顿第三运动定律的内容。因此，在导弹推进过程中，应用力学的这些定律是至关重要的。
至此我们尚没有提到导弹推进过程中产生喷流的方法。这些问题由应用热力学的各种定律支配，它们在推进过程中也同样是重要的，我们将在适当的时间加以讨论。
喷气推进方法发动机分类
在研究导弹设计师可选用的动力装置类型之前，我们根据形
成喷流的流体介质的来源，从最基本的方面探讨一下喷气推进系统，将是有价值的。有两类主要系统。第一类是火箭。火箭用的介质是自带的，并在飞行的适当过程中从导弹内放出。第二类是空气喷气发动机。它截取周围空气为介质，并且也在飞行的适当过程中把它释放出。这两类装置在工作中都消耗燃料，因而一般可以把它们称做热力装置。对于导弹用的推进系统我们可以进一步引申，因为它所用的能源一般是化学物质，这就意味着我们可以把导弹推进系统的定义改称做热化学系统。推力的净效应
图2．1是一个简单的示意图，它可以帮助理解作用在火箭发动机上的各种力的净效应。一般来说，作用在导弹上的横向力彼此自己抵消了。轴向力没有被抵消，因而根据牛顿定律，这就产生了净推力。
外部(空气)压力Pa
图2．1 理想火箭发动机内部及其周围的压力分布 390页
喷气推进装置的类型及其主要特点
基本类型和特点
热化学动力系统可以用各种不同的方法进行分类。 下图列出了现用动力装置的主要类型。有趣的是，它们从共同的起点派生出两个主要分枝，到后来这些分枝又重新结合在一起，形成一种组合发动机系统，即(6)冲压火箭发动机。
391页 图表 热化学动力系统
喷气发动机的主要性能特徵是它的速度。上图所列武器系统用的典型喷气发动机的速度如下：
亚音速涡轮风扇
发动机(3) 高度36000英尺 350～500米／秒
静止涡喷发动机(4) 海平面 500～750米／秒
超音速涡喷
发动机(4) 高度36000英尺 900～1000米／秒
超音速冲压喷气／冲压火箭发动机
(5／6) 高度36000英尺 1000~1200米／秒
固体火箭(2) 1500—2500米／秒
液体火箭(1) 2000—3500米／秒
从上表可以看出，一个最明显的特徵是喷气发动机的速度相差很大。同样明显的看出，各种动力装置的速度依次从中速到高速稳定上升。这就给导弹动力系统设计师们提供了很宽的速度选择范围。正如后面还要谈到的，推进过程的效率与喷气速度的大小紧密相关，而喷气速度的大小又与导弹飞行速度的大小紧密相联。在动力装置的设计中，追求高效率，并非必要。而使用方便，重量轻和成本低，才是发动机设计中要考虑的更为重要的问
题。
固体推进剂火箭发动机
固体推进剂火箭发动机是导弹动力装置中用得最广的一种。
它基本上由四部分构成：发动机壳体，尾喷管，固体推进剂装药和点火器。一种典型的自由装填药柱的固体火箭发动机示于图2．2。
这种发动机的工作过程是非常简单的。点火器将固体推进剂装药点燃，使之在预定的燃面燃烧。燃烧产物(气体)迅速产生，并充满发动机内的空间，其压力一般可达到70个大气压，以使推进剂燃面继续燃烧。因此，发动机壳体是一种高压容器。炽热的燃气通过特种形状的收敛一扩散喷管，以高速排出，其速度在出口平面可达2000米／秒或更高。为了达到稳定工作，燃气必须以等速产生和从发动机中排出。为此，在大部分燃烧时间
内，要使装药的燃面面积接近相同。正如前面已经谈到的，燃气的高速喷流产生反作用力，在整个发动机上形成力的不平衡，如
图2．1所示。
液体推进剂火箭发动机
液体推进剂火箭发动机产生推力的方式与固体发动机完全相同，但其结构和工作方式却大不相同。
图2.2 典型自由装填药柱的固体火箭发动机
在液体发动机中，燃料和氧化剂是分别贮存的。液体发动机燃烧室见图2．3。与固体发动机不同，液体发动机燃烧室内并不贮存推进剂，只在发动机工作时，才把燃料和氧化剂输入燃烧室内；燃料和氧化剂可以在正常压力下贮存在远离燃烧室的部位。但是，燃料和氧化剂必须以特定的速度和特定的压力输入燃烧室。对液体加压的方法各有不同，其中有些方法是对贮箱加压，另一些则不是。液体推进剂发动机显然具有某些固体发动机所没有的优点。例如，推进剂的流量和发动机的推力是可以根据要求来改变的。发动机的燃烧时间仅仅取决于贮箱的容量大小。其缺点是发动机工程造价昂贵，结构复杂，因而可靠性差。然而为了获得其他优点，也就必须忍受这些缺点。
如前所述，火箭发动机区别于其他动力装置的一个最明显的特徵是，它几乎完全不依赖周围环境而独立工作。这与空气喷气发动机形成鲜明的对比。
图2．3 双组元推进剂液体火箭发动机示意图
图2．4 典型涡轮喷气发动机的结构布局
涡轮喷气发动机
基本的空气吸入式喷气推进装置是涡轮喷气发动机，而且它最容易了解。涡轮喷气发动机原理见图2．4。
尾喷管的作用是把高压燃气从静止或低速加速到高速。涡轮喷气发动机尾喷管以前的部件的主要作用是向尾喷管提供适当数量和适当压力和温度的推进介质。
进气口的作用是收集空气，以尽可能高的效率和以适当速度把空气输入压气机。 当发动机推动飞行器前进时，进气口的压力会明显升高。这—般是由于冲压压力升高引起的。当发动机处于静止状态时的静态条件下，进入压气机的空气压力比周围大气压力略低一些。
压气机把空气压缩后供入燃烧室。在燃烧室内由于煤油在气流中燃烧，使空气的温度急剧升高，一般可以达到约1200K。空气，或燃烧产物和空气的混合物，以适当的压力和温度进入涡轮，通过涡轮，燃气消耗掉能量。这能量传递到涡轮的转动部件上，通过连接轴，驱动压气机向上游移动。部分消耗的燃气则进入尾喷管，在尾喷管内得到加速。
图2．5 典型涡轮风扇发动机结构布局
必须再次强调的是，这里利用了涡轮喷气发动机内部的能量再生原理。压气机通过燃烧室把空气供入涡轮(涡轮驱动压气机)，在燃烧室内，燃料在标称恒定压力下燃烧，温度升高。炽热的高压燃气经过涡轮使涡轮产生功率去驱动压气机。
必须指出，涡轮喷气发动机虽然在表面上看来是一个简单的装置，要想使它有效地工作，设计和制造的单个部件必须具有高性能。压气机和涡轮尤其如此。所以这是一些成本很高的加工项目，并要求有较高的工艺技术水平。 ’涡轮风扇发动机
如图2．5所示，涡轮风扇发动机和涡轮喷气发动机非常相似。因此这里只作简单介绍并在有关推进效率和两种发动机的选用的章节内将它们作一比较。可以说，涡轮风扇发动机是涡轮喷气发动机的发展，它利用了旁路原理(见图2．5)，因此可以产生与涡轮喷气发动机相同的推力，但喷气速度减低了。这就改善了发动机的性能。其主要部分使用了与涡轮喷气发动机相同的部件冲压喷气发动机
图2．6(a) 具有轴对称头部进气口的液体燃料冲压喷气发动机
读者也许会回想起，我们在介绍涡轮喷气发动机时曾经指出，进气口空气压力的升高完全是靠发动机的向前运动造成的。
我们曾经指出，我们把压力的增加取名叫“冲压压力上升”。事实上，在亚音速时冲压压力上升是很小的，但到超音速时，比如达到马赫2到4。潜在的冲压压力上升是很快的。冲压喷气发动机就是利用了这一特性。
图2．6(b) 具有轴对称多边进气口的液体燃料冲压喷气发动机
