Aero 版 (精华区)

发信人: ShenZhouV (记忆从头再来), 信区: Aero
标  题: 弹道导弹预警关键技术的应用发展
发信站: 哈工大紫丁香 (2004年01月24日22:26:29 星期六), 站内信件

弹道导弹预警关键技术的应用发展 
□ 袁 俊 
　　20世纪的科学技术在红外探测、超级计算机、高能激光、空间技术等领域取得了重大
发展和突破。大量高新科学技术成果为建立弹道导弹预警系统创造了必要条件。21世纪的
弹道导弹预警系统研究涉及五大技术领域：监视、捕获、跟踪与拦截效果鉴定技术；定向
能武器技术；动能武器技术；C3I系统与数据融合技术；综合支援保障技术。弹道导弹预警
技术的发展和应用将影响弹道导弹进攻的突然性和生存能力，刺激导弹突防技术的发展；
反之，导弹突防技术的进步，又将促进预警技术的进一步发展。

一、弹道导弹预警技术的应用

　　科学技术的发展对预警技术起着推波助澜的作用，并为弹道导弹防御提供新的技术基
础，为弹道导弹预警装置发展提供新的手段。目前可应用于弹道导弹预警的新技术主要有
：

　　1、红外探测技术
　　红外探测技术主要用于弹道导弹助推段的探测。弹道导弹的速度越高，红外尾焰炽热
的“火球”越大，温度也越高。在海平面上射程1000km的导弹，尾焰长度一般在200m以上
，而且随着导弹飞行高度的增加而增加，在真空时其红外尾焰长度可达300m以上。

　　弹道导弹预警卫星上安装的红外探测器，由带滤光镜的望远镜、红外焦平面阵列与低
温冷却装置及数据处理计算机组成。几十万个红外敏感元件和电荷耦合器集合在一起，排
列于光学系统的焦平面上，形成一个探测阵列。探测阵列处于地球同步轨道的相对静止状
态。每个探测阵元负责对所覆盖地球上的一个地区实施24h监视。导弹发射后，可根据其飞
行经过的地区所对应不同位置的探测阵元的反应，计算出导弹的轨迹和速度。若只是某个
探测阵元有反应，说明导弹是一种固定的红外辐射源。这种探测阵列克服了可能出现虚警
的缺陷，从而使研制探测、发现并跟踪卫星、大气层中的弹道导弹、巡航导弹、海上舰艇
以及战场上的“热目标”的低轨道侦察监视系统成为可能。红外凝视成像焦平面传感器已
在宇宙空间站完成了无线电辐射鉴定试验，为研制综合性的全球辐射背景数据库和适于空
间用的红外探测技术奠定了基础。

　　美国现役弹道导弹预警卫星上的红外探测器长3.6m，孔径0.91m，探测阵元由6000个采
用PbS和HgCdTe的红外探测阵元组成，对导弹发动机尾焰波长2～7μm的红外辐射极其敏感
。当卫星以5～7r/min的速度自转时，其每隔8～13s就可对地球表面1/3的区域重复扫描一
次，通过连续扫描测出弹道导弹的位置和移动方向。

　　目前红外大视场成像技术和信号处理技术已经成熟。红外大视场成像技术实现的红外
探测器性能指标为瞬时视场0.5mrad，成像视场120°×45°，帧频1～2Hz。美国研制的低
温红外辐射仪能使红外探测器中的NbN超导体冷却到绝对温度5.6K。这种致冷器是新型红外
探测器的关键设备，对红外辐射有极高的灵敏度。美国弹道导弹防御局和犹他州立大学联
合研制的低温红外辐射仪，已在航天飞机上进行过获取大气红外光谱的试验，用以确定地
球大气层的精确光谱特性。它可以在极地飞行时，摄下卫星和弹道导弹再入弹头的红外图
像。

　　将于2006年部署的美国天基红外导弹预警卫星系统(SBIRS)由高轨道卫星和低轨道卫星
组成。SBIRS系统采用24000个HgCdTe元件组成的基于线阵和焦平面的凝视成像红外探测器
，其长波红外探测器在外层空间对弹道导弹助推段的探测能力达300km。

　　高轨道卫星由5颗地球同步轨道卫星和2颗大椭圆轨道卫星组成。星上装有短波和中波
红外探测器，能穿透大气层，探测弹道导弹的发射。此外，星上还装有新型双传感器系统
，即高速红外扫描传感器和辅助凝视传感器，其扫描速度比现役弹道导弹预警卫星快20倍
以上。红外扫描传感器用一维线阵扫描南北半球，探测导弹的红外尾焰，然后把信号传递
给凝视传感器，用精确的两维阵列跟踪导弹，将导弹运动的画面拉近放大，并能在10～20s
内将预警信息传给弹道导弹预警指挥控制中心。

