绪论
固体火箭发动机（Solid Rocket Motor简称：SRM）是一种采用固体推进剂的化学火箭动力装置，它在导弹武器、运载火箭和宇宙飞行器中都有广泛采用。固体火箭技术起源于中国，有着悠久的历史，今天它不断吸收现代力学、化学和新型复合材料等学科的研究成果，成为一项专业综合性的新型工程技术。固体推进技术的发展与武器装备水平密切相关，特别受到各国军备部门和导弹－航天工业界的普遍重视。
火箭推进（Rocket Propulsion）是一门严密的，但又不是一门基础学科，没有专门对应于推进的自然科学定律。它所采用的基本原理是力学（Mechanics）、热力学（Thermodynamics）、且有时是其它学科，如：电学（Electricity）和核物理（Nuclear Physics）等。本书假定读者已具有这方面的基础知识。
本书是固体火箭发动机专业的一门专业课，主要介绍如何运用基础理论去分析、解决专业产品设计中的实际问题。所涉及的知识面比较广。因此，作为本课程的先修课，除必要的基础课及技术基础课外，还包括固体火箭发动机原理及固体推进剂等专业课。
0.1 固体推进技术基本概念
推进是由施加在飞行器上的力来实现的，也就是加速或保持已经获得的速度来克服阻力，这种推进力是由推进剂燃烧产物高速喷出来获得的。由固体推进剂燃烧产生工质的推进剂系统称为固体火箭发动机，由分装的液体氧化剂和燃料，经过输送系统在燃烧室内混合燃烧所产生工质的推进剂装置称为液体火箭发动机，由太阳能加热工质的系统叫做太阳能推进，由电能加热工质的推进系统叫做电推进。利用空气作氧化剂的推进剂系统是冲压发动机。氧化剂和燃料其中一种是液体的叫做混合型火箭发动机。
固体推进是将化学能转变成热能，然后热能再转换成动能，从而实现推进。这就需要一套实现其燃烧和能量转换的装置，即固体火箭发动机。在固体火箭发动机中，推进剂是直接存放并且密封在燃烧室内，有时贮存长达五年到十年或更长。推进方式的原理是由质量喷射产生反作用力的关系应用于火箭，这个原理可以用公式表示成
\(F = \dot{m}V\)（0-1）
式中 F ——反作用力，称为推力；
\( \dot{m} \)——气体的质量流量；
V——排气速度。
固体火箭发动机大小和结构形式多样，推力从几牛到几十吨。传统观点认为固体火箭发动机没有运动部件，在大部分情况仍是如此，但现代发动机设计却包含了可动喷管（通常有作动筒）或其它改变推力作用线的装置，像“开关”型和变推力发动机也经常出现可动部件。与液体火箭发动机相比，固体火箭发动机通常结构简单、容易使用、需要较少的勤务，在使用前不能完全检测，一旦生产制造出来不能修改。
0.2 固体火箭发动机的系统组成
固体火箭发动机系统基本上由固体推进剂药柱、燃烧室壳体（包括：金属和纤维增强复合材料壳体）、喷管、点火装置、安装附件等组成，根据需要某些发动机的组成还包括推力方向控制和安全发火机构，对于多级发动机还需要连接裙，如图0-1所示。
1-点火器 2- 人工脱粘层 3-推进剂药柱 4-金属壳体
5- 绝热层 6-外绝热层 7-喷管 8-装药通道
图0-1 典型固体火箭发动机组成
0.2.1 壳体
壳体（case）可采用金属材料（高强度钢）或纤维绕复合材料（玻璃纤维、凯夫拉纤维、碳纤维）制成；它应能承受发动机工作时产生的内压（约3～25MPa），并应具有足够的安全系数（一般为1.4左右）。弹道导弹、航天运载器、战术导弹和火箭弹壳体各有其特点。
燃烧室通常是圆柱型的，大部分两端直径相等，但对于某些战术武器有前端小后端大的圆台体。金属壳体发动机仍占据主要地位。
对弹道导弹和航天运载器，已开发了各种专用工业方法来制造其发动机壳体，其内部容积可高达约10m3。
（a）金属壳体
金属壳体多采用各种类型的钢，如D6AC，D406A，30CrMnSiA等。这些钢的主要特性是机械强度很高，一般超过1000MPa，且易于成型。
对于大型发动机，圆筒段所用的制造方法有两种：
1）长钢板卷焊，需要纵向焊接；
2）毛坯锻件旋压，可防止产生焊接缺陷，并可使壳体厚度逐渐变化。
壳体封头用整体热压锻件机加而成。因此可在整块锻件上加工出搬运用的和级间连接用的槽。封头和圆筒段焊接成一体。在制造过程中包括各种热处理（淬火、回火）、精机加和表面处理（防腐蚀），并在高于最大预期工作压强（超载试验系数1.15左右）下进行加压试验。
壳体制造的各个阶段，要进行各种质量控制试验，包括材质试验，X射线试验、超声试验。
对于小型发动机，根据不同的性能要求，可选用下列各种制造方法：
1）螺旋卷焊法，该法尤其适用于大批量生产；
2）沿母线纵向卷焊法，该法适用于中、小批量生产；
3）旋压法，该法可免除筒段纵向焊缝的缺隐，并具有极其优良的精度和内表面状态，适用于大批量生产，但需要高额投资；
4）金属带缠法，该法是先在金属带上涂一层粘结剂，然后将其螺旋缠绕在芯模上，缠绕层数取决于壳体所需厚度。用该技术制造的金属壳体在正常的工作条件下具有很高的机械强度；而且其发明者认为：这一技术在钝感弹药领域有着特殊优点，因为遇到着火、弹丸击中等意外激励而引起壳体内推进剂点燃，金属带缠壳体可防止因燃气密闭性导致破裂而发生爆炸。复合材料壳体也具有类似优点。
一般来说，上述各种制造方法，其壳体前、后封头均采用冲压成形，进行机加后与圆筒段焊接在一起。为了最大限度地减少焊缝，有时可将冲压件采用旋压工艺将前封头和圆筒段成形为组件。
生产批量较大时，为降低制造成本应使用可焊接、可机加、且不十分昂贵的金属材料。战术导弹发动机常采用30CrMnSiA钢，这类钢通过机加可制成最小厚度约1mm的发动机壳体。
小口径的火箭弹还采用铝-铜合金（AMS2014）和铝-锌-镁合金（AMS7075）。
（b）复合材料壳体
所谓的纤维缠绕壳体使用的是由纤维（玻璃纤维、凯夫拉纤维、碳纤维）和基体（聚酯型、环氧型、聚酰胺型热固性树脂）缠绕制成的复合材料。
根据工作期间的内压要求，这些壳体的设计分析分为初步设计和验证两个阶段进行。第一阶段基于壳体仅沿纤维方向具有的强度，这样可以迅速确定其几何形状、相应的厚度和确保纤维稳定性要求的缠绕规则（避免缠绕时纤维打滑）。第二阶段将材料视为一个均质的正交各向异性体，用有限元法进行计算，可以验证其整体的结构完整性。
一旦设计结束，且确定了工艺参数，制造工作就可开始。制造中采用专用缠绕机把浸渍有树脂的纤维缠绕到具有所需形状的芯模上。芯模由沙子粘结而成，也可由金属件组装而成，其表面要预先覆盖一层保护壳体的绝热层，并在两端各装一个金属接头。这两个金属接头具有增强壳体前后开口的作用，并用于和其它部件（如点火系统、喷管）的连接。缠绕方法有湿法和干法两种。湿法是在壳体的缠绕过程中连续不断地浸渍树脂，干法则是使用已预渍过树脂的纤维。但不管是干法还是湿法，都要递次进行两种类型的缠绕；
