固液混合火箭發動機研究進展

侯德飛，王鵬飛，孫勇強，曹熙煒，徐韡

(1.空軍裝備部，北京 100843； 2.北京宇航系統工程研究所，北京 100076)

0 引言

固液混合火箭發動機是以固體燃料和液體氧化劑或以液體燃料和固體氧化劑為推進劑組合的動力系統。固液混合火箭發動機的優點主要有安全性好、容易進行推力調節、可多次啟動、推進劑能量較高、環保性好、藥柱穩定性好、溫度敏感性低、經濟性好等。固液混合火箭發動機的缺點主要有燃料燃速低、裝填分數低、燃燒效率低、氧燃比會發生變化、噴管燒蝕嚴重等。

固體燃料+液體氧化劑組合是研究最多的典型固液混合火箭發動機，主要由液體氧化劑供給系統和發動機主體系統組成。液體氧化劑的輸送系統分為泵壓式輸送系統和擠壓式輸送系統。泵壓式輸送系統由高壓氣體增壓系統和渦輪泵液體供應系統組成;擠壓式輸送系統由高壓氣瓶、壓強調節器、液體氧化劑貯箱和流量調節閥組成。推力室系統由點火器、液體氧化劑噴注器面板、固體燃料藥柱、發動機燃燒室和噴管等組成。典型的擠壓式輸送系統固液火箭發動機組成見圖1[1]。

圖1 典型的擠壓式輸送固液火箭發動機示意圖Fig.1 Schematic diagram of typical hybrid rocket motor

1 發展歷史與應用

固液混合火箭發動機已有 80 余年的歷史。到目前為止，由于固液火箭發動機安全性好，對環境的影響較小，成本較低，在探空火箭、小型運載火箭、助推級發動機系統、亞軌道飛船、上面級和姿軌控發動機、靶標、著陸/上升器和各類民用應用領域中顯示出廣泛的應用前景。

1.1 固液小型運載火箭

固液火箭發動機的特點十分符合當前綠色低成本、機動快速發射小型運載火箭的發展趨勢，近年來，發射活動特別是商業和私人小型衛星等載荷的發射需求越來越多，世界上許多航天相關企業和研究機構均對將固液火箭發動機用于小型運載火箭產生了濃厚的興趣。

美國火箭公司(American Rocket Company，AMROC)曾經在20世紀80年代到90年代成功研制了一系列尺寸及推力范圍跨度極大的固液火箭發動機，包括H-50、H-250、H-500、H-1500和H-1800等，均采用LOX/HTPB推進劑組合。該公司解決了大量的固液火箭發動機試驗問題，即縮尺效應問題，但發動機的飛行環境適應性還需進一步考核。

自2005年起，美國普渡大學開展了低軌小衛星固液動力小型運載火箭研究，其最終目標是研制一種低成本小型三級運載火箭[2]?；鸺牡谝患壓偷诙壘捎霉桃夯鸺l動機作為主動力系統，第三級采用固體火箭發動機作為主動力系統。發動機推進劑組合選用98%H2O2/HTPB， 2009年和2010年，普渡大學還分別進行了驗證性試驗固液動力探空火箭的發射[3]。

2008年，巴西啟動了固液動力小型運載火箭研究計劃[4]，目標是研制一種小型運載火箭以實現將20kg有效載荷送入300km低軌道。該火箭的動力系統采用固液火箭發動機，發動機液體氧化劑使用98%H2O2，固體燃料使用含鋁石蠟基配方。

波士頓大學的火箭推進小組(BURPG)基于其固液動力探空火箭的研究基礎，完成了Starscraper低軌固液動力運載火箭的方案設計[5]。Starscraper運載火箭的動力系統采用N2O/HTPB基固液火箭發動機，發動機推力為1.36t，工作時間為60s，真空比沖為273s，具備最大推力60%～100%范圍內的推力調節能力。該公司理論上解決固液火箭發動機變推力問題，但在工程上能否可靠實現需進一步驗證。

