組合發動機:組合發動機就是由兩種發動機組合而成的發動機。發展組合發動機的 -百科知識中文網

組合發動機就是由兩種發動機組合而成的發動機。發展組合發動機的目的在於使飛行器在不同的飛行條件下都能得到良好的推進性能。通常可用的組合發動機有三種。
(1)火箭衝壓發動機：用火箭發動機作為衝壓發動機的高壓燃氣發生器，它可以在較大的空氣燃料比範圍內工作，適宜於超音速飛行。
(2)渦輪衝壓發動機：由渦輪噴氣發動機(或渦輪風扇發動機)與衝壓發動機組合而成，前者的加力燃燒室同時也是後者的燃燒室。渦輪衝壓發動機兼有渦輪噴氣發動機在小馬赫數時的高效率和衝壓發動機在馬赫數大於3時的優越性能。
(3)渦輪火箭發動機：用火箭發動機作為渦輪噴氣發動機的燃氣發生器，它的單位迎面推力大，但耗油率高。
此外，還有液氫蒸氣火箭渦輪發動機、帶液化空氣的火箭渦輪發動機等

工作原理

衝壓動動機的工作原理是由法國科學家勒內?洛蘭於1913年提出的。由於當時的條件限制，在很長的時間內該技術沒有取得進展，到20世紀40年代仍處於探索性研究階段。60年代中期至70年代是整體式火箭衝壓發動機技術取得突破性進展的年代。雙用途燃燒室與整體式助推發動機技術的突破、貧氧推進劑研製的進展均為整體式固體火箭衝壓發動機的發展提供了技術基礎。現在，整體式固體火箭衝壓發動機的基本技術問題已經解決，但要用到新一代先進飛彈上，還有不少工作要做。
固體火箭衝壓組合發動機是一種質量輕、經濟性好、工作可靠的高速飛彈動力裝置，引起各國的重視並開展研發。國內在20世紀70年代初，北京航空航天大學、航天三院、新光機械廠等單位先後開展了固體火箭衝壓發動機的套用研究，其後，有關基地著手培訓人員，調查研究著手開展相關的研究工作，90年代有關研究院所以及西北工業大學、國防科技大學等相繼建立了固體火箭衝壓發動機的試驗設備，進行了系列研究，更深入地開展了各項理論和試驗研究工作。衝壓發動機由進氣道（也稱擴壓器）、燃燒室、推進噴管三部組成，比渦輪噴氣發動機簡單得多。衝壓是利用迎面氣流進入發動機後減速、提高靜壓的過程。這一過程不需要高速鏇轉的複雜的壓氣機，是衝壓噴氣發動機最大的優勢所在。進氣速度為3倍音速時，理論上可使空氣壓力提高37倍，效率很高。高速氣流經擴張減速，氣壓和溫度升高后，進入燃燒室與燃油混合燃燒。燃燒後溫度為2000一2200℃，甚至更高，經膨脹加速，由噴口高速排出，產生推力。因此，衝壓發動機的推力與進氣速度有關。以3倍音速進氣時，在地面產生的靜推力可高達2OO千牛。火箭衝壓發動機：用火箭發動機作為衝壓發動機的高壓燃氣發生器，它可以在較大的空氣燃料比範圍內工作，適宜於超音速飛行。

使用液體推進劑燃氣發生器的火箭衝壓發動機。由進氣道、液體推進劑燃氣發生器、燃料箱和供應調節系統、補燃室、尾噴管組成。使用富燃料（貧氧）液體推進劑的燃氣發生器（火箭室）提供高溫富燃料燃氣，將衝壓空氣流引射、增壓，並在補燃室中摻混、補充燃燒。液體推進劑可以使用富燃料單組元自燃燃料，也可以使用雙組元推進劑，在一定範圍內改變燃燒室的余氧係數、空氣／燃料的化學當量比和空氣加熱比，較靈活地調節發動機參數，以改善發動機推力一經濟特性。液體火箭衝壓發動機的優點是比沖較高、推力可調節，缺點是結構比較複雜。液體火箭衝壓發動機除適用於工作範圍較寬的戰術飛彈外，由於可以較長時間工作，可發展為高超聲速飛行和航天運輸需要的工作範圍寬廣的可變模態火箭衝壓複合循環發動機方案。

