新型彈用動力技術發(fā)展綜述

摘 要：""""" 動力系統(tǒng)是影響戰(zhàn)術導彈性能的核心因素之一， 作為常規(guī)動力裝置， 固體火箭發(fā)動機、 渦噴發(fā)動機、 亞燃沖壓發(fā)動機日趨成熟， 技術進展緩慢。 契合導彈更快、 更遠目標的超燃沖壓發(fā)動機（Scramjet Engine）和爆震發(fā)動機（Detonation Engine）在動力技術領域具有顛覆性意義， 近些年成為研究熱點， 并支撐了相關導彈研發(fā)。 本文對超燃沖壓發(fā)動機和爆震發(fā)動機的基本原理和研究進展進行了綜述， 從導彈應用角度出發(fā)， 分析了上述兩種動力的技術優(yōu)勢和關鍵技術問題， 為相關動力技術的深入研究和應用提供參考。

關鍵詞："""" 彈用動力； 超燃沖壓發(fā)動機； 爆震發(fā)動機

中圖分類號："""" TJ760; V43

文獻標識碼：" ""A

文章編號："""" 1673-5048（2025）01-0073-08

DOI： 10.12132/ISSN.1673-5048.2025.0013

0 引" 言

戰(zhàn)術導彈作為現(xiàn)代戰(zhàn)爭的核心裝備， 其動力性能直接決定了導彈的速度和攻擊包絡， 另外， 發(fā)動機的安全性、 環(huán)境適應性也是導彈總體性能的重要約束條件。 從早期的固體火箭發(fā)動機到當今的高超聲速沖壓發(fā)動機， 彈用動力技術經(jīng)歷了多次技術革命， 而每一次動力技術革命催生的新型裝備， 都對戰(zhàn)爭形勢乃至國際態(tài)勢產生了深遠的影響。

在戰(zhàn)術導彈領域， 最為常見的動力形式為固體火箭發(fā)動機、 渦輪發(fā)動機和亞燃沖壓發(fā)動機。 固體火箭發(fā)動機具有結構簡單、 易貯存、 快響應、 大推比、 高裝填比等特點， 其內外彈道耦合性不強， 可在水下、 大氣、 空間正常工作， 適應現(xiàn)有飛行器所有速度區(qū)間。 渦輪發(fā)動機和亞燃沖壓發(fā)動機作為吸氣式動力， 不需要攜帶氧化劑， 因而具有更高的比沖性能， 在中遠距戰(zhàn)術導彈上得到廣泛應用， 一般渦噴發(fā)動機用于亞音速戰(zhàn)術導彈， 而亞燃沖壓發(fā)動機則用于超音速戰(zhàn)術導彈。 上述常見彈用動力裝置， 在經(jīng)歷了數(shù)十年至上百年的發(fā)展之后， 在各型導彈上的得到了廣泛應用， 其技術已相對成熟， 進一步提升指標嚴重依賴于材料技術進展， 研究費效比日趨增高， 進展緩慢。

面向更快、 更遠、 更高的機動性是導彈發(fā)展的永恒目標， 對動力提出高速、 高能量密度、 高可控技術需求， 超燃沖壓發(fā)動機、 爆震發(fā)動機應運而生， 近二十年間， 被世界各國研究機構廣泛關注， 開展了大量的研究工作， 基于上述動力技術形成了較為清晰的裝備圖像， 有少數(shù)裝備已完成戰(zhàn)場環(huán)境的測試， 極有可能產生改變規(guī)則的新裝備。 本文對上述新型動力技術的發(fā)展情況進行了綜述， 分析了其技術特點與挑戰(zhàn)， 對進一步研究工作提出了參考建議。

1 超燃沖壓發(fā)動機

飛行器對于更高、 更快的追求從未停止， 而動力裝置的性能是制約飛行速度的核心因素。 圖1展示了各型動力裝置的飛行速度以及能量特性。 火箭動力內外彈道解耦， 可適應各種速度范圍； 在吸氣式動力裝置領域， 渦噴發(fā)動機極限大約在馬赫數(shù)4， 亞燃沖壓理論上限為馬赫數(shù)6。 馬赫數(shù)6以上的飛行速度， 則需要超燃沖壓發(fā)動機來提供動力， 飛行區(qū)域包括20 km以下的大氣層和20～100 km的臨近空間， 具有良好的應用前景， 且具備顛覆性裝備的特征^［1-4］。