圖2 挪威北極星探空和運載火箭Fig.2 The North Star Rocket and North Star Launch Vehicle of Norway

自2003年起，挪威的Nammo Raufoss AS開始進行固液火箭推進技術的研究。該公司的研究目標[6]是通過研制北極星系列探空火箭(North Star Rocket Family, NSRF)進行固液動力火箭推進技術的開發和積累，最終完成北極星運載火箭的研制，北極星系列固液動力火箭如圖2所示。NSRF是基于固液火箭發動機動力系統的二級探空火箭，而North Star Launch Vehicle則是基于固液火箭發動機動力系統的三級運載火箭。2007年，Nammo Raufoss AS與洛克希德馬丁公司合作完成了基于LOX/HTPB基固液火箭發動機動力系統的探空火箭發射。

1.2 固液探空火箭

自固液火箭發動機概念提出以來，由于其安全、經濟性好的特點，探空火箭成為固液火箭發動機應用最為廣泛的領域。

1933年8月17日，蘇聯的Korolev和Tikhonravov設計的GRID-9探空火箭是最早的固液火箭發動機應用。其動力系統基于液氧和凝膠汽油推進劑組合的固液火箭發動機，推力為500N，工作時間為15s。該固液動力探空火箭的設計者及火箭如圖3所示。GRID-9探空火箭解決了固液火箭發動機理論跨入工程實踐的第一步，尚有更多的工程應用問題需要解決。

圖3 固液探空火箭GRID-9及其主要設計者Fig.3 GRID-9 sounding rocket for hybrid rocket motor and its main designer

在1996—1997年期間，美國EAC公司設計研制的HyperionⅠ固液動力探空火箭共完成了4次成功飛行，發動機選用N2O作為氧化劑，HTPB作為固體燃料，采用N2O自增壓輸送系統，比沖約為250s。Hyperion Ⅰ探空火箭及發射如圖4所示。該探空火箭解決了氧化劑自增壓問題，性能還需進一步提升。

圖4 美國EAC公司HyperionⅠ固液探空火箭Fig.4 HyperionⅠ sounding rocket for hybrid rocket motor of USA EAC

自1999年起，美國NASA和洛克希德·馬丁等公司聯合進行了固液混合發動機項目研制，該項目旨在設計單級大推力重型固液動力探空火箭來替代原先的多級探空火箭。項目中研制的HYSR單級探空火箭如圖5所示，它是當時世界范圍內成功試飛的最大固液探空火箭。動力系統為采用LOX/HTPB推進劑組合的固液火箭發動機，發動機工作時間為31s，初始推力為27.2t，其氧化劑輸送系統使用氦氣加熱增壓。該探空火箭解決了液氧在固液混合火箭發動機中應用的問題，但全箭布局還有進一步優化的空間。

圖5 HYSR單級固液探空火箭Fig.5 HYSR single stage sounding rocket for with hybrid rocket motor

自2005年起，日本北海道大學就開展了CAMUI固液火箭發動機及基于該發動機的固液動力探空火箭的研制工作。CAMUI固液火箭發動機采用LOX/PE推進劑組合，其固體燃料藥柱采用多級串聯分段交錯排布的雙孔型裝藥結構。發動機中利用分段藥柱之間的中間腔對燃氣形成擾流，可以促進推進劑間的摻混和燃氣向固體燃料表面的傳熱，從而提高固液火箭發動機的燃速和燃燒效率。截至目前，該探空火箭已經進行過多次發射試驗，該型固液發動機解決了小型固液發動機低燃速和低燃燒效率的問題，但大尺寸發動機上應用分段裝藥問題還需進一步研究。

2003年，波士頓大學火箭推進小組與Virgin Galactic、 SpaceX、 GE Aviation等公司合作，設計、研制并發射了多枚固液動力探空火箭。其中，ASTRo(Actively Stabilized Test Rocket)探空火箭采用N2O/HTPB推進劑組合。