　　低轨道卫星由12～24颗覆盖全球的“空间和导弹跟踪系统”(SMTS)卫星组成，用于捕
获导弹发动机的红外尾焰，对导弹进行跟踪，区分再入飞行器和诱饵，为地基拦截导弹提
供相关数据和超视距制导，增加拦截导弹的防御区域。低轨道卫星在多个轨道面上成对工
作，以提供立体探测和监视。卫星上装有宽视场短波红外传感器和窄视场多光谱（中波、
中长波、长波红外及可见光）跟踪传感器。传感器按先地平线以下、后地平线以上的顺序
进行扫描探测。SMTS探测搜索区域比现役弹道导弹预警卫星扩大了2～4倍，将为助推段拦
截弹道导弹提供更大的作战空间。

　　美国还研制了一种天基长波红外探测器，其孔径为4m，视场为4°×4°，单元分辨率
为100m×100m。该探测器计划装在10000km高的卫星上，作用距离可达17000km。该卫星上
还装有成像器，光学口径为4m，每秒可对一个目标成像，分辨率为20cm。机械光学传感器
的风洞数据为评价探测器结构对导弹性能的影响以及气流对探测器性能的影响提供了可靠
依据。

　　美国橡树岭国家实验室已经开发了一种基于硅或镓的砷化物元件的悬梁结构热红外探
测器。它能探测出小于10－6数量级的温度，这意味着一个仅比它周围环境温度高出万分之
一的物体即能被探测出来。有了这样灵敏度的红外探测器，任何弹道导弹都无处藏身。

　　2、雷达成像技术
　　雷达成像技术利用成像雷达波照射目标并回收目标电磁波的几何分布，使雷达显示器
上的图像辉度发生变化，在荧光显示屏上显示出目标轮廓，并呈现出清晰的目标图像。用
成像雷达探测来袭弹道导弹，可以形象地显示导弹在飞行中的变化情况和目标运动的精确
量度。用于助推段和中段的天基成像雷达，其频率为60THz，阵子数为2.3×107，天线直径
115m，视场为6°×12°，探测目标区域为4000km×8000km。格鲁门公司曾研制过一种新型
成像雷达，其主体是在塑料薄膜上嵌装天线阵，重量轻，便于空间机动，而且在弯曲和局
部损坏的情况下，仍能产生几千个目标的详细图像。在实时分辨率方面，陆基传感器能提
供远距离弹道导弹目标的高分辨率图像。美国国防部已将超视距雷达列为弹道导弹预警的
关键技术项目，激光成像的技术研究目前也取得了很大进展。

　　3、定向能技术
　　激光技术经过20～30年的研发，基本上不存在技术上的障碍。在激光探测器研制方面
，美国空军实验室、空军菲利浦研究中心和麻省理工学院林肯实验室所做的多次试验，已
经使低功率激光束在有大气抖动和大气湍流与其它干扰下，仍能精确跟踪运动目标。特别
是为了克服飞机抖动、光学元件畸变和大气湍流而成功进行的机载激光光束摧毁数百公里
外的液体燃料导弹外壳的光束控制试验，标志着机载激光器在激光大气传播的光速误差校
正和大气补偿技术、激光的瞄准跟踪、抗强干扰激光束和模块化激光系统已经取得突破。
激光探测的计算机模型和应用软件也在不断改进。

　　激光的关键技术已在20世纪90年代得到实验验证。为了克服大气中的细微尘埃对激光
可能产生的散射和削弱（随季节和天气变化的大气中正常含量的尘埃也可能导致散射），
美国科学家采用了首先发射低能量激光束，发现哪里发生光束扭曲，然后再通过调整、控
制反射镜来消除光束扭曲的影响的办法。 

　　美军通过实施“大型光学演示验证”计划，实现了对高能激光入射波前的测量与修正
，并且制造了直径为4m的反射镜。反射镜的光学特性和表面特性达到天基激光器的使用要
求。1997年，美国TRW公司完成了氟化氢激光器与反射镜的地基综合试验，证实了天基激光
器系统的可行性。