1.1 超燃沖壓發(fā)動機技術概述

超燃沖壓發(fā)動機利用高超聲速氣流的沖壓效應， 通過一系列波系對進氣道捕獲的空氣進行增壓， 燃料在超音速氣流中與空氣混合燃燒。 其主要結構如圖2所示， 沿流動方向依次為進氣道、 隔離段、 燃燒室、 尾噴管。 進氣道對空氣進行捕獲、 減速和增壓， 隔離段通過系列激波隔離燃燒壓力對進氣的影響， 氣流進入燃燒室后與噴注的燃料摻混、 燃燒， 噴管將高溫燃氣膨脹加速產生推力。

依據(jù)燃料類型， 超燃沖壓發(fā)動機可分為液體燃料和固體燃料超燃沖壓發(fā)動機兩種。 由于液體燃料具有良好的流動控制特性， 并且可以利用燃料熱沉實現(xiàn)結構件的主動熱防護， 在超燃沖壓發(fā)動機領域得到了廣泛應用， 其中典型飛行工況下的地面額定比沖達到了10 000 N·s/kg^［7］。 固體燃料超燃沖壓發(fā)動機基本原理與液體超燃沖壓發(fā)動機相同， 如圖3所示， 區(qū)別在于用貧氧燃氣發(fā)生器替代了液體碳氫燃料供應裝置， 安全性、 貯存性優(yōu)于液體燃料。 固體火箭超燃沖壓發(fā)動機燃料供應依賴高壓固體燃氣發(fā)生器， 其結構一般為圓柱或近圓柱體， 對于飛行器復雜構型適應性不如液體燃料， 但在圓形彈體截面或者類圓形彈體截面下， 具有很高的裝填效率。 文獻［8］開展了固體超燃沖壓發(fā)動機的地面試驗， 驗證了技術可行性， 針對貧氧推進劑技術、 燃燒組織技術開展了不斷的優(yōu)化改進， 地面試驗中固體超燃發(fā)動機比沖達到6 732 N·s/kg^［9］， 體積比沖已接近液體超燃沖壓發(fā)動機。

自20世紀50年代， 超燃沖壓發(fā)動機概念提出， 至今飛行馬赫數(shù)4～7超燃沖壓發(fā)動機技術已取得一系列重大突破， 完成了從原理探索、 關鍵技術攻關， 進入工程研制階段^［11］。 2013年， X-51A高超聲速巡航導彈完成了馬赫數(shù)5.1的飛行試驗之后， 吸氣式高超聲速武器（Hypersonic Air-breathing Weapon Concept， HAWC）作為后繼項目開展了關鍵技術研究和演示驗證工作， 2021年9月27日， 美國國防部宣布由雷錫恩公司承研的“吸氣式高超聲速武器概念”（HAWC）高超聲速巡航導彈成功完成首次飛行測試。 俄羅斯提出了一系列高超聲速武器發(fā)展計劃， 包括鋯石（3M22）戰(zhàn)術級高超聲速巡航導彈、 以及其改進型布拉莫斯-2高超聲速巡航導彈等項目均采用了超燃沖壓發(fā)動機， 2021年10月4日， 俄羅斯國防部宣稱其成功從核潛艇上完成了“鋯石”高超聲速導彈的首次試射， 計劃在2025年左右實現(xiàn)戰(zhàn)備值班^［12］， 美俄相繼公布這兩款以超燃沖壓發(fā)動機作為動力的武器型號最新進展情況， 標志著以超燃沖壓發(fā)動機為動力的高超聲速武器正式進入工程階段， 初步具備作戰(zhàn)能力。