2010年，南非KwaZulu-Natal大學啟動了固液動力探空火箭Phoenix-1x項目研制，該火箭采用N2O/石蠟基固液火箭發動機PV-1作為動力系統，發動機設計推力為3750N，工作時間為25s，于2013年成功完成了發動機地面試驗。2014年8月13日，進行了該系列首枚探空火箭Phoenix-1A的飛行試驗，但是該次飛行試驗由于發動機點火時噴管擴張段脫落導致性能未達預期，如圖6所示。該型固液發動機解決了石蠟基作為發動機燃料應用的問題，但也暴露了發動機噴管的熱結構設計問題。

圖6 南非Phoenix-1A固液動力探空火箭Fig.6 South Afica Phoenix-1A sounding rocket for hybrid rocket motor

2012年，斯圖加特大學與德國空間系統研究所設計研制了HEROS固液動力探空火箭。HEROS探空火箭使用HyRES固液火箭發動機作為動力系統，發動機選用N2O/石蠟基推進劑組合，采用基于N2O自增壓的氧化劑輸送系統，如圖7所示。HEROS探空火箭于2016年11月8日發射并取得圓滿成功。

圖7 HEROS固液動力探空火箭Fig.7 HEROS sounding rocket for hybrid rocket motor

國內具有代表性的是2008年12月5日北京航空航天大學在酒泉衛星發射中心成功發射的“北航2號”固液動力探空火箭?！氨焙?號”探空火箭成為中國首枚采用固液火箭發動機為動力裝置并成功飛行的飛行器。發動機采用N2O/含金屬的HTPB作為推進劑，使用自增壓擠壓式輸送系統，噴管采用石墨和高硅氧/酚醛樹脂材料[7]。2012年4月25日，北京航空航天大學又成功發射了實用型“北航3號”固液動力探空火箭?！氨焙?號”使用的固液火箭發動機擁有12kN和5kN兩級推力，總工作時間約45s。發動機噴管同樣采用石墨和高硅氧/酚醛樹脂材料[8]?！氨焙?號”和“北航3號”固液探空火箭見圖8。北京航空航天大學作為國內固液發動機的研制代表，解決了固液發動機大量的基礎理論問題，并成功進行了工程實踐，但發動機高效燃燒、噴管的低燒蝕等問題還需進一步研究。

圖8 “北航2號”和“北航3號”固液探空火箭Fig.8 BH-2 and BH-3 sounding rocket withhybrid rocket motor

1.3 固液上面級

由于固液火箭發動機可以實現長時間小推力工作，能夠較為容易地實現推力調節和多次啟?？刂?，因此十分適合用作運載火箭上面級的動力系統，有助于進一步提升上面級的入軌精度和運載能力。

為了滿足天鷹座(Aquila)系列固液動力運載火箭的入軌需求，美國火箭公司設計研制了U-75上面級固液火箭發動機[9]用作天鷹座系列運載火箭的第四級動力系統，其上面級動力系統結構如圖9所示。U-75固液火箭發動機直徑為558.8mm，長度為1.75m，采用N2O/HTPB推進劑組合，平均真空推力為4.08t，工作時間為85s，噴管擴張比為75∶1，平均真空比沖為288s，推進劑總裝藥量為1.21t，采用液體二次噴射技術進行推力矢量控制。該發動機具備多次啟?？刂颇芰?，可以通過發動機的多次工作進行軌道調節，從而更精確地將載荷送入預定軌道。該方案解決了固液混合火箭發動機的推力矢量控制和多次啟動脈沖工作問題，但推力矢量需要輔助系統，固液發動機擺動噴管問題還需進一步研究。

圖9 美國火箭公司的U-75上面級固液動力系統 Fig.9 The upper stage hybrid rocket motor of U-75 of AMROC

