固液混合火箭发动机研究进展

侯德飞，王鹏飞，孙勇强，曹熙炜，徐韡

(1.空军装备部，北京 100843； 2.北京宇航系统工程研究所，北京 100076)

0 引言

固液混合火箭发动机是以固体燃料和液体氧化剂或以液体燃料和固体氧化剂为推进剂组合的动力系统。固液混合火箭发动机的优点主要有安全性好、容易进行推力调节、可多次启动、推进剂能量较高、环保性好、药柱稳定性好、温度敏感性低、经济性好等。固液混合火箭发动机的缺点主要有燃料燃速低、装填分数低、燃烧效率低、氧燃比会发生变化、喷管烧蚀严重等。

固体燃料+液体氧化剂组合是研究最多的典型固液混合火箭发动机，主要由液体氧化剂供给系统和发动机主体系统组成。液体氧化剂的输送系统分为泵压式输送系统和挤压式输送系统。泵压式输送系统由高压气体增压系统和涡轮泵液体供应系统组成;挤压式输送系统由高压气瓶、压强调节器、液体氧化剂贮箱和流量调节阀组成。推力室系统由点火器、液体氧化剂喷注器面板、固体燃料药柱、发动机燃烧室和喷管等组成。典型的挤压式输送系统固液火箭发动机组成见图1[1]。

图1 典型的挤压式输送固液火箭发动机示意图Fig.1 Schematic diagram of typical hybrid rocket motor

1 发展历史与应用

固液混合火箭发动机已有 80 余年的历史。到目前为止，由于固液火箭发动机安全性好，对环境的影响较小，成本较低，在探空火箭、小型运载火箭、助推级发动机系统、亚轨道飞船、上面级和姿轨控发动机、靶标、着陆/上升器和各类民用应用领域中显示出广泛的应用前景。

1.1 固液小型运载火箭

固液火箭发动机的特点十分符合当前绿色低成本、机动快速发射小型运载火箭的发展趋势，近年来，发射活动特别是商业和私人小型卫星等载荷的发射需求越来越多，世界上许多航天相关企业和研究机构均对将固液火箭发动机用于小型运载火箭产生了浓厚的兴趣。

美国火箭公司(American Rocket Company，AMROC)曾经在20世纪80年代到90年代成功研制了一系列尺寸及推力范围跨度极大的固液火箭发动机，包括H-50、H-250、H-500、H-1500和H-1800等，均采用LOX/HTPB推进剂组合。该公司解决了大量的固液火箭发动机试验问题，即缩尺效应问题，但发动机的飞行环境适应性还需进一步考核。

自2005年起，美国普渡大学开展了低轨小卫星固液动力小型运载火箭研究，其最终目标是研制一种低成本小型三级运载火箭[2]。火箭的第一级和第二级均采用固液火箭发动机作为主动力系统，第三级采用固体火箭发动机作为主动力系统。发动机推进剂组合选用98%H2O2/HTPB， 2009年和2010年，普渡大学还分别进行了验证性试验固液动力探空火箭的发射[3]。

2008年，巴西启动了固液动力小型运载火箭研究计划[4]，目标是研制一种小型运载火箭以实现将20kg有效载荷送入300km低轨道。该火箭的动力系统采用固液火箭发动机，发动机液体氧化剂使用98%H2O2，固体燃料使用含铝石蜡基配方。

波士顿大学的火箭推进小组(BURPG)基于其固液动力探空火箭的研究基础，完成了Starscraper低轨固液动力运载火箭的方案设计[5]。Starscraper运载火箭的动力系统采用N2O/HTPB基固液火箭发动机，发动机推力为1.36t，工作时间为60s，真空比冲为273s，具备最大推力60%～100%范围内的推力调节能力。该公司理论上解决固液火箭发动机变推力问题，但在工程上能否可靠实现需进一步验证。

图2 挪威北极星探空和运载火箭Fig.2 The North Star Rocket and North Star Launch Vehicle of Norway

自2003年起，挪威的Nammo Raufoss AS开始进行固液火箭推进技术的研究。该公司的研究目标[6]是通过研制北极星系列探空火箭(North Star Rocket Family, NSRF)进行固液动力火箭推进技术的开发和积累，最终完成北极星运载火箭的研制，北极星系列固液动力火箭如图2所示。NSRF是基于固液火箭发动机动力系统的二级探空火箭，而North Star Launch Vehicle则是基于固液火箭发动机动力系统的三级运载火箭。2007年，Nammo Raufoss AS与洛克希德马丁公司合作完成了基于LOX/HTPB基固液火箭发动机动力系统的探空火箭发射。