1.2 超燃沖壓發(fā)動機技術優(yōu)勢

從推進技術角度， 超燃沖壓發(fā)動機技術的發(fā)展， 來源于對亞燃沖壓發(fā)動機極限速度的突破， 在亞燃沖壓發(fā)動機中， 燃燒室內的流速一般在馬赫數(shù)0.2～0.3， 當飛行速度超過馬赫數(shù)6之后， 由于空氣的高壓縮比， 亞燃燃燒室入口溫度接近1 800 K， 整個內流道的流動損失急劇升高， 且熱防護難度很大； 高溫空氣會造成燃料和燃燒產物的離解， 降低了化學能向熱能的轉化效率， 限制了亞燃沖壓發(fā)動機在高馬赫數(shù)工況下能量利用率。

而超燃沖壓發(fā)動機中空氣以超音速進入燃燒室， 燃燒初溫較低， 降低了熱防護難度， 有利于燃料能量的釋放， 其內流道總壓恢復系數(shù)、 熱值利用率相對于亞燃沖壓發(fā)動機得到提升， 其高速推進性能顯著優(yōu)于亞燃沖壓發(fā)動機。

從導彈應用角度， 超燃沖壓發(fā)動機技術優(yōu)勢有以下三點： （1）采用超燃沖壓發(fā)動機的高超聲速導彈， 以超高聲速飛行， 大幅壓縮對手的反應時間； （2）大氣層內巡航飛行， 充分利用大氣層內的氧氣， 實現(xiàn)高比沖遠射程； （3）不依賴空間姿軌控裝置， 通過氣動舵實現(xiàn)彈道靈活調節(jié)， 強機動能力使得突防能力大幅提升。 基于上述三個技術優(yōu)勢， 超燃沖壓發(fā)動機為先進顛覆性導彈設計提供了動力技術支撐。

1.3 超燃沖壓發(fā)動機關鍵技術問題

超燃沖壓發(fā)動機應用于高超聲速導彈， 主要技術挑戰(zhàn)有兩點， 首先是寬域工作問題， 導彈的攻擊目標一般在中低空乃至海平面， 而超燃沖壓發(fā)動機以高空高速為設計點， 在中低空， 若導彈以超高聲速攻擊目標， 結構強度會面臨大動壓挑戰(zhàn)， 付出的消極質量難以接受； 若飛行器減速以馬赫數(shù)3左右速度攻擊目標， 超燃沖壓發(fā)動機的單喉道內流道無法有效壓縮空氣并組織燃燒， 熱力循環(huán)效率急劇下降， 可能無法產生正推力， 影響末端機動突防能力， 進而影響攻擊效能。

另外， 采用超燃沖壓動力的高超聲速武器， 需要與滑翔式方案競爭。 滑翔式高超聲速武器一般采用固體火箭發(fā)動機， 具有高推重比、 高裝填比、 快響應、 內外彈道解耦等技術優(yōu)勢。 （1）能量角度對比。 固體火箭推進劑密度約為1.8 kg/L左右， 液體燃料密度約為1.0 kg/L左右。 另外， 固體火箭發(fā)動機燃料裝填質量比（推進劑質量與發(fā)動機質量比）可達到0.8～0.9之間， 超燃沖壓發(fā)動機的燃料裝填比尚未見到相關數(shù)據(jù)， 但考慮到內流道、 燃料儲箱、 增壓泵、 管路閥門、 噴射裝置等占用空間及附加重量， 其燃料裝填質量比應低于固體火箭發(fā)動機。 按現(xiàn)有燃料及比沖估計， 超燃沖壓發(fā)動機燃料裝填質量比應達到0.3以上， 才能表現(xiàn)出超過固體火箭發(fā)動機的能量優(yōu)勢。 （2）熱防護角度對比。 固體滑翔方案沒有復雜內流道， 全彈熱接觸面積更小， 且表面流速要高于吸氣式方案， 總體熱載荷要小于吸氣式方案。 （3）系統(tǒng)工程角度對比。 固體火箭滑翔方案相對于吸氣式方案， 結構簡單， 部件數(shù)量少， 具有更高的可靠性， 加上內外彈道解耦特性， 可直接借鑒或者借用成熟的固體火箭發(fā)動機， 研發(fā)難度和成本更低， 研發(fā)周期更短。 由上述分析， 超燃沖壓發(fā)動機若要廣泛應用至超高聲速導彈， 針對寬域工作和能量密度提升兩個關鍵問題需要開展研究工作。