1996年，美國阿拉巴馬大學亨斯維爾分校發布了固液火箭動力上面級驗證機概念設計方案[10]，目的是用其代替多功能運載火箭(MSLS)第四級中的STAR-48固體火箭發動機。該固液火箭發動機使用LOX/HTPB推進劑組合，采用有中心孔的6孔車輪形裝藥結構，平均真空推力為4.31t，工作時間為86s，平均真空比沖為324.1s，固液火箭發動機結構如圖10所示。

圖10 上面級驗證機固液火箭發動機結構Fig.10 The hybrid rocket motor structure of HRYPUS

2001年，NASA資助了一項意圖整合固液火箭發動機的固有優勢，采用可貯存無毒H2O2氧化劑的固液火箭上面級動力系統研究[11]。項目研究團隊包括Lockheed Martin、 Thiokol和Rocketdyne，其主要目的是設計、研制并測試一種真空比沖為320s，推力為4.54t，工作時間約360s的H2O2固液火箭動力系統。

2011年，美國Space Propulsion Group(SPG)公司發布了用以替代Orion 38固體上面級動力系統的固液發動機方案[12]，該固液火箭發動機采用LOX/石蠟推進劑組合。方案設計結果顯示，保持總沖相同的情況下，可以實現減質15%～18%，從而實現載荷能力提升40%，并且還具有低成本、環保、安全、多次啟動和推力調節的額外優勢。

2011年，美國斯坦福大學提出了一種火星入軌上面級固液火箭動力系統方案[13]。該方案中的固液火箭發動機采用MON3(97%N2O4+3%NO)作為氧化劑，石蠟基固體藥柱作為燃料，動力系統總質量為751.7kg，推進劑總裝填質量為570.4kg，發動機推力為1800N，工作時間為17.64s，比沖為340s。

1.4 固液亞軌道飛船

固液火箭發動機具備安全性和綠色環保的固有特性，在遇到緊急情況時還可以實現及時關機以盡量減少人員和設備損失，十分適合用于亞軌道飛行器的動力系統，特別是在太空商業旅游等方面。其中，美國的商業亞軌道飛行器太空船一號(SpaceShipOne)和太空船二號(SpaceShip-Two)最具代表性[14]。太空船一號亞軌道飛船的動力系統采用由內華達山脈公司(Sierra Nevada Corporation，原SpaceDev公司)設計研制的N2O/HTPB固液火箭發動機，發動機真空推力為73.5kN，工作時間為80s，燃燒室壓強為2.4MPa，真空比沖為250s。太空船一號中采用的固液火箭發動機地面試驗及飛行試驗情況如圖11所示。

圖11 太空船一號固液火箭發動機的地面試驗和飛行試驗情況Fig.11 The groung hot firing test and flying test of hybrid rocket motor for SpaceShipOne

2016—2018年，維珍銀河公司進行了兩次太空船二號 VSSUnity有動力飛行[15]，動力系統均采用固液火箭發動機，其中首次固液發動機點火工作30s。太空船二號 VSSUnity及其動力飛行試驗情況如圖12所示。

圖12 新版太空船二號VSSUnity及其動力飛行試驗情況 Fig.12 The flying test of new SpaceShipTwo VSSUnity and its rocket motor

太空船二號亞軌道飛船采用固液火箭發動機作為其動力系統。太空船二號的固液火箭發動機[16]在2009—2014年4月由內華達山脈公司提供，采用N2O作為氧化劑，HTPB作為固體燃料，發動機設計推力為270kN，太空船二號的前3次有動力飛行試驗均采用該發動機完成。2014年5月，維珍銀河公司宣布從內華達山脈公司手中接管固液火箭發動機的研制工作，之后將在太空船二號飛船中使用自研的固液火箭發動機，同時將固液火箭發動機的固體燃料由HTPB更改為熱塑性聚酰胺(thermoplastic polyamide)，該發動機完成了工作時間超過60s的地面熱試車[17]。2015年10月，在經歷一系列發動機地面熱試車后，維珍銀河公司宣布將其固液火箭發動機的固體燃料由聚酰胺改為配方與原內華達山脈公司發動機相似的HTPB燃料[18]。之后復飛的新版太空船二號 VSSUnity均采用該型固液火箭發動機。

