巡航导弹的动力装置
动力装置是提供导弹飞行动力的系统。导弹作为武器，要求动力装置不仅提供飞行动力，还要与武器的使用相适应。由于作战目的不同，相应的动力装置种类繁多。大发动机推力可达几百万牛，小发动机的推力只有几牛。动力装置有单组元液体火箭发动机、双组元液体火箭发动机、固体火箭发动机、固液火箭发动机等，还有涡轮喷气发动机、涡轮风扇喷气发动机、冲压喷气发动机等。
一、动力装置的作用
导弹动力装置，都是利用反作用原理，由发动机喷射出高速燃气流产生推力，推动导弹飞行。
动力装置由推进剂和发动机两部分组成。推进剂是能源，发动机是能量转换装置。目前导弹动力装置用的推进剂，不论液体推进剂还是固体推进剂，都是化学能源。将来可望在火箭发动机中使用其它能源，如应用核能的原子火箭、利用电能的离子火箭等。
选择导弹的动力装置，首先是选择火箭发动机还是空气喷气发动机。火箭发动机中首要的是推进剂类型。选择发动机和推进剂要根据导弹的运载能力（射程和有效载荷）、飞行空间高度和作战使用要求综合考虑。
目前导弹用火箭发动机有液体推进剂和固体推进剂，有时一个导弹上既有固体，也有液体发动机。两种发动机的特点是：
液体推进剂单位质量产生的能量大，即比冲量高。比冲是一公斤推进剂在发动机中燃烧产生的推力，比冲大可使导弹在携带相同质量推进剂情况下，获得较大的运载能力。固体推进剂的密度高于液体，导弹携带相同质量的推进剂，所占体积小。
液体发动机的推力调节易于实现，易于满足导弹飞行状态要求，参数随时间变化小，性能参数偏差小，基本上不受环境温度影响。固体发动机难以做到这点，参数确定后就难以改变，且飞行中发动机性能偏差大，这给导弹总体设计带来困难。
液体发动机系统比固体发动机系统复杂，而且液体发动机结构比固体发动机结构复杂得多，推进剂系统除贮箱外，还有增压系统，管路系统，输送系统，组分比调节系统等。固体发动机没有这些系统、推进剂直接装填在燃烧室内，但固体发动机对结构材料性能要求高，要有良好的耐热材料、隔热材料和抗烧融材料，增加了结构设计困难。液体发动机要比固体发动机的使用复杂，固体推进剂不需要现场加注，可缩短发射准备时间，系统简单可靠性高。固体推进剂在长期贮存中维护使用方便，但固体推进剂存放在燃烧室中，运输中随同全弹一起运输，使大型战略导弹运输时的通过性和机动性受到限制。
二、液体火箭发动机
液体火箭发动机由于运载能力较大，易于满足火箭飞行状态控制要求，技术发展成熟，早期导弹和 现代空间运载器多采用它做动力装置。
液体火箭发动机的工作过程是将推进剂送到燃烧室中，推进剂在燃烧室内进行混合燃烧，完成化学反应，产生高温高压燃气，燃气通过喷管膨胀作功，即加速气体流动，高速排出，产生推力。液体火箭发动机系统的组成包括推进剂贮存输送系统和发动机本体。
推进剂输送系统用于将推进剂输送到发动机中，它有挤压式和泵式两种类型。挤压式输送系统是依靠贮箱内的压力比发动机燃烧室内的压力高，实现不断供应燃烧用的推进剂。由于贮箱及管路系统要承受高压，因而增加了结构质量，因此其应用仅限于发动机燃烧室压力不高，结构比冲值要求较低的动力装置系统。泵式输送系统主要依靠泵来保证不断供应燃烧用的推进剂，泵前有泵入口压力要求，贮箱及泵前管路也需要增压，泵入口压力一般在0.2~0.4兆帕相对燃烧室的压力要小一个数量级。相对于挤压式来说结构质量较轻，但泵式输送系统，由于采用泵，其系统与结构较挤压式复杂得多，相应的可靠性保证较难，还有研制与生产成本较高。然而航天系统对质量轻的要求更为重要，是优化设计的主要目标函数，一般都采用较大的加权系数，因此泵式输送系统越来越得到广泛应用。
根据输送系统的任务，其组成包括：推进剂系统、增压系统、气动系统、涡轮泵系统及组分比调节系统等。
发动机是能量转换装置，将推进剂的化学能转换为燃气动能，形成推力，由发动机头部、燃烧室和喷管组成。
发动机头部由氧化剂控、燃烧剂腔和喷嘴组成。推进剂进入各自的腔内，经过喷嘴将推进剂射到燃烧室内。
发动机的头部的性能，直接影响发动机的总体性能，因此头部应满足下列要求：
1）燃烧稳定。在给定燃烧室形状和推进剂混合比的情况下，要求头部在发动机起动和停车的过渡状态及额定工作状态下，都能保证平稳燃烧。起动时防止点火前在燃烧室内积存任何未燃烧的推进剂，以避免出现破坏性的压力；停车时要保持富油状态混合气，防止燃烧室烧毁；还需保证喷嘴有足够的压力，以防止推进剂管路的压力波动，造成推进剂流量的波动，引起燃烧室的压力波动，形成不稳定燃烧。