　　激光雷达主要由激光发射器、指向系统、监视装置、主动控制的多面组合稳定平台、
电源、激光燃料、数据处理系统等组成。激光雷达与微波雷达相比，具有方向性强、单色
性好和相干性高的特点。使用激光雷达测距、测角精确度极高，还可利用多普勒效应对变
速的运动目标进行测量。激光雷达在探测两个相距20000km的宇宙飞船之间的距离时精确度
可达十万分之一。试验中发现，激光雷达还可以准确识别真假弹头，从而为总体设计提供
了定向能武器与传感器相结合的最佳选择方案。

　　天基激光雷达正日益受到重视。激光极细的相干光束、极强的方向性和极高的指向精
度，特别适合用作太空武器高速地摧毁弹道导弹和在轨道上运行的卫星。由于激光光束发
射时不干扰天基平台的姿态和轨道，所以激光雷达非常适合在航天器上使用。在天基激光
器上要解决的主要技术难题包括：

　　（1）研制波长更短的激光器，以缩短光学系统的尺寸；
　　（2）增加主反射镜的尺寸，提高激光器照射到目标的光束能量；
　　（3）提高激光光束的跟踪、探测和指向精度，以弥补因光束抖动而产生的模糊度。

　　2002年美国天基激光器地面试验结果显示，定向器可以保持激光束的方向，而且激光
器的发射功率、光束均匀性以及光谱频率等特性不会因为激光束与光学系统在调整、定向
和聚焦时的相互干扰而受影响。美国空军和弹道导弹防御局联合执行的天基激光“集成飞
行试验”（IFX）计划将在2003年进行两项技术演示。一是在TRW公司的卡皮斯特拉劳试验
场使用α激光器进行激光入射波前控制环试验；二是测试一台小型激光增益发生器系统和
光纤共振子系统。如果试验取得成功，还要建造一台激光器进行太空探测试验。

　　美国已确定粒子束武器潜在的主要用途是拦截导弹和攻击卫星。目前主要利用线性电
磁感应加速器来产生粒子束，但利用核聚变反应堆的超高温加热等离子体化的气体并向一
个方向喷射来获得粒子束也是可行的。

　　粒子束技术也可用于探测弹道导弹。它利用被粒子束撞击时释放出的能量来识别目标
。美国洛斯?阿拉莫斯国家实验室提出用低功率粒子束区分真假弹头的设想，成功地进行了
技术演示验证，并将早日进行天基试验，以显示其相关辨别的能力。

　　美国正在抓紧研究适于战场使用的陆地和空间反导弹移动平台的小型、高效加速器及
其关键技术。美陆军弹道研究实验室还研制过一种实验加速器装置，可部署在外层空间。
利用粒子束发送搭载通信装置的无人探测器的技术可行性论证已经完成。

　　根据定向能技术在战略预警系统的监视、捕获、跟踪、识别各阶段所表现出的发展前
景，美国弹道导弹防御局调整了定向能技术的发展计划和重点，决定把发展定向能拦截技
术作为战略预警系统的中期目标。

　　4、数据信息处理技术
　　监视、捕获、跟踪大量的弹道导弹弹头必然带来复杂的数据处理问题。超级计算机在
弹道导弹预警系统的多目标跟踪、火力攻击判定、快速目标识别等方面发挥着重要作用。
它将配合成像雷达、激光雷达和长波红外探测器，发现敌方助推段弹道导弹，预测其运动
参数、飞行轨迹和拟拦截杀伤的区域；然后将把助推段、中段飞行的导弹目标云团分组，
分别摄取它们的温度变化图像，建立计算机数据信息，采用将每秒的新成像与前一秒图像
及时与事先输入计算机的标准图像相对比的方法，识别真假弹；用周期地测定模拟真目标
的方法进行跟踪；使成像雷达和红外探测器工作最佳化；在几层预警之间交换信息，进行
跟踪交班。

　　5、监视、捕获、跟踪与拦截效果鉴定技术
　　监视、捕获、跟踪与拦截效果鉴定技术主要用来评定来袭弹道导弹各个飞行阶段的精
确探测和拦截杀伤效果。它主要由各种新型雷达、光学遥感器和数据与信息处理设备组成
，广泛涉及雷达探测、光学识别、激光成像、红外遥感器和超级计算机等多种预警技术的
综合应用。