第一种是和两个开口相切的连续纵向缠绕，称为螺旋缠绕或极向缠绕，用以缠绕封头和圆筒段；
第二种只缠绕圆筒段，缠绕方向与母线垂直，即环向缠绕。
随后将整个壳体放置在固化炉内固化，固化温度（60℃～150℃）和固化时间（约20h）根据所用材料而定。然后拆除芯模，如是沙型芯模，可用水冲除。经过精机加后制造即告完成。交付前要进行一系列检测，如用超声法检查缠绕的结构完整性及内绝热层的粘结情况。
金属材料的比性能特性（模量E和最大强度除以密度）至多等于或低于缠绕玻璃钢。在需要性能较高的场合，应采用玻璃纤维/环氧、凯夫拉/环氧、碳纤维/环氧等复合材料。但是，由于这些材料的应力应变，在点火受压或在推力方向控制载荷作用下会出现明显的环向变形（1%～2%），这将给推进剂药柱的结构完整性带来较大影响，然而，缠绕技术在战术导弹壳体和火箭弹中的应用仍是越来越广。法国的欧洲动力公司研制了一种称为结构组件的有用的制造方法。按此方法，应先在橡胶套内浇注和固化推进剂，然后以此作为芯模，将它与前、后封头（必要时还有长尾管）用浸胶的纤维缠绕成一个整体。
0.2.2 推进剂药柱
固体推进剂常以压伸成型或浇注法制成药柱装填在预先贴有绝热层的燃烧室壳体中，或把粘稠状的推进剂药浆浇注在预先装有一定几何形状的芯模并贴有绝热层、衬层，有时还贴有人工脱粘层的燃烧室壳体中，使其固化成型。
在火箭发动机中应用最早的是黑火药，就其性质而论，它是一种复合推进剂。在20世纪30～40年代，双基推进剂被应用于火箭弹和起飞助推器中，为了改善双基推进剂的性能，发展成改性双基推进剂。主要是引入高氯酸铵、铝粉和奥克托金等高能氧化剂或燃烧剂以提高能量；采用配浆浇铸工艺，改善工艺性能，以便应用在贴壁浇注的大型固体发动机中。
常用的药柱构型主要有两类，即自由装填式和贴壁浇注式，它们具有各种内孔几何形状以满足所需的性能要求。
1）自由装填式药柱。这类药柱通常包在圆筒状塑料套（聚氯乙烯等）内，用各种支承件，如楔块、弹簧、格珊等固定在壳体中；
2）贴壁浇注式药柱。这类药柱是在发生聚合反应前将推进剂直接浇注在壳体内，壳体内预先贴有绝热层。这样，以后的工序（成型、固化、机加、检测）都在这个已装药壳体上进行。
0.2.3 绝热层
推进剂药柱的燃烧温度约高达1500～3500K，因而必须对壳体内表面进行保护。
内绝热层（insulation）设计包括以下四个主要步骤：
1）内绝热层环境分析：推进剂燃气性质、内腔气动力等；
2）材料选择：在模拟发动机工作条件下进行缩比试验以对试件进行评估；
3）确定壳体不同部位承受高温所需的绝热层厚度；
4）确定能承受壳体和推进剂药柱机械应变所需的绝热层尺寸和厚度。
在气流烧蚀较高的部位（壳体内壁附近高速气流区），可使用耐热树脂（酚醛、聚酰胺）预浸渍的石棉、高硅氧、碳纤维等致密的、甚至是刚性的材料。但目前弹性体已越来越多地取代了这种材料，弹性体材料通过添加增强填料，使绝热性能明显改进。由于过去应用多年的石棉填料已被禁用，现已开发了各种新的绝热材料来取代含石棉材料。这些增强填料可以是纤维状的（如高硅氧纤维、凯夫拉、碳纤维），也可以是粉末状的（如高硅氧、碳）。绝热层密度可以各不相同，以便减轻发动机消极质量。
壳体圆筒段绝热层在推进剂燃烧末期才会裸露出来，它可以采用一种含填料较少的用喷涂法成型的橡胶衬层。衬层的主要作用是保证推进剂与壳体上防热橡胶层之间具有良好的粘结。
0.2.4 喷管
喷管（nozzle）是将热能转换成动能的装置，内通道形状称为型面，包括三个基本部分（图0-2）：
1）收敛段，其作用是引出推进剂燃气；
2）喉部，喉部尺寸选择决定着火箭发动机的工作点，控制燃烧室压力和燃气质量流率；
3）出口锥，其作用是使燃气在膨胀过程中增大速度，从而提高其推进效率。
图0-2 喷管示意图
1970年以来，一方面是材料物理性能的改进，另一方面是新的计算机程序的开发和实验研究水平的提高，使喷管设计得到了重大改进。一般来说，喷管的形状和复杂性取决于要达到的性能水平和发动机的应用领域（航天、弹道导弹、战术导弹）。其设计需要了解下列参数：
1）发动机工作内压：对喷管结构完整性和防热材料烧蚀均有影响；
2）燃烧时间：小型发动机燃烧时间（仅有数秒）常可忽略不计。但大型发动机燃烧时间则以分钟计，因而是确定防热层厚度中的一项基本因素；
3）喉径：其大小决定着工作压强；
4）推进剂类型：喷管防热材料的选择取决于推进剂燃气和燃烧温度；
5）喷管扩张比：出口锥面积和喉部面积之比，即。此值的选取准则是使出口面压强等于环境压强，以获得最大效率。弹道导弹由于空间有限，可采用可延伸喷管出口锥，使喷管在导弹飞行中伸展以提高喷管扩张比；
6）自由空间尺寸：常取决于导弹制导系统所需的设备配置，例如某些战术导弹发动机的喷管安装在长尾管末端；
7）喷管在燃烧室中的潜入深度：其定义是潜入长度与喷管总长度之比。通过潜入可减少喷管外露部分，弹道导弹和航天多采用该技术。对于战术导弹发动机和总长不受限制的发动机，只使用技术较简单、价格较低廉的外装喷管。有些喷管装在敷设有绝热层的金属管末端，称为长尾管。其作用是留出必要的空间，放置用来驱动导弹控制系统的有关装置；
8）推力方向控制：大型发动机推力方向控制多采用可动喷管原理，可使推力偏转角度达3°～15°，所用的机械系统有柔性接头、球窝支座、液浮轴承、可转动出口锥等。但小型不能采用这些技术，而是使用作用于喷管排气的气动系统——燃气舵；在大气足够稠密时，常采用安装在壳体上的空气舵系统。无制导火箭则须使用自旋方式来保证其飞行稳定，在喷管设计时应考虑到这一要求，例如可采取利用出口锥中气流来实现自旋的系统（气流偏转器、斜槽等）或采用专门的致旋发动机；
9）喷管和壳体界面：应考虑所选的几何形状、喷管整体性或最大位移，并应最大限度地减轻其惰性质量；
10）性能、成本、可靠性、环境、使用寿命：这些参数往往是相互矛盾的，在选择最终技术方案时必须加以考虑。
弹道导弹和航天发动机对材料的要求着重于有优良的热应力和机械应力特征，并能适用于大型部件的制造。当前，这些材料主要有三大类：
1）传统的复合材料（碳/环氧、玻璃纤维/环氧）：常用于喷管外壳，但这些部件有时也使用金属材料（钢、铝）；
2）烧蚀材料：这类材料由耐高温纤维增强体（碳、石墨、高硅氧）和树脂（一般是酚醛）基本构成，常用作内衬，也作为外壳体和内衬之间的绝热材料；
3）耐热绝热材料：这类材料由难熔性基体和陶瓷或增强用碳构成，它既具有绝热作用也提供了结构完整性。在高温条件下不会有气体逸出，主要用作喷管内壁。碳/碳材料特别适用于制造整块式部件，它由碳增强体（织物、纤维或拉剂成型的棒材）和通过气相或液相工艺反复致密的碳基体构成，具有密度低（1.5～2g/cm3）、高温下结构完整性卓越等优点。这类材料在新型固体火箭发动机喷管设计和研制中有多种应用方式，通常是将喷管喉部和入口段制成一个单一的碳/碳部件，称为整体式喉部——入口段（ITE）。这种结构的一个变型是整体式喉部——出口锥（ITEC）。采用碳/碳材料可制造可延伸喷管的很薄的固定锥和延伸锥。