2）要求推进剂的组元质量均匀分布，且混合、雾化和蒸发良好。
3）头部结构应当避免在燃烧室壁上形成热点或热线，为此在靠近室壁的最外圈放置一组燃烧剂喷嘴，造成一个富油气膜，温度较低，保护燃烧室壁。
4）有些发动机要求在非额定状态下工作，如变推力，由额定推力转为低推力或为了控制推进剂的利用，而需在偏离额定组分比的情况下工作，故要求喷嘴需在非额定状态下可靠工作。喷嘴的型式有射流式和旋流式。射流式是高速喷射液流，推进剂组元相互撞击，形成液滴同时发生混合。旋流式靠液流旋转形成液滴。前者简单，后者要有旋流器，结构复杂。
喷嘴的布局形式，一般为氧化剂喷嘴同燃烧剂喷嘴相间排列的同心圆环式布局。
燃烧室是推进剂进行化学反应的空间。从头部喷射出的推进剂，在燃烧室内经过燃烧，转为高温高压气体，完成第一阶段的能量转换。
燃烧室的形状，当燃烧室的容积确定后，就要确定燃烧室的形状，燃烧室的形状一般是球形或柱形。球形或接近球形燃烧室在早期欧洲设计中采用，美国通常采用柱形室。在相同的容积下，球形室具有较少的冷确面积，承载能力强，结构质量小，但制造困难，所以以柱形燃烧室为主要形状。喷管是将燃气热能转换为动能，即将高温高压燃气转换为高速排气流，完成发动机能量第二步转换的机构。
由于推进剂在燃烧室内的燃烧温度相当高（2200~3300℃），并且从燃气到室壁的传热率又相当大，发动机的冷却是必须考虑的问题。对于短时间工作的（在几秒钟之内）发动机，靠自身的热容量，温度尚不能升高到破坏温度，但对长时间工作的发动机就需要采用冷却系统，防止室壁温度过高。
液体推进剂包括燃烧剂和氧化剂，以及改善推进剂某些性能的添加剂，它是火箭发动机的能源和工作必需。
三、固体火箭发动机
采用固体推进剂的火箭发动机称为固体火箭发动机，固体火箭发动机的主要特点：一是结构简单、可靠性高。因为推进剂装填在燃烧室内，不需要专用的推进剂贮箱和复杂的推进剂输送-调节系统以及发动机冷却系统。因此给导弹的装配和结构布局带来较大的方便。同时发动机系统的结构简单，零、组件数量少，可靠性相应提高。
二是使用方便、安全。由于推进剂装在燃烧室内，形成完整的动力装置，平时的维护工作少，发射前不用加注推进剂，不需补气测压，减少了发射前的准备工作，也减少大量的地面辅助设备，所以适用车载、舰载、机载等机动发射方式。固体推进剂挥发性小，并存放在密闭的燃烧室内，不易挥发出有毒、易燃气体。
三是能长期保持在战备状态。装填好的推进剂能长期存放，保持在战备状态，并能迅速转为战斗状态。发动机起动迅速，且能在短时间内达到额定推力，对打击机动目标的导弹尤为重要，故地空导弹、反弹道导弹、反坦克导弹等，多用固体火箭发动机。
当然，固体火箭发动机也有其缺点，如发动机性能受程度影响较大等，由于在导弹武器使用上，固体发动机的优点是主要的，缺点在使用过程中，将逐步得到克服，所以固体火箭发动机的应用越来越广泛。固体火箭发动机由燃烧室壳体、固体推进剂药柱、喷管和点火装置，还有末级的关机装置等组成。根据需要，发动机的组成还可包括推力方向控制和安全机构等。燃烧室是贮存推进剂和推进剂燃烧的空间，空间的大小是根据导弹飞行需要的装药量，及推进剂燃烧所需的初始容积确定。空间形状一般为圆柱体，柱体的前、后端为封头，形成一个能承受高温和高压的容器，此外还有球形或椭球形燃烧室。导弹上多用柱形燃烧室构成弹体的组成部分，因此要求燃烧室壳体能承受导弹地面操作和飞行中各种载荷作用，但主要是承受高温和高压作用。燃烧室壳体由外壳、绝热层和衬层组成。
装填在发动机中有一定的几何形体的推进剂称为固体药柱。固体药柱是固体火箭发动机的核心构件，占发动机的总质量的60%~90%，它是发动机产生推力的能源和工质。
药柱置于燃烧室中，它同燃烧室的结合方式分为自由装填式和贴壁浇铸式。前者是将压制成形的药柱，根据发动机性能要求，选择药柱尺寸和数量，装在发动机中，并需要可靠的固定装置，多用于双基推进剂；后者是混合好的推进剂呈流动状态，浇铸进燃烧室内，药形由芯模形状确定，推进剂的成形固化在燃烧室内进行，推进剂与燃烧室壁粘结在一起，内孔燃烧的复合推进剂多用这种装填方式，这就省去专门的固定装置。固体火箭发动机的喷管，比液体发动机的喷管更直接影响发动机的性能，如发动矾的装药量，药柱的几何参数，燃烧室压力强，发动机的结构质量及燃烧稳定性等诸多性能皆同喷管的设计参数有关。