二、美俄弹道导弹预警技术的发展

　　20世纪80年代，美国曾设想在10000km的高空配置发射功率1MW的激光雷达，提高分辨
率，并要求计算机的运算速度非常高。美国要对俄罗斯现有的弹道导弹实施防御，弹道导
弹预警系统的计算机对数据处理的速度应超过每秒100亿次浮点运算；30min计算机软件编
码行达到上亿条。20世纪80年代，美国大力发展超大规模的硅集成电路和比硅元件抗干扰
能力高1000倍的砷化镓集成电路，并开展光子计算机的研究。到80年代末，美国计算机的
最高浮点运算速度已达到每秒262亿次。目前，美国超级计算机已能执行每秒1万亿次浮点
运算，完全适合于弹道导弹防御和太空军事计划试验平台的技术要求。

　　摩托罗拉公司已研制出一种芯片，将传统的硅技术、高性能砷化镓半导体的速度和光
学能力集成在一个部件上，用于数据存储。它将使激光探测和雷达探测系统以及大容量数
据光缆传输的性能大大提高，并降低成本。

　　IBM公司的研究人员在2001年8月成功地研制出了用碳纳米管分子，作为半导体的纳米
电路。碳纳米管是单分子，约为10个原子的宽度，是当今使用的硅原子计算机芯片的1/500
。它的研制成功极有可能导致在不远的将来研制出分子计算机芯片。IBM公司称，它还正在
研制一种超级计算机网络，设计运算速度为每秒13.6万亿次，存储能力将达600万亿字节。
这种计算机采用LINUX系统，服务器为英特尔公司最新一代的Mckinley微处理器，其功能将
是目前全球系统中最强的。

　　美国的这些技术将使弹道导弹预警系统的探测搜索能力、实时数据融合和处理以及通
信的能力等大大提高。

　　俄罗斯针对美国弹道导弹预警系统不断提高弹道导弹探测技术，也采取了相应的技术
措施，主要包括：

　　（1）发展火箭速燃助推器，使导弹助推段飞行时间从3～5min减至1min以内，从而使
美国弹道导弹预警系统来不及做出反应或探测，就丢失目标；
　　（2）在发动机推进剂中添加污染剂，使尾焰特别明亮，而且不对称，不符合美国预警
系统管理计算机中输入的红外辐射模式；
　　（3）在大气层上方爆炸核装置，产生强烈的红外辐射，使探测跟踪系统“致盲”失灵
；
　　（4）大力发展隐形技术，研制能减少新型吸波材料吸收红外线数量的红外过滤装置。

　　（5）发动机助推器装上圆形保护屏罩，以挡住发动机尾焰；发展运载火箭超冷燃料发
动机，以减少红外辐射。
　　俄罗斯在2001年7月研制出运算速度为每秒1万亿次的超级计算机。它模拟核爆炸以及
原子能的受控反应，从理论上讲，可使新的核国家在无需试验的情况下秘密研制核武器。
据悉，俄罗斯航空航天局、美国波音公司和印度政府是它的潜在用户。2003年，俄罗斯还
将研制出运算速度为每秒5万亿次以上的计算机。

三、弹道导弹预警技术发展动态

　　目前世界上研制出运算速度每秒1万亿次以上的计算机的国家只有美国、日本和俄罗斯
。印度在2001年5月研制出运算速度为每秒1000亿次的计算机，专门用于开发远程导弹、近
地轨道侦察卫星、月球探测器和轨道飞行器。

　　超导技术、纳米技术已显示出在弹道导弹预警技术方面的应用前景。超导电子器件、
纳米器件具有超高速、超灵敏度、超高可靠性等特点。超导、纳米超导器件的突出优点预
示着它们将对太空军事领域产生革命性影响。

　　纳米和超导器件在弹道导弹预警技术领域的应用前景十分广阔。在探测技术方面，超
导量子干涉仪器件具有极高的灵敏度，特别适合用于对微波弱磁场反常现象和红外辐射的
探测定位。采用超导量子干涉仪的先进磁导探测系统，可探测到浅海中的潜艇。超导量子
干涉仪还可作为微波和红外探测器，灵敏度可达10～15W/Hz。这种探测器可在空间根据卫
星微弱的红外辐射来确定其位置。雷达系统若采用高灵敏度超导或纳米接收机，其作用距
离可提高1～2个数量级。

　　美国研制的新型量子元器件——量子点阵列，突破了微电子技术的极限，使得微波、
毫米波和激光雷达的探测效能大幅度提高，可使目标检测和制导精度提高若干数量级。美
国在2001年5月发明了一种集量子技术强大的运算能力和光控操作的简易性于一身的新型光
子计算机。利用这种技术，将能制造出比现在的超级计算机速度快10亿倍的计算机。这种
计算机能模拟量子干扰，因此在搜索庞大的数据时有着异乎寻常的速度，若应用在未来的
弹道导弹预警系统上，其前景不可估量。

