我国研制和装备远程弹道导弹已有数十年，液体和固体兼备：远程液体弹道导弹主要是东风四号系列；陆基型远程固体弹道导弹是东风三一（基本型），潜射远程固体弹道导弹为巨浪二（基本型）。欧洲国家仅法国在20世纪末开始研制潜射远程固体弹道导弹M51，21世纪10年代开始装备，而英国则直接进口美国三叉戟型潜射远程固体弹道导弹。欧洲其他国家基本不具备中程弹道导弹的研制、生产能力，也未制定远程弹道导弹的发展计划。

高能推进剂研究历史

20世纪50年代，世界主要大国相继设立了专门的火箭推进剂研究机构——如我国的国防部五院推进剂研究室，但此时各国主要研究液体推进剂。20世纪60年代开始，各主要大国开始将固体推进剂列为研究重点，先后研制出端羧基聚丁二烯(CTPB)推进剂、端羟基聚丁二烯(HTPB)推进剂、交联双基(XLDB)和复合双基(CDB)推进剂等第一代高能推进剂。20世纪70年代末80年代初,研制出使用HMX（奥克托今炸药）部分取代高氯酸铵的的增强型HTPB推进剂，此后,双基和复合固体推进剂进一步结合产生了第二代高能推进剂——硝酸酯增塑的聚醚(NEPE)。20世纪90年代开始发展的第三代高能推进剂，仍以NEPE为基础，采用复合其他高含能材料的手段，提高推进剂能量水平以改善比冲和推进效率。进入21世纪以来，第三代高能推进剂仍在完善和发展中，第四代推进剂的研制也拉开序幕。

在第一代高能固体推进剂的研制竞赛中，美国和苏联交替领先，中国和欧洲跟随其后，日本则完全使用美国专利。但在第二代高能固体推进剂的研制竞赛中，美国虽在20世纪80年代中期拔得头筹，苏联却未能跟随，欧洲和日本则继续使用增强型第一代高能固体推进剂的美国专利。直到20世纪90年代，中国成为掌握这一技术的第二个国家，根据《中国科学报》2016年初的报道，其研制过程充满艰辛。

1985年7月，中国工程院院士崔国良与科技委常委钱维崧联名向有关领导递交报告，建议组织力量加快研制NEPE型推进剂，为我国第二代固体发动机提供先进能源。经过充分而审慎的论证，1990年6月，在国防科工委固体推进剂专业组会议上，形成了《对我国高能固体推进剂发展建议》。1991年6月17日，国防科工委正式批准成立有航天、兵器、北京理工大学以及中科院、化工部五个系统、多家单位参加的NEPE高能固体推进剂联合攻关组，崔国良担任组长，负责制定总体技术方案和重大技术问题的决策。1991年9月，国防科工委举办第三届固体推进剂专业组和高能固体推进剂联合攻关组联席会议，对NEPE高能固体推进剂攻关的17个课题的方案论证报告进行评审。会上决定，本着“多路探索，适时取舍”的原则，于次年9月对分别由航天42所、46所和北京理工大学研制的高能推进剂黏合剂系统进行统一考核，以确定第一步攻关的基础。

高能推进剂的基础配方确定后，又突破了中性聚合物键合剂技术，大幅度提高了推进剂的力学性能；通过燃速调节剂和固体颗粒的合理级配，使推进剂燃速在一定范围可调，使压强指数降低。我国科研人员在科学、严谨、审慎的同时，大胆启用被科学试验证明可行的新技术、新工艺。1993年，当高能固体推进剂配方攻关取得阶段性成功以后，固体发动机绝热层、衬层（包覆层）的攻关提上日程。由于NEPE高能推进剂组分中含有硝酸酯成分，必须开发出能抗硝酸酯的新型绝热材料。绝热层的作用是保证发动机点火以后，壳体不被推进剂燃烧产生的高温烧穿。根据以往惯例，在绝热层和推进剂之间还有一个阻挡层（也叫衬层），为的是阻挡推进剂中的硝酸酯向绝热层迁移，避免绝热层分解、失效。但是后来的实验证明，新研制的绝热材料抗硝酸酯的性能甚至超过了阻挡层。面对新的技术突破，科技人员反复检查绝热材料的实验方法和实验数据，经周密论证后决定：去掉阻挡层，避免多余物影响发动机。