在寬域工作方面， 以空基導彈為例， 首要解決發(fā)動機在導彈典型任務剖面寬范圍工作問題。 有學者提出了雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機概念^［13-14］， 如圖4所示。 通過控制燃料噴射位置， 實現(xiàn)發(fā)動機喉道的自適應改變， 進而適應不同飛行馬赫數(shù)的動力需求。 低馬赫數(shù)（Malt;6）工況， 在燃燒室后部噴油， 燃氣會通過一系列正激波系， 減速至亞音速， 形成熱力喉道， 類似于亞燃沖壓發(fā)動機工況。 在高馬赫（Ma≥6）工況， 在燃燒室前端噴油， 在系列斜激波減速后， 仍然以超音速燃燒并膨脹做功。 在更高馬赫數(shù)（Ma≥8）工況， 流道內會形成貫穿前后的斜激波系， 流道內的速度更高。 雙模態(tài)為超燃沖壓發(fā)動機寬域工作提出了一條解決途徑， 美國在X-51飛行試驗中應用了這項技術。 但內流道存在激波、 附面層、 激波/附面層干涉、 燃燒加熱、 流場畸變等復雜氣動現(xiàn)象， 使其工作并不穩(wěn)定， 2010～2013年間， 美國X-51A在飛行試驗中暴露出溢流熄火和加速能力有限等問題^［15］。

在氣動自適應之外， 機械變流道也是適應寬域工作的可行技術途徑， 通過改變內流道幾何型面， 適應低速工況， 將穩(wěn)定工作下限拓展至馬赫數(shù)2～3。 但執(zhí)行機構會占用空間， 增加發(fā)動機的消極結構重量， 同時調節(jié)機構需要較為復雜的連接和密封結構， 對機構熱防護、 高溫動密封提出了更高要求。

提升能量密度方面， 主要從燃料方面開展工作， 第一條途徑是， 采用人工合成和復配等提高燃料密度^［16］， 可達0.9 kg/L以上， 體積熱值可以達到44 MJ/L， 顯著高于目前使用的航空煤油和火箭煤油； 新型高張力籠狀碳氫燃料則在密度與普通碳氫燃料相近的情況顯著提高質量比沖^［17-20］， 上述方式均在一定程度上滿足了當前超燃沖壓發(fā)動機的需求。 然而， 液體碳氫燃料的發(fā)展困境在于其密度超過1 kg/L時低溫性能和應用性能顯著下降^［21］， 未來的進一步提升空間有限。 另外一條技術途徑是在碳氫燃料中添加大量的含能顆粒^［22-23］， 這條技術途徑對于燃料熱值、 密度的提升幅度很大^［24-25］， 相較第一條技術途徑更為有效。

2 爆震發(fā)動機技術

2.1 爆震發(fā)動機技術概述

自然界中， 有兩種燃燒形式， 分別是緩燃和爆燃， 緩燃通過燃燒反應區(qū)與非反應區(qū)之間熱量和物質輸運， 實現(xiàn)預定區(qū)域內的燃燒， 反應區(qū)向非反應區(qū)以機械波的形式擴散， 這種緩燃波速度比較低， 一般在10 m/s量級。 常規(guī)飛行器推進裝置， 包括航空燃氣輪機、 固體火箭動力、 液體火箭動力、 沖壓動力， 均采用緩燃燃燒方式， 由于燃燒擴散速度遠低于氣體膨脹速度， 緩燃可視為等壓燃燒。