图2．6(c) 具有腹部进气口的液体燃料冲压喷气发动机
可见，一台冲压喷气发动机完全依靠在空气中向前的运动，而使进气口内的压力达到足够的强度。由图2．6(a)可见，冲压喷气发动机的进气口与普通的亚音速涡轮喷气发动机的进气口绝然不同：这种进气口可承受超音速气流。进气口的作用是收集空气并将其滞止，即使空气进入燃烧室之前降低速度；这里没有机械式压气机。像涡轮喷气发动机一样，将液体燃料喷入燃烧室，并在气流中燃烧，在标称恒定压力下使温度升高。在燃烧室下游，气流直冲向尾喷管。在尾喷管处压力和温度受到损耗，使燃气加速。这里没有涡轮，也不需要压气机。但除非产生足够的冲压压力上升，在燃烧室内产生足够高的温度并在此过程中获得了足够高的效率，冲压喷气发动机才能够产生向前的推力或净推力，并在此过程中喷出高速气流。
冲压喷气发动机的主要缺点是，在零速或低速时不能工作，因此必须把它从静止状态助推到适当的高速，一般是马赫2左右，它才能按需要加速。但另一方面，它比涡轮喷气或涡轮风扇发动机结构简单得多。冲压火箭发动机图2．7 具有轴对称侧面进气口的固体推进剂冲压火箭发动机
最后是冲压火箭发动机。这种发动机当前引起了人们很大的兴趣，它实际上是利用火箭和空气吸入式发动机的特性构成的一种组合动力装罟。苏联萨姆-6导弹所用的装置和各种可行性研究说明，所谓冲压火箭发动机，更正确地讲是一种使用固体推进剂的冲压喷气发动机。
从图2．7可以看出，整个发动机的火箭部分是为下游的空气吸入部分提供燃料的。为作到这一点，火箭的推进剂是一种特制的富油推进剂，这样才可能与从进气口进入燃烧室的空气一起燃烧。而后冲压火箭发动机就像普通的液体燃料冲压喷气发动机一样地工作，并且把它看作是冲压发动机的一种方案，而不把它当作一种真正的组合动力装置。 上述形式的冲压火箭发动机，其优点是其高密度推进剂并可避免发动机熄火。但其优点的反面是，要想改变推力的大小很困难。这样就不得不改变从火箭部分喷出的燃气流量，而这样作技术上是很困难的。另一个问题是，即便能够设想一种满意的方法来改变燃气发生器尾喷管喉部面积以达到改变推力的目的，但发动机对于给定的推力变化响应会很差，特别是在动力飞行后期，那时燃气发生器燃烧室内大部分充满了燃气，而不像燃烧开始时里面装满了固体推进剂。 一般推进性能
前面我们简要地介绍了导弹用动力装置的主要类型，下一步我们讨论它们的有关性能，它们如何被实际应用，以及怎么样最好地评价它们的效率。
假设某人仔细地建立他的数学模型，那么要建立一个由广义动力装置所产生的推力或力的计算公式并不很困难。图2．8是一个理想的广义动力装置示意图。
我们用牛顿定律可以建立起下述简单公式，该公式可以求出一台典型的理想发动机所产生的近似的推力：
F=m(ue-ua)
即推力F=推进剂流量m * 速度变化(ue-ua)。
图2．8 理想的广义动力装置在火箭发动机上的应用
这一公式用在火箭发动机上就可以大大简化，因为没有主气流进入火箭。因此，火箭发动机的大致推力公式如下：
F=mue
即推力F=推进剂流量m * 排气速度ue
一种广泛使用的性能指标是推进剂燃气的单位质量流量所产生的推力，即比冲。我们参照基本推力公式，比冲I可以用下式表示：
I=F/m=ue
这样，用牛顿/公斤表示的比冲，同样也可以用米/秒来表示。
比冲这一概念有另一种形象化的表示方法。由于火箭发动机的功能是在某一时间内提供推力，即冲量，那么可以从已知燃烧
时间内推力的变化规律求出冲量。如果这一冲量再除以燃烧时间内所消耗的推进剂质量，我们就得出比冲。这—定义和算法特别适用于固体推进剂发动机，因为这种发动机的质量流量随时间变化很快，所以很难求出。
使读者费解的是现在非常广泛地用“秒”来计算比冲。这是因为通常把比冲看作是每单位重量流量所产生的推力，而单位重量流量是以秒计的。在比冲单位中我们很容易联想到，由于海平面的重力g大约是10米／秒^2，那么250秒比冲就很接近2500米／秒或2500牛顿／公斤。在空气喷气发动机上的应用
空气喷气发动机所适用的推力公式是一广义的推力公式，各种性能标准均适用。推力／空气流量之比就是发动机的比推力并相当于火箭发动机的比冲。当空气喷气发动机还仅在设计阶段时，通常使用燃料流量／推力之比，即燃料比耗一词。
对空气喷气发动机适用的概略推力公式进行精确计算可以发现，对火箭发动机推力公式需增加一项-mua。这一项是相当重要的，因而有加以讨论的必要。
对乘积mua加上一个负号表示，它代表一个与所希望的推力方向相反的力。这个力是一种阻力，因而mua则被认为是一种动量或冲压阻力。这种阻力可以看作是与进入的推进气流有关的动量流量。为了用这一气流产生一个有用的向前的反作用力，其向后的动量必须加大。这样，气流的动量加大，产生推力。因此，mua项在任何意义上都不是不可思议的。它纯系气流加速之前其动量的一个计量单位。因此，发动机在静止状态时，mua就不会出现，因为空气是从静止状态开始加速的。
还应当指出，如果把运动中的空气喷气发动机的推力公式写成下式，就突出了总推力和净推力：
F=F净=mue-mua=F总-D冲压
上式突出说明了一个事实：由于空气喷气发动机中的净推力 一般是两个大的量之间的差，所以F总的减小(由于部件性能的低劣等)可能导致净推力(即有用推力)大幅度地不成比例的下降。因此空气喷气发动机就对固有的发动机性能的些微变化很敏感。
如果说火箭发动机多多少少不受飞行环境影响的话，那么空气喷气发动机则是受周围压力和飞行速度两者的严重影响，图 2．9，2．10，2．11各典型曲线说明了这一点。图2．9 各类动力装置的推力随马赫数的变化
图2．10 各类动力装置的推力随高度的变化推进系统效率
评价推进系统的性能还有另一个可用的方法。 首先考虑发动机是怎么样有效地把燃料燃烧所释放的热转换成高速燃气喷流；第二，这燃气喷流如何有效地被用来推进飞行器。前者导致了热效率理论，而后者导致了推进效率理论。这两种效率相乘就是动力装置的总效率。总效率越好，燃料比耗越低。
图2．11 各类动力装置的燃料比耗(或比冲)随飞行马赫数的变化涡扇还是涡喷?—推进效率的影响
在研制涡轮风扇发动机过程中，为了增加射程，压倒一切的目标是减少燃料比耗(在给定飞行速度和推力下)。在涡扇发动机上，这一目的已经达到。其方法是在较小的热效率成本下，大大增大推进效率。总的效率增加，从而燃料比耗降低。
这一效果的取得是由于增大推进燃气的流量从而减低喷气速度，产生了给定的推力。减低喷气速度也就减低了耗在大气中的推进气流的动能从而提高了推进效率。推进效率的提高由燃料消耗量减少反映出来。还有一些随之而来的后果，其中有一些是我们不希望有的。这些问题我们将在有关空气喷气发动机细节的一节进行讨论。 火箭发动机
在前面的章节中已经提到，固体推进剂火箭发动机相当广泛地用作导弹的动力装置，因此，首先应对这种发动机作适当详细的介绍。但是我们在这样作之前，首先应了解一下对各类火箭都适用的一些原理和性能指标，特别是对两类火箭，我们将给以更多的注意。现在对这些共同的特点作个简要介绍。 性能指标及热力学