经过七年的不懈攻关，1998年1月，国防科工委批复同意《NEPE高能推进剂全尺寸发动机先期技术演示验证任务书》。6月30日，先期技术演示验证试验发动机试车圆满成功。演示验证鉴定确认：推进剂的能量特征和燃速压强指数达到国际先进水平，使我国成为继美国之后掌握该项技术的国家，此项技术极大推动了我国新型机动固体洲际导弹的研制进程。

在20世纪90年代后期，欧洲的法国，因发展新一代远程弹道导弹的需要，采用和美国合作的方式，以金钱换时间，得到了第二代高能固体推进剂技术。但欧洲仍未掌握关键技术，在其发展第三代高能固体推进剂技术时，又遇到难以克服的困难，踟蹰不前。苏联的继承者俄罗斯，在21世纪前10年，才掌握了第二代高能固体推进剂技术，俄罗斯远程或洲际导弹的巨大尺寸，也说明其推进剂水平的落后。日本的固体火箭至今仍使用改进型HTPB推进剂，仍处在第一代技术的范畴。

2016年12月7日新华社专稿报道：我国始于20世纪70年代的高能推进剂探索，历经两代人30余年攻关，最终换来中国在这一技术领域站到世界最前沿的格局，与美国共同领先于世界。因我国已迈入固体推进技术前沿的无人区，无法跟踪参照别人，接下来的突破会变得更难。着眼未来，航天42所等有关单位的下一代高能固体推进剂关键技术研究已取得重大突破，更新一代推进剂的预研也全面展开。目前，我国在第三代推进剂研制上与美国交替领先，例如我国率先实现了HNIW（六硝基六氮杂异伍兹烷，化学式是C6H6N12O12，也称CL-20）等高含能材料的工业化生产，而美国也不乏领先应用二硝酰胺铵(ADN)等亮点。第三代推进剂已被中美两国批量用于近年来服役的新型导弹。

在新一代推进剂的研制方面，据2017年元旦前后新华社的报道：我国创造性采用间氯过氧苯甲酸和甘氨酸亚铁分别作为切断试剂和助剂，通过氧化断裂的方式首次制备成功室温下稳定的全氮阴离子盐，热分析结果显示这种盐分解温度高达116.8 ℃，具有很好的热稳定性，解决了该领域半个多世纪的世界难题。该材料含能水平比现有材料高1-2个数量级，目前已接近于工程应用的水平。美国则在同期开展了金属氢的研究，金属氢含能水平比现有材料高数十倍，接近全氮阴离子盐，但金属氢需要超高压环境合成，能量输入大，产出效率低，撤除超高压条件后不稳定，距离工程应用还有较大距离。在这个舞台上，主要的竞争仍在中美之间展开。

当代高能固体推进剂的组成与特点

目前，新型高能固体推进剂的研究主要集中在高能氧化剂、含能粘合剂、含能增塑剂、含能添加剂等合成研究和新型高能固体推进剂配方研究上。

氧化剂的主要作用之一是提供推进剂燃烧时所需要的氧，具有有效氧含量高、生成焓大或密度大的特点。目前，研究较多的含能氧化剂主要有: 六硝基六氮杂异伍兹烷(CL-20)、二硝酰胺铵(ADN)、硝仿肼(HNF)、富氮化合物等。此外，为追求更高能量，还可通过理论计算，进而设计合成新型高能氧化剂，如八硝基立方烷、多硝基金刚烷、三氨基硝酸胍等。CL-20具有较高的密度比冲和优异的燃烧性能，替代推进剂中的奥克托今(HMX)、黑索今(RDX)组分，可大大提高推进剂的燃速和能量水平。二硝酰胺铵盐是一种不含卤素的新型高能无机氧化剂，将其取代目前广泛使用的高氯酸铵(AP)、硝酸铵(AN)，不仅能大幅提高推进剂的能量水平，还能降低推进剂的特征信号和减少环境污染，具有广阔的应用前景。富氮化合物是指含氮量在20%以上的氮杂环类化合物，主要包括含能五元氮杂环(三唑、四唑、呋咱) 和六元氮杂环(三嗪、四嗪) 及其衍生物。富氮化合物具有高密度、高正生成焓和热稳定性好等优点，分子中较高含氮量使其燃烧时能够产生大量气体。