　　1993年，美国提出纳米卫星的概念，目前研究已有重大突破。这种卫星外形尺寸约为3
20mm×320mm×105mm，重量约为2.5～8.5kg，采用最先进的微机电一体化和高度多重集成
技术整合，具有可重组性和可再生性。纳米卫星系统可使战略预警系统的侦察监视能力、
生存能力和战时应急通信能力大大提高。

　　一枚小型运载火箭可发射数百颗纳米卫星，进入轨道后可立即工作。纳米卫星系统采
用局部星团或分布式星座的方式运行在太阳同步轨道上18个等间隔的轨道面上。间隔部署6
48颗纳米侦察卫星（即沿每个轨道面分布排列36颗卫星），可以在任何时刻对地球上任何
一点进行连续不断的覆盖和立体照像侦察监视。纳米卫星可用于未来探测器的末端导引头
上，在超微型的陀螺仪中装有一种数百万像素成像芯片，能进行补偿，确保图像的稳定性
和聚集性。纳米卫星系统可以直接向战区指挥中心提供宽频带的战场图像，用超高频的通
信链路，建立起一个太空因特网，与地球上的数据中转站和指挥中心实施通信，提供地球
上弹道导弹的发射信息，并提供超光谱图像。

　　纳米卫星系统将使弹道导弹战略预警系统指挥控制中心实现区域拦截武器控制和分布
式集成化的指挥控制网络。它将产生出新的、难以破解的密码系统。它是一个高智能、高
集成、分布式的空间地面一体化的网络系统。从而为弹道导弹预警系统构筑一个预警、侦
察、通信和控制系统的“不可逾越的计算机防火墙”。

　　2001年5月，中央军委发布《指挥自动化建设纲要》。该《纲要》以我军新时期军事战
略方针为依据，提出坚持重点、跨越发展的思路，强调要努力实现指挥控制、情报侦察、
预警探测、通信、电子对抗和其它作战信息保障系统的一体化，在电子装备和系统集成方
面取得新的突破。历史的发展表明，新技术浪潮对军事技术的发展起着推波助澜的作用。
世界性的“纳米热”为预警技术提供了新的手段。密切注视和追踪世界上弹道导弹预警技
术的发展动态，对预测世界军事革命的未来，实现我军积极防御的战略方针有着重要意义
。□




中国航天固体火箭推进技术的发展

一、前　言　　中国的现代固体火箭推进技术研究起始于上个世纪50年代中期。开始阶段
进行了复合固体推进剂的探索性研究，包括原材料、配方和工艺研究，成功地合成了液态
聚硫橡胶，开发了真空浇注工艺，并进行了Φ65mm和Φ108mm小发动机地面试车。

　　1962年，中国航天科技集团公司第四研究院成立后，固体发动机研究工作全面开展。
第四研究院是一家大型国有企业，一直是中国最主要的固体火箭发动机研究开发机构，下
设各专业研究所和工厂，具有完整的研究、设计、生产和试验能力。迄今为止中国已飞行
的航天固体发动机绝大部分由该院研制，交付飞行产品的成功率为100％，主要用于“长征
”系列运载火箭的上面级和应用卫星的变轨系统。此外，四院和中国国防科技大学等单位
也开发了一些探空火箭发动机。同时，中国固体火箭推进基本技术也取得了全面发展。本
文根据已发表的公开文献，综述了中国航天固体火箭技术的发展。

　　二、探空火箭发动机

　　1963年，四院开始研制试验探空火箭用发动机FG－01A。该发动机直径286mm，长1780m
m，总质量155kg，质量比0.77，最大推力67kN，平均推力45.1kN，燃烧室最大压强7.7MPa
，平均工作压强6.6MPa，地面比冲2105N?s/kg，工作时间7.5s。燃烧室用1.8mm厚的30CrMn
SiA钢板卷焊而成。推进剂为贴壁浇注型含铝聚硫橡胶，内孔六角星形药型。喷管采用渗硅
高强度石墨喉衬和石棉/酚醛背衬，扩张段采用Al2O3绝热涂层。研制过程中解决了药柱裂
纹和不稳定燃烧等技术问题，进行了28台地面试验，从1965年起成功地进行了6次飞行试验
。该发动机的研制是中国复合推进剂固体发动机研制工作的一次成功尝试。

