固体火箭简述与概念

从此篇开始，作者便开始做一些火箭的讲解

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固体火箭发动机简史固体火箭起源于中国，宋初已出现以黑火药为能源的固体火箭发动机。最早是1161年宋金之战中的“霹雳炮”(元、明两代出现了火箭束和两级火箭雏型例如“火龙出水”火箭)。13世纪，中国的火药和火箭技术经中亚和阿拉伯传入欧洲，但是，在较长的时间内，低性能的黑火药限制了固体火箭的发展，1932年研制出了硝化甘油和硝化棉为主要成分的双基推进剂，并可挤压成型。在第二次世界大战期间，固体火箭在姿控火箭炮和飞机推进器上得到了广泛应用。1944年美国喷气推进实验室研制成功可浇铸的复合固体推进剂和改性双基推进剂并可制成浇铸式的内孔燃烧药柱，从而加速了固体火箭的发展。固体火箭在技术上取得突破，并广泛应用于弹道导弹和运载火箭，则是在20世纪50年代以后。50年代中期研制成功聚硫橡胶、高氯酸铵和铝粉等组成的高能复合推进剂；60年代研制出能量更高的复合改进双基推进剂；70年代研制出能量和力学性能均优的端羟基聚丁二烯复合推进剂，并在药柱设计、发动机壳体材料和制造工艺上取得重大进展，使固体火箭发动机结构重量大幅度降低，从而为制造大型固体火箭发动机奠定了很好的技术条件。在70年代，美国、俄罗斯及欧洲各国先后研制出复合推进剂或复合改进双基推进剂，高性能的固体火箭发动机作为战略导弹和运载火箭的推进系统。美国早在七十年代末就成功研制了NEPE推进剂，从八十年代初，相继应用于许多战略发动机，如MX第三级、侏儒导弹、三叉戟II的I、II、III级发动机等。并在陶II反坦克导弹和改进小槲树防空导弹及无烟少烟的战术导弹中也都使用NEPE推进剂。从九十年代开始，美俄等国开展了第四代先进固体发动机的研制，并对第三代固体导弹的发动机进行改进和更新，发动机质量比已达到0.93-0.94，I级比冲为2500Ns/kg，II级为2893Ns/kg，III级比冲2922Ns/kg；燃烧室采用高性能复合材料，壳体特性系数高(≥43km)；喷管已趋向全碳/碳化和全复合材料化，延伸喷管技术相当成熟并已广泛应用，喷管效率较高；高压强（12MPa左右）固体发动机在武器装备型号中已得到应用；在长寿命、免维修等使用性能方面取得了大量成果，基本按照1015年寿命周期内免维修的要求设计和研制发动机。进入21世纪，各国导弹武器的更新换代工作取得重大进展。在改进现役型号的同时，

安全保险机构一般情况下处于保险状态，可阻断因机械、热、电等意外引起电爆管或发火管发火的火路，不使发动机点火。各国不断推动新型导弹武器的部署和研制工作。在弹道导弹方面，俄印法三国成果显著。俄罗斯除了继续部署“白杨”-M陆基洲际弹道导弹外，还首次成功试射了RS-24分导多弹头陆基洲际弹道导弹和“布拉瓦”潜射弹道导弹。印度首次成功试射了“烈火”-3陆基中程弹道导弹，法国再次成功实施了M-51潜射弹道导弹的试射。另外，美国推进常规全球即时打击系统的发展，除对现役战略弹道导弹进行常规改造外，还继续研制潜射中程弹道导弹。弹道导弹与巡航导弹的发展相互借鉴和促进。如俄罗斯在研的新型洲际弹道导弹可能采用了弹道-滑翔式结构，在导弹的飞行末段采用了巡航导弹技术，可机动变轨，增加突防能力；美国在研的“猎鹰”（FALCON）高超声速飞行器可能以洲际弹道导弹为运载平台之一。另外随着高超声速巡航导弹研制工作的深入，未来巡航导弹在飞行速度上将逐步赶上弹道导弹，将对导弹武器装备的发展格局产生重大影响，固体冲压推进、超燃技术的发展将为新的导弹武器的发展提供坚实的基础。1.2固体发动机的基本组成和工作过程1.2.1基本组成固体火箭发动机一般由安全点火装置、燃烧室壳体、内绝热层、衬层、装药、喷管、推力向量控制机构，反向喷管、自毁装置等部件组成

