飛彈推進系統
利用反作用原理為飛彈飛行提供動力源的裝置。亦稱動力裝置。它通常由噴氣發動機和推進劑供應系統兩大部分組成，噴氣發動機分為火箭發動機和空氣噴氣發動機兩大類。前一類攜帶氧化劑和燃燒劑，適用於在大氣層外飛行的飛彈，通常有固體火箭發動機、液體火箭發動機和固－液火箭發動機。後一類只攜帶燃燒劑，要依靠空氣中的氧才能工作，適用於在大氣層內飛行的飛彈，通常有渦輪噴氣發動機、渦輪風扇噴氣發動機和衝壓噴氣發動機。簡史
中國不遲於12世紀中葉，就使用了以火藥燃氣作推力的火箭。這種火箭,是以竹殼或紙纏成藥筒,內裝火藥,底部有點火引線和排氣孔。點燃後,火藥燃氣由排氣孔噴出產生推力，推動火箭飛向遠方。這實際是現代固體火箭發動機的雛型。到19世紀末和20世紀初，一些國家在探索星際航行的同時，對噴氣反作用原理及其套用也進行了廣泛研究。如1903年，俄國科學家Κ.Э.齊奧爾科夫斯基提出用氫、氧作為推進劑的液體火箭發動機的構想。1926年，美國火箭技術科學家R.H.戈達德首次發射了一枚以液氧加煤油作推進劑的無控液體火箭。1937年，英國發明家F.惠特爾試驗成功第一台渦輪噴氣發動機。這些都為噴氣動力的實際套用奠定了基礎。
在第二次世界大戰中，德國將脈動衝壓噴氣發動機用於 V-1巡航飛彈，將以液氧加酒精作推進劑的液體火箭發動機用於V-2彈道飛彈,將固體火箭發動機用於“蝴蝶”地空飛彈。戰後，一些國家在此基礎上發展了各自的推進系統，尤其是液體火箭發動機，隨著設計的逐步完善，被廣泛地套用於戰略彈道飛彈。如50年代美國的“大力神”和蘇聯的SS-4飛彈，均採用液體火箭發動機。60年代以來，由於固體火箭發動機一些關鍵技術的突破，美國新研製的彈道飛彈大都採用固體火箭發動機，而蘇聯的同類飛彈則多數仍沿用液體火箭發動機。在此期間，還出現了耗油率低、效率高的小型渦輪風扇噴氣發動機，為發展巡航飛彈提供了先進的推進系統。美國於80年代初裝備的 BGM-109“戰斧”巡航飛彈，採用了一台渦輪風扇噴氣發動機。
固體火箭發動機 用固態物質作為推進劑的火箭發動機。通常由殼體(燃燒室)、固體推進劑、噴管、點火裝置和推力終止裝置等組成(圖1)。殼體內裝填推進劑，又作燃燒室,並傳遞推力。固體推進劑的燃燒劑和氧化劑，可以是混合型（礦物氧化劑和有機燃燒劑的混合物），也可以是雙基型（其分子包含有燃燒劑和氧化劑的有機凝膠混合物），可澆鑄成型或做成藥柱裝填。噴管用於超音速排出燃氣，產生反作用推力。有的噴管可以擺動或裝有偏流裝置，用來控制推力向量。點火裝置在點火指令控制下產生高溫高壓火焰，用以點燃推進劑。彈道飛彈或運載火箭的末級固體火箭發動機為控制末級速度，往往裝有推力終止裝置，用於在關機指令控制下,將燃燒室內的壓力泄掉,火焰熄滅，使推力終止。固體火箭發動機的推進劑密度大，結構簡單緊湊，使用方便，發射準備時間短，可靠性較高。但比推力較低，結構重量較大,推力終止精度低,重複啟動困難，在運輸、貯存中對環境條件要求較嚴格。因而，研製高能固體推進劑，提高推力控制精度和改進大型裝藥的製造工藝，是其發展方向。