含能粘合剂是固体推进剂的重要能量来源，也是其力学性能基础。为了合成新型含能粘合剂，可将硝基、硝酸酯基、叠氮基、二氟胺基和氟二硝基等含能基团引入到已有聚合物上。目前，含能粘合剂研究工作热点主要在叠氮基聚醚粘合剂和硝酸酯粘合剂上。叠氮基不仅能量高，其热分解先于主链且独立进行，提高推进剂的能量的同时还可加速推进剂的分解。叠氮粘合剂主要包括聚叠氮基缩水甘油醚（GAP）等，GAP具有生成热高、密度大、玻璃化转变温度低、安全性高、热稳定性良好、与其它组分相容性好等优点，目前GAP主要用于高能低信号特征推进剂。在硝酸酯类粘合剂里，缩水甘油硝酸酯聚醚是能量最高的粘合剂，能够显著提高推进剂的比冲。

含能增塑剂是推进剂配方中的一类重要组分，除具备传统增塑剂降低固体推进剂药浆粘度、改善低温力学性能、减少迁移和挥发等特点外，还能提高推进剂体系的能量水平及安全特性。目前含能增塑剂主要有以下几类: 叠氮类、硝酸酯类和偕二硝基类。叠氮增塑剂特点是密度大，生成热高( 几乎都是正值)，含氮量高。该类增塑剂与叠氮粘合剂及其它推进剂组分之间不仅具有良好的相容性，而且由于分子末端有四个对称叠氮基和酯键的存在，使其具有良好的安定性。硝酸酯类含能增塑剂是最常用的含能增塑剂，常用的是NG，TMENT，BTTN，TEGDN 和DEGDN。

高能燃料添加剂主要由以下几种：1.使用三氢化铝(AlH3) 取代固体推进剂中的铝粉，可显著提高推进剂的比冲。2.硼的来源广泛，毒性小，具有很高的质量热值和容积热值。目前研究主要集中在改进和提高其燃烧性能和表面改性等，纳米硼可作为烧剂添加剂来增强复合固体推进剂的性能。3.铝粉广泛应用于复合固体推进剂，对提高复合固体推进剂的比冲具有显著作用。目前，铝粉的发展方向是纳米化。纳米铝粉具有较高的燃烧效率，可有效提高推进剂的燃速，缩短点火时间，降低点火温度。

燃烧催化剂是调节和改善固体推进剂弹道性能不可或缺的组分之一，在固体推进剂领域有着广泛的应用价值。近年来，含能高效燃速催化剂成为了研究的重点。含能催化剂的获得方法通常是将硝基或叠氮基等含能基团引入到有机金属盐催化剂分子中。目前，NTO类和四唑类含能催化剂备受世界各国研究者的广泛关注。该类含能催化剂不仅具有较好的催化性能，而且对环境友好，具有很好的应用前景。

固体推进剂实现高能化，最终是通过高能氧化剂、含能粘合剂、含能增塑剂和含能添加剂的组合实现的。在对各种含能材料研究的同时，对新的高能推进剂配方也须探索。新型高能固体推进剂的配方研究主要集中在含能粘合剂/高能氧化剂/高能燃料添加剂体系。此类固体推进剂的应用研究中，含能粘合剂以GAP 和PGN为主，氧化剂以CL-20、HNF和ADN为主，同时与AP、AN、RDX和HMX 等传统氧化剂进行优化组合。

中欧导弹的主要参数和对比分析

法国M51导弹公开资料较多：全长13-14m，直径约2.35m，发射重量约56t，起飞推力约180t，最大飞行速度15Ma，弹道高度约1000km；该导弹有效载荷1吨级，可搭载分导式多弹头；公认射程超过8000km，有资料认为减少弹头数量，射程可达10000-11000km。