当接到指令打开时，由保险状态转换到工作状态、使火路畅通。当起爆管或发火管通电发火时，即可点燃点火装置和发动机。安全点火装置视发动机具体结构，可位于发动机头部或尾部。而有些中小型发动机则主要采用纯感火工品等措施确保点火安全。燃烧室壳体是发动机的主要承受力部件，往往也是弹、箭体的组成部分。它要承受燃烧室内压、发动机在贮存、运输、起吊、发射和飞行中的各种外载荷和喷管向量控制力，反向喷管打开对壳体及其连接区域的作用载荷。壳体一般由高强度、超高强度钢、铝合金、钛合金或高强纤维/树脂复合缠绕制成，要求承载能力高、质量轻、工艺性好。内绝热层粘接于燃烧室内壁，防护燃烧室壳体在高温、高压、高速燃气作用下的高温和烧蚀。当前，常用的内绝热层材料有丁腈橡胶、三元乙丙橡胶和硅橡胶等为基体，再加二氧化硅、纤维等填料和一些其它组份制成，还有高硅氧酚醛、碳酚醛等制品。在燃烧室不同部位，视工作条件不同，设计成不同材料或不同厚度的结构。一般要求内绝热材料导热系数低、烧蚀率低、密度低，并满足一定的力学性能、粘结性能和工艺要求。装药是固体推进剂按所设计的药型、严格的工艺在燃烧室中直接浇铸成型，或在专门模具中成型。装药在发动机燃烧室中有规律燃烧使化学能转化为热能和动能。产生的推力规律符合设计要求。其装药结构还要在固化降温，环境温度变化、贮运、发射、飞行和工作压强等条件下保持其结构完整。衬层位于燃烧室装药与绝热层之间，主要起粘结作用。虽然一般厚度只有0.6~1mm，但作用十分重要，往往影响界面的粘结可靠性和燃烧室的贮存寿命。大多数固体发动机装药都在其前后端或一端设计有人工脱粘结构。用来降低推进剂固化降温或环境温度变化和发动机工作过程中产生的过大局部应力。喷管是将燃烧室中燃烧产生的高温、高压燃气经喷管膨胀加速排出产生推力的重要部件。它对热防护、抗烧蚀、热结构设计及采用的材料要求很高。在摆动喷管方面，目前主要有柔性全轴摆动方案、珠承和球窝全轴摆动喷管方案。早期采用过的单轴四喷管摆动、液体或燃气二次喷射方案已很少应用。推力向量控制机构用来驱动和控制喷管按一定角度或角速度摆动。有电动式、电液式和燃气涡轮泵增压式等。有些发动机喷管受长度或结构限制，将喷管一部分潜入燃烧室中或将扩张段设计可折叠和展开延伸式等。有些发动机为适应导弹不同射程要求需在发动机上设计反向喷管或泄压装置。按指令打开后，使正推力为负或很低，提供较好的分离条件。中运程导弹采用的大型发动机，为了防止导弹因飞行故障对航区落点产生重大影响和损失，往往要求固体发动机设计有自毁系统。当接到自毁指令时，可将发动机燃烧室壳体切开或部分壁厚切开，发动机泄压、导弹终止飞行。1.2.2工作过程固体火箭发动机的工作过程如下：(1)电发火管通电——采用地面或弹上电源给电发火管通电，电压一般为27±3伏，单个电发火管电流大于5安培。(2)点火药盒或点火发动机工作——电发火管将点火药盒或点火发动机点燃，其工作时间一般小于0.3s，点火压强为7～10MPa。(3)燃烧室药柱被点燃，其化学能转换为热能——点火药盒的火焰将燃烧室药柱的某局部表面点燃，然后火焰向药柱整个表面迅速扩散，由于火焰扩散速度可达每秒千米以上，可视为整个药柱表面被瞬时点燃；药柱点燃后，在燃烧室内形成高温（T≈3500K）、高压（P≈5～20MPa）燃气，使药柱中贮存的化学能转换为热能。(4)燃气流经喷管以超声速气流喷出，使热能转换为动能，形成火箭向前运动的推力——燃烧室中的高温高压燃气流经喷管时，在喷管收敛段燃气收缩后被加速，在喉部燃气加速至音速，然后在扩张段燃气急剧膨胀，燃气压强和温度下降而气流速度剧增，在喷管扩张段出口面的燃气速度可高达3～4马赫数，使热能最大限度地转换为动能，形成推力推动火箭向前运动。1.3固体发动机的特点固体火箭发动机能在导弹动力装置中得到如此广泛的应用，与本身特点有关，主要特点是：a.结构简单，工作可靠。固体火箭发动机的运转部件少，工作可靠性高。许多实践表明：固体火箭发动机的可靠度能达到98％以上。b.维护简单、使用方便。固体火箭发动机无需复杂的日常维护，发射前的准备工作