飛彈推進系統液體火箭發動機 用液態物質作為推進劑的火箭發動機。通常由推力室、推進劑供應系統和發動機控制系統等組成（圖 2）。推力室包括注油器、燃燒室、噴管等。推進劑供應系統包括推進劑貯箱、輸送管路、活門和自動調節器等。液體火箭發動機根據所用的推進劑性質，可分為自燃和非自燃、單組元和雙組元等類型。根據推進劑供應方式，又可分為擠壓式和泵壓式。擠壓式結構簡單，但性能較低，僅適用於要求推力較小的飛彈；泵壓式系統雖較複雜，但性能較高。圖 2是典型的雙組元推進劑、再生冷卻、泵壓式系統的液體火箭發動機。其工作原理是：燃氣發生器產生燃氣推動燃氣渦輪機，後者帶動燃燒劑泵和氧化劑泵。推進劑經過泵後具有很高的壓頭，再經噴嘴呈霧狀進入燃燒室燃燒，產生的高溫高壓燃氣（溫度2000～4500K，壓力147×104～1960×104Pa），經噴管以超音速排出，產生反作用推力。為了給貯箱提供適當的壓力，以保證泵正常工作，需採用增壓系統。增壓用的工質可以是貯存在蓄壓器中的氣體，也可以是燃氣、渦輪廢氣或汽化的一種推進劑。為了冷卻燃燒室，往往使一種推進劑通過燃燒室夾壁（冷卻套）後再進入燃燒室，稱再生冷卻。如工作時間短，可用不冷卻燃燒室的液體火箭發動機。目前性能最好的是高壓補燃式液體火箭發動機，其特點是燃燒室壓力高，結構尺寸小，燃氣發生器的燃氣推動渦輪機後進入燃燒室二次燃燒，而不當作廢氣排出，因此比推力高。液體火箭發動機比推力較高，工作時間長，調節推力、關機和再次啟動較容易，並易於實現多發動機並聯使用。但結構複雜,發射準備時間長,操作使用不便。研製高性能的液體推進劑，提高發動機的比推力，減輕結構重量和擴大性能參數的調節範圍，是其發展方向。
飛彈推進系統固－液火箭發動機 通常採用固體燃燒劑和液體氧化劑，也可採用固體氧化劑和液體燃燒劑。通常由增壓氣瓶、噴注器、燃燒室、噴管、液體氧化劑箱和環形裝藥（固體燃燒劑）等組成（圖3）。固體燃燒劑在燃燒室內的裝填方式，與固體火箭發動機相似。其工作原理是：首先通過增壓氣瓶來擠壓氧化劑箱中的液體氧化劑，經活門和噴注器噴入燃燒室，與固體燃燒劑一起燃燒，產生高溫燃氣經噴管超音速排出，產生反作用推力。20世紀50年代，提出設計此類發動機，是力圖綜合固體與液體火箭發動機的優點。但除60年代曾用於靶機外，未見擴大套用。
渦輪噴氣發動機 利用渦輪壓氣機完成空氣壓縮的噴氣發動機,其原理和構造如圖4所示。流動的空氣由進氣道進入發動機，經過壓氣機的壓縮而提高壓力，流入燃燒室與噴注器噴出的燃燒劑相混合後燃燒，產生的高溫燃氣流過渦輪機時膨脹並加速流動,驅動渦輪機而做功。壓氣機與渦輪機同軸,這樣壓氣機就得到了持續轉動的動力。通過渦輪機的燃氣流還剩餘大部分動能，通過噴管高速排出產生反作用推力。渦輪噴氣發動機在巡航飛彈上得到較廣泛的套用。
渦輪風扇噴氣發動機 是在渦輪螺槳發動機的基礎上改進而成。它的推力由燃氣和空氣兩個涵道產生，內涵道是標準的渦輪噴氣發動機，外涵道是由風扇（相當於螺槳）產生的噴氣流。風扇由渦輪帶動，變換風扇和壓氣機葉片的角度，實現涵道之間的氣流分配。使用外涵道的目的，是為了在達到一定推力時降低耗油率。渦輪風扇噴氣發動機的原理和構造如圖 5所示。流動的空氣由進氣道進入發動機，通過風扇葉片後被分成兩股，分別進入內涵道和外涵道。