　　此后，国防科技大学等单位还分别研制了“和平”2、“和平”6和“织女”3等探空火
箭的固体火箭发动机。它们的直径为161.5～255mm。特别是“织女”3两级式火箭箭长4.87
m，箭重285kg，弹道顶点147km，性能有了较大提高。至90年代初这些固体探空火箭共进行
了100多次发射。2000年10月20日，由第四研究院研制的“天鹰”3微重力火箭在酒泉卫星
发射中心发射。“天鹰”3是一种性能先进的探空火箭，最大直径450mm，总长6.0m，总重1
100kg（其中发动机重800kg，有效载荷50kg），最大飞行高度220km，可提供微重力时间约
360s，微重力水平10－4g。下一步改进计划将使该火箭能携带300kg有效载荷，提供380s的
微重力时间；或携带100kg有效载荷，提供510s的微重力时间。

　　三、运载火箭发动机

　　中国运载火箭典型的上面级固体火箭发动机共4种，即FG－02、FG－46、FG－47和CPKM
。表1列出了这4种发动机的性能。

　　1967年，中国开始研制第一种人造卫星运载火箭“长征”1号，其第三级采用固体发动
机，代号FG－02。该发动机燃烧室壳体采用32SiMnMoV超高强度钢，筒段壁厚2.5mm，验收
压强8.34MPa。它采用聚硫推进剂，装药量1805kg，燃速6.07mm/s，密度1.742g/cm3，压强
指数（n）0.3435。药柱采用尾部带锥的圆管形药型。喷管喉衬KS－8石墨，出口半角18°
。研制期间成功地解决了超高强度钢的制作工艺、高空点火、发动机自旋对推进剂燃速及
内弹道性能的影响、脱粘和燃烧室中Al2O3沉积等技术问题，共成功进行了19次地面试车（
包括旋转试验和高空模拟试验）以及振动、冲击和运输等一系列环境试验。1970年4月24日
该发动机参与中国第一颗人造地球卫星“东方红”1号的发射，获得成功。随后，该发动机
还用来发射了中国第一颗科学实验卫星“实践”1号。

　　FG－46是“长征”2号E运载火箭的近地点发动机，又称EPKM发动机，可用来将3t有效
载荷从近圆形轨道送入地球同步转移轨道，是中国目前最大的航天用固体发动机，直径1.7
m，装药量5444kg。FG－46和后面介绍的FG－47及FG－23A均由中国河西公司研制。该公司
在1999年8月以前一直是四院的一个分部。FG－46发动机(图1)燃烧室为玻璃钢壳体，外壁
有防静电层。它采用HTPB推进剂，密度1.80g/cm3，压强指数0.4，抗拉强度≥0.9MPa，伸
长率≥40％。药柱为前翼柱药型，12个翼槽均布，槽宽50mm，采用前后串装的双燃速推进
剂，体积装填分数0.9。喷管使用整体毡碳/碳喉衬，冲质比1.1×105N?s/kg。研制中一些
技术性能有突破，包括内弹道性能调整技术、动平衡性能、玻璃钢壳体性能与精度、总冲
精度、推力线位置精度和质心位置精度等。在头两次旋转点火试验时，曾出现前封头中心
顶盖穿火现象，导致试验失败。故障分析认为是由旋转状态下绝热层烧蚀增大引起。经过
改进后的4发地面试验均告成功。1995年11月25日和12月25日该发动机分别将“亚星”2和
“回声星”1卫星送入预定轨道。

　　FG－47是为“长征”2号丙运载火箭发射“铱”星而研制的，用来将“铱”星从椭圆停
泊轨道转移到630km高度的圆形运行轨道。这是一种球形发动机，装药量160kg。燃烧室为3
0CrMnSiA钢，药柱采用410－15A HTPB推进剂，燃速6.17mm/s，密度1.8g/cm3，压强指数<0
.4，室温抗拉强度≥0.8MPa，伸长率≥40％，伞柱球形药型，体积装填分数0.91。喷管喉
衬为碳/碳材料，出口扩张半角15°。该发动机先后进行11次地面试车，包括高模试车和六
分力试车，并进行了温度循环、低频与高频冲击、公路运输和振动等环境试验。1997年9月
进行首次飞行试验，共进行7次发射，将12颗美国摩托罗拉公司的“铱”星送入轨道。