1.2 固液探空火箭

自固液火箭发动机概念提出以来，由于其安全、经济性好的特点，探空火箭成为固液火箭发动机应用最为广泛的领域。

1933年8月17日，苏联的Korolev和Tikhonravov设计的GRID-9探空火箭是最早的固液火箭发动机应用。其动力系统基于液氧和凝胶汽油推进剂组合的固液火箭发动机，推力为500N，工作时间为15s。该固液动力探空火箭的设计者及火箭如图3所示。GRID-9探空火箭解决了固液火箭发动机理论跨入工程实践的第一步，尚有更多的工程应用问题需要解决。

图3 固液探空火箭GRID-9及其主要设计者Fig.3 GRID-9 sounding rocket for hybrid rocket motor and its main designer

在1996—1997年期间，美国EAC公司设计研制的HyperionⅠ固液动力探空火箭共完成了4次成功飞行，发动机选用N2O作为氧化剂，HTPB作为固体燃料，采用N2O自增压输送系统，比冲约为250s。Hyperion Ⅰ探空火箭及发射如图4所示。该探空火箭解决了氧化剂自增压问题，性能还需进一步提升。

图4 美国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，美国NASA和洛克希德·马丁等公司联合进行了固液混合发动机项目研制，该项目旨在设计单级大推力重型固液动力探空火箭来替代原先的多级探空火箭。项目中研制的HYSR单级探空火箭如图5所示，它是当时世界范围内成功试飞的最大固液探空火箭。动力系统为采用LOX/HTPB推进剂组合的固液火箭发动机，发动机工作时间为31s，初始推力为27.2t，其氧化剂输送系统使用氦气加热增压。该探空火箭解决了液氧在固液混合火箭发动机中应用的问题，但全箭布局还有进一步优化的空间。

图5 HYSR单级固液探空火箭Fig.5 HYSR single stage sounding rocket for with hybrid rocket motor

自2005年起，日本北海道大学就开展了CAMUI固液火箭发动机及基于该发动机的固液动力探空火箭的研制工作。CAMUI固液火箭发动机采用LOX/PE推进剂组合，其固体燃料药柱采用多级串联分段交错排布的双孔型装药结构。发动机中利用分段药柱之间的中间腔对燃气形成扰流，可以促进推进剂间的掺混和燃气向固体燃料表面的传热，从而提高固液火箭发动机的燃速和燃烧效率。截至目前，该探空火箭已经进行过多次发射试验，该型固液发动机解决了小型固液发动机低燃速和低燃烧效率的问题，但大尺寸发动机上应用分段装药问题还需进一步研究。

2003年，波士顿大学火箭推进小组与Virgin Galactic、 SpaceX、 GE Aviation等公司合作，设计、研制并发射了多枚固液动力探空火箭。其中，ASTRo(Actively Stabilized Test Rocket)探空火箭采用N2O/HTPB推进剂组合。

2010年，南非KwaZulu-Natal大学启动了固液动力探空火箭Phoenix-1x项目研制，该火箭采用N2O/石蜡基固液火箭发动机PV-1作为动力系统，发动机设计推力为3750N，工作时间为25s，于2013年成功完成了发动机地面试验。2014年8月13日，进行了该系列首枚探空火箭Phoenix-1A的飞行试验，但是该次飞行试验由于发动机点火时喷管扩张段脱落导致性能未达预期，如图6所示。该型固液发动机解决了石蜡基作为发动机燃料应用的问题，但也暴露了发动机喷管的热结构设计问题。

图6 南非Phoenix-1A固液动力探空火箭Fig.6 South Afica Phoenix-1A sounding rocket for hybrid rocket motor

2012年，斯图加特大学与德国空间系统研究所设计研制了HEROS固液动力探空火箭。HEROS探空火箭使用HyRES固液火箭发动机作为动力系统，发动机选用N2O/石蜡基推进剂组合，采用基于N2O自增压的氧化剂输送系统，如图7所示。HEROS探空火箭于2016年11月8日发射并取得圆满成功。