也很简单，对于战术武器适合装机、装舰，对于战略武器也适用于机动或水下发射。c.长期待命，立即发射。固体火箭发动机适于长期保持发射状态，并能在接到指令后立即发射，因此无论对于战略武器在核打击的情况小，保持还手能力，还是对于战术武器在瞬息万变的作战环境中捕捉战机，这一特点是非常宝贵的。d.启动迅速，利于作战。固体火箭发动机能够在极短的时间内，达到最大推力，使全弹能够获得足够的加速度，这一点对于地空导弹尤其重要，可以简化发射装置，有利于弹体姿态稳定，迅速达到较大速度，机动迎敌。早期的地空导弹多采用两级发动机，而今多采用单室双推力发动机，从而大大简化了全弹结构。e.结构紧凑，便于装载。固体推进剂密度较大，适用于体积受限场合，便于装车、装机或装舰。1.4固体火箭发动机设计技术发展现代固体推进技术始于1942年，美国喷气推进实验室研制出高氯酸铵——沥青复合推进剂。1947年研制出聚硫为粘合剂的推进剂，两种推进剂都实现了混合、浇注，固化制成药柱。随着助推器和导弹武器的强烈需求，推进剂、材料和发动机技术迅速发展，发动机性能不断提高。按发动机所采用的技术及达到的性能、将固体发动机的发展历程分为三个阶段。由于各国情况不同，各阶段经历的时间有先后，但可大致看出时间和水平的差距。第一阶段：初期研究（1942~1964）阶段，固体火箭发动机开始在导弹武器和航天运载中应用。采用的技术主要有：推进剂有聚硫（PS），聚丁二烯丙烯酸（PBAA），聚胺酯（PU），端羧基聚丁二烯（CTPB）、改性双基CDB；壳体材料主要有超高强度钢，玻璃纤维/环氧树脂，喷管喉衬材料为高强石墨等，推力向量控制一般为四喷管单轴摆动或液体二次喷射。这一阶段，发动机比冲为2254~2303 N•s/kg（230~235s），质量比为0.86~0.90。美国典型的发动机有北极星A1、A2、A3，民兵I导弹发动机，侦察兵火箭第一级（Algol 2A、2B）、第二级（Castor 1A、2A）、第三级（Antares 1A、2A）等发动机；法国的S1地—地导弹，M1潜地导弹发动机，前苏联的SS-13导弹固体发动机。中国的长征一号运载火箭第三级发动机（FG-02）、试验探空火箭发动机（FG-01A）等也属这一阶段，但时间在