除比冲外，还经常使用另外两个火箭发动机性能参数，它们是推力系数Cf和特性速度C*。
首先看推力系数。其重要性在于，对于一定几何形状的喷管来说，它对燃烧压力依赖很大，而几乎不受燃烧温度的影响。因此，推力系数受喷管性能的支配，因而通常把它作为衡量喷管性能的尺度。
另一方面，特性速度却表现为不受燃烧压力的影响，而依赖燃烧温度。于是，特性速度不受喷管性能的影响。恰好，Cf可用来作为喷管性能质量的一个指标，而C*用来作为燃烧过程质量的一个指标。因此，火箭设计师们至少掌握着两个参数，使他们能够分别对待喷管性能和燃烧室性能。
如果给出若干适当的假设条件．火箭发动机的热力性能较容易评价。这些假设条件有，定常的，一元的，无粘性的理想燃气流。对于这一问题，在这里不可能作详细论述，只能作—些概要介绍。但我们知道，火箭喷管出口的燃气速度是一个最重要的参数。利用基本原理可以揭示出，排气速度(它接近于比冲)是燃烧压力，燃烧温度和燃气性质的函数。可见，比冲这样紧密地依赖—上述参数就毫不奇怪了，因为Cf和C*的乘积就是比冲I。
已知比冲紧密地依赖上述各个参数，那么研究一下比冲I怎么样敏感到这些参数的变化是很有意义的。提高压力可以增加比冲，但压力超过40巴，增益就很小了。有其他一些理由使发动机在比40巴大得多的压力下工作，但在相对大的压力增加情况下，比冲增加很小。
提高燃烧温度也可以增加比冲，但在实践上有不少缺点，而且这一作法的局限性与提高压力的情况一样。 喷管性能．
在火箭发动机中，喷管的功能在于通过膨胀过程把燃气加速到高速。前面已讨论过，喷管上游的高压是一个必要的特性。为了达到这一目的，人们曾期望用一个收敛管筒就可以了，但是由于存在“阻塞”现象，燃气的加速是很有限的。这种有限的速度是本身的声速，即收敛喷管出口平面处膨胀燃气的声速。在这种情况下，喷管上游压力(即燃烧压力)与出口平面上的静压之比仅为2。由于这是火箭发动机中可用的典型压力比中很小的一部分，人们必须努力去设法利用全部(或几乎全部)剩余的可用压力比。如果要利用这些被损失的可用压力只有一个办法，那就是在喷管收敛段的出口区下游增加一个扩散段，以便在任一平面上把燃气流加速到比本身产生的声速大得多的高速。这一过程就是加速到超音速的过程。把喷管做成这样的形状是很难凭直观得出结论的，但理论研究说明，要想把亚音速流加速到超音速流，必须把连续的燃气流首先收敛，而后扩散。这就产生了火箭发动机喷管的特殊形状。固体推进剂火箭发动机发动机形状
如图2．2所示，固体推进剂发动机的壳体通常是圆柱式外形。这种简单外形在许多方面是有利的。它通常是具有压力室的高压容器理想形状；也是保证有所希望的燃烧表面面积的非常好的形状；圆柱式形状的气动性能也好；同时对于加工制造，储存和运输也很方便。固体火箭的优点
对于用户来说，在导弹上使用固体火箭发动机的主要优点是，不需要很多地面设备，容易操作，一般只用一简单电路就可以发射。这些特点与早期在导弹上使用液体推进剂发动机，特别是与下一节将要谈到的使用低温液体推进剂的发动机是一个鲜明的对比。今天使用的预包装液体推进剂火箭发动机，例如“长矛”导弹系统，用起来更为方便，就好像在导弹上使用固体火箭发动机一样。 影响性能的诸因素
前面说过，固体火箭发动机主要由如下四个部分组成：能承受高压的发动机壳体，喷管，可燃装药和点火器。实际上，设计和制造固体火箭发动机要比这复杂得多。首先说固体推进剂， 且不说其成份如何，其燃烧表面的形状就是一个非常值得注意的问题。从图2．2所示典型固体发动机的横截面可以看出，固体推进剂暴露在高压下的燃面的燃烧，将产生大量气体状燃烧产物。这些燃烧产物通过尾喷管后在出口平面处被加速到2000米／秒或更大。固体推进剂在发动机中以一定速度燃烧完并且不会爆炸。这样，所产生的推力与生成的燃气的质量流量成正比。因此，大推力要求有大的质量流。
尽管通过选择推进剂燃面的线性燃速可在某种程度上改变质量流量，设计师们所能掌握的主要变量是固体装药燃面面积的大小，这一面积在一圆柱形压力容器内可以设计在一个相对有限的空间内。
为了获得大的推力，必须加大燃面面积以产生大的质量流量。推进剂的迅速燃烧可以在短时间内产生大推力，这时间一般只有3-4秒。反之，燃面面积小，燃料消耗率低，可以产生长时间的小推力。这长时间燃烧大约是5～60秒。这些数字可以代表英国目前正在服役导弹的发动机数据。
固体火箭发动机壳体内压力的高低比其他参数更加依赖于推进剂装药的燃面面积。由于大多数发动机设计成可以产生较为恒定的推力，推进剂装药也设计成恒定的燃面面积以产生恒定的燃烧室压力。这些要求使得必须把推进剂装药设计成有规律的几何形状。其中典型的形状是星形空心装药，如图2．2所示。这种设计一般适用于产生短时间的推力。另一方面，端面燃烧或叫香烟燃烧，一般适用于长时间燃烧。后一种设计，燃烧时间决定于推进剂装药的长度，而前一种设计，药柱的最小厚度或叫径向厚度决定着燃烧时间。 固体推进剂类型
现在必须来研究固体推进剂本身的性质。固体推进剂有两个主要类型。当燃料和氧化剂包含在同一个分子之内时，这种推进剂就叫做均质推进剂。当推进剂是由燃料和氧化剂的混合物组成时，这种推进剂就叫做非均质推进剂。特别是当前一类推进剂的两种主要成份是硝化纤维和硝化甘油时，这种化合物常被看做是双基推进剂。最常见的一种非均质推进剂是用结晶高氯酸铵作为氧化剂，并用一种聚合物粘合剂作为燃料。这类推进剂常被看作是一种复合推进剂，它是一种胶状物质。
还有第三类推进剂，它是由双基推进剂和复合推进剂组合而成。它包括高氯酸铵和铝粉，其基体是硝化纤维和硝酸甘油。这种化合物能量很大，但其缺点是会产生浓烈的白烟。
一般来说，双基推进剂常被英国设计的导弹所采用。尽管它的能量比复合推进剂略低一些，但在使用中无烟，也可以作到不发出闪光。其制造技术有两种—浇注和挤压。浇注法一般用来制造大型装药和其几何形状无法挤压的装药。挤压装药只适用于制造小尺寸药柱，因为挤压机尺寸有限。这样，制造成本较经济，使用方便。 固体推进剂的优缺点
与液体推进剂相比，固体推进剂的主要优点是它的高密度， 这对于体积有限的设计是一大贡献。另一优点是它可以随时处于备用状态。第三个优点是其化学性质稳定可达若干年。最后一个优点是，其基本材料容易获得，经过试验和试用，并且早已在服役中得到考验。
与液体推进剂相比，固体推进剂发动机当然也有它固有的缺点。典型的固体推进剂的比冲在某种程度上低于大多数液体推进剂的比冲；另一个基本的困难在于不能根据要求来改变推力；排气会产生烟雾；使无线电信号衰减较厉害；周围温度的变化对性能有影响等。但是，它的简单，可靠和易于操作等优点大大压过了这些缺点。这些因素就是固体发动机在导弹上应用的优势所在。液体推进剂火箭发动机
