2026第2期速览- 大数跨境

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2026第2期速览

固体火箭技术

2026-05-08

导读：扫描文章内二维码，即可直达原文页面欢迎浏览查阅或下载全文亮点文章评价评论：固体推进剂增材制造技术的研究进展与展望李涤尘李涤尘.评论：固体推进剂增材制造技术的研究进展与展望[J].固体火箭技术，2026

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新闻热点

梦舟载人飞船逃逸固体发动机最大动压逃逸飞行试验成功

苗志文, 李洞春, 陈莎, 魏小青

苗志文，李洞春，陈莎，等. 梦舟载人飞船逃逸固体发动机最大动压逃逸飞行试验成功[J]. 固体火箭技术，2026，49（2）：171-172.

MIAO Zhiwen, LI Dongchun, CHEN Sha, et al. Successful flight test of maximum dynamic pressure escape for Mengzhou manned spaceship escape solid rocket motor[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（2）：171-172.

2026年2月11日，我国在文昌航天发射场成功进行了长征十号运载火箭系统低空演示验证与梦舟载人飞船系统最大动压逃逸飞行试验，首次验证了最大动压极端环境条件下的逃逸飞行性能，标志着我国新型逃逸固体发动机技术取得重大突破，有力支撑了我国载人月球探测任务顺利实施。

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综述

人工智能赋能固体发动机设计技术的五个方向展望

褚佑彪, 王琪虎, 蒙波, 任重光

褚佑彪，王琪虎，蒙波，等. 人工智能赋能固体发动机设计技术的五个方向展望[J]. 固体火箭技术，2026，49（2）：173-182. 术的研究进展与展望[J]. 固体火箭技术，2026，49（1）：2-18.

CHU Youbiao, WANG Qihu, MENG Bo, et al. Artificial intelligence empowerment in solid rocket motor design: Five development prospects[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（2）：173-182.

摘要：数智时代背景下，基于经验设计、试验迭代的固体发动机（SRM）传统设计模式，正在向基于数据、模型双驱动的数智化模式演变。首先分析了数智技术应用于航天领域的研究现状及未来发展趋势，并提出了人工智能赋能固体发动机技术（AISRM）的五个未来重点发展方向，即流程智能化、符号回归、非线性映射、智能优化、生成式智能，预估了未来五个方向发展需要解决的数据小样本特征、强几何泛化性、多参数优化、智能模型精度瓶颈等四项技术难题，最后展望了AISRM发展的三个预期效果。未来AISRM将引领和象征着数智时代SRM先进技术的发展，极大促进SRM研发模式的转变、SRM设计水平与设计效率的提升、SRM技术创新能力进步。

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进气道宽速域流场特性及流动控制技术研究现状

李子豪, 陶奕轩, 黄伟

李子豪，陶奕轩，黄伟. 进气道宽速域流场特性及流动控制技术研究现状[J]. 固体火箭技术，2026，49（2）：183-204. 子动力学研究进展[J]. 固体火箭技术，2026，49（1）：19-31.

LI Zihao, TAO Yixuan, HUANG Wei. Progress in inlet wide-speed-range flow field characteristics and flow control technologies[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（2）：183-204. of Solid Rocket Technology, 2026, 49（1）：19-31.

摘要：在宽速域复杂的来流工况下，激波/边界层干扰与高马赫数真实气体效应共同诱发进气道不起动，严重制约发动机的稳定工作。因此，亟需对宽速域背景下的进气道流场特性及流动控制技术进行研究。综述了宽速域进气道流场特性，重点阐明了真实气体效应对边界层转捩、流动分离等的影响，归纳了攻角、反压、来流马赫数以及侧滑角对进气道起动性能的影响，梳理了变几何进气道、合成射流及其衍生技术的控制机理与性能优势。未来研究应聚焦高焓真实气体效应下的流动机理、组合式流动控制与自适应智能流动控制，为宽速域进气道全工况下的稳定工作提供理论参考。

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30 cm C/C复合材料离子光学系统研制与性能评价

固体发动机与新型推进技术

径向喉栓式变推力发动机喷管烧蚀性能研究

余祥仙, 王路, 何玉娟, 董闯, 张学学, 韩文超, 易爱清

余祥仙，王路，何玉娟，等. 径向喉栓式变推力发动机喷管烧蚀性能研究[J]. 固体火箭技术，2026，49（2）：205-213.