最后，有一种正在研制中的新方案，称为无喷管固体火箭发动机，它可能采用高强度、低燃速推进剂作为火箭喷管的技术途径，发动机成本预计可减低10%～20%。此类发动机多应用在固体火箭冲压发动机助推器中。
0.2.5 点火系统
点火系统（igniter）的作用是给推进剂表面提供必要的能量以引发推进剂的燃烧。整个点火系统可分为三级：
1）发火管（initiator squib）：发火管是一种火工品元件，其作用是把点火信号（冲击、电脉冲、光等）转变为烟火剂的稳态燃烧；
2）扩燃药（booster charge）；扩燃药（粉状、片状、微型火箭式）的作用是在发火管和主点火药之间进行火焰传递；
3）主点火药（main charge）：该药可以是粉状、片状、微型火箭式，其用途是点燃主发动机推进剂药柱。
大型药柱（弹道导弹和航天发动机）多使用这种三级式点火序列。主点火药燃烧时间约为十分之几秒，流量约为发动机推进剂燃气流量的1/10。
小型药柱的点火系统可使用发火管和粉状点火药（在几毫秒内产生很大的瞬间流量），或使用发火管和扩燃药（数十毫秒）。
点火药具有很高的比能，按照其用途可设计成以产生燃气为主的方式或以产生固体颗粒为主的方式。烟火剂一般由一种或几种金属还原剂（Al，Mg，B，Zn，C等）和一种或几种氧化剂或金属氧化物（NH4CIO4，CuO，Fe2O3，BaO，BaO2等）组成。使用最多的是双组分烟火剂。有时还设计了一些适于特定应用场合的特种配方，如用于阿里安（Ariane）运载火箭的冲击波式发火管（IFOC），这种烟火药由冲击波引燃，绝对不会发生爆轰。
0.3 固体火箭发动机设计的任务及一般步骤
固体火箭发动机设计的任务是根据使用部门的要求及导弹总体设计对发动机提出的限制性条件，设计出合用的发动机（包括发动机各个部件的详细分析及设计工作），并应力求满足最佳化指标。
由于导弹类型不同、使用部门的要求不同以及各设计机构掌握资料的情况及设计手段的差别，发动机的设计过程是不一样的。目前较先进的设计已经趋于程序化。对于不同的设计参数，如燃烧室压强、喷管扩张比等等，输入程序以后，通过计算机的迭代计算、自动检验及选择，最后得到满足某些特定技术要求情况下的最佳设计。
设计过程自动化当然是提高发动机设计水平的重要环节，但是，应该看到，作为设计自动化的基础，乃是理论及实验研究工作的深入发展。从下述发动机设计过程的实例可以看出，其中每一步骤都必须有相应的理论基础及实验验证作为编制计算机程序的依据。
0.3.1 预设计（初步设计）
发动机预设计主要是估算发动机一系列可变参数，如燃烧室压强、喷管扩张比、流量系数、壳体和喷管材料以及壳体尺寸等等对发动机性能的影响。当然也还可以包括推进剂的选择。初步设计开始时，总体设计部门给予发动机设计部门一系列对发动机性能的要求与限制性条件、贮存条件以及其它一些特殊要求等等。作为初步设计的结果则是选定推进剂，而且找到了发动机内一些可变参量的最佳值。这一工作，目前完全可以用计算机完成。同计算机给出数据并绘制曲线，通过这些曲线定出满足原始要求条件的各参数的最佳值。而且可以检验系统对于这些变量及原始约束条件的敏感性。图0-3给出的两组曲线，选自国外资料AGARD-CP-259，可供参考。
图0-3（a）曲线表示，在固定的总冲、推力和燃烧室直径的条件下，发动机长度与重量随燃烧室压强和喷管扩张比的变化关系。如果限定发动机的长度（例如图中表示为1.95m），则由曲线即可以找出对应最小重量的燃烧室压强和喷管扩张比（如图上标出的设计点），相当于压强P=5.17Mpa，扩张比ε≈15。
图0-3（b）曲线表示，在固定发动机长度，不同燃烧室压强及喷管扩张比情况下，总冲和发动机重量之间关系。目的在于满足一定总冲要求的情况下（例如此处取102 309N·s）求得最小重量，并且确定出相应的压强及扩张比（图中设计点对应的压强P=7.58MPa，扩张比ε=5）。
很明显，编制预设计阶段计算机程序，不仅需要全面的发动机设计的基础知识，而且要有丰富的设计经验。初步选定的发动机构形及拟定的数学模型应该与最终设计结果很接近。否则，所选定的最佳值就无意义。
图0-3 预设计中的两种方案
0.3.2 详细设计
初步最佳设计完成以后，才能开始发动机的详细设计。详细设计涉及装药、内弹道、燃烧机理以及壳体受热、应力分析等等一系列设计、分析、计算过程。整个计算过程包含着一系列的重叠和反复。如图0-4。
初步最佳设计中，得到了装药设计所要求输入的内弹道性能参数，并且提供了燃烧机理设计和其它有关分析所要求输入的壳体参数和最大压强等。
整个详细设计的精度与其中每个单独程序的精度密切相关。分述如下：
（1）推进剂热化学性质计算：其目的是求得推进剂的热力学性质，如比冲、燃烧温度、比热比、燃气平均分子量等，为发动机性能预估中内弹道计算提供原始参数。另外，有时还要求给出排出燃气的组成，作为考虑排气烟雾的依据。目前国外普遍建立二维、两相流动，考虑燃烧效率、动力学特性、喷管烧蚀、边界层影响及喷管潜入损失等一系列实际因素的计算程序，能较精确地估算理论与实际发动机的误差值，使性能预估的精度达到±0.5%。无疑，上述一系列课题的理论及实验研究成果，是构成编制计算机程序的基础要素。
（2）药柱设计：一般包含三个基本部分，几何形状设计、内弹道性能计算和结构完整性分析。
几何形状设计，主要是进行构形和燃面变化计算。在商业化图形软件出现之前，三维药柱的通用坐标程序获得广泛，用各种标准的立体图形如截锥、圆球、圆柱、三角形、菱形等等组合，可以足够精确地确定任意形式药柱的计算。最近美国航空与宇航学会（AIAA）的文献又报导了新的、不依赖于维数的简化计算程序，可以大大节省计算工作量。但是，药柱的基本构形设计以及如何用数学描绘这些基本构形的主要几何参量的变化关系，都要依靠装药设计理论为指导。近年来国内大量应用计算机图形学、商业化绘图软件等解决药柱的计算问题。
图0-4 典型发动机设计步骤
内弹道性能计算，对于确定构形的药柱，计算推力（或燃烧室压强）随时间的变化关系。较完善的程序应考虑沿通道流动中压强的变化及质量的加入以及可能产生的侵蚀燃烧；也要考虑喷管烧蚀，即要求给出喷管喉径及其面积比随时间的变化关系作为输入参数。
药柱结构完整性分析，大型数字计算机及有限元方法是分析药柱结构完整性的必要工具。作为编制此项程序的依据、不仅要靠粘弹性力学理论，而且还必须掌握大量实验取得的粘弹性材料的各项力学性能数据以及结构的失效模式及破坏准则。