1965~1970年。第二阶段固体发动机性能提高、广泛应用阶段（1965~1980）。这阶段阶段采用的主要技术是：推进剂为CTPB、PBAN、HTPB、HTPB+（HMX、RDX），XLDB等，壳体材料主要有超高强度钢与玻璃纤维/环氧、有机纤维/环氧壳体；单个柔性全轴摆喷管。发动机地面比冲2400~2450 N•s/kg，真空比冲2822~2891 N•s/kg，质量比0.86~0.93；典型发动机有：美国的民兵3、海神C3、三叉载I、潘星2，大力神3等固体发动机或助推器。原苏联的SS-24、SS-25导弹固体发动机、法国的M4固体潜地导弹发动机；中国的远地点发动机。苏、法、中等国这一阶段同等水平的这些发动机，真正研制成功延续到上世纪80年代中期。第三阶段固体发动机性能更高，技术成熟度、可靠性更高阶段（1980~至今）。这阶段采用的主要技术是：推进剂为HTPB、PBAN和HTPB+HMX（RDX）、NEPE类或含CL-2，AND、ALH3等高能物质的推进剂，广泛使用高性能有机纤维、碳纤维壳体，轻质柔性全轴摆动喷管，多维编织C/C喉衬和扩张段，延伸锥等部件。发动机的整体水平，I级比冲2450~2508 N•s/kg，高空比冲IS=2910~2940 N•s/kg，典型发动机有美国上世纪80年代研制的MX、侏儒、三叉戟II等导弹的固体发动机和航天飞机助推器，俄罗斯上世纪90年代研制的白杨M（SS-27），起点一号第四级固体发动机，2000年后研制的布拉瓦潜地导弹发动机。法国等研制的阿里安5固体助推器，2000年后研制的M51潜地导弹，织女星运载火箭等的固体发动机，日本的H2火箭助推器，M-V小运载火箭的固体发动机等。上世纪90年代以来，美、法、俄各国对固体推进技术的研究发展没有上世纪60~80年代那样强劲，但仍通过新型号研制、专项计划研究，保持技术的不断完善和发展。新技术、新概念不断出现，取得了重大进展，为新一代导弹武器或运载火箭的研制定了基础。中国、印度等新兴国家，这一时期在固体推进技术领域投入了较大力量，发展迅速，缩小了与先进国家的差距，成绩显著。1.4.1 近20年固体推进技术的发展概况美国近20年[3]，对潜地导弹三叉戟II-D5，地—地导弹民兵III的固体发动机开始了陆续更新、更换。在保持这些发动机的主要结构尺寸和性能条件下，采用了一些新技术、

新材料和新工艺，提高了发动机的可靠性和服役期。在战术导弹领域、研制并改进了低空拦截导弹爱国者（PAC-3）、高空拦截导弹（THAAD）、陆基中段拦截导弹（GB1），舰载中段拦截导弹标准-3（SM-3）的有关固体发动机。这些发动机技术先进，能适应相关飞行弹道和环境的要求。另外，美国有关大学和公司经长期预先研究和技术攻关，研制成功了推力可调固体发动机、并正式于网火战术导弹中。在航天运载领域，美国进行了碳纤维缠绕壳体的大型固体助推器研制，并在AlesI火箭中得到了成功应用。在上世纪90年代后期，为米诺陶、金牛座、飞马座等固体运载火箭第III-IV级研制了技术先进的固体火箭发动机。为保持固体推进技术的领先和持续发展，美国实施了一系列专项计划，主要有：综合高性能推进计划（IHPRT）[4]、1995~2010年分三阶段实施，目标是提高战略、战术导弹和航天用的固体发动机的比冲、质量比、可靠性并降低成本等方面的技术指标和途径。现在计划已完成，并将相关技术集成到发动机中进行了地面试车，为后续型号研制和应用奠定了基础。美空军战略系统维持计划（TSSS），目的是提高战略武器性能、降低成本、开展老化监测。1997年开始，美能源部资助伊利诺伊大学[5]，建立了固体发动机仿真中心（CSAR），联合有关大学，集中了100多位教授和研究生、成立计算科学、流体力学、燃烧和含能材料、结构和材料等4个研究组，目标是对固体发动机正常和非正常工作进行全系统仿真。至2002年，研制的改进版仿真软件已达到项目要求。俄罗斯在20世纪90年代研制了高性能的白杨M（SS-27）固体洲际导弹并定型股役[5]。2000年后，开始研制潜地固体战略导弹布拉瓦，历经多次飞行失利，终获成功，于2012年开始装备服役。在白杨M基础上，俄罗斯又研制了多弹头的亚尔斯固体洲际导弹和先锋型多头有动力分导导弹。这两型导弹发动机采用了高性能有机纤维（APMOC），多维编织C/C喉衬、C/C扩张段和延伸锥，柔性喷管、高工作压强，丁羟四组元或含高能氧化剂、三氢化铝等高能物质的推进剂，发动机性能达到很高水平。研制了C-300、C-400、C-500等地空导弹[6]、伊斯嵌德尔地—地战术导弹等，表明战术固体发动机水平不断提高。

