| 词条 | 导弹推进系统 |
| 释义 | § 导弹推进系统 利用反作用原理为导弹飞行提供动力源的装置。亦称动力装置。它通常由喷气发动机和推进剂供应系统两大部分组成，喷气发动机分为火箭发动机和空气喷气发动机两大类。前一类携带氧化剂和燃烧剂，适用于在大气层外飞行的导弹，通常有固体火箭发动机、液体火箭发动机和固－液火箭发动机。后一类只携带燃烧剂，要依靠空气中的氧才能工作，适用于在大气层内飞行的导弹，通常有涡轮喷气发动机、涡轮风扇喷气发动机和冲压喷气发动机。 § 简史 中国不迟于12世纪中叶，就使用了以火药燃气作推力的火箭。这种火箭,是以竹壳或纸缠成药筒,内装火药,底部有点火引线和排气孔。点燃后,火药燃气由排气孔喷出产生推力，推动火箭飞向远方。这实际是现代固体火箭发动机的雏型。到19世纪末和20世纪初，一些国家在探索星际航行的同时，对喷气反作用原理及其应用也进行了广泛研究。如1903年，俄国科学家Κ.Э.齐奥尔科夫斯基提出用氢、氧作为推进剂的液体火箭发动机的设想。1926年，美国火箭技术科学家R.H.戈达德首次发射了一枚以液氧加煤油作推进剂的无控液体火箭。1937年，英国发明家F.惠特尔试验成功第一台涡轮喷气发动机。这些都为喷气动力的实际应用奠定了基础。 在第二次世界大战中，德国将脉动冲压喷气发动机用于 V-1巡航导弹，将以液氧加酒精作推进剂的液体火箭发动机用于V-2弹道导弹,将固体火箭发动机用于“蝴蝶”地空导弹。战后，一些国家在此基础上发展了各自的推进系统，尤其是液体火箭发动机，随着设计的逐步完善，被广泛地应用于战略弹道导弹。如50年代美国的“大力神”和苏联的SS-4导弹，均采用液体火箭发动机。60年代以来，由于固体火箭发动机一些关键技术的突破，美国新研制的弹道导弹大都采用固体火箭发动机，而苏联的同类导弹则多数仍沿用液体火箭发动机。在此期间，还出现了耗油率低、效率高的小型涡轮风扇喷气发动机，为发展巡航导弹提供了先进的推进系统。美国于80年代初装备的 BGM-109“战斧”巡航导弹，采用了一台涡轮风扇喷气发动机。 固体火箭发动机 用固态物质作为推进剂的火箭发动机。通常由壳体(燃烧室)、固体推进剂、喷管、点火装置和推力终止装置等组成(图1)。壳体内装填推进剂，又作燃烧室,并传递推力。固体推进剂的燃烧剂和氧化剂，可以是混合型（矿物氧化剂和有机燃烧剂的混合物），也可以是双基型（其分子包含有燃烧剂和氧化剂的有机凝胶混合物），可浇铸成型或做成药柱装填。喷管用于超音速排出燃气，产生反作用推力。有的喷管可以摆动或装有偏流装置，用来控制推力向量。点火装置在点火指令控制下产生高温高压火焰，用以点燃推进剂。弹道导弹或运载火箭的末级固体火箭发动机为控制末级速度，往往装有推力终止装置，用于在关机指令控制下,将燃烧室内的压力泄掉,火焰熄灭，使推力终止。固体火箭发动机的推进剂密度大，结构简单紧凑，使用方便，发射准备时间短，可靠性较高。但比推力较低，结构重量较大,推力终止精度低,重复启动困难，在运输、贮存中对环境条件要求较严格。因而，研制高能固体推进剂，提高推力控制精度和改进大型装药的制造工艺，是其发展方向。 导弹推进系统 液体火箭发动机 用液态物质作为推进剂的火箭发动机。通常由推力室、推进剂供应系统和发动机控制系统等组成（图 2）。推力室包括注油器、燃烧室、喷管等。推进剂供应系统包括推进剂贮箱、输送管路、活门和自动调节器等。液体火箭发动机根据所用的推进剂性质，可分为自燃和非自燃、单组元和双组元等类型。根据推进剂供应方式，又可分为挤压式和泵压式。挤压式结构简单，但性能较低，仅适用于要求推力较小的导弹；泵压式系统虽较复杂，但性能较高。图 2是典型的双组元推进剂、再生冷却、泵压式系统的液体火箭发动机。其工作原理是：燃气发生器产生燃气推动燃气涡轮机，后者带动燃烧剂泵和氧化剂泵。推进剂经过泵后具有很高的压头，再经喷嘴呈雾状进入燃烧室燃烧，产生的高温高压燃气（温度2000～4500K，压力147×104～1960×104Pa），经喷管以超音速排出，产生反作用推力。为了给贮箱提供适当的压力，以保证泵正常工作，需采用增压系统。增压用的工质可以是贮存在蓄压器中的气体，也可以是燃气、涡轮废气或汽化的一种推进剂。为了冷却燃烧室，往往使一种推进剂通过燃烧室夹壁（冷却套）后再进入燃烧室，称再生冷却。如工作时间短，可用不冷却燃烧室的液体火箭发动机。目前性能最好的是高压补燃式液体火箭发动机，其特点是燃烧室压力高，结构尺寸小，燃气发生器的燃气推动涡轮机后进入燃烧室二次燃烧，而不当作废气排出，因此比推力高。液体火箭发动机比推力较高，工作时间长，调节推力、关机和再次启动较容易，并易于实现多发动机并联使用。但结构复杂,发射准备时间长,操作使用不便。研制高性能的液体推进剂，提高发动机的比推力，减轻结构重量和扩大性能参数的调节范围，是其发展方向。 