基于為太空船一號及太空船二號開發固液火箭發動機的經驗，內華達山脈公司于2010年2月1日得到了NASA商業載人研發項目資金，用于開發追夢者(DreamChaser)號空間運輸系統[19]，追夢者號飛船計劃使用兩臺相同的固液火箭發動機作為動力系統，發動機采用N2O/HTPB推進劑組合，具備多次啟動和推力調節能力。

1.5 著陸/上升器

固液火箭發動機可以較為容易地實現推力調節和多次啟動，十分適合用于月球探測器或火星探測器等著陸器的軟著陸動力系統。

2007年，美國SpaceDev公司進行了固液火箭動力月球著陸器樣機的研制和驗證試驗[20]。該著陸器中使用4臺相同的固液火箭發動機作為動力裝置，發動機選用N2O/HTPB推進劑組合，具備遠程控制實時推力調節能力。2007年12月20日，SpaceDev公司成功完成了該著陸器樣機的演示驗證飛行試驗，完整地模擬了登月飛行器月球登陸全過程中的起飛、懸停和下降制動軟著陸過程，證明了固液火箭發動機用作登月飛行器著陸和上升動力系統的能力。該項目同時解決了固液混合火箭發動機的推力調節和多次啟動問題，但固液發動機在月球或火星的環境適應性需進一步研究。

2010年，歐洲多個國家聯合發起了SPARTAN(SPAce exploration Research for Throatable Adavan-ced eNgine)研究項目[21]。SPARTAN項目中的著陸器演示驗證機如圖13所示，其動力系統中使用4臺相同的固液火箭發動機，發動機使用87.5%H2O2/HTPB推進劑組合，單臺最大推力為1.5kN，推力調節能力10∶1[22]。2014年8月8日，SPARTAN項目成功完成了著陸器驗證機的靜態熱試車試驗，試驗情況如圖14所示。該項目解決了固液發動機的大范圍推力調節研制、液體氧化劑流量調節裝置研制和地面驗證試驗臺及試驗流程設計等問題，但著陸器能否成功地進行軟著陸還需進一步試驗驗證。

圖13 SPARTAN項目中的著陸器演示驗證機Fig.13 The demonstration and verification lander prototype of SPARTAN

圖14 SPARTAN項目著陸器驗證機靜態熱試車Fig.14 The static hot firing test of verification lander prototype for SPARTAN

1.6 助推級固液火箭發動機系統

20世紀80年代末至90年代，在NASA的牽引下，多家航空航天企業共同參與推進了固液推進驗證項目(Hybrid Propulsion Demonstration Program, HPDP)，意圖發展成熟的固液火箭推進技術用于各種商業空間發射任務。該項目是目前為止世界范圍內規模最大的固液火箭發動機研究計劃[23]，其研究成果極大地推動了固液火箭發動機技術的發展。

HPDP項目源于1986年挑戰者號航天飛機和大力神三號運載火箭在發射階段固體助推器接連發生的爆炸事故，自此世界各航天國家對飛行器的安全性和可靠性更為關注。因此，安全性更佳的固液火箭發動機隨即成為了研究人員新的關注焦點之一，他們試圖發展性能更為成熟的固液火箭助推器以替代現有的固體火箭助推器。該項目的主要研究目標是發展和測試一種真空推力達到113.4t的固液火箭助推級發動機，以驗證并推動用于未來空間發射的大型固液助推器進一步發展。

在HPDP項目中，完成了11-in和24-in縮尺固液火箭發動機以及全尺寸250-klb固液火箭發動機的設計研制和地面試驗。1999年9月到2002年1月期間，HPDP項目在NASA的Stennis航天中心共使用2臺發動機進行了4次250-klb固液火箭發動機的地面熱試車試驗[24]，如圖15所示。