通常，将药柱、衬层和绝热层结合为一整体统称装药。而药柱是指具有特定形状和尺寸的固体推进剂。
（3）燃烧稳定性验算：基于对不稳定燃烧机理的研究，配合先进的计算方法，目前对发动机内的燃烧稳定性可以进行预估性验算。国外已经有不少程序。
（4）发动机结构设计、受热及强度分析：包括燃烧室、喷管及点火器结构设计和发动机各部分的密封设计；而壳体和喷管设计则必然伴随着受热、选材、烧蚀及强度方面的考虑。受热问题可以用二维轴对称平面有限元或有限差分法求解热应力；结构强度问题可以用有限元，也可以用弹性力学经典方法解决，但对于某些高强度合金钢还需要用断裂力学理论分析。
从上述发动机研制过程及设计的一般步骤可以看出，发动机设计工作牵涉到的学科是很广泛的。其中除推进剂热力性质计算、发动机性能预估的基础知识及燃烧机理分析属于固体火箭发动机原理及燃烧方面的内容外，其它方面皆属于发动机设计，而其中每一个问题的深入研究都有大量的论文及专著。本课程目的在于讲清楚有关设计的原则、思路，介绍基本的设计方法；更重要的是启发读者正确认识设计及研制任务的复杂性，引导读者深入到发动机设计的现实领域，查阅资料，提高综合分析、解决实际问题的能力。
0.4 固体火箭发动机的研制阶段
固体火箭发动机的研制过程一般可划分为四个阶段；方案阶段、初样阶段，试样阶段和定型阶段，参看图0-5。
（1）方案阶段，或称模样阶段（M）：论证实现发动机总体指标的可行性及技术途径。主要是完成发动机预设计阶段的工作，提出发动机初步优化设计方案及草图。
作为这个阶段的主要任务除完成设计计算工作外，还必须论证发动机各主要部件的工艺性，考虑工艺路线及检测、计量手段，提出可靠性指标及研制费用；设计、制造厚壁试验发动机或全尺寸发动机，通过静止试验检验内弹道性能；考核各部件及整机结构；修改设计。
（2）初样阶段（C）：即技术设计阶段。根据模样阶段的结果进行发动机的详细设计，是设计及研制过程的主要阶段。为检验核实各项设计指标，还必须有一系列的单项试验及测试工作，如结构及材料性能、故障模式及破坏判据分析等等。这个阶段还要完成发动机设计图样，包括全部零件图样及技术说明书；试制产品发动机，完成发动机各项地面综合试验及点火试车，全面检验发动机结构及各项技术指标，修改设计等。
图0-5 发动机研制阶段
（3）试样阶段（S）：即飞行试验阶段。提供飞行试验的样机；通过飞行试验全面考核设计方案；进行各项环境实验及可靠性评估、股役期限（寿命）预估。通过这个阶段的试验及全面评审，最后达到技术冻结。
（4）定型阶段，即鉴定验收阶段：全面评定发动机的战术技术指标；整理各项技术文件及全套图样，编制产品设计说明书及制造验收技术条件；鉴定全部工艺装备，进行工艺定型；最后报请国家鉴定。
0.5 固体火箭发动机的基本要求
0.5.1 技术要求
技术要求即指工作性能及使用性能等方面对发动机提出的基本要求。主要包括：
（1）应具有规定的工作性能。主要指发动机的总冲、推力范围及工作时间范围应满足原始数据的规定。有时还应满足最大压强的要求。
（2）应具有尽量高的质量指标。比冲Is是衡量发动机性能的重要指标，但它主要取决于推进剂。尽管发动机的实际比冲包含着一系列结构因素的影响，诸如喷管型面、扩张比及一些影响燃烧效率及热损失的因素，但它毕竟不能全面反映发动机结构设计质量的水平，因而提出一新的质量指标叫冲量质量比：
冲量质量比λmi定义为： λmi=I/mi
式中I为发动机总冲；mi为发动机初始质量。因而冲量质量比（也称质量比冲）的含义是单位发动机质量所能产生的冲量。由于总冲I=Is mgr，mgr为药柱质量。（亦可用推进剂质量mp，mp=mgr）。所以λmi=I/mi=Is mgr / mi =λ Is （N·s/kg）。
λ= mgr / mi 称为发动机质量比，是反映发动机结构设计质量的重要指标。所以冲量质量比是衡量发动机设计质量的综合指标。
目前较先进的大型固体火箭发动机，质量比λ可达0.95以上。据报道，70年代比较先进的指标是美国空-空导弹“不死鸟”λ=0.82，而目前能达到这个水平的发动机已相当多。
（3）正常而可靠地工作。包括从起动点火开始直至工作结束整个过程中各个环节的可靠性。在发动机设计阶段应该有必要的理论分析及实验保证。
（4）良好的贮存性能。药柱与其接触的其它元件应无化学反应、无腐蚀。药柱本身应无老化、变形、脱粘、裂纹等弊病。装配好的发动机一般应保证良好的气密性。
（5）良好的运输适应性。在规定的运输颠簸条件下，发动机内部零件应无松脱、药柱无脱粘、裂纹等现象。
（6）使用安全。无意外点火或其它不正常发火事故。
（7）发动机工作对环境影响小。这一要求对于战略及战术导弹都很重要。例如要求燃气毒性及腐蚀性小，对于空-空导弹，从制导及载机方面对排气有更加严格的要求。然而这些要求主要取决于推进剂。
0.5.2 生产经济要求
产品成本是衡量设计和生产水平的重要指标，不容忽视。从发动机设计角度来看，降低成本主要有如下途径：
（1）降低原材料成本。选材应立足于国内、立足于大量生产的产品。
（2）合理设计。应保证产品工艺性好，既减少工时又降低原材料消耗；还要考虑发动机的装配性及检修方便。
上述技术及生产经济两大方面的要求，是贯穿在整个发动机设计过程中的主线。在发动机设计的各个环节都要紧密联系这些基本要求考虑问题。而任何成功的设计都必须满足这些基本要求。
0.6 世界各国固体火箭发动机发展及关键技术
现代固体推进技术以研制固体发动机为中心，它主要应用于中、远程导弹作为动力装置或作为大型航天器的运载工具。其内涵包括发动机和推进剂的研究、设计和材料与工艺技术，实验与质量检测技术，并广泛吸取现代科技成果，成为一项独立的工程技术学科。
现代固体推进技术与二次世界大战时期的火药火箭弹技术大不相同了。它的主要特点是：
1．采用浇注成型、与壳体壁面粘结的药柱，装药量可达几十到几百吨；
2．采用新型结构材料，质量比在0.9以上；
3．发动机具有较高的动力特性和精度（称为精密弹药）；
4．有推力向量控制能力。
当前，除巡航导弹外，世界各国都采用固体发动机作为导弹的动力装置。这与其本身的特点有关：
1．结构简单，工作可靠；
2．维护方便，服役期长；
3．长期待命，立即发射；
4．启动迅速，善捕战机；
5．体积紧凑，便于装载。
0.6.1 现代固体推进技术的发展
现代固体推进技术的主要应用领域之一就是研制军用导弹固体发动机。目前，固体发动机的性能不断提高，功能日臻完善，已经能够满足各类导弹的多方面的要求，成为导弹武器的主要动力装置。
冷战结束以后，导弹技术的发展呈现一些新的趋向。一是远程导弹的发展趋缓。美国主要是发展低辐射或常规高爆弹头。俄罗斯主要发展可机动变轨弹头，提高突防能力。二是加紧发展导弹拦截技术。如美国的爱国者导弹(PAC-3)和标准3(SM-3)导弹，俄罗斯的C-300,C-400导弹等。