俄罗斯还在固体火箭冲压、固体姿轨控发动机等方面进行了大量研究，其成果已应用于型号发动机。欧洲在上世纪90年代中，研制成功了直径3.05m，装药量240吨的阿里安-5固体助推器[7]。法国在圭亚那建设了先进的大型装药、总装厂。研制成功了推进剂连续混合设备。欧洲航天局研制了三级固体运载火箭“织女星”（Vega）[8]，三级发动机都采用了碳纤维壳体、丁羟推进剂、柔性喷管、低成本高性能的喉衬材料。其中第一级发动机直径3m，装药量88吨，是至今世界上装药量最大的整体级固体发动机，织女星火箭于2012年2月13日首次成功发射。法国研制的M51潜地战略导弹[3][10]，为三级固体发动机，第一、二级直径2.3m，第三级直径1.15m，采用碳纤维壳体，柔性喷管、丁羟推进剂等，已飞行成功，开始列装部队。欧洲联合研制的固体火箭冲压发动机为动力[10]，流量可调的远程空——空导弹流星（Meteor），已飞行试验成功，开始批量生产。欧洲在钝感低易损推进剂研制起步早进展快，制定了配套的试验标准。法国也研制成了NEPE推进剂。德国研制了双脉冲固体发动机[11]，进行了飞行试验。荷兰在硝仿肼研制中一直处于领先。日本是固体推进技术发展比较快的国家，吸收美国有关技术后，研制成功了H2系列固体助推器和M5固体运载火箭，制定了继续推进M-V计划，希望使火箭在快速发射，低成本上取得更大进展。印度近20年来，固体推进技术发展迅速[12]，研制试验了直径3.2m，长25m、分三段、装药量200吨的大型固体助推器。同时，按联合制导导弹发展计划（1GMDP）研制了烈火1~5地—地固体系列导弹，K15潜射固体导弹，PAD防空系列导弹，使印度的固体推进技术水平和研制生产能力都达到了新水平。中国近20年来，根据国家航天技术的发展规划和武器装备的需求。固体推进技术取得了快速发展，技术水平不断提高。1．以固体火箭发动机为动力的地—地导弹形成了近、中、远、洲射程系列型号，