图7 HEROS固液动力探空火箭Fig.7 HEROS sounding rocket for hybrid rocket motor

国内具有代表性的是2008年12月5日北京航空航天大学在酒泉卫星发射中心成功发射的“北航2号”固液动力探空火箭。“北航2号”探空火箭成为中国首枚采用固液火箭发动机为动力装置并成功飞行的飞行器。发动机采用N2O/含金属的HTPB作为推进剂，使用自增压挤压式输送系统，喷管采用石墨和高硅氧/酚醛树脂材料[7]。2012年4月25日，北京航空航天大学又成功发射了实用型“北航3号”固液动力探空火箭。“北航3号”使用的固液火箭发动机拥有12kN和5kN两级推力，总工作时间约45s。发动机喷管同样采用石墨和高硅氧/酚醛树脂材料[8]。“北航2号”和“北航3号”固液探空火箭见图8。北京航空航天大学作为国内固液发动机的研制代表，解决了固液发动机大量的基础理论问题，并成功进行了工程实践，但发动机高效燃烧、喷管的低烧蚀等问题还需进一步研究。

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

1.3 固液上面级

由于固液火箭发动机可以实现长时间小推力工作，能够较为容易地实现推力调节和多次启停控制，因此十分适合用作运载火箭上面级的动力系统，有助于进一步提升上面级的入轨精度和运载能力。

为了满足天鹰座(Aquila)系列固液动力运载火箭的入轨需求，美国火箭公司设计研制了U-75上面级固液火箭发动机[9]用作天鹰座系列运载火箭的第四级动力系统，其上面级动力系统结构如图9所示。U-75固液火箭发动机直径为558.8mm，长度为1.75m，采用N2O/HTPB推进剂组合，平均真空推力为4.08t，工作时间为85s，喷管扩张比为75∶1，平均真空比冲为288s，推进剂总装药量为1.21t，采用液体二次喷射技术进行推力矢量控制。该发动机具备多次启停控制能力，可以通过发动机的多次工作进行轨道调节，从而更精确地将载荷送入预定轨道。该方案解决了固液混合火箭发动机的推力矢量控制和多次启动脉冲工作问题，但推力矢量需要辅助系统，固液发动机摆动喷管问题还需进一步研究。

图9 美国火箭公司的U-75上面级固液动力系统 Fig.9 The upper stage hybrid rocket motor of U-75 of AMROC

1996年，美国阿拉巴马大学亨斯维尔分校发布了固液火箭动力上面级验证机概念设计方案[10]，目的是用其代替多功能运载火箭(MSLS)第四级中的STAR-48固体火箭发动机。该固液火箭发动机使用LOX/HTPB推进剂组合，采用有中心孔的6孔车轮形装药结构，平均真空推力为4.31t，工作时间为86s，平均真空比冲为324.1s，固液火箭发动机结构如图10所示。

图10 上面级验证机固液火箭发动机结构Fig.10 The hybrid rocket motor structure of HRYPUS

2001年，NASA资助了一项意图整合固液火箭发动机的固有优势，采用可贮存无毒H2O2氧化剂的固液火箭上面级动力系统研究[11]。项目研究团队包括Lockheed Martin、 Thiokol和Rocketdyne，其主要目的是设计、研制并测试一种真空比冲为320s，推力为4.54t，工作时间约360s的H2O2固液火箭动力系统。

2011年，美国Space Propulsion Group(SPG)公司发布了用以替代Orion 38固体上面级动力系统的固液发动机方案[12]，该固液火箭发动机采用LOX/石蜡推进剂组合。方案设计结果显示，保持总冲相同的情况下，可以实现减质15%～18%，从而实现载荷能力提升40%，并且还具有低成本、环保、安全、多次启动和推力调节的额外优势。

2011年，美国斯坦福大学提出了一种火星入轨上面级固液火箭动力系统方案[13]。该方案中的固液火箭发动机采用MON3(97%N2O4+3%NO)作为氧化剂，石蜡基固体药柱作为燃料，动力系统总质量为751.7kg，推进剂总装填质量为570.4kg，发动机推力为1800N，工作时间为17.64s，比冲为340s。