美国洲际导弹杰作民兵III，“Minuteman”，又译作“一分钟人”，原意是指美国独立战争中打响来克星顿第一枪的民兵，他们出则为兵，入则为民，来无影、去无踪，“一分钟”即可投入战斗。美国人将此称呼作为其洲际弹道导弹的代号，取其打击威力强、行动迅速之意。
“民兵”的身世最早可追溯到上世纪50年代。彼时，正是美苏争霸之际，美军希望获取一种大幅度领先苏联的轻型弹道导弹，恰逢可用于火箭推进的固体燃料横空出世，新需求与新技术一拍即合，于是便有了“民兵”。
从1958年开始研制到1977年停产，波音公司先后为美国空军生产了4种型号共2423枚“民兵”系列洲际弹道导弹，其中包括“民兵”IA、“民兵”IB、“民兵”II和“民兵”III。于1970年服役的“民兵”III型，是美军第一款带分导式弹头的固体洲际弹道导弹，也是目前唯一一款现役陆基洲际弹道导弹，约有450枚常年处于战斗值班状态，对应W78型核弹头200枚、W87型核弹头约250枚。
擅长快速出击的“一分钟人”往往在地井中一待就是几十年，一旦预设程序启动，这种隐藏在地下的杀机能够瞬间转化为复仇的怒火。实际上，大部分导弹直到退役也没有见过天日，但其强大的作战能力谁也不会怀疑：最大射程达1.48万千米，命中精度接近百米，能够携带具备强大突防能力的分导式多弹头，总当量相当于40多枚“小男孩”原子弹，这些令人胆寒的数字是“民兵”III型导弹近半个世纪以来笑傲江湖的资本。
地下24.38米，恒温15.5℃,90吨的混凝土防爆门后，导弹发动机点燃。瞬间，1.47米厚的发射井盖被冲开，掀翻了覆盖在上面的防辐射混凝土，32秒之内，可携带数十万当量核弹头的导弹射出，准确飞向一万多公里外的“目标”。
目前，“民兵”III型导弹装载的所有核弹头都是1996年《全面禁止核试验条约》生效前测试和研发的。虽然当年美国的技术起点都很高，但毕竟已经过了20多年，疲态尽显。2008年5月，一个无人看守的地下发射井着火，幸好多层保险系统阻止了井中的“民兵”III型导弹意外发射；2010年10月，美国沃伦空军基地50枚“民兵”III型导弹与指挥中心失联45分钟；2011年7月，“民兵”III型导弹不载核弹试射，中途故障不得不自行炸毁……
当然，美军从未停止对“民兵”的升级改造，包括更换更加先进的制导装置、装载能力更强的分导弹头，但武器装备发展是一个系统工程，特别是核武器，平台的优劣直接决定了作战能力的可靠与否。
有人这样形容美军现役陆基核武器：“这些20世纪90年代生的士兵用着80年代的5英寸软盘，操纵着70年代开始服役的弹道导弹在60年代修筑的混凝土发射井中待命，以保卫21世纪的美国安全。”
从表面上看，“民兵”的尴尬源于老旧的技术条件和紧张的国防预算，但换个角度从更深层次观察，这实际上与美军的国家军事战略调整与核力量体系建设紧密相关。
一方面，冷战后，战略核力量在美国国家安全战略中的地位大不如前，类似于“民兵”这种重型核武器几乎成为“鸡肋”，其象征意义远大于实战价值。与其浪费有限的资金来维持一个庞大无用的核体系，不如削减数量、提高质量，对于这一点，美俄这对世纪冤家难得拥有共识。根据2010年签署的美俄第二阶段的《削减武器条约》，美国核弹头将削减到1550枚，运载工具将削减到800件。“民兵”III型导弹明明可以装3个核弹头，但目前450枚导弹平均每枚只带一个核弹头，削减幅度达到60%以上。
另一方面，相对于由常年游弋在深海的弹道导弹核潜艇和高飞在空中的战略轰炸机携带的海空基核导弹，发射井坐标早已暴露的“民兵”，在对手同样精准的核力量面前，生存能力和二次反击能力都太弱了。美军自嘲这种毫无机动能力的导弹只有两个用途:一是消灭对手;二是吸引对手的大部分洲际导弹。因而，“民兵”在技术更新换代、预算、日常管理等方面都较为废弛。
此外，从实用角度分析，未来核武器更多的是向小型化、精准化发展，况且随着技术的快速发展，部分常规武器的毁伤效能已经能够媲美小型核武器，例如不久前美军在阿富汗投射的“炸弹之母”。既然有更好的选择，为什么还要执着于损人不利己的方式呢？！精明的美国人必定深知这一点。
“老兵”，究竟路在何方？美国曾公布消息说，正在研发新型洲际弹道导弹来取代“民兵”III型导弹，该项目代号为“陆基战略威慑”（GBSD）。新型弹道导弹被称作“民兵”IV型，可能在2030年前列装服役。
民兵III发射视频
和平卫士MX导弹（2019年1月）
“和平卫士”MX导弹采用惯性制导方式。导弹全长21.6米，弹径2.34米，弹头长4402毫米，起飞质量86.4吨，投掷质量3.6吨。战斗部重2578千克，包含10个50万吨级TNT当量的分导核弹头，每个重194千克。可按不同弹道分别命中目标，射程11100千米，命中精度(CEP)90米，具有打击(硬)点目标能力，是当今世界上精度最高的一种洲际导弹。它是美国的第四代洲际弹道导弹，装有大型固体火箭发动机，代号MOM-118A。1983年正式定名为“和平卫士”，是一种起战略威慑作用的新型战略武器，1986年装备部队。同年底，第一批10枚导弹服役。1987年7月有14枚导弹进入战斗准备状态。1987年底，在加固的“民兵”Ⅲ导弹地下井中部署了28枚，计划于1988年底将50枚导弹部署完毕。1986年12月9日，决定将另外50枚导弹采用铁路机动部署方式，计划购买25列火车，每列装2枚导弹。1987年9月，美国空军与波音公司签订合同，要求该公司设计铁路部署方案，空军期望导弹铁路发射系统在1991年底初具作战能力，1993年50枚导弹全部部署完毕。由于对MX导弹的发展，特别是关于它的部署方式争议较大，该方案经过反复修改变化，因而其研制时间最长。从1971年提出研制任务到1983年6月17日首次飞行试验成功，前后共用了12年多的时间。计划总投资达332亿美元，每枚导弹售价6637万美元。在美俄第二次《削减战略武器谅解协议》中仍是美国继续保留下来的陆基战略导弹。
其动力装置为四级火箭发动机，第一至第三级为固体火箭发动机。机壳体均采用凯夫拉49纤维缠绕。第四级为液体火箭末助推级发动机。第一级发动机长8.44米，直径2.34米，总重48.3吨，推进剂重33.611吨，真空雄力为2213千牛，喷管为潜入摆动弹喷管，工作时间60秒；第二级发动机长5.598米，直径2.34米，总重27.32吨，允许喷管摆动土6°，推力为1332.8千牛，工作时间55秒；第三级发动机长2.33米，直径2.34米，总重7.85吨，推力为343千牛；末助推级有一台提供轴向推力的主发动机和8个姿控发动机，主发动机重645千克，推力为13.3千牛，工作时间为175秒。发动机可双向摆动，摆角土15°。这种导弹既可以采用地下井发射，也可以机动发射。井下发射时，用蒸汽发生器把导弹从井内弹射出来，到达30米高度时发动机才点火。1985年8月23日，在美国范登堡空军基地的“民兵”导弹地下井内进行了首次发射试验，并获得成功。（参考文献）