YU Xiangxian, WANG Lu, HE Yujuan, et al. Ablation performance of nozzle in radial pintle-type thrust-controllable SRM[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（2）：205-213.Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（1）：49-56.

摘要：针对新型径向喉栓式变推力原理样机试验后出现的喉栓型面严重烧蚀及喉栓后方绝热层轴向沟槽烧蚀现象，开展了径向喉栓和喷管扩张段烧蚀性能研究。通过数值仿真分析了喉栓对喷管两相流流动、近壁面边界层流动的影响，结合烧蚀现象，揭示了径向喉栓和扩张段绝热层的烧蚀机理，并开展了绝热层材料优化及验证试验。结果表明，喉栓迎风面的烧蚀主要受燃气射流冲击强化换热和凝聚相粒子机械冲刷的影响，径向喉栓迎风面烧蚀严重，其最大线烧蚀率达0.2 mm/s；扩张段绝热层主要发生热化学烧蚀，轴向沟槽的形成源于径向喉栓的引入使喷管扩张段流场出现复杂波系结构，干扰了边界层流动，并在喉栓后方的特定位置形成高涡量带，从而加剧了绝热层的热化学烧蚀；用密度为1.86 g/cm3的穿刺C/C复合材料替换碳/酚醛材料后，扩张段轴向烧蚀沟槽的长度减小43%、宽度减小7%、深度减小8%，显著改善了扩张段的烧蚀形貌。

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壁面开孔形式对可渗透喷管推力性能影响的数值研究

布宇哲, 宋振, 薛玉琴, 杨铭, 关奔, 王革

布宇哲，宋振，薛玉琴，等. 壁面开孔形式对可渗透喷管推力性能影响的数值研究[J]. 固体火箭技术，2026，49（2）：214-222.

BU Yuzhe, SONG Zhen, XUE Yuqin, et al. Numerical investigation on effect of wall perforation mode on thrust performance of permeable nozzles[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（2）：214-222.

摘要：可渗透喷管通过渗透段内外压差驱动气流进出以平衡喷管内外压强，从而实现壁面附近的流场结构调节和自适应高度补偿。为减少传统火箭喷管在非设计高度因过/欠膨胀造成的性能损失，满足单级入轨对全弹道高效推进的需求，通过数值模拟研究渗透段圆柱孔、2类圆台孔、方柱孔和正三角形柱孔等5种开孔形状对可渗透喷管推力性能的影响。在保证多孔板结构可渗透喷管的孔隙率及打孔排布相同的情况下，构建5类开孔形状的可渗透喷管模型，开展0~30 km典型飞行工况条件的数值模拟，分析了可渗透喷管开孔形状对其孔道内流动及主流发展的影响。结果表明，气流流经渗透段开孔后形成孔口射流，其膨胀程度决定了与主流之间的相互作用强弱，从而影响喷管内部流场结构、内壁面压强以及喷管推力性能。在相同飞行工况下，可渗透喷管孔道结构影响孔道内气流的发展，导致孔口射流的膨胀程度有所差异。采用外壁开孔大、内壁开孔小的圆台孔道结构设计，可渗透喷管实现了在低空利于气流流入和高空抑制气流流出，表现出最佳的高度补偿能力；相比传统喷管，在0~30 km的飞行区间内，圆台孔可渗透喷管的推力性能提升幅度为0.21%。

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并联式多脉冲发动机隔舱打开过程研究

刘博, 唐承志, 余小波, 汤亮, 贾明刚

刘博，唐承志，余小波，等. 并联式多脉冲发动机隔舱打开过程研究[J]. 固体火箭技术，2026，49（2）：223-229.

LIU Bo, TANG Chengzhi, YU Xiaobo, et al. Opening process of pulse separation device in parallel multi-pulse solid rocket motor[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（2）：223-229.

