单室双推力发动机国内外研究现状
国外对单室双推力发动机早已给予足够重视，五十年代着手研制，吹冰十年代以来
陆续交付使用。用于空空导弹如法国的“玛特拉 R53O”，美国的“麻雀 AIM-7F”，以色
列的“怪蛇-3”等。用于防空和反坦克导弹的有“霍克”，“红眼睛”，“阿克拉”，“长剑”，
“萨母-7”等。
一般国外报导的单室双推力发动机推力比均在 4～6左右。1986 年左右服役的以
色列“蛟蛇”远程反坦克导弹，采用两种燃速的 HTPB-AP 推进剂浇铸成单室双推力药
柱，推力比可达 16:1，是当时所能了解到国外最高推力比的单室双推力发动机之一。
“蛟蛇”发动机所用的 HTPB-AP 推进剂助推级燃速为 20 mm/s（工作压力为 20 MPa，
药型为内燃星型；续航级燃速为 5.5 mm/s（工作压力 1～3 MPa），药型为端面燃烧
采用浇铸工艺分别把两种不同燃速的推进剂浇铸在一起。该推进剂的缺点是能量不高
(不加铝粉)，压力指数大(约为0.5)，且燃气中存在大量的腐蚀性气体氯化氢(HCl)这对
制导兵器来说是不希望。
通过对单室双推力实验发动机近场射流噪声的测量与分析，可得到噪声峰值频率
的变化范围。 20世纪60年代到70年代美国对武器系统射流噪声的研究频度达到顶峰，
随后针对不同型号的发射系统都有这方面的研究记录， 如对固体推进剂火箭系统Titan
所产生的射流噪声进行了大量的研究[4]
。
美国 1981年研制了计算机辅助优化设计程序 SPOC，它包括推进剂热化学计算，
燃烧稳定性分析，内弹道性能计算，比冲效率计算，装药、燃烧室、喷管结构设计，
质量评估和成本预算等，这为研究双推力甚至多推力发动机提供了软件基础[5]
。
1.2.2 单室双推力发动机国内研究现状
鉴于单室双推力发动机对于提高火箭密集度显著优点，国内对于单室双推力的研
究也由来已久，朱定强[6]
等初步设计了一个具体的单室双推力发动机、并运用单室多
推力发动机的设计模式及过程，证明了设计单室多推力发动机的方法的实际理论基础，
包括固体火箭发动机各主要部分，如燃烧室、推进剂、喷管等部件的设计，阐述了有
关固体火箭发动机设计的相关理论价值。 李越森[7]
等从工程实际的角度，提出了单燃速单室双推力三文药柱的设计方法和
药型参数优化方法，并通过设计实例纠正了长期以来对以单一推进剂实现两级推力的
几个认识误区，为这一新技术成果的应用奠定了基础。
由于单室双推力固体火箭发动机燃烧室和喷管的受热情况严重，必须对其进行深
入研究，以保证发动机可靠工作。袁军娅[8]
等对此建立了集药柱几何计算、内流场、
传热与烧蚀于一体的计算系统，并形成了成熟的软件，对一具体算例进行了绝热结构
和烧蚀结构防护层的安全厚度设计，与工程实际应用厚度的比较表明，此系统用于工
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