图0-6 -1 美国陆基机动MX导弹
海上霸王三叉戟D5
2018年，当地时间3月26日，美国海军“俄亥俄”级核动力弹道导弹潜艇(SSBN)”内布拉斯加“号(SSBN 739)在圣迭戈外海发射了两枚“三叉戟II D5”(UGM-133)型潜射洲际弹道导弹，导弹落点位于关岛以东海域。
三叉戟D5视频
这是自1989年，“三叉戟II D5”(UGM-133)潜射洲际弹道导弹(SLBM)装备美国海军以来的第166次和第167次成功发射，美国海军太平洋战略武器基础设施(SWFPAC)的团队在数小时内组装，准备和装填完成了飞行测试导弹，这次发射是作为双重任务试验进行的，即是代号”演示与试飞活动-28“(DASO-28)潜艇和武器系统战备情况测试，也是“三叉戟II D5”导弹延寿型的测试，洛克希德·马丁公司共制造了533枚D5型导弹，现在这种服役28年的导弹正在通过延寿计划(D5LE)的新组件进行现代化改造，预计将在2023年之前完成。
内布拉斯加“号(SSBN 739)是”俄亥俄“级弹道导弹核潜艇(SSBN)的第14艘，隶属于第九潜艇大队，是美国华盛顿州吉塞普海军基地(原班戈海军潜艇基地)的8艘弹道导弹潜艇之一。
弹道导弹核潜艇部队的使命是战略威慑，为美国提供最具生存力和持久的核打击能力。”俄亥俄“级潜艇作为极难被探测的潜射弹道导弹发射平台，被认为是”三位一体“核力量(另两个组成部分是战略轰炸机和井基洲际弹道导弹)中最具生存力的一支。
图0-6 -2 美国三叉戟D-5海基导弹
1-弹头2-仪器舱 3-三级发
- 动机 4-级间段5-二级发动机 6-级间段 7- 一级发动机8-尾段
图0-7 俄罗斯白杨洲际导弹
图0-8 俄罗斯PCM-52固体潜射导弹
三级固体潜地导弹装备“台风”级核潜艇，每艘20枚。射程8300km。弹径2.2m，长15m。另据报导，俄罗斯正研制新型潜射导弹“布拉瓦”，射程
为10,000km，6个分弹头，有突防能力。
图0-9 爱国者-3 防空导弹
PAC-3的主要设计思想是实现小型化、精确化。PAC-3由小型化的一级固体发动机和动能杀伤器(KKV)组成，弹长4635mm，直径255mm。起飞重量312kg,发动机重197.3kg，装药重量164kg。HTPB推进剂，碳纤维壳体。有一段尾管，总长2877mm。与PAC-2相比，发射重量由900kg，降至312kg,因此，每辆发射车上原只能装4发PAC-2，现能装16发PAC-3，增强了火力密度。
图中主要看到雷达寻的、姿态控制舱、杀伤增强器和固体发动机。
图0-10 PAC-3导弹解剖图
表0-1 PAC导弹族的性能比较
| 导弹型号 | PAC-1 | PAC-2 | PAC-3 |
| 弹长 m | 5.3 | 5.18 | 5.2 |
| 弹径 mm | 410 | 410 | 250 |
| 起飞重量 ㎏ | 914 | 900 | 312 |
| 战斗部重 ㎏ | 90 | 91 | 73 |
| 飞行速度 | Mach 3 | Mach 5 | Mach 5 |
| 射程 km | 70 | 70～160？ | 20 |
| 设高 km | 24 | 15 |
图0-11 标准-3（SM-3）舰空导弹
标准3反导视频
海军的全战区弹道导弹防御系统（NTW），采用正在大力发展中的SM-3导弹。它的拦截高度为160km，拦截距离为500km。它以“宙斯盾”级舰为作战平台，凭借广阔海域，行驶到敌方导弹发射点附近，在导弹发射的助推段、飞行中段和下降段全程拦截。
图0-12 SM-3导弹的构成
图0-13 SM-3导弹撞击－杀伤弹头和第三级发动机部分
图0-14 SM-3撞击－杀伤，轻质射弹结构示意图
图0-15 俄罗斯C-300 防空导弹
C-300系统的导弹采用单级固体发动机，消除了助推器下落对地面的可能伤害。由于维护简便，系统展开时间不超过一小时。总体布局类似俄国的“山毛榉”（Бук）导弹，采用锥型“承载壳体”，起一定的气动稳定作用，尾部设有可动翼。这种布局减小了气动阻力，在固体发动机不太长的工作时间内，达到预定的速度，在被动段减小损失，保证导弹在接近目标时还有足够的速度和过载。C-300采用发射筒垂直冷发射，导弹离筒1.5s后，升高约20m时点火。弹上设有燃气舵，将导弹引入导引平面。这一点对于海军尤其重要，因为弹上空间狭窄，只有垂直冷发射才最有利于装弹和起飞迎敌作战。
C-300具有完全自动化的作战指挥系统，能够自动完成目标发现、跟踪，接受与处理信息，按照目标的威胁程度，分别轻重缓急，制定攻击次序，发出攻击指令，引导导弹，并评价攻击效果。
1989年C-300ПУМ1装备部队，导弹系统为48H6E，射程达到150km。1995年8月10日，做了C-300ПУМ2“骄子”改进型反导弹拦截实验。用4发导弹成功拦截了两枚“飞毛腿”型导弹。导弹系统为48H6E2，射程达到200km。
0.6.2 航天运载工具中的固体发动机
固体推进技术大量应用在航天运载工具中，美国采用液体发动机为芯级，固体发动机为起飞级的的设计思想。充分发挥了两类动力系统的优势，在西方国家中达到每年100台份，8000t装药量的规模。
它可用作为大型运载工具的第一级或起飞助推器；也可用作为全固体的运载火箭；它还可用作为航天飞行器的近地点发动机、远地点发动机，变轨发动机和宇航员座舱的逃逸火箭或返回舱降落时的制动发动机。由于它能在太空环境中长期贮存，随时待命发射，因此它在 飞船-空间站技术中也能得到应用。
表0-2 美国航天飞机助推器(RSRM)性能参数
| 发动机 | RSRM SHUTTLE |
| 直径 m | 3.7 |
| 长度 m | 38 |
| 推进剂重 t | 503 |
| 推进剂类型 | PBAN |
| 结构重量 t | 68 |
| 壳体材料 | D6AC |
| 最大压力 MPa | 7 |
| 燃烧时间 s | 123 |
| 平均推力 MN | 11.8 |
| 真空比冲 s | 267 |
| 喷管面积比 Ae/At | 7.5 |
| 喉衬材料 | 炭/酚醛 |
| 参与飞行台份数 | 224 |
| 飞行失败台份数 | 1 |
图0-16 美国航天飞机助推器（RSRM）
全固体火箭运载工具可以长期贮备，随时取用。可以移动到地球任意点上快速发射。特别适用于在军事冲突、自然灾害等紧急情况下使用。美国发展了侦察兵(SCOUT)、金牛座(TAULUS)、雅典娜(ATHENA)等；俄国有起点号(START)；日本有J-1、M-5。欧洲航天局有VEGA。我国中国科工集团近年来正在研制开拓者(KT-1)全固体运载火箭，适用于小卫星的近地轨道发射。