如前所述，液体推进剂火箭发动机完全依赖其供应系统而进行工作。因为它与固体推进剂发动机不同，它的推进剂储存在燃烧室之外。一台典型的双组元推进剂发动机的初步设计阶段必须做出决定，是否为储箱加压，以使推进剂喷射到燃烧室中去。除为储箱加压外，另一个可代用的办法就是在储箱和燃烧室之间加泵；这一作法的明显优点是，储箱仅需维持一般压力即可(见图 2．3)。
人们早已认识到，压力储箱的尺寸有一个上限，因为其结构庞大，重量也会剧增。因此，为获得大的总冲，所谓压力供应系统就要让位给重量较轻的涡轮泵供应系统。这种系统应用在许多空间发射飞行器上。一些较小的武器系统(首先是英国制导武器市场对这种系统感兴趣)还有使用压力储箱的。此外，它是一种较简单的系统，应该更加可靠。因此，我们将不继续讨论涡轮泵系统，但将展开来详细讨论一下现代的预包装液体火箭的概念，其特点是在发动机工作时要为推进剂储箱加压。
假定现在在考虑设计一种双组元推进剂发动机，并且早已确认压力储箱供应系统重量比较轻。再加上拟采用自燃推进剂，而这种推进剂的燃料和氧化剂一接触即可点火，那我们就有了一个简单的起动和点火系统。最后，如果把推进剂分别预包装在它们各自的储箱内以避免在导弹发射前它们就注入发动机，那我们就又获得了一个简单的系统。这些就是所谓预包装液体火箭发动机的性能特点。
现在返回来讨论一下这个问题的各个方面。当高比冲作为对发动机的主要要求时，总是选用双组元推进剂发动机。因此，燃料和氧化剂需要分别储存。只有在发动机工作期间才为储箱加压。加压输送系统可以使用储存在气瓶中的高压气体；也可以使用冷燃固体推进剂燃气发生器或单组元液体推进剂所产生的燃气。燃气作用于活塞或膜片上，或直接加压推进剂，使之分别通过它们的喷咀注入燃烧室内。喷咀本身并不比铁板上开‘些小孔更复杂。使用自燃推进剂，就希望推进剂进行液相混合，那么喷咀孔的形状要设计成保证燃料的喷流直接碰撞到氧化剂的喷流。
要把燃料和氧化剂分别预包装到它们的储箱内并在使用之前一直加以密封，要求储箱的材料要与它们所装的内容能够兼容。考虑到某些推进剂的腐蚀性质，这样做并不容易，于是就提出了一些储存问题。
注意到加压储箱供应系统比涡轮泵系统更为简单，并且也注意到预包装液体火箭发动机中储箱密封和自燃推进剂等一些性能特点，仍然还存在下面这一问题：人们根据什么要选择预包装液体发动机而不选用固体发动机?
首先，单纯从性能角度讲，典型的预包装可自燃的燃料／氧化剂组合推进剂，如肼／抑制红色发烟硝酸，其质量比约为0．4 -0．6，完全可以和大多数固体推进剂相媲美。这种推进剂具有较高的比冲和推进剂平均密度，这正是所希望有的性能，特别适用于地对空和空对空导弹。对于更高质量比的液体推进剂，就能 使发动机具有更优越的性能。
大概液体推进剂最重要的优点是易于控制。当导弹的弹道要求推力可调节时，控制就变得非常重要了，而固体发动机却作不到这一点。固体发动机仅限于预先装定的推力变化，例如一种简单的双推力发动机，开始是推力较大的助推段，接着是较长时间的小推力巡航段。液体推进剂的另一些优点是其储存温度范围较宽，其排气对电磁辐射的阻抗较小，而且烟雾较小。
另一方面，液体推进剂成本昂贵，并且使用时不象固体推进剂那样可靠，它们排出的燃气常常是有毒的，并且发动机结构比较脆弱。
关于火箭发动机一节的结论是，在发动机设计和发展工作中有许多实际问题使得固体和液体火箭发动机有其特殊的问题。例如，推力室内的高温给发动机壳体材料的选择和冷却技术带来很大困难。而高压又要求解决应力和重量问题。长期储存又要求发展一些随着时间的流逝而不会变质和腐蚀的推进剂和储箱。而最重要的是，这两种发动机对于用户来说必须安全，可靠，并且越便宜越好。 空气喷气发动机
涡轮喷气和涡轮风扇发动机
过去数年间已看到发展了一些使用涡轮喷气发动机作动力的新的导弹型号。例如，美国麦克唐纳道格拉斯宇航公司的“鱼叉’，反舰导弹和英国航宇公司的“战槌”导弹的后继型号“海鹰”反舰导弹。此外，远程战略导弹“战斧”或空射巡航导弹可能使用涡轮喷气或涡轮风扇发动机。看来还有一些使用涡轮喷气发动机作动力的导弹正在研制中。
苏联多年来一直在使用—些具有飞机外形的空射反舰或对地轰炸导弹。这些导弹的早期型号大都使用涡喷发动机作动力装置，而新型号可能也是如此。无疑，苏联现在研制中的各种武器系统，将使用涡喷或甚至涡扇发动机作动力装置。
至此可以提出这样一个问题：在什么情况下使用涡喷或涡扇发动机作导弹的动力装置。就战术导弹而言，由于防御一方正在竭力发展其在更大距离上探测空中和海上的导弹发射平台的能力，因此这类导弹必须从距其目标更远的距离上发射。此外，为了减少被探测到的机会，这类导弹应当比以前做得更小而速度更快。由于在低空作超音速飞行导弹体积必然要大，因此，导弹速，度宁肯降低到中到高亚音速。在给定的射程范围内，涡喷发动机的燃料比耗比火箭发动机要低，因而这是选用涡喷发动机的非常重要的因素。只有当需要的射程非常远时，涡扇发动机的燃料比耗才优于涡喷发动机。
当超音速飞行速度在马赫2．5左右时，冲压发动机和涡喷发动机的燃料比耗大致相当。在这一速度范围的下限也有一个范围，在此范围内涡喷发动机和冲压发动机的发动机和燃料的总重大致相同。因此，动力装置的最后选择可能根据其他因素来定，例如在马赫0．8情况下从空中发射后其本身的加速能力或承受高 g末段机动飞行能力，末段机动需要增大推力。涡喷发动机可能比冲压发动机更能满足这些要求；但是很显然，对于飞行马赫数在2．5左右的导弹来说，就没有足够的理由去选定较为昂贵的涡喷发动机而不选用较为便宜的冲压发动机。
涡扇发动机很少用作导弹动力装置。只有射程非常远或续航时间长时才适于使用结构复杂而成本高的涡扇发动机，如遥控飞行器。巡航导弹也是如此。用在导弹上的这类涡扇发动机仅可作亚音速飞行，并将有适当的涵道流量比，大约不会大于1．5左右。 性能指标
在判断涡喷或涡扇发动机作为导弹动力装置的适用性时，人们必须在设计阶段使用各种可以计算的参数。这些主要参数包括 所需要的推力大小，为产生这些推力必需的燃料消耗量，为获得这些推力所必需的发动机直径和重量，以及为保证达到所需要的燃烧时间或射程而应具备的燃料重量。前面已经说过，由于发动机穿过空气而向前的速度以及导弹飞行高度对发动机的性能有重要影响，在评价发动机性能时也必须把这些参数计算在内。
在各种可能有的性能参数中，最重要的参数是燃料比耗和比推力。
图2．12 一台给定涡轮喷气发动机的推力和燃料比耗随飞行马赫数和 高度的变化燃料比耗
燃料比耗是衡量单位推力燃料消耗量的一个尺度，可以用 mg/NS或kg/daNh(或用英制lb/hlbf)等单位来表示。这一参数与推进剂比耗相似，在火箭发动机中，后一参数与比冲是互逆的。因而，空气喷气发动机的燃料比耗与火箭发动机的推进剂比耗两个
参数是可以直接比较的。在很少情况会遇到可与燃料比耗互逆的燃料比冲这一参数。要是那样，空气喷气发动机的燃料比冲就可以和火箭发动机的推进剂比冲相比较。
图2．13 涡轮喷气发动机在向前速度下的热动力循环图比推力