国内同类导弹是巨浪二（基本型），但该导弹21世纪前十年开始装备，具体参数未公开，无法与欧洲比较。众所周知，巨浪二（基本型）是由东风三一甲洲际固体导弹发展而来的，后者有部分公开报道，一般认为其弹径约2m，射程12000km左右，有效载荷1吨级，可搭载分导式多弹头，覆盖美国全境。东风三一甲同样参数不全，无法比较。同时，陆基导弹改装为潜射导弹，一般性能会有一定下降。东风三一甲是东风三一（基本型）的重大改进型，后者已经有公开论文讨论相关技术参数。公开出版的科技期刊《飞行力学》2008年第2期，有题为《弹道导弹突防某型ABL的自旋速度研究》的论文。文中提到的我国某远程弹道导弹，发动机推力超过320t，气动阻力约22t，其最大半径0.93m（最大直径1.86m）。考虑到我国早已公开的东风四号远程液体弹道导弹——其民用型为长征一号火箭，直径为2.25m，起飞推力不到120t，可推定论文中某远程弹道导弹为东风三一（基本型），下文简称东风三一。

同样，根据1999年国庆阅兵的大量图片和机械制图的原理，以图片中东风三一发射车旁边站立的人员或其他参照物取比例，可以估算出东风三一发射筒长度在15-16m。俄罗斯与我国大中型弹道导弹常采用冷发射，东风三一也不例外。其发射筒底部有燃气发生器和气缸组件，发射时将导弹弹射出筒，赋予导弹必要的初速度，同时避免发动机在筒内直接点火产生高温高压燃气损坏发射设备。该组件与发射筒底部液压伺服系统共占约1-2m的长度，所以可估算出东风三一的长度在13-14m之间。根据大量公开资料，一般认为东风三一发射重量在30-40t，有效载荷1吨级，当时未采用分导式多弹头，射程超过8300km，弹道高度数百千米（不同资料数据不同），最大飞行速度不小于20Ma。

本文以国内数据较为公开的东风三一来与法国M51导弹进行类比，可以看出，东风三一尽管研制装备时间早，但主要性能参数反而有明显优势。东风三一长度类似M51，但直径明显更小，因此气动阻力和发射重量明显更低，阻力小可提高飞行速度，重量轻则机动性更好，生存能力较强；而且，东风三一直径虽小，但发动机推力明显大于M51，起飞加速度大，可大大缩短机动性差的助推段，突防能力更高，推力和气动阻力的优势也使东风三一飞行速度明显高于M51，利于突防；另外，东风三一弹道高度较低，可利用地球曲率降低对方地面预警雷达发现距离，也利于突防。由于巨浪二（基本型）是在东风三一的重大改进型东风三一甲基础上研制的，即便陆基改为潜射性能有所下降，其性能参数也不应低于东风三一基本型，相对M51导弹，性能优势较明显。

造成上述性能差异的原因是多方面的：首先是欧洲在固体火箭发动机技术和高能固体推进剂技术方面，要落后于我国，在发动机和燃烧室设计方面，欧洲与我国差距不大，但在推进剂研制和应用方面差距明显；其次，在耐高温发动机材料方面，我国和欧洲水平相近，双方都成熟应用了钨、铌等耐高温合金，用于制造燃烧室和喷管等高温部件；也均开始利用碳/碳材料和陶瓷基复合材料等新材料试制高温部件，特别是喷管喉衬，这些新材料可在使用温度不变的情况下，明显减轻结构重量；但在碳/陶材料方面，我国较为领先。另外，欧洲的高超音速实验条件也不如我国，例如，我国在绵阳气动中心拥有全系列风洞设施，公开科技期刊《空气动力学报》多年前有论文谈到该中心高超音速激波风洞，其实验速度可达24Ma左右，实验段直径超过两米，大型导弹上面级和弹头可以实物置入吹风，而欧洲并无同类设施设备。

通过对弹道导弹关键技术——高能固体推进剂技术和其应用型号的讨论，可以看到我国弹道导弹在动力水平、载荷能力还有突防能力等方面在国际上水平很高，这也是我国国防能力不断大幅度提高的标志和象征。