摘要：并联式多脉冲发动机在能量分配管理上相较串联式更为灵活，为了解其隔舱打开性能，设计了一种用于并联式三脉冲发动机的环形分布金属膜片式隔舱结构，对金属膜片的Ⅱ级、Ⅲ级打开过程进行数值模拟，采用显示动力学仿真分析了膜片有效厚度及U型槽底角角度对膜片打开压强的影响，并设计了金属膜片热燃打开试验进行验证。结果表明：金属膜片裂纹沿内环U型预制槽向外环扩展并最终裂成若干碎片；金属膜片打开压强与膜片有效厚度呈显著正相关；金属膜片打开压强随着U型槽底角角度的增大先增大后减小，最大值在65°左右；通过对热燃打开试验金属膜片内外两侧压强进行监测，得到打开压强试验值为1.30 MPa，与仿真计算结果1.38 MPa相差6.2%，验证了数值模拟的有效性。

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突变截面和双脉冲燃烧室纵向声模态频率快速评估与验证

申大鹏, 史晓鸣, 刘国刚, 沈奕哲

申大鹏，史晓鸣，刘国刚，等. 突变截面和双脉冲燃烧室纵向声模态频率快速评估与验证[J]. 固体火箭技术，2026，49（2）：230-238.

SHEN Dapeng, SHI Xiaoming, LIU Guogang, et al. Rapid assessment and validation of longitudinal acoustic modal frequencies for abrupt area change and dual pulse chambers[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（2）：230-238.

摘要：为研究燃烧室纵向声模态频率随其几何参数的变化规律，基于瑞利法建立了能够快速计算突变截面和双脉冲燃烧室纵向声模态频率的理论公式。通过分析燃烧室纵向声模态频率随突变截面位置和隔舱位置变化曲线极值点的性质，提出了确定其上、下限的方法，并通过冷流状态下声模态试验进行验证。结果表明，突变截面燃烧室第n阶纵向声模态频率与L1/Lc的曲线存在2n个极值点，与等截面燃烧室的交点数为2n+1；而当L2/Lc≤1/(2n)时，双脉冲燃烧室的极值点数为2n−1，与等截面燃烧室的交点数为2n。理论计算和试验结果的相对误差不超过7%，并且频率变化趋势一致。该方法可用于突变截面和双脉冲燃烧室纵向声模态频率的快速评估分析，为燃烧室声腔的初步设计提供参考。

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振动与冲击载荷作用下固体火箭发动机结构响应等效模拟方法

刘解见, 邬潇洋, 呼和都乐, 严思雨, 郜益磊, 潘宪清, 张赋, 代义, 郝源成

刘解见，邬潇洋，呼和都乐，等. 振动与冲击载荷作用下固体火箭发动机结构响应等效模拟方法[J]. 固体火箭技术，2026，49（2）：239-248.

LIU Jiejian, WU Xiaoyang, HUHE Dule, et al. Equivalent simulation method of structural response of SRM under impact and vibration loads[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（2）：239-248.

摘要：针对随机振动载荷作用下大型固体火箭发动机结构强度和疲劳寿命难以采用随机振动试验评估，以及全尺寸发动机（简称原型发动机）冲击试验成本高、风险大的问题，基于相似第二定理与量纲分析的方法，建立了缩比发动机与原型发动机在振动与冲击载荷作用下的等效模拟设计方法，提出了功率谱密度和跌落高度的等效计算方法，并采用有限元数值模拟验证了缩比发动机和原型发动机的模态、振型及其在振动、冲击载荷作用下的结构响应。结果表明：缩比发动机对原型发动机固有频率预测的最大误差为0.32%，两者的各阶振型分布高度一致；缩比发动机的频率响应经相似系数转换后，与原型发动机的频率响应基本相同。在等效随机振动载荷作用下，缩比发动机的均方根等效应力、均方根等效应变分别为0.029 MPa、0.25%，原型发动机则分别为0.023 MPa、0.19%，两者的计算结果较为接近；在等效冲击载荷作用下，缩比发动机和原型发动机的等效应力分别为2.53、2.55 MPa，等效应变分别为10.81%、10.89%。这表明可以使用缩比发动机预示原型发动机结构的固有频率、振型、频率响应、随机振动响应、疲劳寿命预估以及冲击载荷作用下的结构响应，从而大幅降低发动机的研制成本、周期和风险。

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推进剂与新型含能材料

基于分数阶Maxwell模型的NEPE推进剂宽泛应变率力学行为研究

王新彤, 任全彬, 何高让, 郜婕, 梁渊哲

王新彤，任全彬，何高让，等. 基于分数阶Maxwell模型的NEPE推进剂宽泛应变率力学行为研究[J]. 固体火箭技术，2026，49（2）：249-259.