进入发动机的空气的单位质量流量所产生的推力，叫做比推力。有时，为了和火箭发动机相比较，也使用空气比冲一语。这一参数可作为设计发动机尺寸的一个指标，因而在给定推力下，也可作为设计发动机重量的一个指标。
在此，对涡喷发动机作一简要评述。人们在选定具有一定推进性能的涡喷发动机作某种用途之前，必须选择适当的热力循
环。为作到这一点必须进行参数研究。在这一过程中，发动机的一些主要性能参数可能会作大的改变，以便找出最佳的参数组合，在这一组合中包括最适当的燃料比耗，比推力，发动机重量等各值，用于“设计”飞行条件。如果要求导弹在基本恒定的飞行速度、高度和推力条件下工作，上述的参数最佳化选择就足够了。此外，如果导弹必须在其他一些飞行条件下工作，则必须进行计算以确定在这些条件下工作时的发动机性能，并且必须作出评价，怎样的性能就足够了。
图2．14 在一定设计高度和飞行马赫数条件下， 比推力和燃料比耗随 最大循环温度和压气机温度升高的变化 如果我们首先考虑设计涡喷发动机的最佳参数，哪些性能参 数是可以由我们来改变以求获得最佳燃料比耗和比推力?回答这—问题的方法就在图2．13中。该图描绘了一个典型的涡喷发动机热力循环图，涡喷在已知的向前速度和高度工作。该循环图是由一系列影响涡喷主要部件的过程构成的。(返回去参见涡喷发动机的图2．4将使读者想起发动机的主要部件)。
设计师所能支配的最重要的变量是压气机内产生的压缩比，过程1-2，以及最大循环温度T3。
有数个较次要的参数也是可以改变的，因而对其影响也作了分析。例如，各单个部件的效率可能对整个发动机的性能发生重要影响。但是，只要集中精力注意两个主要变量的变化造成的影响就足够了，这两个变量是压缩比(或者间接地说是压气机温度升高△Tc)和最大循环温度T3。这些参数变化的结果示于图 2．14。这是在36，000英尺高空作高亚音速巡航飞行时的典型曲线图。 最大循环温度
现在我们来简要地分析一下这些曲线。首先，比推力与最大循环温度T3的大小紧密相关。特别是在导弹动力装置内，这是一个非常重要的结果，因为随T3升高而产生的比推力增益(即在给定推力下发动机尺寸和重量的减小)是希望有的，不管而后燃料比耗增加多少。导弹的直径是有限的，因而发动机的直径也受到限制。但是，很高的最大循环温度意味着要使用昂贵的合金钢作为涡轮叶片的材料。压气机温度升高
第二，压气机温度升高(即压缩比提高)可以减少燃料比耗。但是，在发动机中获得这些热力增益却会导致发动机重量增加，机械结构更复杂，成本上升，因为需要增加压气机和涡轮级的数量。
这些就是从热动力学方面的一些考虑。 总的考虑
当然也可能有这种情形：在不同的高度上以不同的巡航速度飞行，可以在热动力和空气动力两方面都获得性能增益。所有各个方面都要仔细考虑。
在导弹动力装置方面，人们一定在考虑寻求一种简单、重量轻、可一次使用的发动机。在设计上追求短寿命、良好的起动可靠性、能承受高g负载、较好的抗弯曲进气道，还有可探测性低的特征，而最主要的是使用可靠，价钱便宜。 涡轮风扇作导弹的动力装置
我们在简要地介绍了涡喷发动机作为导弹动力装置之后，现在开始研究涡扇发动机。前边我们曾经指出过，涡扇发动机由于提高了推进效率从而可以降低燃料比耗。特别是在作为飞机动力装置时是这样。用于远航程飞机时更可以降低燃料比耗，因为在这种情况下，推力不变时发动机的重量似乎是增加了，发动机直径也有些加大从而吊舱阻力也增加了，但发动机和燃料的总重却是减小了。这种情况在航程近的飞机发动机上表现不明显，其内外涵比大约为2，而宽机身远航程客机发动机大约是5。
作为导弹的动力装置，至今尚未见要求空载导弹的射程达到中航程飞机那样远，因而减少燃料比耗以增大射程就不是为导弹选择动力装置时的主要要求，而可用性，低成本和可靠性却常常是挑选动力装置时的最后的支配因素。此外，空载导弹与中程或远程飞机相比体积很小，一种典型导弹使用的发动机尺寸与一架中等大小的飞机发动机的尺寸相比也常常差一个数量级。这一问题的结论是，导弹用的小涡扇发动机未必存在。因此，发展涡扇发动机的特别计划是需要的，但从现有飞机发动机进行缩比的尝试未必是理想的。 小涡轮发动机问题
最后一点着重讨论一下生产小型涡轮发动机所遇到的某些困难。与大发动机相比，小涡轮部件的生产效率很低。这是由于内部空气动力特性和机械设计的种种限制这两个支配因素造成的，
导弹发动机的直径大都要被限制到小于导弹本身的直径。在这种情况下，涡扇发动机的加工条件更困难，因为涡扇发动机的核心部分甚至比涡喷发动机的核心部分还要小，而产生的推力相同。这就更加减低了压气机和涡轮的潜在效率，并对燃料比耗带来不良影响。涡扇发动机的机械结构比较复杂因而成本也高，因为要满足设计要求，必须采用双轴结构形式。要想避开双轴结构这种形式，大概只有一种可能，那就是在风扇和压气机之间增加一个减速箱。这样一种解决方案，对于一次使用的发动机来说未必是最好的方案。
可以相当肯定地预言，涡扇发动机将不会广泛地作为导弹动力装置来使用，除非对导弹的主要要求是射程远或续航时间很长，这时其成本高和结构复杂是合算的。“战斧”和“空射巡航导弹”这两种导弹就属于这一类。涡扇发动机热循环的最佳化是一个更加复杂的问题，因为这里有4个主要热力参数必须考虑。除涡喷发动机热循环最佳化所使用的压气机压缩比和最大循环温度外，还要加上内外涵比和风扇压缩比。最佳化方法我们不需要作详细讨论，因为它包括许多烦人的计算方法，其结果有如下几个主要质量特性：
1．增加内外涵比可以改善燃料比耗，但会引起比推力明显下降；因此，高内外涵比发动机燃烧效率高，但增加推力却带来结构笨重。
2．最好的风扇压缩比随着最大循环温度升高而增加；
3．最好的风扇压缩比随着内外涵比的增大而减低。
与远程飞机动力装置相比，作为导弹动力装置要求涡扇发动机的性能特性是：适当的最大循环温度，压缩比，内外涵比和双轴结构。这些结论是从对发动机提出的小型，便宜，一次性使用等主要要求得出的。燃料比耗是不是导弹发动机最主要的性能，是值得怀疑的。进气口
以前的大多数关于涡轮发动机的评语都是指在亚音速导弹上应用而言的。亚音速发动机无例外地使用皮托管进气口。它是一个精细加工的管筒，前端开孔，其作用是有效地收集一定量的空气流并将其减速。一般来说，如果需要的话，这种进气口在亚音速范围内能够提供足够的效率和稳定性。当然使它们符合这些性能指标，产生足够的推进能力是重要的，但与在马赫2或更高超音速下工作的进气口比较来说，就没有那么重要了。因后者在超音速下出现了效率、稳定性和非设计速度下工作等一系列非常严重的问题。因此我们在下一节将讨论进气口，特别是用在超音速导弹上的进气口各个方面的问题。正象我们现在理解的那样，这一课题对于冲压发动机来说是最基本的东西，因而将对冲压发动机和冲压火箭的理解起到适当的引路作用。进气口的气体动力学