　　CPKM是研制中的先进发动机，用作“长征”2号丙运载火箭的近地点发动机，用于发射
由中科院研制的双星。它的研制目标是高可靠性和短研制周期，采用高体积分数的前翼柱
药型。燃烧室壳体将选用芳纶复合材料，EPDM内绝热层。喷管采用钛合金外壳、碳/碳喉衬
和碳布－高硅氧布复合缠绕扩张段。 

四、航天器用固体发动机

　　1975年，四院开始研制中国第一颗通信卫星“东方红”2号用的远地点发动机FG－15，
随后又研制了FG－15B、FG－36和FG－23A等航天器用固体发动机，为中国卫星提供了可靠
的星上动力装置。表2列出了这些发动机的主要性能。

　　FG－15发动机（图2）燃烧室壳体采用玻璃钢材料，推进剂为HTPB，装药量440kg，燃
速7.8mm/s，压强指数0.4，密度 >1.76g/cm3，理论真空比冲3100N?s/kg，翼柱形药柱，长
668mm。喷管采用双圆弧扩张段型面和碳/碳喉衬，出口扩张半角12.5°。点火装置选用适
合于高空点火的硼－硝酸钾点火药，微电机式安全发火机构。研制期间解决了绝热层粘结
不良和玻璃钢壳体分层等问题，还开发了试验用高精度试车架和高模试验技术，大大提高
了测试精度。该发动机经过了振动、冲击、离心过载、真空检漏和铁路/公路运输等各种环
境试验，共进行37次地面点火试验，于1984年开始用于“东方红”2号卫星的发射，共发射
3次。

　　随后又开发了改型FG－15B，以适应中国实用同步通信卫星的发射要求。它的某些技术
特征和FG－15基本相同，主要改进是加长了燃烧室长度，提高了装药量，各项性能参数也
有所提高。该发动机4次参加“东方红”2号甲卫星的发射，全部成功，曾荣获国家颁发的
产品质量金质奖。

　　FG－36是中国地球同步气象卫星 “风云”2号的远地点发动机，1987年开始研制，外
形尺寸和FG－15B有相似之处，并采用同一种推进剂，但药形、喷管型面和结构有一系列改
进，使质量比从0.88提高到0.90，体积装填分数从0.88提高到0.92。喷管潜入燃烧室20％
，收敛段和喉衬为一体式碳/碳材料，扩张段采用三次抛物线型面，出口半角17°，喷管效
率达到0.94。该发动机连续11次地面试验成功，并通过一系列环境试验（包括辐照、雷击
、静电和射频等试验），于1997年6月成功地用于“风云”2号卫星的发射，总冲偏差仅0.7
％。图3是FG－36发动机简图。

　　FG－23A是一种球型发动机，用于中国返回式卫星返回地面过程中的减速制动。燃烧室
球形壳体外径650mm，长666mm，前、后半球采用25CrMnSiA钢，壁厚2mm，壳体验收压强8.5
MPa。推进剂燃速7.5mm/s，密度1.80g/cm3，理论真空比冲3035N?s/kg，玻璃化温度－55℃
。药柱为灯泡伞翼柱药型，体积装填分数0.80。喷管喉衬为T704石墨材料，潜入比0.396。
点火器为后部环形壳体。该发动机和其它制动发动机共计连续十多次成功地完成了卫星返
回任务。

五、固体推进单项技术的发展

　　中国固体推进技术的发展途径和世界各国大致相同。经过40年的发展和数十种固体发
动机的成功研制，包括研究、设计、制造和试验在内的全过程在技术上已趋于成熟，主要
包括发动机设计与研究、推进剂及装药工艺技术、发动机材料和工艺以及发动机质量控制
、性能测试和试验技术等。发动机地面比冲达到2500N?s/kg，高空比冲2942N?s/kg，质量
比0.92。

　　药柱设计在20世纪60年代广泛采用星形装药。70年代以来，随着装药工艺的进步，已
广泛采用装填系数高、受力优良的翼柱形和伞柱形药型。内弹道及内流场研究逐步深入。
由西北工业大学和四院合建的燃烧、流动和热结构国家级重点实验室，成立以来已完成80
余项研究课题，开展了从燃烧室到喷管出口的二维和三维两相流动计算，尤其是对不同药
型、喷管潜入区域和喷管扩张段的最佳型面设计与绝热材料烧蚀的耦合计算；含铝推进剂
在燃烧室中燃烧形成的凝聚相和输运的实验观察和分析；火焰在装药翼槽、裂纹和脱粘缝
隙中的传播的实验研究和理论分析；固体发动机在旋转过载和飞行中轴向、横向过载作用
下推进剂燃速、绝热层烧蚀和内弹道性能所受的影响等研究课题，对提高固体发动机设计
水平具有重要指导意义。固体发动机推力向量控制技术也有很大发展。早在20世纪60～70
年代，球头式摆动喷管和液体二次喷射技术已得到成功应用，尔后又成功研制了各种类型
的先进柔性摆动喷管，并研制了性能先进的珠承摆动喷管。 