防空导弹形成了近、中、远射程和低、中、高空域的系列导弹，以及各种射程的空—空、空—地、空—舰和各种射程和用途的战术火箭等。成功研制了通讯卫星，气象卫星远点发动机、运载火箭的上面级发动机，载人运载火箭的逃逸救生火箭等。2．单项技术方面：HTPB、NEPE、XCDB及无烟少烟等推进剂广泛应用，有机纤维、碳纤维壳体，EPDM绝热层，多维编织C/C喉衬，以柔性、珠承、球窝全轴摆动喷管为代表的推力向量控制技术等都已成功应用。发动机地面标准比冲达2400~2499N•s/kg，真空比冲2842~2920 N•s/kg，发动机质量比达0.91~0.93。3．新技术、新材料研究不断取得新进展。多脉冲固体发动机，推力可调固体发动机、固体姿轨控发动机，固体火箭冲压发动机等已突破技术关键，开始工程应用。燃烧及稳定性研究、流场研究、药柱结构完整性研究、发动机贮存寿命、可靠性、安全性研究，新型高能物质合成及制造，新型功能助剂的研制和应用，都取得了重大进展。固体技术的研究、试验、生产条件加大了投资，其水平和能力有了很大提升。综合国内外的发展情况可以看出：1．世界各国，通过航天运载或导弹武器的发展，近20年继续研制了一批高性能的固体发动机或以新技术、新工艺更新已服后的发动机。中国、印度等国固体推进技术发展迅速、水平和能力不断提升。2．为了保持固体推进技术的持续发展有关国家都制定并开展了专项计划、组织力量开展预先研究、技术攻关和集成演示试验，已取得重大进展。1.4.2 主要发展趋势从国内外固体推进技术的研制历程，近年来固体推进技术、新材料新工艺等发展，导弹武器与航天运载器发射对固体动力技术的需求看，其主要发展趋势是：1．发动机设计技术（1）继续提高发动机比冲：主要采用更高能量的推进剂，提高发动机工作压强，对高空发动机尽量增大扩张比。在发动机设计时，选择合适的参数和构型，提高装药的

装填系数、燃烧效率和喷管效率。（2）继续提高发动机质量比，选用比强度，比刚度高的材料，或防热、抗烧蚀好的材料。通过精细化设计和制造，达到轻质可靠。（3）提高发动机的使用性能：如发动机工作环境适应性、安全性、耐用性、可靠性和维护保障性等，开展复杂使用环境，极端温湿度，各种力、热、电磁、海洋等各种载荷环境研究和产品的环境设计。开展发动机安全性研究，安全性设计和安全规范制定等。低易损性发动机研究、试验和设计。开展固体发动机老化机理、破坏模式、寿命预示、健康监察和寿命设计等研究。这是一项工作量大、技术难度高、周期长、投资大的项目，也是必须持续开展研究的项目。（4）进一步开展多脉冲，推力大小可调节、高性能固体姿轨控、高速高加速等发动机研究及应用。进一步开展固液、固体火箭冲压、固体燃料冲压、固体水冲压、固体涡轮冲压、膏体等发动机研究，拓宽固体推进技术应用领域。（5）数字化设计和仿真技术是发动机设计现代化、精细化的发展方向。应进一步加强基础研究，完善理论分析和建模，使发动机工作过程、结构造型，各种工作和环境载荷，贮存老化及安全性等方面都能较精确计算预示和仿真。2．推进剂技术固体推进剂是固体发动机的主要能源，它的发展或换代往往引起固体发动机技术的重大发展或更新换代。国内外都投入很大力量对该核心技术开展研究和发展。从固体推进剂几十年的发展史可见，当前固体推进剂的发展方向是高能、优良的力学性能、纯感、低特征信号、绿色环保、低成本和特种推进剂等。提高推进剂能量或能量密度，一直是国内外本领域的主要追求目标之一。研究和探索新型高能量密度材料（HEDM），如CL-20（六硝基氮杂环异伍兹烷），AND（=硝基酰胺铵）、HNFT（硝仿肼），一些高氮、多氮化合物等。新型粘合剂主要在聚醚中引入含能基团如—N2、—NO2、—ONO2、—NNO2等，如GAP（叠氮甘油聚醚）、BAMO（3.3-双叠氮甲基氧丁环）等。新型含能增塑剂及燃料添加剂，如叠氮类增塑剂，硝胺类增塑剂等；新型燃料添加剂有AlH3、Be、BeH2和B等，Be及其化合物有较大毒性，限制了应用。目前国内外正在开展C60、N4、N5、N8及固体氢，金属氢等探索。综合上述技术成