当皮托管进气口在预先设计的前进速度为亚音速下工作时，被收集的气流以扰动最小的有效方式被有控制地减速，并在提高静压和所希望的马赫数后提供给下一个部件，如果是涡喷发动机，就提供给压气机(见图2．15(a))。那些没有被捕获并且在进气口唇部周围改变方向的空气被局部加速，并入主气流。进气口外部曲率的设计很重要，因为需要避免把变向的气流加速到甚至局部超音速。如果这种情况发生，由于空气不可避免地被减慢到主气流速度而产生激波时，会出现很大阻力。如果进气口迎面气流的方向与进气口轴线不相吻合，这种情况就更加严重。那么进气口就会在倾角下工作。如果前进速度是亚音速，用皮托管进气口就能很满意地解决上述那些问题。
如果这种简单的进气口遇到的是超音速前进速度，那么所产生的是完全不同的流谱。正常的激波是在进气口唇部前方或在其内部形成(见图2.15(b))。为获得最大效率，激波应在可能的最低马赫数时出现。因而不能让激波在进气口内部出现，但可以在进气口前方或在进气口唇部出现。甚至假设动力装置这样优越 的工作性能，在飞行马赫数大于1．5时，一种简单的皮托管进气口其效率也就低到不可取了。因此，如果一种导弹，其飞行弹道大部分是亚音速但有超音速部分，并且假定其飞行马赫数在约 1．5以下，那么就可以使皮托管进气口也在超音速阶段工作。进气口是稳定的并且在任何飞行马赫数和空气质量流量范围内不呈现滞后现象；它应该结构简单，造价低。因而对任何一种亚音速导弹来说，它都是一种有吸引力的动力装置。
图2．15(a) 前进速度为亚音速时的皮托管进气口
图2．15(b) 前进速度为超音速时的皮托管进气口
如果导弹完全是一种超音速导弹，比如说马赫2或更高，那么其进气口必须设计得在整个飞行中效率越高越好。这样一种导弹其设计巡航速度一般不会小于马赫2。可见，在这样大的马赫数下在进气口上游形成正激波，其结果是效率很低，因此在设计时必须避免在飞行速度下出现正激波。这种进气口称为外压缩进气口；一种轴对称外压进气口简图示于图2．16。
图2．16 中心锥超音速进气口的激波图
这一简图所包含的原理是，人们用数级而不是用正激波的一级，把超音速气流减缓到亚音速高压气流。之所以能够这样作，其机理是斜激波，与正激波相比，它是一种阻尼激波。一旦气流加到斜激波上，立刻被偏转和减速，但仍保持超音速。图中所包含的设计原理是产生一个斜激波，而单个正激波一般不特别强烈，因为它是在气流马赫数比自由气流马赫数小得多的情况下产生的。全部效应都收集在一起，并更有效地把气流减缓到所希望的亚音速。这样作比仅在自由气流马赫数下出现的正激波要有效得多。这一改进反映在从进气口进入下一个部件的气流是高压气 流。通常把这称做良好的压力恢复。这一特性对于在马赫数2以上的巡航速度有效地工作的导弹动力装置是非常重要的。这一看法对冲压发动机也是特别适用的，它也是完全依靠进气口来有效地减缓气流，同时使压力急剧升高。这进气口实际上相当于冲压发动机中的压气机。
在外压缩进气口上，唇部外面就会现出某种程度的压缩。这种进气口仅在设计飞行速度下能极好地工作。但它能够在一个较窄范围的飞行速度下满意地工作，并能在迎面气流与进气口轴线有某种倾角时正常工作。如果一种导弹需要在比如说马赫2-4速度范围内飞行，那么进气口要是没有可变几何形状而在这样宽的速度范围内工作，将是不理想的。因此，在使用轴对称进气口时，就希望能够在轴向移动中心锥，以调节斜激波相对于进气口唇部的位置。在一次使用的动力装置中，这样复杂的结构应当避免。因此，至今使用空气喷气发动机作主发动机的超音速导弹，都使用固定几何形状的进气口，并在较窄的巡航飞行速度范围内工作。 冲压发动机
由于固体推进剂火箭发动机较广泛地用作导弹动力装置，制导武器工业界甚至在速度和射程要求完全适于使用冲压发动机时，才勉强地使用它。其结果是，至今使用冲压发动机作动力的导弹很少，正如下面简短但有趣的历史所表明的。
还在二次大战尚未结束时，就付出很大努力去研制冲压发动机，以期获得超音速动力装置。在美国，由三军支持的一些发展计划，至少研制出了三种冲压发动机推进的导弹。在这些导弹中，“那伐鹤人”空载战略导弹系统后来被撒消了，以集中力量发展美国第一种洲际弹道导弹系统“宇宙神”。“波马克”是一种大型地对空导弹系统，于1961年开始装备部队，但在1970年被淘汰了。“黄铜骑士”是一种舰上发射的用于面防御的舰对空导弹系统，于1959年装备部队，在部队中一直服役到80年代初。英国 于50年代初开始研制“警犬I”导弹。到60年代，在研制“警犬Ⅱ”导弹的同时又开始了“海标枪”导弹的研制工作。另一些研制计划未获结果。
从那以后直到现在，美国和欧洲对冲压发动机的兴趣仅限于低调的研究工作，并且只搞冲压发动机作导弹动力装置的实际应用研究。冲压发动机在战术导弹上应用的不多主要是由于固体推进剂火箭发动机继续适用于近程导弹。第二个因素是人们常说的冲压发动机不可避免的需要一台或多台助推发动机，这就导致了双推进系统，尽管火箭推进的导弹也常常是多级火箭或用双推力发动机!最后一个原因是，洲际战略导弹继续是一些弹道式导弹，因而在这类导弹上无法使用冲压发动机。
是什么使冲压发动机时来运转了呢?首先和第一位的原因是，冲压发动机可以提供高速和远射程。这些性能由于地面探测技术的改进对于防御性地对空导弹和进攻性空对地导弹，空对空和地对地导弹来说，变得相当重要了。例如，在对空防御中，如果第一次拦截不成功的话，那么远程高速地对空导弹还有二次拦截的机会。换言之，发射空对地或空对空导弹的发射平台可以从敌人对空防御线之外发射导弹。冲压发动机对于远程低空突防导弹来说也是有很大益处的，例如下一代反舰导弹，使用冲压发动机可以改善防御性突防能力(可作末段动力机动)，减少中途易损性(因为高速)，撞击目标时的动能高(因为高速)等。第二个原因，与上述战术使用的变化有联系的是发动机本身的改进：火箭助推器和冲压式主发动机装入同一个紧凑的推进装置内，称为组合式火箭一冲压发动机。当这种设想在西方还是很新奇的概念时，苏联使用火箭-冲压组合发动机的萨姆-6“根弗”式导弹已于1967年装备部队。冲压发动机的特性
冲压发动机最重要的特性是它能够以适当的燃料消耗量来提供高速推力。此外，它结构简单，大部分用金属薄板制成，因而 造价便宜。这些特性对于中程或远程超音速导弹用动力装置是很适用的。
冲压发动机的基本工作原理前边已经说过，确实是简单的。但是，如果说火箭发动机的性能几乎完全不受周围大气影响的话，冲压发动机的性能则受多种因素的影响，如飞行器前进速度，进气口和扩压器内的压力恢复，迎面气流与发动机轴线的倾角，以及周围环境的压力和温度等。这些复杂的附加因素说明，要从速度范围、高度和推力大小诸方面分析冲压发动机的性能并不简单。
关于超音速空气喷气发动机所用的进气口类型，早已作过较详细的讨论。下面对进气口的特性及其最新发展再做一二点补充说明。
“海标枪’导弹所用的那种轴对称进气口或叫头部进气口(见图2．16)，甚至在有倾角时性能也是较好的。但它也有一些缺点：从进气口、扩压器，穿过弹身到后部的燃烧室和尾喷管，动力装置占据导弹非常大的空间。动力装置侵占了其他导弹部件的位置。最后是，雷达天线的位置安排非常受限制。