导弹推进系统 固－液火箭发动机 通常采用固体燃烧剂和液体氧化剂，也可采用固体氧化剂和液体燃烧剂。通常由增压气瓶、喷注器、燃烧室、喷管、液体氧化剂箱和环形装药（固体燃烧剂）等组成（图3）。固体燃烧剂在燃烧室内的装填方式，与固体火箭发动机相似。其工作原理是：首先通过增压气瓶来挤压氧化剂箱中的液体氧化剂，经活门和喷注器喷入燃烧室，与固体燃烧剂一起燃烧，产生高温燃气经喷管超音速排出，产生反作用推力。20世纪50年代，提出设计此类发动机，是力图综合固体与液体火箭发动机的优点。但除60年代曾用于靶机外，未见扩大应用。 涡轮喷气发动机 利用涡轮压气机完成空气压缩的喷气发动机,其原理和构造如图4所示。流动的空气由进气道进入发动机，经过压气机的压缩而提高压力，流入燃烧室与喷注器喷出的燃烧剂相混合后燃烧，产生的高温燃气流过涡轮机时膨胀并加速流动,驱动涡轮机而做功。压气机与涡轮机同轴,这样压气机就得到了持续转动的动力。通过涡轮机的燃气流还剩余大部分动能，通过喷管高速排出产生反作用推力。涡轮喷气发动机在巡航导弹上得到较广泛的应用。 涡轮风扇喷气发动机 是在涡轮螺桨发动机的基础上改进而成。它的推力由燃气和空气两个涵道产生，内涵道是标准的涡轮喷气发动机，外涵道是由风扇（相当于螺桨）产生的喷气流。风扇由涡轮带动，变换风扇和压气机叶片的角度，实现涵道之间的气流分配。使用外涵道的目的，是为了在达到一定推力时降低耗油率。涡轮风扇喷气发动机的原理和构造如图 5所示。流动的空气由进气道进入发动机，通过风扇叶片后被分成两股，分别进入内涵道和外涵道。通过内涵道的一股空气，经多级压气机压缩而提高压力，流入燃烧室与喷注器喷出的燃烧剂相混合后燃烧，产生的高温燃气通过高低压涡轮机时膨胀并加速流动，驱动涡轮机而做功。涡轮机与压气机、风扇是同轴的，这样压气机和风扇就得到了持续转动的动力。通过涡轮机的燃气流还剩余一部分动能，由喷管排出产生反作用推力。通过外涵道的那股气流给风扇叶片以反作用力，使风扇产生向前的拉力。因此，涡轮风扇喷气发动机的总推力，是由喷气推力和风扇拉力两部分组成的。涡轮风扇喷气发动机兼有涡轮螺桨和涡轮喷气发动机两者的优点，耗油率较低，推进效率和经济性好，噪音小；但其迎风面积比涡轮喷气发动机大,风扇的空气动力又受到限制,多用于亚音速飞行的导弹。进一步降低耗油率和结构重量，缩小体积，是其发展方向。 导弹推进系统 冲压喷气发动机 利用高速气流的冲压来完成空气压缩的喷气发动机,其原理和构造如图6所示。高速的迎面气流进入扩压器后，速度降低，使气体的压力、温度和密度骤然增加，受到压缩后的空气流进入燃烧室内与喷注器喷出的燃油相混合后燃烧，产生的高温燃气流经过喷管以超音速排出，产生反作用推力。点火器、预燃室的作用是点火和维持连续燃烧。火焰稳定器用以滞止和稳定火焰。火焰筒用以隔热和稳定气流。冲压喷气发动机结构简单,无转动部分,重量轻，推力重量比大，多用于马赫数在2～3.5范围内和高空飞行的导弹。但只能在气流速度足够大的情况下启动和工作，因而只限于在携带助推加速器的导弹上使用。 导弹推进系统 组合发动机 为弥补冲压喷气发动机的缺点，由两种喷气发动机组合而成。通常有整体式火箭 /冲压发动机、火箭冲压组合发动机和套管火箭发动机等类型。它兼有火箭发动机和冲压喷气发动机的某些优点。随着战术导弹向超音速、远射程发展，研制组合发动机有可能成为战术导弹推进系统的一个重要发展方向。 根据对导弹战术技术要求的不同，在导弹设计过程中选用不同的推进系统。小型的战术导弹要求机动性好和发射准备时间短，如空空导弹、地空导弹和反坦克导弹等一般采用固体火箭发动机。战略弹道导弹要求运载能力大，需选用大推力的固体或液体火箭发动机，甚至把几个发动机并联起来工作。多级导弹则要求上面级的发动机具有真空中正常点火和持续工作的能力。对于在大气层内飞行的巡航导弹，以选用耗油率低、工作时间长的空气喷气发动机为宜。但不论选用哪种发动机，都要求可靠性高、推进剂能量高、发动机效率高、重量轻和使用维护方便。 姿态控制发动机 用于导弹姿态控制的火箭发动机。它一般采用单组元或双组元的液体推进剂，用产生连续推力的摇摆推力室或产生脉冲推力的固定推力室，其输送系统为挤压式。一般都是小推力的，可多次启动，推力值可以是恒定的,或是可调节的。图7是典型的单组元挤压姿态控制发动机系统的示意图。其工作原理是：挤压气瓶中的气体把推进剂贮箱中的推进剂挤出，在流到控制阀门前，姿态控制指令把相应的控制阀门打开，推进剂分解成高温气体，再经喷管加速排出，产生反作用推力。把多个推力室布置在适当的空间阵上，有规律地开闭各个推力室，就可以实现姿态控制。由于姿态控制发动机具有推力小、控制精确、可多次启动和推力可调等特点，它已发展成为液体火箭发动机的一个特殊分支。 导弹推进系统 § 配图 § 相关连接 |
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