果，目标理论比冲可望达到2744~2940N•s/kg。随着固体发动机的大量应用，对安全性要求越来越高，尤其是飞机载、舰载、车载武器。而高能量推进剂的应用，往往与安全性有矛盾，为此要研究高能纯感技术及合理的能量和安全平衡点。目前研究并使用较多的是HTPE（端羟基聚醚推进剂）[13]、能量与HTPB相当，已通过低易损性弹药的所有考核，开始在战术导弹发动机中使用。NEPE类高能推进剂危险等级是1.1级，通过配方设计，采用低感度含能组份和降感剂，可以使高能推进剂的危险等级从1.1级降到1.3级，实现高能纯感目标。针对有些导弹武器控制、制导与隐身等要求，需研制高能低特征信号推进剂，使可见烟雾降低，可见光、红外，激光透过率大大提高。现有推进剂中含有大量AP、燃烧产物中含HCl气体，易产生较大烟雾或遇潮湿空气时产生部分酸雨，对局部地区环境产生短时影响，为此，可用HMX或价廉RDX、AN或添加NaNo3、Mg等物质可大大降低燃烧产物中HCl含量，从中长期看，可采用GAP、CL-20、AND、HNF等高能组份，不仅推进剂能量可提高，烟雾也可大大减小。发动机内绝热层在惰性质量中所占比重较大。为此要优化设计，采用低密度耐烧蚀的、导热低的内绝热材料，如目前大量使用的三元乙丙（EPDM）绝热层、低残渣、耐烧蚀、抗冲刷绝热层；富氧气氛中长时间耐烧蚀、隔热性能好的固体冲压补燃室轻质绝热层；低特征信号绝热层等。衬层是装药和绝热层间的粘结层，虽然厚度很薄，但其粘结性能、工艺性能、贮存性能要求很高，对发动机的工作可靠性和贮存寿命关系重大。衬层配方及工艺应与推进剂配方一体化设计，开展界面形态、破坏机理，影响因素、性能表征及测试方法研究，进一步提高衬层及相关界面的粘结性能。3．先进材料技术先进材料是研制高性能固体发动机的基础之一，不同用途的固体发动机，对材料有不同的要求，也采用不同性能的材料。大型助推器、战略导弹、某些战术导弹越来越多采用轻质高强的复合材料，常用的材料是有机纤维，碳纤维等[14]，见表1-1。近年来研发的聚对苯并噁唑（PBO）纤维，美

国Braswick公司用来制成Φ250mm容器，纤维强度转化率达86%，结构特性系数达65.2km，我国也开展了相应研究，展示了良好前景。随着更高能量推进剂应用，燃烧温度将达4000K以上，工作压强越来越高。应研制高性能耐烧蚀多向编织的C/C喉衬，低、微烧蚀的碳陶喉衬，C/C扩张段等材料。研制适用大型运载火箭或助推器的大型固体发动机喉衬、柔性接头和扩张段等部件的成型技术及设备。表1-1 典型碳纤维和有机纤维的主要性能序号材料纤维抗拉强度（MPa）模量GPa密度g /cm3断裂伸长%1T300HK、3K、6K、12K35302301.761.52T400-1K44102501.801.83T70049002301.802.14T80054902941.811.95T100070602941.822.46PBO58002801.562.57有机纤维K-4936201201.452.58APMOC4116-56001401.453-3.59F3，F3A4200-4400120-1451.452.8~3.6一些小型战术发动机、大型助推器壳体还将继续应用超高强度钢，马氏体时效钢。高性能铝合金，钛合金还将用于复合材料壳体接头和喷管壳体等。4．试验技术固体发动机的性能和结构可靠性都要经各种试验得出。试验要尽量覆盖各种环境、载荷要求。除常规、通用试验条件外，还应建立并完善主动引射，自由射流等高空试车条件。飞行过载、飞行热环境、水下发射等模拟试验条件。发动机安全性、加速老化，健康监测等试验检测条件等。建立大型固体助推器，推力几百到千吨级的现场装配，无损检测，试车检测设施等。[1][2][3]参考文献陈汝训主编.固体火箭发动机设计与研究（上册）.北京:宇航出版社,1991年.陈汝训主编.固体火箭发动机设计与研究（下册）.北京:宇航出版社,1992年.胡波,单建胜.国外固体战略导弹及其动力装置的发展趋势.航天科技集团公司四

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