表0-3 航天飞行器和运载工具中的固体发动机
| 型号 | 级数 | 长度m | 起飞重量 t | 起始推力N | 运载能力 kg/LEO | 首发时间 |
| SCOUT | 4 | 22.9 | 21.75 | 467.2 | 220 | 1979 |
| TAULUS | 4 | 27.5 | 81.65 | 1547 | 1362 | 1994 |
| ATHENA | 2 | 18.87 | 63.5 | 1780 | 800 | 1998 |
| START-I | 4 | 22 | 47 | 550 | 1993 | |
| START-II | 5 | 29 | 60 | 750 | 1995 | |
| J-1 | 3 | 33 | 88.5 | 1596 | 870 | 1996 |
| M5(from air) | 3 | 17.25 | 52 | 1370 | 1270 | |
| VEGA | 3 | 28 | 130 | 1500 |
飞马座空射运载火箭
飞马座运载火箭 （Pegasus XL）由轨道科学公司（Orbital Sciences Corporation）研制，自1990年首次发射以来，到2003年4月共执行了33次发射任务，发射了70颗卫星，是一个可靠、廉价的小型卫星运载火箭。
飞马座火箭是一个有翼的三级固体助推火箭，总重约19,000kg，长为15.5m，直径1.27m，翼展6.7m。
图0-17 飞马座空射运载火箭
表0-4 飞马座火箭采用猎户座Orion系列固体发动机（主要性能参数如下表）
| 型号 | 总重 kg | 空重 kg | 推力 kgf | 比冲 s | 工作时间s | 直径/长度m |
| Orion 50S | 14020 | 1868 | 49447 | 294 | 72 | 1.27/8.88 |
| Orion 50 | 3370 | 345 | 12053 | 292 | 73 | 1.27/2.65 |
| Orion 38 | 985 | 203 | 3525 | 293 | 65 | 0.97/2.08 |
1998年4月波音公司成为美国导弹防御局研制地基中段拦截弹(GMD -Ground-based Midcourse Defense)的主承包商。拦截弹由改型的Orion 系列火箭和雷锡恩公司的动能杀伤弹组成。其中第二，三级与飞马座相同，第一级Orion50 SXLG加大了装药量飞行实验从1999年10月开始，到2004年1月，共作6次实验，四次成功。这些实验都在南太平洋进行。今后将把实验基地放在北太平洋，包括阿拉斯加地区。
距离－4000英里，飞行时间－30分钟，末速－4.6英里秒，拦截高度－144英里。猎户座Orion系列火箭用于GMD
图0-18 雅典娜运载火箭－Athena
雅典娜-2由现有商用固体火箭发动机组成。第一、二级是ATK公司的Castor 120 发动机，第三级是UT公司化学系统分部的Orbus 21D发动机。Orbus 21发动机有Kevlar 纤维缠绕壳体，内装9779kg HTPB推进剂。推力控制用机电作动器。运载火箭上有轨道调整舱（Orbit Adjust Module）采用了单组元肼推进剂的轨道末修发发动机，肼重236kg。OAM采用弹上计算机和惯导组合，提供第一、二级工作时的滚控，二级分离后的火箭的三轴姿控控制。
月球探测器
1998年1月6日美国发射了一颗月球探测器，飞行105小时后，于1月11日进入环月球轨道，经推进器工作，将探测器下降到距月球表面100km 的最终轨道。发射这一航天器的是雅典娜-2运载火箭。航天器首先进入近地停泊轨道，然后由STAR 37发动机继续将航天器送往月球。航天器及其运载舱如右图所示，呈鼓形。1.3m高，直径1.4m，满载燃料时重295kg。
这一月球探测器的主要使命是探测月球上是否有冰水，绘制月球磁场图，重力图，火山活动和小行星撞击情况，获取月球月心情况。检测氢、氦、氮和二氧化碳等气体释放情况。第一年期间探测器停留在100km高的运行轨道，运行周期118分钟。然后下降到10km轨道，获取分辨率更高的数据。六个月后燃料耗尽，探测器将坠毁于月球表面。
图0-19 雅典娜－2 和金牛座火箭
表0-5 航天运载固体发动机性能
| 发动机
飞行器 |
RSRM SHUTTLE | SRMU TITAN-4B | P230
ARIANE 5 |
GEM-40 Delta-2 | CASTOR-120 ATHENA |
| 直径 m | 3.7 | 3.2 | 3.0 | 1.0 | 2.4 |
| 长度 m | 38 | 31 | 27 | 11 | 9 |
| 推进剂重 t | 503 | 314 | 240 | 12 | 49 |
| 推进剂类型 | PBAN | HTPB | HTPB | HTPB | HTPB |
| 结构重量 t | 68 | 29 | 29 | 1.0 | 4.3 |
| 壳体材料 | D6AC | 炭纤维 | D6AC | 炭纤维 | 炭纤维 |
| 最大压力 MPa | 7 | 8.6 | 6.9 | 7.5 | 10 |
| 燃烧时间 s | 123 | 135 | 128 | 63 | 83 |
| 平均推力 MN | 11.8 | 6.1 | 5.0 | 500kN | 1600kN |
| 真空比冲 s | 267 | 284 | 275 | 274 | 286 |
| 喷管面积比 | 7.5 | 16 | 11 | 11 | 24 |
| 喉衬材料 | 炭/酚醛 | 炭/酚醛 | C/C | C/C | C/C |
| 参与飞行台份数 | 224 | 24 | 28 | 660 | 14 |
| 飞行失败台份数 | 1 | 0 | 0 | 1 | 1 |
我国进展
固体推进技术是一项十分敏感的技术。我国现代固体推进技术是完全依靠自己的力量，经过艰苦探索发展起来的。1982年10月12日潜艇水下发射固体火箭取得成功。1983年12月，单发装药量超过20t的大型固体发动机试车成功[1]。又经过20多年的不断努力，目前我国固体推进技术已经比较成熟，可以满足国家武器装备各方面的要求。其性能水平如表所示
图0-20点火试验
图21 水压试验
图22 柔性喷管
0.6.3 现代固体推进技术的内涵
- 发动机方案设计：明确设计指导思想，合理做出设计选择；优化设计和CAD程序；
- 发动机工作过程研究和性能预计：比冲和比冲效率预计，燃烧性能与两相流场研究；
- 发动机结构力学问题：金属与非金属壳体结构力学研究，装药系统完整性研究；