而爆燃會形成爆震波， 爆震波以超音速擴散， 對預混氣進行強壓縮， 在微秒量級內完成燃燒， 燃燒波速遠高于氣體膨脹速度， 可視為等容燃燒。 1900年左右， Chapman和Jouguet先后發(fā)表了關于爆震波的理論解^［26-27］， 并成功預測了爆震波速， 也就是著名的Chapman-Jouguet（C-J）理論， 為爆震燃燒研究工作奠定了理論基礎。 由于爆震發(fā)動機在近似等容的條件下完成劇烈燃燒反應， 具有更高的熱力循環(huán)效率和燃燒完全程度。 因而在燃料相同的前提下， 爆震燃燒具有更高的比沖， 可以為導彈提供更多的沖量， 實現(xiàn)更遠的射程， 這使得爆震發(fā)動機成為導彈動力技術的研究熱點。 爆震發(fā)動機按照其工作模式， 可分為脈沖爆震發(fā)動機（Pulse Detonation Engine，PDE）、 旋轉爆震發(fā)動機（Rotating Detonation Engine，RDE）、 斜爆震發(fā)動機（Oblique Detonation Engine，ODE）。

脈沖爆震發(fā)動機（PDE）原理如圖5所示， 采用旋轉閥和點火器控制燃燒過程。 首先燃油與空氣（或者其他氧化劑）預混， 通過打開的旋轉閥門進入燃燒室， 閥門繼續(xù)轉動至一定位置時， 燃燒室形成前端封閉的盲腔， 此時點火器引爆預混氣， 產生高溫高壓燃氣， 向后排出產生推力。 閥門繼續(xù)轉動則打開， 引入預混氣進入下一次推力循環(huán)。 脈沖爆震發(fā)動機工作模式接近漢弗萊循環(huán)， 具有很高的熱力循環(huán)效率， 但受限于推力循環(huán)過程對機械轉動部件的依賴， 其工作頻率很難提升， 單位迎風面積單位時間內沖量較小， 難以適應導彈主推力需求， 應用場景受限。

旋轉爆震發(fā)動機（RDE）原理如圖6所示， 混合氣通過環(huán)形周向布置的多個噴口進入燃燒室內， 爆震波初始形成后即沿周向傳播， 掃掠可燃混合氣形成持續(xù)爆震波。 在爆震波掃過噴口時， 會形成局部高壓， 噴口流量隨之變小， 待爆震波通過后， 噴口流量即可恢復正常。 旋轉爆震發(fā)動機把爆震波的方向從軸向改為周向， 具備了爆震波連續(xù)傳播的可行性， 另外不受機械旋轉部件的限制， 旋轉爆震發(fā)動機的爆震頻率可以做得很高， 達到數(shù)千赫茲^［29］， 可有效提高燃燒效率， 在合理設計流道后， 具備實現(xiàn)更高循環(huán)效率的可行性。 針對在沖壓發(fā)動機、 火箭發(fā)動機、 渦輪發(fā)動機上應用爆震燃燒技術， 已經(jīng)開展了大量研究工作^［30-33］。

斜爆震發(fā)動機（ODE）原理如圖7所示。 在高超聲速（Magt;8）飛行時， 將燃料與空氣充分預混， 以超過C-J爆震波的速度沖擊斜板或者錐面， 經(jīng)系列波系壓縮后發(fā)生劇烈反應， 形成駐定爆震波， 預混氣在微秒級時間和厘米級距離內^［35］全部反應并釋放能量， 經(jīng)噴管排出產生推力。

斜爆震發(fā)動機結構簡單， 且只要保證飛行速度和均勻預混， 即可形成穩(wěn)定的爆震波， 在高超聲速（Magt;8）和極高聲速（Magt;15）飛行器上具有廣闊的應用前景。 斜爆震發(fā)動機作為一種更高循環(huán)效率的推進裝置， 在彈用領域， 可以替代超燃沖壓發(fā)動機^［37］， 而超燃沖壓發(fā)動機在氣動設計、 噴注方案、 熱防護等關鍵技術研究成果也為斜爆震發(fā)動機研究提供了良好的技術基礎。 20世紀50年代到80年代， 針對斜爆震機理、 燃燒組織、 性能預測等方面開展了大量研究工作^［38-40］， 論證了ODE作為一種吸氣式動力裝置， 具有15+Ma的飛行能力。 20世紀90年代至2010年前后， 針對ODE開展了早期探索研究， 建立了數(shù)值模擬方法， 開展了整機性能評估、 動力方案論證、 駐波爆震試驗等工作^［41-48］， 結合試驗論證了技術可行性。 從2010年至今， 開展了ODE前沿研究工作， 文獻［49-52］通過直連式點火試驗， 驗證了高焓高速氣流中可爆混氣形成與斜爆震駐定燃燒的可行性， 并獲得了典型飛行狀態(tài)的推進性能。