另一种进气口是将4个侧面进气口对称地安排在装有发动机的导弹后部位置(见图2．6(b))。这种进气口的缺点是，当导弹进行机动飞行时会产生倾角，前弹身的横向流效应会使进入进气口的气流不对称，因而会大大减低压力恢复系数。腹部进气口或颏下进气口(见2．6(c))，也是装在弹体后部，它构成一个简单的空气传送管道。此外，它可以防止对“扭转”控制导弹产生倾角影响。冲压发动机的性能
在涡喷和涡扇发动机性能一节曾说过，为完成给定的任务而要选择广种动力装置，在完成各种参数的研究之后，还应选定适当的热力循环。在选用冲压发动机时，也要采用这样的方法，只是发动机的工作速度开始时不一定要像亚音速的涡喷发动机那样
计算得那么准确。这是因为发动机工作时的飞行速度是冲压发动机性能好坏的基本的先决条件。由于它是主要的性能参数之一，所以还有机会使飞行速度“最佳化”。在冲压发动机设计工作中，与其用最大循环温度作为附加的主要性能参数，倒不如用油-气比有更大的实际意义。第二个必须引入这些最佳化研究中的重要参数是压力恢复，在本章的引言中已对压力恢复下过定义。压力恢复的大小取决于进气口设计、前进速度和进气口相对于自由气流方向的倾角。设技师要掌握一系列变量，并且为了评价这些变量的组合的实用性，他必须使用许多性能参数，而这些参数又受这些变量选择的影响，因而在这一阶段应当对这些变量进行计算。其中最主要的是燃油比耗，迎面面积和发动机重量。
假定现在要设计一种导弹，其速度，升阻比和燃油质量百分比是已定的，那么导弹所能达到的射程就仪取决于燃料消耗量：燃料比耗越低，射程越远。火箭发动机要是这样，性能就很坏，因为它除了燃料之外还必须带氧化剂。这是空气喷气发动机的一个固有的优点。但是，由于在亚音速和低超音速下冲压压缩比很小，冲压发动机的燃料比耗大大不及在这一速度范围的涡喷发动机。但是，在马赫2左右仅仅不及涡喷发动机，但在马赫2．7以上，冲压发动机就大大优于涡喷发动机了。因此，冲压发动机有一个很宽的飞行速度范围马赫2—4+(见后面的关于速度范围的评论)。在这一速度范围内重量较轻的冲压发动机才有大显身手之地(见图2．11)。
由于超音速导弹与亚音速导弹相比在相同的重量下，它要遇到更大的阻力，因而需要安装更大的推进装置。而这样又会导致阻力的增加，特别是外部安装方式(例如“警犬”导弹)。幸好冲压发动机单位迎面面积所产生的推力可与涡喷相比，因此，它非常适用于超音速飞行器。在单位发动机重量所产生的推力方面也比涡喷发动机优越得多。对涡喷发动机和冲压发动机的机械结构作一简单研究就可以说明这一点。
除上述各点外，在速度达到马赫4．5以上，甚至在高空，冲压温度升高会对冲压发动机的结构强度带来不利影响。在某一高度和速度下，燃烧室内压力过低，也可能使燃烧效率降低。在接近高超音速时(马赫4．5以上)，所产生的分离现象可以减低燃烧室性能。最后，在高空，尽管导弹是高速的，由于动压过低也会给它的气动性能带来不利影响。图2．17 一台给定冲压发动机的推力和燃料比耗随飞行马赫数和飞行
高度的变化
根据参数研究结果，将选定热循环。这是主要性能参数的最后选择，这些参数有：导弹巡航速度，高度，推力，重量，燃料消耗量等，它们都应标明在设计图纸上。而后，由这些性能参数就可算出设计点性能。由于冲压发动机在助推段完成后并不是在
精确的、不变的速度和高度，以及油气比等条件下进行工作，所以必须改变其性能，使之适应导弹的飞行弹道。因此，这就要求冲压发动机制造商提供一系列性能数据表，这种表应说明，在一定的油气比量值条件下推力和燃料比耗随速度和高度变化的方法。图2．17是一组典型的冲压发动机性能曲线，其正常设计点速度是2．5马赫，高度11公里。
这一性能曲线图说明，由于发动机的前进速度增加推力也增加，但燃料比耗下降。这些趋势一般来说是对的，但这是过于简化了的图象，性能的变化事实上是复杂的。上述结果是在节流状态下得出的，它减低了油气混合比，并用非对称迎面气流对着进气口。对性能的另一些限制因素是在过低的前进速度下的不稳定工作，或者由于高度和前进速度选择不当，致使燃烧室内压力过低。然而也许需要指出，要使一台具有一定几何形状的冲压发动机满足导弹弹道要求，必须作很大努力使冲压发动机尽可能小的偏离其原来的设计条件，这与符合作战要求和经济性好是一致的。对于冲压发动机的这些限制因素将使它成为—种更简单、便宜，更可靠的发动机。固体燃料冲压发动机
前一段提到厂简单、便宜，就有必要简要介绍一下固体燃料冲压发动机。过去所讨论的一般性能特性是就普通的碳氢液体燃料冲压发动机而言的。近年来出现了一种代用燃料结构，具有较大吸引力。固体燃料冲压发动机不能与冲压火箭混为一谈，关于冲压火箭还要作较详细的讨论。固体燃料冲压发动机示意图见图 2．18。
普通液体燃料冲压发动机使用标准的涡喷发动机燃烧技术：通常是用泵把煤油从储箱中吸出并定量地供入燃烧室。而固体燃料冲压发动机则使用浇注到燃烧室内的固体燃料药柱。一旦点火，固体燃料药柱便在从进气口来的气流中燃烧。这样一种方案的优点是结构简单，造价便宜，但要想控制推力的大小非常困
难。在比冲方面它优于普通固体燃料火箭，但不及一般的液体冲压发动机。由于燃料密度高可能反而使比冲下降。这种方案，在稳定工作条件下其性能是足够的，但这样严格的限定条件，限制了它的使用范围。图2．18 具有轴对称侧面进气道的固体燃料冲压发动机冲压火箭
冲压火箭是一种组合动力装置，它也使用固体燃料，但工作原理不同。参考下图将是很有帮助的。
其工作原理是很简单的。用一固体推进剂燃气发生器，其结构很像一具普通的固体推进剂火箭发动机。用烟火点火器点燃后，在燃气发生器内生成高温富油燃气流，运气流被送入燃烧室内，当冲压空气与高温富油燃气一混合便自然点火。这种固体推进剂药柱不同于一般的复合药柱，因为它含有的氧化剂份量很小。一旦点燃，燃气发生器将不停地工作直至推进剂耗尽，因此不会出现液体冲压发动机常见的熄火问题。在导弹上这是一个特别重要的特性。由于作战机动性的要求，有时迎面气流与进气口之间的倾角可达10°。在液体燃料冲压发动机中，进入燃烧室的气流的扰动有可能引起熄火。
图2．19 具有轴对称侧面进气道的固体推进剂冲压火箭
典型的，使用中能固体推进剂的冲压火箭，其比冲不及使用碳氢燃料的液体冲压发动机。甚至硼的比例较大而拥有很高热值的高能固体推进剂，也略有逊色。这是由于推进剂中有一部分氧化剂和主燃烧室内燃烧效率不够高造成的后果。但是硼类燃料作为燃气发生器的推进剂，其密度比煤油高一倍。而推进剂的密度和比冲的乘积前者比后者明显地高得多。
在容积有限的设计中，推进剂装填密度高这一特点很重要。硼类高能推进剂(及有金属添加物的中能复合药)的缺点是发射后有烟雾特征，而使用要求是不能有可见航迹。另一重要缺点是要改变推力大小很困难。在许多使用冲压发动机的导弹中，除使用简单外，还要求发动机的推力可以调节，以适应高度、速度变化及末段机动的要求。冲压火箭要完成这一任务比普通的液体燃料冲压发动机要困难得多。