圖15 HPDP 250千磅級固液火箭發動機熱試車Fig.15 The hot firing test of HPDP 250-klb hybrid rocket motor

HPDP項目中研制的250-klb固液火箭發動機是迄今為止世界上成功完成地面熱試車尺寸最大的固液火箭發動機，試驗得到了能夠實現穩定燃燒的大推力固液火箭發動機及其系統設計方案，并且通過試驗發現大尺寸固液火箭發動機的工作規律與小尺寸發動機有一定的不同之處，這也導致了發動機實際工作性能略低于設計預期值，但是該項目中對助推級大推力固液火箭發動機的探索性研制是十分成功的。根據該項目中完成的250-klb固液火箭發動機試驗結果，研究人員認為全尺寸固液火箭發動機的設計方案仍然存在很大的改進空間，并提出了一系列的發動機改進方案[25]，為未來助推級大推力固液火箭發動機的應用奠定了較為良好的基礎。

1.7 固液姿控發動機

固液火箭發動機因其可以進行大范圍推力調節，能夠實現多次啟停脈沖工作的特性，十分適合用作火箭以及中小型衛星和航天器的姿軌控動力系統，有望進一步提升火箭的機動性能以及衛星和航天器的入軌精度。

2001年，英國薩里大學完成了一種用于小型航天器軌道轉移用的旋流“薄餅狀”固液火箭發動機的設計和驗證試驗[26]。發動機的固體燃料為有機玻璃，氧化劑可選用GOX、N2O或H2O2，氧化劑沿發動機藥柱外徑切向噴注。發動機的長度為7cm，直徑為10cm，真空比沖為300s，平均推力為100N。

2012年，美國南加利福尼亞大學為微小衛星動力系統設計的概念驗證性質的小尺寸旋流噴注端燃固液火箭發動機，并進行了地面試驗驗證[27]。發動機采用GOX/PE推進劑組合，長徑比僅為0.79，可以安裝在微小衛星的尾部使用，發動機設計推力為1N，地面試驗中測得的發動機平均推力為(0.72±0.05)N，平均比沖為(170±10)s。

2012年，猶他州立大學設計研制了一種用于微小衛星的MUPHyN(可重復使用塞式噴管固液動力微小推力器)[28]。推力器中的固液火箭發動機采用N2O/ABS推進劑組合，推力為200N，燃燒室壓力為0.69MPa，比沖為200s。MUPHyN推進系統的固液火箭發動機中使用了高效可重復啟動的電弧點火系統、3D打印螺栓通道固體燃料藥柱、再生冷卻塞式噴管和液體二次噴射推力矢量控制技術。高效可重復啟動的電弧點火系統可以使MUPHyN推力器具備關機后多次啟動的能力，并且無傳統煙火點火系統的方案，使得發動機的安全性進一步提升。

1.8 固液靶標武器

20世紀60年代中期，美國聯合技術中心(United Technology Center，UTC)和比奇飛機公司(Beech Aircraft)開展了“磯鷂”(Sandpiper)高空超聲速靶彈的研制工作。靶彈采用機載發射，可以在不同的高度和不同的馬赫數下水平飛行100km，發動機工作時間超過300s。20世紀70年代，為了滿足更大的載荷，在Sandpiper的基礎上發展了高空超聲速靶彈HAST(High Altitude Supersonic Target)，發動機直徑增加到0.33m，采用IRFNA(紅色發煙硝酸)為氧化劑，聚丁二烯和聚甲基丙烯酸脂為燃料，發動機有4個液體噴注器，固體藥柱為十字形藥柱，推力調節能力提高到10∶1，并且可回收[29]。