2.2 爆震發(fā)動機技術優(yōu)勢

爆震發(fā)動機提出的目的就是提高能量利用率， 是從兩個方面實現(xiàn)的。 首先， 爆震燃燒接近從等容燃燒， 在同樣的工況下， 實現(xiàn)更高的循環(huán)增壓比， 以更接近漢弗萊循環(huán)的方式工作， 提高循環(huán)熱效率， 從而實現(xiàn)高比沖。 另外一方面， 是燃燒效率的提升， 爆震燃燒反應更為完全， 這樣同樣的燃料裝填量， 就可以產生更多的沖量， 為導彈實現(xiàn)更遠的射程提供能量支持。 成熟的渦噴發(fā)動機、 火箭發(fā)動機、 沖壓發(fā)動機已具有很高的燃燒效率， 應用爆震燃燒技術， 可以進一步縮短燃燒室的尺寸， 簡化燃燒構型， 節(jié)省出寶貴的空間或者縮小導彈的體積和重量， 這一點對于總體作戰(zhàn)效能的提升非常重要。

2.3 爆震發(fā)動機關鍵技術問題

面向導彈應用需求， 綜合上述研究進展， 爆震發(fā)動機處于工程應用前期的關鍵技術研究階段， 尚未形成清晰的裝備圖像， 與飛行器總體密切相關的內外彈道一體化、 氣動布局一體化、 結構布局一體化、 控制一體化技術研究尚未系統(tǒng)開展， 面向清晰裝備圖像的發(fā)動機技術方案牽引不足， 技術成熟度還有待提高。

對于脈沖爆震發(fā)動機， 上文已經(jīng)提出了其技術局限性， 即工作頻率較低， 不能產生持續(xù)的推力， 單位面積單位時間沖量較小， 不能作為導彈主動力。 另外， 其工作頻率一般在100 Hz以內， 這種低頻震蕩， 對于彈體結構穩(wěn)定性會造成不可預知的風險， 對相應風險的辨識和控制， 并未深入開展研究， 限制了脈沖爆震發(fā)動機在導彈上的應用。 但脈沖爆震發(fā)動機以接近漢弗萊循環(huán)的模式工作， 其熱力循環(huán)效率高于旋轉爆震和斜爆震發(fā)動機， 可以考慮作為導彈輔助動力開展研究工作。

旋轉爆震發(fā)動機， 由于沒有機械部件保證爆震波的定向傳播， 應用于渦輪發(fā)動機和亞燃沖壓發(fā)動機時， 依靠壓氣機和進氣道保證前端燃燒室壓力。 既實現(xiàn)連續(xù)爆震， 又不影響壓氣機/進氣道穩(wěn)定工作狀態(tài)， 進而在同樣工況下， 提高循環(huán)壓比， 才能充分體現(xiàn)等容燃燒的技術優(yōu)勢。 研究重點需要從現(xiàn)在的穩(wěn)定爆震燃燒技術， 進一步拓展至爆震燃燒室和壓氣機、 進氣道、 渦輪、 噴管等上下游部件的匹配性研究工作， 在寬域范圍實現(xiàn)穩(wěn)定連續(xù)爆震， 為工程應用奠定基礎。

斜爆震發(fā)動機中， 預混氣的均勻程度對爆震波穩(wěn)定有重要影響， 需要在前體位置噴注燃料延長混合距離， 進而增強混合效果。 而噴注器設置在超高速射流中， 會形成復雜的波系結構， 激波與附面層干涉又會造成附面層的提前轉捩， 上述復雜流場結構均會加劇損失， 與損失同在的是局部高溫區(qū)， 有可能提前引燃預混氣， 影響穩(wěn)定爆震效果。 另外一方面， 與超燃沖壓發(fā)動機相同， 斜爆震發(fā)動機應用于導彈， 同樣面臨寬域工作問題， 能否在寬范圍進氣條件下， 高效低阻預混， 并穩(wěn)定爆震燃燒， 決定了斜爆震發(fā)動機能否工程應用。