1.4 固液亚轨道飞船

固液火箭发动机具备安全性和绿色环保的固有特性，在遇到紧急情况时还可以实现及时关机以尽量减少人员和设备损失，十分适合用于亚轨道飞行器的动力系统，特别是在太空商业旅游等方面。其中，美国的商业亚轨道飞行器太空船一号(SpaceShipOne)和太空船二号(SpaceShip-Two)最具代表性[14]。太空船一号亚轨道飞船的动力系统采用由内华达山脉公司(Sierra Nevada Corporation，原SpaceDev公司)设计研制的N2O/HTPB固液火箭发动机，发动机真空推力为73.5kN，工作时间为80s，燃烧室压强为2.4MPa，真空比冲为250s。太空船一号中采用的固液火箭发动机地面试验及飞行试验情况如图11所示。

图11 太空船一号固液火箭发动机的地面试验和飞行试验情况Fig.11 The groung hot firing test and flying test of hybrid rocket motor for SpaceShipOne

2016—2018年，维珍银河公司进行了两次太空船二号 VSSUnity有动力飞行[15]，动力系统均采用固液火箭发动机，其中首次固液发动机点火工作30s。太空船二号 VSSUnity及其动力飞行试验情况如图12所示。

图12 新版太空船二号VSSUnity及其动力飞行试验情况 Fig.12 The flying test of new SpaceShipTwo VSSUnity and its rocket motor

太空船二号亚轨道飞船采用固液火箭发动机作为其动力系统。太空船二号的固液火箭发动机[16]在2009—2014年4月由内华达山脉公司提供，采用N2O作为氧化剂，HTPB作为固体燃料，发动机设计推力为270kN，太空船二号的前3次有动力飞行试验均采用该发动机完成。2014年5月，维珍银河公司宣布从内华达山脉公司手中接管固液火箭发动机的研制工作，之后将在太空船二号飞船中使用自研的固液火箭发动机，同时将固液火箭发动机的固体燃料由HTPB更改为热塑性聚酰胺(thermoplastic polyamide)，该发动机完成了工作时间超过60s的地面热试车[17]。2015年10月，在经历一系列发动机地面热试车后，维珍银河公司宣布将其固液火箭发动机的固体燃料由聚酰胺改为配方与原内华达山脉公司发动机相似的HTPB燃料[18]。之后复飞的新版太空船二号 VSSUnity均采用该型固液火箭发动机。

基于为太空船一号及太空船二号开发固液火箭发动机的经验，内华达山脉公司于2010年2月1日得到了NASA商业载人研发项目资金，用于开发追梦者(DreamChaser)号空间运输系统[19]，追梦者号飞船计划使用两台相同的固液火箭发动机作为动力系统，发动机采用N2O/HTPB推进剂组合，具备多次启动和推力调节能力。

1.5 着陆/上升器

固液火箭发动机可以较为容易地实现推力调节和多次启动，十分适合用于月球探测器或火星探测器等着陆器的软着陆动力系统。

2007年，美国SpaceDev公司进行了固液火箭动力月球着陆器样机的研制和验证试验[20]。该着陆器中使用4台相同的固液火箭发动机作为动力装置，发动机选用N2O/HTPB推进剂组合，具备远程控制实时推力调节能力。2007年12月20日，SpaceDev公司成功完成了该着陆器样机的演示验证飞行试验，完整地模拟了登月飞行器月球登陆全过程中的起飞、悬停和下降制动软着陆过程，证明了固液火箭发动机用作登月飞行器着陆和上升动力系统的能力。该项目同时解决了固液混合火箭发动机的推力调节和多次启动问题，但固液发动机在月球或火星的环境适应性需进一步研究。

2010年，欧洲多个国家联合发起了SPARTAN(SPAce exploration Research for Throatable Adavan-ced eNgine)研究项目[21]。SPARTAN项目中的着陆器演示验证机如图13所示，其动力系统中使用4台相同的固液火箭发动机，发动机使用87.5%H2O2/HTPB推进剂组合，单台最大推力为1.5kN，推力调节能力10∶1[22]。2014年8月8日，SPARTAN项目成功完成了着陆器验证机的静态热试车试验，试验情况如图14所示。该项目解决了固液发动机的大范围推力调节研制、液体氧化剂流量调节装置研制和地面验证试验台及试验流程设计等问题，但着陆器能否成功地进行软着陆还需进一步试验验证。

图13 SPARTAN项目中的着陆器演示验证机Fig.13 The demonstration and verification lander prototype of SPARTAN