20世紀80年代，在Sandpiper和HAST靶彈的基礎上，美國特里達因瑞安公司(Teledyne Ryan)研制了Firebolt靶彈，飛行高度為30.5km～11.5km，最大飛行馬赫數可達4.0，最大飛行距離為325km，最大持續機動過載為5g，具有空軍和海軍兩種型號，可以在空中或海上回收，如圖16所示。靶彈所用的發動機與HAST靶彈一樣，發動機推力在533.8N～5338N之間可調，推力調節比達10∶1。1983年，Firebolt靶彈進行了首次飛行試驗，這是迄今為止唯一成功應用于軍事領域的固液火箭發動機[30]。該項目解決了固液發動機大范圍推力調節技術，但多次啟動技術未得到驗證。

圖16 高射程超音速靶彈“火弩”Fig.16 The firebolt target missle of high range and supersonic flight capability

2010年，美國普渡大學開展了變推力、多次啟動固液火箭發動機的研究，在地面試驗中成功實現了變推力、多次啟動，在此基礎上論證了固液火箭發動機應用于戰術武器的可行性[31]。

2 需重點關注的問題

目前，固液混合火箭發動機的基礎研究發展迅速，但實際工程應用相對較少，實際應用主要體現在探空火箭，其目的也主要是驗證技術方案的可行性。

影響固液混合火箭發動機性能提高及使用的問題是燃燒完全性、均勻性、穩定性、點火可靠性及固體燃料燃速規律。燃燒完全性、均勻性和穩定性直接決定了固液混合火箭發動機的性能。在固液混合火箭發動機中，燃燒效率相對較低，燃燒均勻性較差，使固液混合火箭發動機的燃燒室內受熱不均勻，增加了熱防護的難度，從而制約了固液混合火箭發動機的應用。固液混合火箭發動機點火與固體和液體火箭發動機點火機理不同，對其研究十分重要，點火可靠性直接關系發動機工作的成敗，國內的早期工作就是由于高空點火沒有成功而最終導致項目下馬。固體燃料燃速規律是進行固液混合火箭發動機設計的基礎，固體燃料表面的退移、燃燒通道的特性和固體藥柱表面的受熱三者之間互相耦合影響，建立合理的燃燒模型和燃速公式十分困難，從而制約了固液混合火箭發動機的應用。

為了解決這些主要難點和問題，并考慮工程應用時的研制成本、難度等因素，重點關注以下5個問題的研究[32]。

(1) 固液混合火箭發動機固體燃料燃速技術

燃料燃速是發動機設計的最基本參數，固液混合火箭發動機的燃速模型不同于固體發動機。因為它的燃燒機理與固體或液體發動機不同，它是典型的擴散燃燒，燃速與質量流率密切相關，固液混合發動機在工作過程中流率變化范圍很寬，可從幾十到幾百，且有的推進劑組合在不同流率范圍的燃速指數還不相同。在選定推進劑組合后，需要使用小型縮比發動機進行燃速試驗，研究燃速縮尺效應。目前不同推進劑組合的燃速模型還需進一步積累。

(2) 固液混合火箭發動機高效燃燒技術

固液混合火箭發動機屬于典型的擴散燃燒，其燃燒效率取決于推進劑的摻合程度，目前氧化主要集中在燃燒室中心，在短時間內充分地向燃料表面擴散較困難，因此導致目前固液發動機燃燒效率還相對較低。為了提高燃燒效率，國內外科研人員提出了很多方法，如增加前燃室、設置后燃室、使用旋流噴注器和藥柱中間增加擾流板等，雖然這些方法能有效地提高發動機的燃燒效率，但同時也帶來了結構尺寸和質量的增加，因此選擇合理的提高燃燒效率方法需要著重研究。

(3) 固液混合火箭發動機長時間熱防護技術

固液火箭發動機可實現小推力、長時間工作，這是固液混合火箭發動機的獨有優勢，但因此帶來了發動機殼體熱防護和噴管燒蝕問題。發動機長時間工作將給發動機殼體帶來很大的熱負載，因此要求絕熱材料具有很低的導熱率。為了提高固液發動機的性能，固體燃料中通常添加大量的金屬粒子，如鋁、鎂等，所以燃氣中含有大量的金屬氧化粒子，對絕熱材料產生很大的沖刷，因此絕熱材料需要具有很強的抗沖刷能力。固液發動機進入噴管的燃氣通常是富氧狀態，溫度在3500K左右，伴有金屬粒子沖刷，因此需要噴管的收縮段和喉部材料具有很強的抗氧化、耐高溫和抗沖刷能力。

