根据各国不同冲压发动机的特点，可将其发展分为几个阶段。第一代冲压发动机大多是又冲压发动机和固体助推器并联位于弹体后部，配备第一代冲压发动机的导弹显得庞大和笨重，以英国的“警犬”导弹为例（图1.2）。61145

图1.2 “警犬”导弹

第二代冲压发动机以美国的“黄铜骑士”导弹为例（图1.3），一台冲压发动机和一台固体助推器串联在同一轴线上，串联助推器的分离降低了导弹的稳定性[2]。60年代苏联研制出SAM-4中程高空低空导弹。

 “黄铜骑士”导弹

第三代冲压发动机驱动的导弹以固体火箭助推器燃烧室与冲压发动机燃烧室一体化—整体式火箭冲压发动机为主要特征。70年代苏联研制成SAM-6导弹（图1.4），开辟了固冲组合发动机发展的新阶段[3]。SAM-6为单室发动机结构，第一级燃料燃尽后，其燃烧室用于固体推进剂气体发生器产生的气体与冲压气体混合燃烧室[4]。第三代固体冲压导弹相对于前两代固体冲压导弹具有重量轻、体积小和性能好的特点，并被应用于空射型导弹。文献综述

“SA-6”导弹

1.2  国内冲压发动机研究状况

C101导弹（图1.5）是中国自行研制的超低空、超声速战术反舰导弹，采用液体冲压发动机作为主动力装置，固体火箭发动机作为助推器。与国外同类型超声速反舰导弹相比，C101具有较高的突防能力、命中概率、摧毁概率以及发射后不管等特点[5]。

 舰载型C101导弹三视图

1- 鸭翼；2-冲压发动机；3-助推器；4-前弹翼；5-后弹翼；

6-垂直尾翼；7-差动尾翼；8-一级稳定尾翼；9-一级后缘副翼。

中国在70年代末开展了整体式固体火箭冲压发动机的研究工作，现已制成了发动机样机（图1.6）。进气道采用十字形布局，全程超额定进气，经试验表明，这种冲压发动机的比冲可达650s[6]。通过样机研制，固冲组合发动机设计、制造、试验的主要技术已基本掌握。这些技术包括：组合发动机整体化双用途燃烧室和转级、贫氧推进剂和一次燃烧组织、冲压补燃及热防护、试验技术、部件和机弹协调设计等[7]。

固体火箭冲压发动机简图

1-直连进气道；2-燃气发生器；3-压力继电器；4-助推补燃室

5-组合喷管；6-主级点火药盒；7-助推级点火药盒。

我国对亚声速燃烧高超声速冲压发动机的概念进行了研究，预期马赫数为6。在超声速燃烧方面，已经成功地进行了氢燃料和煤油燃料在超声速流中的点火试验，并相应地开展了理论研究工作[8]。与发达国家相比，我国固体冲压发动机起步虽然相对晚，但技术起点较好，通过近几年艰苦攻关，已初步奠定了固冲发动机的研究基础。

整体式固体火箭冲压发动机发展的关键技术

整体式固体火箭冲压发动机的设计可以分为不同零部件的设计问题和零部件之间的配合问题。

1．进气道设计包括进气方式选择、进气道类型、位置和数目及其与燃烧室的匹配问题[5]。在选择合适的进气道时，导引头的选择也比较重要[6]。2．燃烧室稳定燃烧技术和热防护问题。冲压发动机燃烧室温度已达到2500K左右，而且工作时间大幅增加，因此热防护技术成为冲压发动机的关键技术之一。现在应用的和有应用前景的主要冷却方式有：隔热层烧蚀冷却、气膜冷却、隔热涂层、新型冷却结构方式等。美国研制的整体式冲压发动机大多数选用硅橡胶作为热防护材料[7]。3．折叠式稳定器。4．可调尾喷管推力矢量控制（图1.7）[8]。5．冲压发动机工程建模和数值仿真技术。6．战术导弹用低成本冲压发动机技术。7．高密度高能量燃料在冲压发动机上的应用。8．超声速、高超声速巡航。9．固体火箭冲压发动机转级技术。转级装置是固体火箭冲压发动机的重要组成部分，关系着固冲发动机能否实现从助推向冲压的成功转换。转级系统设计一般包括部件设计、控制设计及试验设计等，按部件可分为进气道入口堵盖、出口堵盖、燃气喷嘴堵盖以及附带的电子元器件和火工品等。若采用无喷管助推结构，则喷管无需转级；若采用双喷管结构，还要考虑喷管的转级设计。采用无喷管结构可以大大降低转级的复杂性[9]，但会减小助推段装药的比冲；双喷管机构在助推段结束后要抛出助推喷管，对于机载导弹可能对飞机造成毁伤