图14 SPARTAN项目着陆器验证机静态热试车Fig.14 The static hot firing test of verification lander prototype for SPARTAN

1.6 助推级固液火箭发动机系统

20世纪80年代末至90年代，在NASA的牵引下，多家航空航天企业共同参与推进了固液推进验证项目(Hybrid Propulsion Demonstration Program, HPDP)，意图发展成熟的固液火箭推进技术用于各种商业空间发射任务。该项目是目前为止世界范围内规模最大的固液火箭发动机研究计划[23]，其研究成果极大地推动了固液火箭发动机技术的发展。

HPDP项目源于1986年挑战者号航天飞机和大力神三号运载火箭在发射阶段固体助推器接连发生的爆炸事故，自此世界各航天国家对飞行器的安全性和可靠性更为关注。因此，安全性更佳的固液火箭发动机随即成为了研究人员新的关注焦点之一，他们试图发展性能更为成熟的固液火箭助推器以替代现有的固体火箭助推器。该项目的主要研究目标是发展和测试一种真空推力达到113.4t的固液火箭助推级发动机，以验证并推动用于未来空间发射的大型固液助推器进一步发展。

在HPDP项目中，完成了11-in和24-in缩尺固液火箭发动机以及全尺寸250-klb固液火箭发动机的设计研制和地面试验。1999年9月到2002年1月期间，HPDP项目在NASA的Stennis航天中心共使用2台发动机进行了4次250-klb固液火箭发动机的地面热试车试验[24]，如图15所示。

图15 HPDP 250千磅级固液火箭发动机热试车Fig.15 The hot firing test of HPDP 250-klb hybrid rocket motor

HPDP项目中研制的250-klb固液火箭发动机是迄今为止世界上成功完成地面热试车尺寸最大的固液火箭发动机，试验得到了能够实现稳定燃烧的大推力固液火箭发动机及其系统设计方案，并且通过试验发现大尺寸固液火箭发动机的工作规律与小尺寸发动机有一定的不同之处，这也导致了发动机实际工作性能略低于设计预期值，但是该项目中对助推级大推力固液火箭发动机的探索性研制是十分成功的。根据该项目中完成的250-klb固液火箭发动机试验结果，研究人员认为全尺寸固液火箭发动机的设计方案仍然存在很大的改进空间，并提出了一系列的发动机改进方案[25]，为未来助推级大推力固液火箭发动机的应用奠定了较为良好的基础。

1.7 固液姿控发动机

固液火箭发动机因其可以进行大范围推力调节，能够实现多次启停脉冲工作的特性，十分适合用作火箭以及中小型卫星和航天器的姿轨控动力系统，有望进一步提升火箭的机动性能以及卫星和航天器的入轨精度。

2001年，英国萨里大学完成了一种用于小型航天器轨道转移用的旋流“薄饼状”固液火箭发动机的设计和验证试验[26]。发动机的固体燃料为有机玻璃，氧化剂可选用GOX、N2O或H2O2，氧化剂沿发动机药柱外径切向喷注。发动机的长度为7cm，直径为10cm，真空比冲为300s，平均推力为100N。

2012年，美国南加利福尼亚大学为微小卫星动力系统设计的概念验证性质的小尺寸旋流喷注端燃固液火箭发动机，并进行了地面试验验证[27]。发动机采用GOX/PE推进剂组合，长径比仅为0.79，可以安装在微小卫星的尾部使用，发动机设计推力为1N，地面试验中测得的发动机平均推力为(0.72±0.05)N，平均比冲为(170±10)s。

2012年，犹他州立大学设计研制了一种用于微小卫星的MUPHyN(可重复使用塞式喷管固液动力微小推力器)[28]。推力器中的固液火箭发动机采用N2O/ABS推进剂组合，推力为200N，燃烧室压力为0.69MPa，比冲为200s。MUPHyN推进系统的固液火箭发动机中使用了高效可重复启动的电弧点火系统、3D打印螺栓通道固体燃料药柱、再生冷却塞式喷管和液体二次喷射推力矢量控制技术。高效可重复启动的电弧点火系统可以使MUPHyN推力器具备关机后多次启动的能力，并且无传统烟火点火系统的方案，使得发动机的安全性进一步提升。