(4) 固液混合火箭發動機點火及多次啟動技術

固液混合火箭發動機具有多次啟動的優勢。目前，固液發動機點火有火炬點火、火藥點火、發動機點火和催化點火等多種方式。多次啟動通常采用催化方式，不同液體氧化劑需要專門的催化劑，目前催化劑主要有金屬網基和顆粒兩種，但是價格昂貴、貯存時間短，性能有待提高，需要進一步研究，以滿足發動機的啟動性能和多次啟動能力。另外還需針對不同推進劑開展多次啟動試驗研究。

(5) 固液混合火箭發動機推進劑輸送系統變推力技術

變推力是固液混合火箭發動機的另一大優勢，但要充分發揮這一優勢，需要設計相適應的輸送系統、特有的流量調節系統和適應大范圍流量變化的噴注器等。

3 應用前景與展望

固液混合火箭發動機的技術特點在以下領域具有廣泛的應用前景。

1)固液混合火箭發動機比沖低，可以長時間工作，推力可調，可以多次啟動，非常適合上面級發動機的使用要求。美國多家公司及高校進行了多種上面級固液發動機方案研究，但均未進行飛行試驗。

2)針對固液發動機推力可調、可多次啟動的優勢，適合作為探月、探火的下降級發動機使用。美國和歐洲多家公司進行了方案研究，并進行了地面點火演示驗證，但未見飛行試驗的報道。國內北京航空航天大學也針對探月著陸、返回動力系統進行了固液火箭發動機方案設計，認為方案合理可行，但還需開展熱試車及全流程變推力熱試車。

3)由于固液火箭發動機具有高比沖、推力可調、可以多次啟動以及成本低的特點，在商業航天蓬勃發展的今天，非常適合小型運載火箭的發展理念，可以作為其主動力。目前，國外公司及高校進行了多種方案設計，并進行了地面試車，但飛行試驗尚未見相關報道。根據目前的技術水平，固液小型運載火箭具有很大的潛力。

4)固液火箭發動機結構相對液體發動機簡單，使用維護簡單、可靠性高，因此可以作為運載火箭的助推器使用。當年美國闞展的固液推進驗證項目，目的是發展性能更為成熟的固液火箭助推器以替代固體火箭助推器。該項目將固液發動機的基礎問題及工程實踐提升了一大步，但隨著經費的限制、航天飛機的下馬，商業航天拉低發射成本，固液發動機助推器的關注度也隨之下降。

5)由于固液火箭發動機的比沖較高、推力可調并且有多次啟動的能力，非常適合作為姿軌控發動機。相比于單組元液體姿軌控發動機，固液發動機具有較高的比沖，可以減小結構質量。相比于雙組元液體姿軌控發動機，發動機系統簡單，結構質量小。

6)固液火箭發動機可以作為戰略武器的主發動機。由于其具有變推力能力，溫度敏感性低、性能穩定，主動段可以變推力飛行，能夠適應多種彈道形式，可提高武器的突防能力；由于其具有多次啟動的能力，在穿越大氣層時可以關機滑翔飛行，從而降低防熱壓力，進而降低武器起飛質量，提高射程。

7)適合作為滑翔類飛行器的主動力系統。固液混合火箭發動機可使滑翔類飛行器長時間在大氣層內有動力飛行，根據飛行器不同飛行狀態的升力需求，可以隨時提供不同推力，也可以適應跳躍機動等復雜的飛行動作，彈道形式豐富，可增加飛行器的突防能力。

固液混合火箭發動機雖然優勢明顯，但缺點更是制約了其應用。當前需要投入研究，提高其工程技術成熟度，以滿足未來航天領域的發展需求。