WANG Xintong, REN Quanbin, HE Gaorang, et al. Mechanical behavior of NEPE propellant at a wide range of strain rates based on the fractional-order Maxwell model[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（2）：249-259.

摘要：针对固体推进剂在宽泛应变率下表现出的不同力学响应，采用分数阶算子的Grünwald-Letnikov定义推导了三维分数阶Maxwell本构模型及其差分迭代格式，研究了分数阶黏弹性模型描述宽泛应变率下NEPE推进剂本构关系的能力。基于NEPE推进剂材料的霍普金森压杆试验及高速拉伸试验数据，采用遗传算法对分数阶本构模型中的参数进行识别，并利用3 500、4 100、4 600s−1应变率下的试验数据对分数阶Maxwell本构模型进行验证。结果表明，该本构模型表现出强率相关性，对于高中低三种不同应变率，可分别用1组参数表征多组应变率下的黏弹性力学行为，全时程试验值与解析解的相对误差基本小于20%，解析解与有限元数值解的相对误差均小于2%，验证了三维分数阶Maxwell模型描述不同应变率下NEPE推进剂力学行为的可行性和准确性。

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基于LAP增强剂的高强度HTPB推进剂力学性能研究

陈旭, 姜丽萍, 肖啸, 杨巍璐, 李洋, 黄海涛

陈旭，姜丽萍，肖啸，等. 基于LAP增强剂的高强度HTPB推进剂力学性能研究[J]. 固体火箭技术，2026，49（2）：260-266.

CHEN Xu, JIANG Liping, XIAO Xiao, et al. Mechanical properties of high-strength HTPB propellants enhanced by LAP agents[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（2）：260-266.

摘要：固体推进剂力学性能对固体火箭发动机结构完整性和工作可靠性具有重要意义。针对端羟基聚丁二烯（HTPB）高强度复合推进剂最大伸长率易下降的共性问题，在HTPB推进剂体系中引入二醇类扩链剂LAP作为增强剂，系统研究了增强剂含量、固化参数及键合剂用量对HTPB推进剂单轴拉伸力学性能的影响，并揭示其高低温力学性能变化规律。同时，结合小角X射线散射（SAXS）研究了黏合剂基体的微相分离结构。结果表明，LAP的引入使得黏合剂基体的SAXS散射峰由约11.7 nm移动至6.6 nm且峰型更清晰，表明微相分离结构得到强化；该结构作为物理交联点增强了基体的力学性能，使得HTPB推进剂的抗拉强度显著提高，在20 ℃下可达到3.36 MPa，最大伸长率仍保持在27%。

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硝化端羟基聚丁二烯的制备及性能

常亚丽, 袁剑民, 邓剑如, 张平安

常亚丽，袁剑民，邓剑如，等. 硝化端羟基聚丁二烯的制备及性能[J]. 固体火箭技术，2026，49（2）：267-274.

CHANG Yali, YUAN Jianmin, DENG Jianru, et al. Synthesis and properties of nitro-HTPB[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（2）：267-274.