1.8 固液靶标武器

20世纪60年代中期，美国联合技术中心(United Technology Center，UTC)和比奇飞机公司(Beech Aircraft)开展了“矶鹞”(Sandpiper)高空超声速靶弹的研制工作。靶弹采用机载发射，可以在不同的高度和不同的马赫数下水平飞行100km，发动机工作时间超过300s。20世纪70年代，为了满足更大的载荷，在Sandpiper的基础上发展了高空超声速靶弹HAST(High Altitude Supersonic Target)，发动机直径增加到0.33m，采用IRFNA(红色发烟硝酸)为氧化剂，聚丁二烯和聚甲基丙烯酸脂为燃料，发动机有4个液体喷注器，固体药柱为十字形药柱，推力调节能力提高到10∶1，并且可回收[29]。

20世纪80年代，在Sandpiper和HAST靶弹的基础上，美国特里达因瑞安公司(Teledyne Ryan)研制了Firebolt靶弹，飞行高度为30.5km～11.5km，最大飞行马赫数可达4.0，最大飞行距离为325km，最大持续机动过载为5g，具有空军和海军两种型号，可以在空中或海上回收，如图16所示。靶弹所用的发动机与HAST靶弹一样，发动机推力在533.8N～5338N之间可调，推力调节比达10∶1。1983年，Firebolt靶弹进行了首次飞行试验，这是迄今为止唯一成功应用于军事领域的固液火箭发动机[30]。该项目解决了固液发动机大范围推力调节技术，但多次启动技术未得到验证。

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

2010年，美国普渡大学开展了变推力、多次启动固液火箭发动机的研究，在地面试验中成功实现了变推力、多次启动，在此基础上论证了固液火箭发动机应用于战术武器的可行性[31]。

2 需重点关注的问题

目前，固液混合火箭发动机的基础研究发展迅速，但实际工程应用相对较少，实际应用主要体现在探空火箭，其目的也主要是验证技术方案的可行性。

影响固液混合火箭发动机性能提高及使用的问题是燃烧完全性、均匀性、稳定性、点火可靠性及固体燃料燃速规律。燃烧完全性、均匀性和稳定性直接决定了固液混合火箭发动机的性能。在固液混合火箭发动机中，燃烧效率相对较低，燃烧均匀性较差，使固液混合火箭发动机的燃烧室内受热不均匀，增加了热防护的难度，从而制约了固液混合火箭发动机的应用。固液混合火箭发动机点火与固体和液体火箭发动机点火机理不同，对其研究十分重要，点火可靠性直接关系发动机工作的成败，国内的早期工作就是由于高空点火没有成功而最终导致项目下马。固体燃料燃速规律是进行固液混合火箭发动机设计的基础，固体燃料表面的退移、燃烧通道的特性和固体药柱表面的受热三者之间互相耦合影响，建立合理的燃烧模型和燃速公式十分困难，从而制约了固液混合火箭发动机的应用。

为了解决这些主要难点和问题，并考虑工程应用时的研制成本、难度等因素，重点关注以下5个问题的研究[32]。

(1) 固液混合火箭发动机固体燃料燃速技术

燃料燃速是发动机设计的最基本参数，固液混合火箭发动机的燃速模型不同于固体发动机。因为它的燃烧机理与固体或液体发动机不同，它是典型的扩散燃烧，燃速与质量流率密切相关，固液混合发动机在工作过程中流率变化范围很宽，可从几十到几百，且有的推进剂组合在不同流率范围的燃速指数还不相同。在选定推进剂组合后，需要使用小型缩比发动机进行燃速试验，研究燃速缩尺效应。目前不同推进剂组合的燃速模型还需进一步积累。

(2) 固液混合火箭发动机高效燃烧技术

固液混合火箭发动机属于典型的扩散燃烧，其燃烧效率取决于推进剂的掺合程度，目前氧化主要集中在燃烧室中心，在短时间内充分地向燃料表面扩散较困难，因此导致目前固液发动机燃烧效率还相对较低。为了提高燃烧效率，国内外科研人员提出了很多方法，如增加前燃室、设置后燃室、使用旋流喷注器和药柱中间增加扰流板等，虽然这些方法能有效地提高发动机的燃烧效率，但同时也带来了结构尺寸和质量的增加，因此选择合理的提高燃烧效率方法需要着重研究。