为改变燃气发生器的燃气流量，喷管喉部面积与推进剂燃面面积之比必须是可调的。这就要求改变燃气发生器的燃烧压力，从而改变推进剂的燃气生成率。实际上，要达到这…目的就必须在喷管喉部装设一个移动塞或在喷管中加一侧向滑动板，从而减小或增加燃气发生器喷管喉道面积。此外，对这种喉道面积的变
化响应速度一般是不能令人满意的。发动机制造商不管把什么样的技术引用到发动机上来，人们仍然认为，要发展一种满意的调节系统将是非常困难的。冲压火箭的这种不可克服的困难被认为是它的基本弱点。其后果是，如前所述，固体推进剂冲压火箭将仅限于应用在那些不大要求推力调节的武器系统上。在这种场合，这类发动机将是一种结构简单，造价便宜，在使用中可靠性高并且易于操作的动力装置。因此，液体燃料冲压发动机及其昂贵的燃油调节系统，泵，各种阀门和储箱等，大概将继续是那些具有可变弹道从而需要精确调节推力的导弹理想的动力装置。图2．20(a) 用冲压发动机推进的导弹及其环列式助推火箭助推问题
如果不提冲压发动机依赖的助推问题，冲压发动机这一节就还没有结束。
图2．20(b) 用冲压发动机推进的导弹及其串联式助推火箭
直到数年前，冲压发动机推进的飞行器，总是要用一个或数个火箭把它加速到接近其巡航速度。典型的情况是经过3或4秒后，助推器把飞行器加速到马赫2，而后助推器脱落。在助推段结束之前，冲压发动机点火。这样，在助推器燃完时冲压发动机刚好加大到所需要的推力，由助推段平滑地过渡到巡航段。假设对导弹的总的体积没有限制，除导弹外，助推发动机本身的重量也得被加速，那么增加助推器这一系统是很令人满意的。现在一般使用两种结构外形：环列式(图2．20(a))和串联式(图 2．20(b))。
当对于导弹总的体积有限制时，把助推火箭组装到冲压发动机内部具有很大优越性。这称为组合式火箭冲压发动机(见图 2．21)。
图2．21 组合式火箭冲压发动机
根据上述原理，使用了两用燃烧室以获得更大的容积效率。把助推器的固体推进剂药柱装入燃烧室。此外，由于助推器推进剂要在比冲压发动机燃烧压力高得多的压力下燃烧，在助推段使用一个特制的小型插入式喷管。与此同时，一个或数个进气口都要用盖封闭。助推段终了时，助推喷管脱落，进气口盖被吹破，使冲压空气进入燃烧室，燃烧室这时开始发挥其第二个作用，使空气与燃料混合。燃料可能是液体的或气体的。这要看基本的设计是普通的液体燃料冲压发动机还是固体推进剂冲压火箭(见图 2．19)。由于这种组合结构避免了使用分离脱落式助推器，有可能使导弹的体积只有分离式结构的冲压发动机体积的60— 70％。
与这种结构有关的各种发展课题中，应当指出，装有组合助推器推进系统的关键的工作阶段大约是从火箭助推段向冲压发动机巡航段的过渡。助推段终了和巡航段开始之间的滞后时间必须最小，以避免导弹过渡的减速，甚至有达不到所希望的工作条件的危险。
发动机使用概要
除空气喷气发动机之外，不可能把某些发动机特性与某种特定类型的导弹相匹配。固体推进剂发动机用途是很广的，也排除了这种可能性。但下表简要地说明了，各种类型的发动机有其典型的使用范围。举例如下：
发动机类型 导弹类型 应用实例
固体推进剂火箭 反坦克导弹 劳，米兰，
发动机 (轻型、中型、重型) 旋火
空对空导弹 魔术，天空闪
(近程、中程、远程) 光，不死鸟
地对空导弹 吹管，轻剑
(超低空、低空、中高空) 爱国者
空对地导弹 战槌，小牛
反舰导弹 海鸥， 屯鱼
(近程、中程／远程)
地对地导弹 北极星，民兵
(弹道式战略导弹)
地对地导弹 潘兴
(弹道式战术导弹)
涡轮风扇发动机 地对地导弹 战斧，
(巡航式战略导弹) 空射巡航导弹
涡轮喷气发动机 地对地导弹 鱼叉
(巡航式亚音速战术导弹)
反舰导弹 海鹰，鱼叉
(巡航式亚音速战术导弹)
冲压喷气发动机 地(舰)对空导弹 警犬，海标枪
(中远程、高空、
超音速导弹)
反舰导弹 先进舰对舰
(中远程、超音速导弹) 导弹
液体推进剂火箭 地对地导弹 长矛
发动机 (弹道式战术导弹)
未来发展
可以有把握地说，至少到2000年在导弹动力装置中，固体推进剂火箭发动机仍将保留其优势地位。首先，假定战略弹道导弹仍继续装备部队的话，仍将是多级固体推进剂火箭飞行器，看不出会有什么变化。其次，在所有弹道式武器领域情况和上面相似。第三在空对空和反坦克等近程武器中，结构紧密，造价便宜和可靠性高的固体推进剂火箭发动机无疑将永远保留下去。
至于战术弹道式导弹，情况就不一定了。许多北约国家使用美国的“长矛”导弹系统，它用双组元液体火箭发动机作动力装置。人们仍在观望，用什么样的武器系统来最终取代“长矛”导弹。
近年来，一种非弹道式武器，即亚音速巡航导弹挤入了战略武器的行列。这种导弹之所以能够出现，主要是由于制导技术的进步以及在设计和制造轻型一次使用的涡喷和涡扇发动机方面取得进展。作为一种防御措施，对这种武器的改进可能包括研制巡航导弹的超音速型号，但这样一种想法能否实现是值得怀疑的，因为要化费巨额的发展经费。
但是，用空气喷气发动机作为超音速战术导弹的动力装置，其兴趣日益增加。在这一领域经过几年的停滞之后，现在要求加大空对空，地对空和反舰各类导弹的射程，同时保留或保持其超音速速度；这在低空有时有这种要求。冲压喷气发动机和冲压火箭就是传统动力装置的一种新生，并出现了几种有趣的结构外形。现在尚无迹象表明会有速度大于马赫4的导弹开始服役，因此可以有把握地认为，不会很快出现用冲压发动机推进的速度达到马赫5以上的导弹。用空气喷气发动机作为导弹动力装置的兴趣，现在是空前的高涨。
最后，除美国“长矛”导弹外，现在未见用预包装液体火箭发动机作为导弹主要动力装置的，这是无疑的。除其他原因外，现在没有一种飞行器可使用预包装液体发动机，根据要求在近程和中程射程范围内获得很宽范围的推力。
自我测验题
1．请解释一下喷气推进原理。
2．当导弹作直线和水平飞行时，其喷气发动机推力的作用 是什么?
3．冲压发动机推进的导弹可以在大于喷流速度的速度下飞 行吗?
4．以喷流速度为序由低到高列出各类不同的动力装置。
5．当煤油在燃气涡轮发动机燃烧室内燃烧时，燃气流的压 力是升高、下降还是保持恒定?
6．请解释一下，在冲压发动机进气口内“压力恢复”指的是 什么?
7．说出双基推进剂装药两种成型技术的名称，并说明那种 技术适用于那种装药。
8．为什么空气喷气发动机的推力比火箭发动机的推力对喷 管性能的变化更为敏感?
9．说出为“旋火”这样的反坦克导弹选择固体火箭发动机的 理由。
10．列出已知的使用下列发动机的导弹：
(1)液体推进剂发动机；
(2)双推力固体推进剂发动机；
(3)冲压喷气发动机；
(4)冲压火箭发动机；
(5)涡轮喷气发动机；
(6)涡轮风扇发动机。
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讨论区 → [军事装备] → 第8册 制导武器(含轻型非制导反坦克武器)
2008-4-13 6:46:36
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