摘要：为提升丁羟推进剂的能量密度，采用I2-Na2O2法对端羟基聚丁二烯（HTPB）黏合剂进行硝化改性，制备了系列硝化HTPB（NHTPB）。通过红外光谱、核磁共振表征了产物结构，并测定了其硝化度、黏度、羟值、相对分子质量分布及玻璃化转变温度（Tg）等理化性能；评估了NHTPB与含能增塑剂的相容性，研究了NHTPB基弹性体力学与燃烧性能。结果表明，硝化度为7.5%的NHTPB弹性体拉伸强度达1.88 MPa、伸长率为690.6%；NHTPB能量特性显著提升，燃烧热较HTPB弹性体提升60%，在0.1 MPa下的燃烧速率提升了100%。此外，NHTPB与N-丁基硝氧乙基硝胺（Bu-NENA）相容性良好，该结果为其后续在丁羟推进剂中的应用奠定了基础。

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环氧化端羟基聚丁二烯在衬层中的应用及其对衬层性能影响

袁野, 王玉, 梁夏敏, 李悦, 李东峰, 刘性辉, 冯锐

袁野，王玉，梁夏敏，等. 环氧化端羟基聚丁二烯在衬层中的应用及其对衬层性能影响[J]. 固体火箭技术，2026，49（2）：275-282.

YUAN Ye, WANG Yu, LIANG Xiamin, et al. Application on epoxidized hydroxyl terminated polybutadiene in liner and its effect on liner properties[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（2）：275-282.

摘要：为研究环氧化端羟基聚丁二烯（EHTPB）在固体火箭发动机衬层中的应用及其对衬层性能的影响，采用实验与模拟相结合的方法系统评价了EHTPB基衬层的力学性能、固化行为、界面粘接性能及抗硝酸酯迁移特性。结果表明，EHTPB替代HTPB制作衬层可有效降低固化反应能垒，并提高固化反应速度及衬层本体的力学性能。EHTPB衬层/NEPE推进剂界面粘接性能良好，其界面粘接扯离性能和剥离性能分别为1.14 MPa和2.45 N·mm−1。硝酸酯迁移实验与分子动力学模拟表明，EHTPB衬层抗硝酸酯迁移的能力下降，其中NG和BTTN的迁移量分别达到2.99%和2.46%。环氧基团的引入提高了其与异氰酸酯的反应活性，同时也提高了硝酸酯在衬层中的扩散系数。

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端面电极结构对电控固体推进剂点火性能的影响

黄智磊, 庞振国, 何伟, 林梓彤, 刘曜歌, 卓鑫

黄智磊，庞振国，何伟，等. 端面电极结构对电控固体推进剂点火性能的影响[J]. 固体火箭技术，2026，49（2）：283-289.

HUANG Zhilei, PANG Zhenguo, HE Wei, et al. Influence of end-face electrode structure on the ignition performance of electrically controlled solid propellant[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（2）：283-289.

摘要：为了更好地实现电控固体推进剂（ECSP）的燃烧启停功能，合理的电极设计是必要的。为此提出了平行电极结构和阵列电极结构，并探讨了影响点火延迟时间的因素。通过对电流密度的数值模拟发现，电流密度集中在电极的棱和顶点，增大电极面积和电极间距会减小电流密度。点火实验结果表明，火焰总是首先从阳极形成；当电极、电极间距相同时，点火电压从200 V增大到260 V，点火延迟时间降低54%~85%；当电极、电压相同时，电极间距从3 mm减小到1 mm，点火延迟时间降低81%~90%；相同的电压和电极间距下，电极面积减小，点火延迟时间降低；在260 V电压、1 mm电极间距时，使用两种阵列电极进行点火，得到其点火延迟时间分别是其对应面积相同的平行电极延迟时间的63%、61%。通过升高电压、减小电极间距和电极面积、使用阵列电极，能够显著降低点火延迟时间。

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固体推进剂加工工艺的光滑粒子动力学数值仿真

王智泓, 王春光, 王悦聪, 刘一新, 李易寒

王智泓，王春光，王悦聪，等. 固体推进剂加工工艺的光滑粒子动力学数值仿真[J]. 固体火箭技术，2026，49（2）：290-303.

WANG Zhihong, WANG Chunguang, WANG Yuecong, et al. Numerical simulation of solid propellant processing technology based on smoothed particle hydrodynamics[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（2）：290-303.