- 推进剂研究：主要包括：能量、燃烧、力学、工艺、安全、贮存和寿命等项性能；
- 固体发动机工艺学：主要包括：壳体、装药和喷管热—结构材料和工艺问题。
（1）固体推进剂
- 能量复合推进剂中的氧化剂（高氯酸铵-AP）和燃烧剂（铝粉-Al）约占总重86～88%，化学成分比较单纯，因此实际比冲偏差不大。多次远地点发动机高空遥测比冲的误差约为1%。地面测试的偏差值约为2%。
- 燃速 对于端羟基聚丁二烯（HTPB）推进剂，燃速可在3～80mm/s或更大范围内调节。对于硝酸酯增塑聚醚型（NEPE）推进剂，调节燃速比较困难。
- 力学性能黏合剂与聚物大分子长链是由弱极性的柔段和强极性的硬段组成。这种刚柔并济的结构形态决定了它在不同条件下，表现出高弹态、粘流态或玻璃态。若预聚物的大分子是柔顺的，则所得到的粘弹性物有较低的玻璃化温度Tg，和较大范围的高弹态。聚醚黏合剂的主链，聚丁二烯的主链都有较好的柔性。它们与固化剂异氰酸酯形成的氨基甲酸乙酯是硬段，它在受力状态下，可以有不同构象，起到增强弹性体的作用。因此，HTPB和NEPE推进剂具有较好的力学性能。此外，还要采用球形铝粉，选用合适的键合剂，在界面上形成化学键，提高整体推进剂力学性能
- 安全性能HTPB推进剂属于1.1级危险品，具有很好的安全性。NEPE型推进剂为1.3级危险品，在生产和使用中应特别注意。
- 贮存性HTPB推进剂的贮存寿命在10年以上，NEPE推进剂尚待实验考核。
表0-6 HTPB和NEPE参数对照表
| 参数 | HTPB （S＝88%） | NEPE |
| 理论比冲 N·s/㎏ | 2600 | 2673.7 |
| 实际比冲 N·s/㎏ | 2400 (P=7MPa) | 2940 (Ae/At=55) |
| 密度 g/㎝3 | 1.8 | 1.84 |
| 力学性能 Mpa
20℃ σm % 70℃ εm % -40℃ εm % |
1.0
51 51 60 |
1.0
81.4 66.5 80.6 |
（2）固体发动机壳体材料
- 钢壳体 对于性能要求不十分苛刻的发动机，目前仍较多采用低合金钢。如我国的30CrMnSi 和D406A，美国的D6AC等。马氏体时效钢属高合金钢，成本比低合金钢高出8～10倍，应用不广，但国内外都有应用实例。铝合金和钛合金也是常用材料。 材料的选用还与工艺有关，重点工艺项目是旋压、焊接和热处理。
- 有机纤维中，目前应用的主要是APMOC纤维。它的强度比Kevlar纤维高出16％，层间剪切强度高出25％，模量高出20％，表现出很好的综合性能。
- 近年来，美国在固体发动机研制中大量采用了碳纤维。它的比强度、比模量高，已应用在三叉戟-2导弹发动机、大力神-4运载火箭助推器发动机、Castor-120等发动机上。特别是对于高速、高加速反导拦截导弹，为了满足高强度、高刚度要求，几乎无例外地采用了碳纤维/环氧壳体，是高性能防空导弹发动机壳体材料的首选。
炭纤维/环氧复合材料
| 材料 | 玻纤 | K-49 | APMOC | T-800 | P-30 |
| PV/W(km) | 22.8 | 27.1 | 36.6 | 39.2 | 33.0 |
| 转化率% | 60 | 65 | 70 | 75.5 | 79.2 |
高压强发动机 由于战术导弹发动机多在地面发射时工作，并且弹径较小，壳体强度裕度大，因而可以取较高的工作压力来提高比冲。当工作压力提高到13～15Mpa时，比冲可以提高到2550N•s/kg以上，是提高HTPB推进剂性能的有效手段。但是，为了使壳体能承受更高压力，往往需要采用有较高比强度的材料当前，最有希望的材料就是炭纤维/环氧复合材料。
喷管喉衬材料
喷管喉衬材料对于大发动机以炭/炭复合材料最有前途。炭/炭复合材料的固有特征是：
- 密度低（<2.2g/cm3）；
- 耐热性好，不软化，不熔融，升华温度达3600℃；
- 在2500℃以下，强度随温度升高而增加；
- 热导率高和热膨胀系数较小，抗热震性好，结构可靠；
炭/炭复合材料是以炭纤维构架或织物为增强相，和以气相致密法得到的热解炭、以液相致密法得到的树酯炭或沥青炭为基体相而构成的复合材料。在未石墨化处理之前，结构形态为乱层堆垛的炭素结构。经石墨化处理后，转化为三维有序石墨结构。其中，热解炭最先通过化学渗透法，沉积于纤维表面。它易于石墨化，既是基体，又是纤维和基体间的中间相。有优良的抗热震性和抗冲击性能。炭纤维增强相是承力骨架，三者的含量应有合理比例，达到力学性能、抗热震性、耐烧蚀性的综合优化。
大型发动机扩张段主要采用炭纤维、高硅氧玻璃纤维/酚醛复合缠绕扩张段，研制中曾一度出现扩张段烧穿问题。为此，采用了带有热压辊的数控带缠机，提高了制品的密实性，解决了烧穿问题。近年来的研究表明，采用高成炭树酯和添加纳米炭粉可以提高制品性能。这种材料依然是固体发动机扩张段不可或缺的材料。
近年来又开展了二维炭/炭材料扩张段的研制，它的重量轻，烧蚀量极低，可用于高空发动机喷管或可延伸喷管扩张锥，用以增大扩张比，提高比冲。采用了花瓣铺层和缠绕-针刺工艺，其中的关键技术是降低铺层材料中基体树酯炭化收缩率，再经致密化处理后，提高成品层间剪切强度，可减小或防止在工艺过程中出现分层和开裂。现在，大尺寸二维炭/炭扩张段已通过了热试车考核。
0.6.4 固体推进技术的发展前景
- 固体发动机的发展方向是高性能、高可靠、长寿命、低成本，满足各种导弹武器的急需。
- 较大幅度地提高固体发动机的工作压强，从而充分发挥推进剂的能量，并解决因压强提高而带来的一系列问题，使Ⅰ级发动机地面标准比冲达到255s，Ⅱ级发动机采用高能推进剂，高空比冲达到298s。
- 采用高性能材料并优化设计，提高工艺并稳定工艺水平，进一步提高发动机质量比，使其达到92～0.93。
- 当前防空导弹普遍向小型化和直接撞击杀伤方向发展，因此要求发动机具有推力矢量控制能力，同时采用双脉冲等技术以提高接近目标速度，因此对于防空、反导战术导弹，应大力开展复合材料壳体，特别是碳纤维壳体，具有推力向量控制喷管、双脉冲等技术研究，为后继型号研制作好技术贮备。
- 充分利用和改进HTPB推进剂。继续开展高能、低特征信号、洁净、安全的推进剂研究。积极探索新的含能组份及制备工艺。如新型氧化剂CL12、ADN；含叠氮基的新型粘合剂（GAP）AMMO、BAMO及其与四氯呋喃（THF）的共聚物，新金属添加剂B、ALH3等。继续解决制备中的安定性、相容性和安全性。
- 高性能的固体发动机必须有高性能的材料和制造技术。如超高强度钢的高精度旋压技术，焊接、热处理技术；高强度钛、铝合金的高性能铸、锻技术。高性能有机纤维、碳纤维的缠绕壳体成型技术。耐3700K以上、燃气中有30–35％金属氧化物凝聚相的大型C/C喉衬及扩散锥制备技术，高温连接技术等。