安全点火装置具有两方面功能，在“安全”状态或称非工作状态下，即使有误电流使电爆管发火，也要确保主药柱不被点燃；而在“点火”状态时，保证主装药柱可靠点燃。点火装置的点火过程大致可分为五个层次，即发火管-引燃药-点火药-点火药柱-主装药柱，点火安全、点火装置主要有点火器式和点火发动机式两类，一般在点火红路中设置有安全点火机构。
固体火箭发动机控制推力的主要方法有：
1）调节推力的大小主要是改变药柱的燃烧面积和改变喷管的喉部面积。前者是设计双（或多）燃速药柱，后者是轴向移动喉部梨形体的位置，但总体来说，推力大小的调节不如液体发动机那样方便、灵活。
2）控制推力方向的方法大致有燃气舵、流体二次喷射、摆动喷管、旋转喷管等。
3）关机控制通常采用反向喷管作为推力终止机构，利用反喷管打开，向前排气，由反喷管产生的反向推力平衡正向推力，使推力终止。
4）固体火箭发动机实现多次点火起动较困难，这一技术正处于研究发展之中。
推进剂在燃烧室中燃烧是有规律的，如易点火、燃烧稳定、燃速易控制、最好不受或少受环境条件（装药初温度，平行于燃面的气流速度等）的影响，满足发动机内弹道的要求。
要求固体推进剂要有足够的抗拉强度和延伸率。以承受发动机在制造、贮存、运输和飞行过程中受到的各种载荷作用，在使用的温度范围内不软化、不发脆、不产生裂纹，与绝热层有良好的粘结性不会发生脱粘。
药柱受到机械冲击时应有足够的安全性，有较高的燃温度，以防意外着火事故，挥发出的气体要少、毒性小，以保证人员的安全。
生产成本低、原料来源丰富、工艺过程简单，推进剂成本占导弹成本的比例较大，这对战术导弹尤为重要。
四、冲压发动机
冲压发动机是在大气层中飞行导弹使用的一种动力装置，是一种空气喷气发动机。燃料燃烧所需的氧元素直接取自大气。高速空气流通过扩压器增压，进入燃烧室后，与燃料混合燃烧。燃烧产物通过喷管高速排出，产生推力。与液体燃料混合燃烧者称为液体冲压发动机；与固体燃料混合燃烧者称为固体冲压发动机；与富油燃气混合燃烧者称为固冲组合发动机。固体冲压发动机又称固体燃料冲压发动机，特点是进入燃烧室的空气流速高，燃烧在药柱表面上进行。因而燃烧稳定性难以控制，目前应用较少。
冲压发动机只能用在大气层中具有一定飞行速度的导弹上，作为续航发动机使用，只有导弹的速度足够大时，才能满足扩压器有足够的增压比，发动机才有较高的效率，通常靠助推器使导弹加速到一定的速度，发动机才能工作。
一般来说，导弹用冲压发动机可制作成组合发动机，利用冲压发动机的燃烧室，制成固体助推器，助推器工作完，导弹加速到一定速度，冲压发动机才开始工作，这样可以充分利用燃烧室的空间，减小导弹的尺寸，得到合理布局。
五、涡轮喷气式发动机
涡轮喷气式发动机简称“涡喷发动机”。它是空气喷气发动机的一种，一般由进气装置、压气机、燃烧窒、涡轮和尾喷管等部件组成。
按所用压气机的种类不同可分为离心式涡轮喷气发动机、轴流式涡轮喷气发动机和混合式涡轮喷气发动机，而带加力燃烧室者，称加力式涡轮喷气发动机。
发动机工作时，由燃气涡轮带动压气机旋转，将进入发动机的空气增压，输送到燃烧与喷入的燃油掺合燃烧。燃气在涡轮内膨胀作功，提供驱动压气机和有关附件所需的轴功率，流经尾喷管继续膨胀加速，最后以高速喷出，产生反作用推力。
加力式涡轮喷气发动机是利用涡轮后燃气中的余氧成分，在加力燃烧室中喷入燃料，再次燃烧，进一步提高燃气温度，增大排气动量，使发动机推力增加。
与火箭发动机和冲压发动机比较，涡轮喷气发动机的经济性较高，在亚声速飞行时，耗油率低。涡轮喷气发动机的优点是、使用经验丰富、制造技术成熟。缺点是构造复杂、成本较高。涡轮喷气发动机广泛用于各种飞航式导弹。
巡航导弹的制导系统
制导系统是导引和控制导弹飞行轨迹并导向目标的整套装置，它包括导引系统（导引导弹的弹道，即调整导弹的质心运动）和控制系统（控制导弹的飞行姿态）。制导系统是巡航导弹的“灵魂”，其功能是按预定的飞行程序调整导弹飞行轨迹，保证其在预定轨道上稳定飞行，使战斗部命中目标。
一、巡航导弹制导的意义