　　中国开发了一系列用于发动机燃烧室壳体和喷管的低合金高强度钢和超高强度钢，典
型品种有25CrMnSiA、30CrMnSiA、32SiMnMoV、45CrNiMoV和D406A钢。以45CrNiMoV为例，
其组成和D6AC钢相当，淬透性好，比强度高，韧性好，抗应力腐蚀性好，应用可靠，具有
可高能成型、冷冲、冷旋成型和焊接等良好工艺性能（其力学性能见表3）。此外，还开发
了各种性能优良的铝合金和钛合金。在高性能发动机壳体中已普遍采用高强玻璃纤维/环氧
复合材料，性能和国外同类材料相近。先进复合材料也投入应用，如有机纤维和碳纤维/环
氧复合材料。壳体内绝热层材料多采用丁腈和三元乙丙橡胶（EPDM）。表4列出了发动机用
的丁腈绝热材料性能。

　　喷管喉衬材料早期多采用高强高密石墨（KS－8和T704）、钨渗铜及石墨渗硅，近年来
已广泛使用碳/碳材料。多维编织碳/碳喉衬密度已达到1.9g/cm3。四院还开发了内层为碳/
碳、外层为碳/Al2O3的梯度复合材料，有希望用以代替目前使用的碳/碳＋背壁绝热层叠层
结构，由此可大幅度降低成本，减轻质量，提高可靠性。喷管扩张段目前多使用布带缠绕
碳/酚醛和高硅氧/酚醛，已开发了各种高性能酚醛树脂，如硼酚醛和钼酚醛等。华东理工
大学研制的高碳酚醛在主链或侧链上引入芳苯基、苄基或芳烷基，其炭产率、炭层强度和
烧蚀性能十分优异。四院还在添加纳米碳粉方面作了研究。初步结果表明，这对提高酚醛
树脂热解峰值温度、降低热解收缩率、提高热稳定性和层间剪切强度以及降低烧蚀率均有
效果。

　　中国复合固体推进剂发展也经历了PS、PU、PBAA、CTPB和HTPB等发展阶段，当前广泛
应用的是HTPB和HTPB＋HMX（RDX）系列，性能已达国际同类水平，标准理论比冲2590～262
6N?s/kg，压强指数≤0.4，＋20℃下拉伸强度σm=0.8～1.0MPa，伸长率εm=50％～60％；
＋70℃下εm=50％～55％；－40℃下εm=40％。中国还成功地建设了复合固体推进剂生产
线，自行设计了从1L到2400L的一系列各种规格的混合机（图4为2000L立式混合机）。

　　同时，低特征信号HTPB推进剂已得到开发。总固体含量89％的少烟HTPB配方（5％Al，
20％RDX）理论比冲2527.5N?s/kg，燃烧温度3000K，密度1.73g/cm3，燃速5～13mm/s，压
强指数约0.4，和常规HTPB配方相比，羽烟中Al2O3降低72％，HCl降低24％，H2O降低28％
。与此同时，中国的双基、复合改性双基和XLDB推进剂也得到重大发展。高能推进剂研究
取得重要进展，理论比冲2658.7N?s/kg，小发动机实测比冲2509N?s/kg，比冲效率0.944，
工艺性能和力学性能十分优异。为进一步提高推进剂性能，中国对高能量密度材料也进行
了大量研究，如GAP，AND和CL－20等。

　　在新世纪中，中国将不断推进固体火箭发动机技术进步，继续为各种航天任务提供高
性能、高可靠性和低成本的推进系统。当前小卫星的发射迫切需要提供相应的小型运载火
箭的固体发动机，特别是有效载荷500kg、轨道高度500～1000km的运载火箭用固体发动机
。中国还将探索进一步提高能量和发动机其它性能的途径。与此同时，中国也有意扩大相
关领域的国际交流和合作，积极提供各种形式的技术服务，为人类航天事业做出更大贡献
。□

 

--
※ 来源:·哈工大紫丁香 bbs.hit.edu.cn·[FROM: 172.16.6.167]