摘要：固体推进剂生产过程中，多组分颗粒与黏合剂需在混合釜中搅拌形成药浆，再通过压差将其浇注至固体发动机燃烧室。混合过程涉及桨叶驱动下的多相组分复杂界面运动，浇注过程则需处理药浆的高屈服应力与挤出不连续特性，二者均难以采用传统网格方法进行有效模拟。基于光滑粒子动力学方法(SPH)，结合Herschel-Bulkley-Papanastasiou本构模型与多组分描述框架，建立了适用于固体推进剂药浆混合与浇注工艺过程的数值模型，并进行了平板叶轮混合实验验证。结果表明，该方法在模拟牛顿与非牛顿流体时具有高精度，牛顿与非牛顿流体的Np-Re功率特性曲线模拟偏差分别为7.6%和1.7%。在立式混合机双行星桨叶混合过程中，SPH模拟揭示了实心与空心桨叶通过翻混与捏合产生的混沌效应，以及高涡量热点区的协同作用，使药浆在混合后达到密度极差≤80 kg/m3的均匀状态，并且均匀度方差经历四种阶段演化后趋于稳定。揭示了混合致黏性剪切稀变并使得空心桨叶附近形成的高涡量热点螺旋带状特征。在真空浇注模拟中，SPH方法完整捕捉了药浆的挤出-断裂-回缩、流平堆积及润湿渗透行为，并验证了芯模与浇注孔错位布置的有效性，表明远离注孔区域液面高度一致，药浆具备良好流平性。

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亮点文章评论

评论：预紧力作用的复合材料-金属螺栓连接结构承载与损伤行为研究

李岩

李岩. 评论：预紧力作用的复合材料-金属螺栓连接结构承载与损伤行为研究[J]. 固体火箭技术，2026，49（2）：304.

LI Yan. Comment on: Bearing and damage behavior of composite-metal bolt joint structure under preload force[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（2）：304.

随着航天技术的快速发展，连续碳纤维增强树脂基复合材料因其高比刚度/比强度等优异性能，正大量替代传统金属材料，成为新一代航天飞行器结构技术的重要发展趋势。然而，复合材料的应用绝非简单的原材料替换，而需要系统考虑材料本构、结构构型、制造工艺等关键环节。由于复合材料具有显著的各向异性与多模式损伤演化特征，在应用时必须针对实际的服役工况，对复合材料本身的结构形式、铺层比例乃至制造过程中的工艺参数进行综合优化设计。

西北工业大学机电学院的惠新育等在《预紧力作用的复合材料-金属螺栓连接结构承载与损伤行为研究》一文中，聚焦于固体火箭发动机喷管固定体等关键连接部位，深入探讨了复合材料−金属螺栓连接结构在预紧力作用下的力学响应。该研究通过构建包含精细螺纹特征的精细化三维装配模型，并耦合复合材料损伤演化准则，系统揭示了预紧力对结构承载边界与损伤模式的影响规律。研究明确了预紧力的施加存在临界效应，合理的预紧工艺参数是抑制界面分层、缓解孔周应力集中以及阻止损伤演化的关键。这一成果不仅揭示了复合材料连接结构在复杂载荷下的损伤失效机制，更验证了通过结构与工艺协同优化提升连接性能的必要性。

从更深层次而言，复合材料结构的先进性不仅源于材料本身的高比强度、高比刚度等优异性能，更核心的在于其高度的可设计性。这种设计性要求科研人员在面对复杂空天服役环境时，必须摆脱“以新材料填补旧框架”的传统模式。未来的研究与应用应当更加强调材料−结构−工艺的一体化重构，将工艺制备过程中的缺陷与结构承载的可靠性有机结合，才能确保复合材料在极端环境下展现出优越的服役适应性，从而有力推动我国航天复合材料结构件从“工程经验应用”向“高效精准设计”的跨越发展。

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结构　强度　安全与可靠性

预紧力作用的复合材料-金属螺栓连接结构承载与损伤行为研究

惠新育, 刘雨桐, 许英杰, 张卫红

惠新育，刘雨桐，许英杰，等. 预紧力作用的复合材料-金属螺栓连接结构承载与损伤行为研究[J]. 固体火箭技术，2026，49（2）：305-314.

HUI Xinyu, LIU Yutong, XU Yingjie, et al. Bearing and damage behavior of composite-metal bolt joint structure under preload force[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（2）：305-314.