(3) 固液混合火箭发动机长时间热防护技术

固液火箭发动机可实现小推力、长时间工作，这是固液混合火箭发动机的独有优势，但因此带来了发动机壳体热防护和喷管烧蚀问题。发动机长时间工作将给发动机壳体带来很大的热负载，因此要求绝热材料具有很低的导热率。为了提高固液发动机的性能，固体燃料中通常添加大量的金属粒子，如铝、镁等，所以燃气中含有大量的金属氧化粒子，对绝热材料产生很大的冲刷，因此绝热材料需要具有很强的抗冲刷能力。固液发动机进入喷管的燃气通常是富氧状态，温度在3500K左右，伴有金属粒子冲刷，因此需要喷管的收缩段和喉部材料具有很强的抗氧化、耐高温和抗冲刷能力。

(4) 固液混合火箭发动机点火及多次启动技术

固液混合火箭发动机具有多次启动的优势。目前，固液发动机点火有火炬点火、火药点火、发动机点火和催化点火等多种方式。多次启动通常采用催化方式，不同液体氧化剂需要专门的催化剂，目前催化剂主要有金属网基和颗粒两种，但是价格昂贵、贮存时间短，性能有待提高，需要进一步研究，以满足发动机的启动性能和多次启动能力。另外还需针对不同推进剂开展多次启动试验研究。

(5) 固液混合火箭发动机推进剂输送系统变推力技术

变推力是固液混合火箭发动机的另一大优势，但要充分发挥这一优势，需要设计相适应的输送系统、特有的流量调节系统和适应大范围流量变化的喷注器等。

3 应用前景与展望

固液混合火箭发动机的技术特点在以下领域具有广泛的应用前景。

1)固液混合火箭发动机比冲低，可以长时间工作，推力可调，可以多次启动，非常适合上面级发动机的使用要求。美国多家公司及高校进行了多种上面级固液发动机方案研究，但均未进行飞行试验。

2)针对固液发动机推力可调、可多次启动的优势，适合作为探月、探火的下降级发动机使用。美国和欧洲多家公司进行了方案研究，并进行了地面点火演示验证，但未见飞行试验的报道。国内北京航空航天大学也针对探月着陆、返回动力系统进行了固液火箭发动机方案设计，认为方案合理可行，但还需开展热试车及全流程变推力热试车。

3)由于固液火箭发动机具有高比冲、推力可调、可以多次启动以及成本低的特点，在商业航天蓬勃发展的今天，非常适合小型运载火箭的发展理念，可以作为其主动力。目前，国外公司及高校进行了多种方案设计，并进行了地面试车，但飞行试验尚未见相关报道。根据目前的技术水平，固液小型运载火箭具有很大的潜力。

4)固液火箭发动机结构相对液体发动机简单，使用维护简单、可靠性高，因此可以作为运载火箭的助推器使用。当年美国阚展的固液推进验证项目，目的是发展性能更为成熟的固液火箭助推器以替代固体火箭助推器。该项目将固液发动机的基础问题及工程实践提升了一大步，但随着经费的限制、航天飞机的下马，商业航天拉低发射成本，固液发动机助推器的关注度也随之下降。

5)由于固液火箭发动机的比冲较高、推力可调并且有多次启动的能力，非常适合作为姿轨控发动机。相比于单组元液体姿轨控发动机，固液发动机具有较高的比冲，可以减小结构质量。相比于双组元液体姿轨控发动机，发动机系统简单，结构质量小。

6)固液火箭发动机可以作为战略武器的主发动机。由于其具有变推力能力，温度敏感性低、性能稳定，主动段可以变推力飞行，能够适应多种弹道形式，可提高武器的突防能力；由于其具有多次启动的能力，在穿越大气层时可以关机滑翔飞行，从而降低防热压力，进而降低武器起飞质量，提高射程。

7)适合作为滑翔类飞行器的主动力系统。固液混合火箭发动机可使滑翔类飞行器长时间在大气层内有动力飞行，根据飞行器不同飞行状态的升力需求，可以随时提供不同推力，也可以适应跳跃机动等复杂的飞行动作，弹道形式丰富，可增加飞行器的突防能力。

固液混合火箭发动机虽然优势明显，但缺点更是制约了其应用。当前需要投入研究，提高其工程技术成熟度，以满足未来航天领域的发展需求。