通過內涵道的一股空氣，經多級壓氣機壓縮而提高壓力，流入燃燒室與噴注器噴出的燃燒劑相混合後燃燒，產生的高溫燃氣通過高低壓渦輪機時膨脹並加速流動，驅動渦輪機而做功。渦輪機與壓氣機、風扇是同軸的，這樣壓氣機和風扇就得到了持續轉動的動力。通過渦輪機的燃氣流還剩餘一部分動能，由噴管排出產生反作用推力。通過外涵道的那股氣流給風扇葉片以反作用力，使風扇產生向前的拉力。因此，渦輪風扇噴氣發動機的總推力，是由噴氣推力和風扇拉力兩部分組成的。渦輪風扇噴氣發動機兼有渦輪螺槳和渦輪噴氣發動機兩者的優點，耗油率較低，推進效率和經濟性好，噪音小；但其迎風面積比渦輪噴氣發動機大,風扇的空氣動力又受到限制,多用於亞音速飛行的飛彈。進一步降低耗油率和結構重量，縮小體積，是其發展方向。
飛彈推進系統衝壓噴氣發動機 利用高速氣流的衝壓來完成空氣壓縮的噴氣發動機,其原理和構造如圖6所示。高速的迎面氣流進入擴壓器後，速度降低，使氣體的壓力、溫度和密度驟然增加，受到壓縮後的空氣流進入燃燒室內與噴注器噴出的燃油相混合後燃燒，產生的高溫燃氣流經過噴管以超音速排出，產生反作用推力。點火器、預燃室的作用是點火和維持連續燃燒。火焰穩定器用以滯止和穩定火焰。火焰筒用以隔熱和穩定氣流。衝壓噴氣發動機結構簡單,無轉動部分,重量輕，推力重量比大，多用於馬赫數在2～3.5範圍內和高空飛行的飛彈。但只能在氣流速度足夠大的情況下啟動和工作，因而只限於在攜帶助推加速器的飛彈上使用。
飛彈推進系統組合發動機 為彌補衝壓噴氣發動機的缺點，由兩種噴氣發動機組合而成。通常有整體式火箭 /衝壓發動機、火箭衝壓組合發動機和套管火箭發動機等類型。它兼有火箭發動機和衝壓噴氣發動機的某些優點。隨著戰術飛彈向超音速、遠射程發展，研製組合發動機有可能成為戰術飛彈推進系統的一個重要發展方向。
根據對飛彈戰術技術要求的不同，在飛彈設計過程中選用不同的推進系統。小型的戰術飛彈要求機動性好和發射準備時間短，如空空飛彈、地空飛彈和反坦克飛彈等一般採用固體火箭發動機。戰略彈道飛彈要求運載能力大，需選用大推力的固體或液體火箭發動機，甚至把幾個發動機並聯起來工作。多級飛彈則要求上面級的發動機具有真空中正常點火和持續工作的能力。對於在大氣層內飛行的巡航飛彈，以選用耗油率低、工作時間長的空氣噴氣發動機為宜。但不論選用哪種發動機，都要求可靠性高、推進劑能量高、發動機效率高、重量輕和使用維護方便。
姿態控制發動機 用於飛彈姿態控制的火箭發動機。它一般採用單組元或雙組元的液體推進劑，用產生連續推力的搖擺推力室或產生脈衝推力的固定推力室，其輸送系統為擠壓式。一般都是小推力的，可多次啟動，推力值可以是恆定的,或是可調節的。圖7是典型的單組元擠壓姿態控制發動機系統的示意圖。其工作原理是：擠壓氣瓶中的氣體把推進劑貯箱中的推進劑擠出，在流到控制閥門前，姿態控制指令把相應的控制閥門打開，推進劑分解成高溫氣體，再經噴管加速排出，產生反作用推力。把多個推力室布置在適當的空間陣上，有規律地開閉各個推力室，就可以實現姿態控制。由於姿態控制發動機具有推力小、控制精確、可多次啟動和推力可調等特點，它已發展成為液體火箭發動機的一個特殊分支。
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