3 結論及建議

結合彈用動力技術需求， 通過對超燃沖壓發(fā)動機和爆震發(fā)動機技術的進展綜述及分析， 得到以下結論：

（1） 超燃沖壓發(fā)動機完成了應用場景演示驗證， 已開展了工程應用研究， 國外某些裝備已初步具備作戰(zhàn)能力。 但綜合技術進展分析， 超燃沖壓發(fā)動機的寬域工作問題依然存在。 另外， 吸氣式高超方案與滑翔高超方案之間依然存在競爭關系， 尚未見系統(tǒng)的雙方案對比分析。 面對系統(tǒng)更為簡單的固體火箭滑翔方案的競爭， 超燃沖壓發(fā)動機需要在寬域工作技術開展深入研究， 另外需要進一步提升燃料能量密度。

（2） 爆震發(fā)動機目前處于關鍵技術研究階段， 在地面和空中典型狀態(tài)完成了驗證， 尚未在導彈應用條件下， 進行全包線推進性能驗證。 另外， 旋轉爆震發(fā)動機應用于渦輪發(fā)動機和亞燃沖壓發(fā)動機時， 上下游部件的匹配性將是制約其應用的關鍵因素。 斜爆震發(fā)動機在寬域范圍的高效混合和穩(wěn)定爆震技術研究進展， 決定了其是否能轉向工程應用階段。

結合空基戰(zhàn)術導彈對動力裝置的技術需求， 對超燃沖壓發(fā)動機、 爆震發(fā)動機等新型動力技術的研究有以下建議：

（1） 飛行器與發(fā)動機的氣動、 結構、 控制高度耦合， 動力系統(tǒng)關鍵技術及其解決途徑與飛行器總體方案強相關。 因而在關鍵技術研究階段， 盡量結合導彈總體開展相關工作， 明確應用場景， 由典型場景對動力技術進行牽引， 避免出現(xiàn)動力技術完成開發(fā)但無彈可用的情況。

（2） 動力技術的研究目標要面向導彈總體推進效能的提升， 不僅針對局部工況開展工作， 更需要面向貯存、 掛載、 發(fā)射、 巡航、 接敵毀傷等全場景工況， 建立動力裝置性能評估準則， 以典型任務剖面下的全彈道推進指標提升為研究目標。

（3） 作為復雜系統(tǒng)， 新型動力技術尤其是吸氣式動力技術， 開發(fā)周期長、 研究難度大、 研究成本高。 動力技術研究和產品開發(fā)要有清晰的技術路線， 綜合考慮技術風險和規(guī)避措施。 注重階段性研究成果的歸納總結， 提前規(guī)劃階段性成果的快速轉化應用， 確保動力技術有持續(xù)的研究動力和研究資源。

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Comprehensive Review of Emerging Missile Propulsion Technologies

Ma Conghui^{1， 2， 3*}，Shen Xin4，" Qin Fei2， Sun Zhenhua^{1， 3}

（1. China Airborne Missile Academy， Luoyang 471009， China；

2. Academy of Astronautics， Northwestern Polytechnical University， Xi’an 710072， China；

3. National Key Laboratory of Air-based Information Perception and Fusion， Luoyang 471009， China；

4. Unit 93160 of PLA， Luoyang 471009， China）

Abstract： Power system is a core factor influencing the performance of tactical missile. As conventional propulsion system， solid-rocket engine， turbojet engine， and sub-sonic combustion ramjet engines have become increasingly mature， and the technological progress has been slow. Scramjet engines and detonation engines， which are in line with the faster and farther goals of missile， have subversive significance in the field of missile power technology. They have become research hotspots in recent years and supported the research and development of related missile. This paper summarizes the basic principles and research status of scramjet engines and detonation engines. From the perspective of missile applications，" the technical advantages and difficulties of the above two types of engine are analyzed， providing" reference for in-depth research and application of related propulsion technologies.

Key words：" missile propulsion system； scramjet engine； detonation engine