國外固體衝壓發動機技術研究與發展狀況
１前言
目前飛航式飛彈正在向超音速和高超音速（Ma＞4～8），中高空(H＞15～40km），超低空（H＜100～300m）和中遠程（L＞100km）方向發展，這樣就進入了衝壓發動機最佳工作領域。固體火箭衝壓發動機是衝壓發動機中的一種，燃燒室中的貧氧燃氣由固體燃料的燃燒提供。由於其成本低、易儲存、結構緊湊簡單等突出優點，是彈用衝壓發動機的一種優選方案，受到各國的重視，研製活動非常活躍。前蘇聯採用固沖發動機的SAM－6地空飛彈已於1967年服役，目前各國還有許多在研型號。

固體衝壓發動機一般分為固體推進劑管道式衝壓發動機（SolidDuctedRocket，簡稱SDR）；固體燃料衝壓發動（SolidFuelRamjet，簡稱SFRJ）；固體燃料超音速燃燒衝壓發動機（SolidFuelScramjet,簡稱Scramjet）。

2SDR的研究狀況及關鍵技術［1～19］
固體推進劑管道式衝壓發動機(SDR)又稱為固體燃氣發生器衝壓發動機,結構如圖1。稱為燃氣發生器的主燃燒室內，貧氧固體燃料經預燃氣化生成富燃燃燒產物，排入衝壓燃燒室（或稱補燃室），與從進氣道引入的空氣（富氧）混合補燃，二次燃燒產物從噴管排出，產生推力。因僅用吸氣式發動機不能零速起動，故衝壓燃燒室同時用作助推器，助推藥柱燃完後助推噴管拋掉，飛彈加速到超音速，並轉換到衝壓工作狀態。

燃氣發生器通常有兩種構型。一種是壅塞式，發生器工作壓強由一個或多個噴管（或燃氣閥）控制。另一種是非壅塞式，燃燒室間沒有壅塞式截流器，燃氣發生器燃燒產物通過噴注器直接流入補燃室，其中的工作壓強接近於補燃室壓強，由飛彈的飛行速度和高度決定。

縮比試驗表明，硼的燃燒效率隨燃氣發生器中的壓強與補燃室中壓強之比以及空氣溫度的升高而增加，因此，同樣條件下壅塞式略優於非壅塞式，但低空飛行條件下非壅塞式因結構簡單而更為有效。另外，不管採取那種形式，隨飛彈的飛行高度和速度的不同，要維持一定的空／燃比和調節推力，就需要進行發生器流量的調節，兩種構形其調節方法和機理是有差異的。

2.1SDR的研究和發展狀況
一般來說，SDR的推進性能不如液體燃料衝壓發動機和固體燃料衝壓發動機（SFRJ），但由於技術成熟，靈活性好，工作相對簡單，目前對SDR的研究較多。六十年代前蘇聯首先在防空飛彈SA－6上使用了碳氫燃料整體式SDR，美、德、法等國也積極開展SDR技術的研究項目，為其在戰術飛彈上的套用打下了堅實的基礎。

ａ．美國
作為對先進中程空對空飛彈（AMRAAM）推進技術的改進，美國空軍於1976年開始評估SDR在戰術空對空飛彈上的套用。
70年代後期，空軍火箭推進試驗室和噴氣推進試驗室發起了新型空對空飛彈技術計畫,旨在發展無噴管助推器用的推進劑、快速可燃氣體發生器推進劑和衝壓燃燒室技術。
1979年，噴氣推進實驗室進行固體燃料管道衝壓發動機－推進技術驗證計畫（DR-PTV）。目的是把選出的SDR發動機構型結合到一個試驗飛行器中，來滿足先進中程空對空飛彈AIM-120的設計和對接要求。該發動機使用固定流量氣體發生器，採用Arcadene399燃料，貧氧燃氣進入具有雙進氣道的衝壓燃燒室中。對直連式和自由射流式發動機進行了試驗，以驗證主發動機和助推-巡航的轉換性能，研製了無噴管助推器。