摘要：建立了含精细化螺纹结构的复合材料-金属螺栓连接结构三维装配模型，研究了不同预紧力对连接结构拉伸力学性能的影响规律。对于连接结构中的金属材料，基于弹塑性变形理论定义其本构模型；对于复合材料，分别采用Hashin失效准则和双线性内聚力模型描述层内各组分材料损伤和层间界面损伤。通过标准样件的制备和性能测试验证数值模型的可靠性。结果表明，数值模型能够较为准确捕捉螺栓连接结构拉伸刚度、拉伸强度以及材料的损伤行为；拧紧力矩存在非线性临界效应，螺栓临界力矩为4.0 N·m时，对应拉伸强度为487.27 MPa，超出临界值后因孔周应力集中显著削弱承载性能；复合材料连接件失效以基体开裂与层间分层为主，金属连接件的塑性变形集中于孔周与螺栓接触区域，螺栓的塑性变形集中于螺纹根部及啮合部位。

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测试　试验　仿真

基于斜坡实验的高固含量推进剂药浆流变行为研究

杨大为, 赵文爽, 郭彦强, 宗原, 周涛

杨大为，赵文爽，郭彦强，等. 基于斜坡实验的高固含量推进剂药浆流变行为研究[J]. 固体火箭技术，2026，49（2）：315-324.

YANG Dawei, ZHAO Wenshuang, GUO Yanqiang, et al. Rheological behavior of high solid content propellant based on slope experiments[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（2）：315-324.

摘要：端羟基聚丁二烯（HTPB）推进剂中固含量通常极高（ϕ≥0.5），存在颗粒-黏结剂、颗粒间复杂的相互作用，其流变性显著区别于低、中固含量固液体系，目前仍缺乏有效的流变测试手段及分析方法。基于HTPB推进剂物性特征，搭建了斜坡流变仪装置，以高黏HTPB为黏合剂、丙烯酸酯-苯乙烯-丙烯腈共聚物（ASA）颗粒为代料颗粒，配置了极高固含量体系（ϕ=0.365~0.513），通过激光位移传感器精确捕捉该体系在斜坡上的流动特征（表面流速和液膜厚度），基于幂律模型推导出流变参数（幂律指数n和稠度系数K）的解析解，并构建了其流变本构方程。结果表明，当ϕ从0.365增至0.513时，n由 0.893 降至 0.432，K由153.6 Pa·sn升至670.9 Pa·sn，体系表现出强烈剪切稀化特征，并且n和K均随固含量ϕ呈指数变化关系。与旋转流变仪测试结果相比，斜坡法测量结果的预测误差在10%以内，验证了斜坡法在高固含量体系流变测试中具有良好的可靠性与适用性。

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基于三维点云的固体火箭发动机裙端面对接孔位置信息检测技术

王玉平, 王飞, 姚莉冰, 朱金薇, 耿靖源, 焦一程, 昝文媛

王玉平，王飞，姚莉冰，等. 基于三维点云的固体火箭发动机裙端面对接孔位置信息检测技术[J]. 固体火箭技术，2026，49（2）：325-332. WANG Yuping, WANG Fei, YAO Libing, et al. Position information detection technology of SRM skirt end face joint hole based on 3D point cloud[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（2）：325-332.

摘要：针对固体火箭发动机裙端面对接螺纹孔缺乏有效空间位置检测手段、精度仅靠加工工艺保证而影响装配质量的问题，提出了一种基于三维激光扫描技术的裙端面对接螺纹孔位置信息快速检测方法。首先，构建了基于三维激光扫描仪的自动跟踪扫描系统，以获取裙端面高精度三维点云；其次，利用基于KD-tree的改进移动最小二乘法（Moving Lest Squares，MLS）对点云进行优化处理，以提高特征拟合的精度；最后，利用三维点云进行逆向建模，将裙端面逆向模型与三维点云进行配准后对相关尺寸进行快速自动化检测。结果表明，6次重复性检测试验数据的极差在0.029 3°以内，以6次检测数据平均值为真值，数据偏差皆在0.021 1°以内，相对标准偏差RSD均小于1％。