80年代初，空軍開始對戰術空對空飛彈使用可變流量氣體發生器進行評估，並開發燃氣發生器燃料和可變流系統的調控方法。目的是在5年之內發展成一個可供飛行的推進系統，用於先進中程空對空飛彈（AIM-120）中，進行後續計畫的飛行試驗。

b.德國
德國1973年開始研製硼基推進劑在SDR中的套用，先後研製EFT型實驗飛彈（1973～1975）、ASSM（1975～1980）、ANS預研型號（1981～1987）等以SDR為動力的飛彈。

ANS反艦飛彈的動力裝置由MBB公司研製，採用整體式SDR。固體助推器藥柱直徑為330mm，藥型為星形，推進劑為CTPB，採用可拋式噴管；衝壓發動機藥柱直徑為330mm，長3200mm，質量為180～200kg，端面燃燒，推進劑採用PB632－253配方（含硼量為40％的貧氧丁羥），噴管喉部面積可調。
固體火箭衝壓發動機在未來戰術飛彈上的套用具有很大的潛力，國外許多先進國家對此進行了大量的研究與開發，在技術上取得了較大的進展，但由於其技術複雜性，在許多方面還有待進行大量的研究工作。

渦輪火箭發動機

衝壓發動機與渦輪衝壓發動機都屬於噴氣發動機，前者適用於飛彈，後者一般用於高速殲擊戰鬥機。下面分別簡要介紹這兩種發動機的工作原理。

衝壓發動機

衝壓發動機是一種氣動熱力涵道噴氣發動機。他沒有任何主要的鏇轉部件，只包含一個擴張形進氣涵道和一個收斂形或者收斂-擴張形出口。當該發動機在外部動力作用下向前運動時，空氣被壓入進氣道。隨後空氣流經擴張形涵道，其速度也就是動能降低，但壓力能增加。在燃油燃燒的作用下，空氣的總能量增加，膨脹的燃氣通過出口涵道加速並排出，從而產生推力。因為靜止的空氣無法與燃油充分混合，燃氣不能良好燃燒，使得發動機在較短時間內不能產生足夠的推力；所以衝壓發動機開始工作的前提條件是，必須首先獲得一定的向前運動的速度。正是由於這個特性，決定了這種發動機不適合作飛機的動力，而只適合作飛彈和靶機的動力。現在一般的中遠程飛彈和巡航飛彈都採用衝壓發動機，在衝壓發動機的後部裝有一級以上的火箭發動機。飛彈發射時，火箭發動機首先點火工作；當飛彈達到一定的速度和高度後，火箭發動機停止工作，接著衝壓發動機開始工作，最後將飛彈送往指定的目標。

渦輪衝壓發動機

渦輪衝壓發動機將渦輪噴氣發動機與衝壓噴氣發動機有機結合起來，在高超音速時具有良好的性能。
這種發動機的周圍是一涵道，前部具有可調進氣道，後部則是帶可調噴口的加力噴管。起飛和加速期間，其加力燃燒室工作，該發動起一常規渦輪噴氣發動機的作用；在馬赫數3以下的其他飛行狀態，加力燃燒室不工作（見圖2a）。當飛行器加速通過馬赫數3時，渦輪噴氣發動機關閉，進氣道的空氣藉助於導向葉片繞過壓氣機，直接流入加力噴管。該加力噴管成為衝壓噴氣發動機的燃燒室。這個時候，該發動機起一衝壓噴氣發動機的作用。渦輪衝壓發動機適合要求高速飛行並維持高馬赫數巡航狀態的飛行器，一般用於高速殲擊戰鬥機。

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