2026第1期速览- 大数跨境

首页

2026第1期速览

固体火箭技术

2026-03-13

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

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，2026，49（1）：1.

LI Dichen. Comment on: Research progress and prospect of additive manufacturing technology for solid propellant[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（1）：1

固体推进剂药柱作为固体火箭发动机的动力来源，其性能提升对航空航天工业具有重大意义。增材制造技术（Additive Manufacturing，AM）应用于固体推进剂设计制造，有望在药柱设计和制造上实现重大突破。近年来，国内外动力推进的研究人员围绕增材制造固体推进剂开展科研攻关，在配方设计、制备工艺、仿真模拟、智能材料等热点前沿领域取得了卓越的创新成果，极大程度上推动了固体火箭技术的发展。

湖北航天化学技术研究所的明天凡等在《固体推进剂增材制造技术的研究进展与展望》一文中系统梳理了近5年增材制造技术在固体推进剂领域的最新研究进展，评估了增材制造技术在固体推进剂领域的应用情况，并探讨其发展趋势。论文涵盖工艺原理、设备研发、配方体系及4D打印发展趋势，重点聚焦还原光聚合、材料挤出、黏结剂喷射等技术的应用现状，提出了继续攻克黏结剂喷射的技术难题、加强仿真模拟在实际生产的应用联合、研发适用增材制造的自修复胶黏剂、引入热刺激形状记忆聚合物的四大发展方向。这些分析和论述对于思考和制定未来固体推进剂的技术发展具有重要启发和指导意义。

该论文的论述对于固体推进剂增材制造技术的发展具有重要意义，未来将会带来革命性变革。其一，增材制造技术能够实现固体推进剂的“快速迭代、按需生产”，缩短新型装备的研发周期，打破传统生产模式对模具和场地的依赖，提升国防工业对突发任务的应急保障能力；其二，增材制造一体化成型打破了传统分体制造的设计思路，直接在逐层堆积的基础上实现了多材料的无缝成型，有效解决多材料界面黏结问题；其三，固体推进剂增材制造涉及高精度装备、推进剂配方、智能材料研发等多个领域，其技术突破能带动上下游产业的协同升级，形成“材料-设备-工艺-应用”的完整产业链，将推动学术进步与产业变革。

固体火箭技术研究方兴未艾，期待未来国内学者在增材制造固体推进剂领域有更多突破性进展，为空天动力技术的持续发展贡献创新动力。

△ 扫码查看或转发全文

综述

固体推进剂增材制造技术的研究进展与展望

明天凡，王沫茹，罗聪，黄晨，黄谱，史钰，李伟

明天凡，王沫茹，罗聪，等. 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，2026，49（1）：2-18.

MING Tianfan, WANG Moru, LUO Cong, et al. Research progress and prospect of additive manufacturing technology for solid propellant[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（1）：2-18.

摘要：固体推进剂增材制造技术基于分层制造原理，将复杂的三维加工过程转化为平面加工过程，实现了药柱点-线-面-体的逐层制造。目前，围绕固体推进剂增材制造技术，国内外在工艺、设备、配方等方面开展了大量的研究工作。结合近5年国内外最新研究成果，介绍了7种典型的增材制造技术，重点评述了还原光聚合技术、材料挤出技术、黏结剂喷射技术的工艺原理及其在固体推进剂领域的应用现状；总结了固体推进剂增材制造技术在工艺设备和配方体系两方面的最新研究进展以及向智能制造发展的整体趋势；并基于对其技术进展和发展趋势的分析，提出以下4点展望：继续攻克黏结剂喷射的技术难题、加强仿真模拟在实际生产的应用联合、研发适用增材制造的自修复胶黏剂、引入热刺激形状记忆聚合物以制造具有变形变性变功能的异形固体推进剂。

△ 扫码查看或转发全文

纳米铝粉氧化机理的反应分子动力学研究进展

王磊, 钱喜乐, 王涛, 刘平安

王磊，钱喜乐，王涛，等. 纳米铝粉氧化机理的反应分子动力学研究进展[J]. 固体火箭技术，2026，49（1）：19-31.

WANG Lei, QIAN Xile, WANG Tao, et al. Investigation progress of reaction molecular dynamics for the oxidation mechanism of aluminum nanopowder[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（1）：19-31.

摘要：纳米铝粉（ANP）作为高能推进剂的关键组分，其燃烧机理及性能优化对火炸药行业具有重要意义。基于反应分子动力学（RMD）模拟方法，综述了纳米铝粉在氧化、燃烧及包覆改良过程中的微观机制与动力学行为的研究进展。结果表明，ReaxFF反应力场能够精准预测ANP的熔点（误差仅2.9%），并揭示其尺寸依赖性和氧化层对熔融过程的影响。在Al-O2体系中，ANP氧化机制受核壳比、温度、氧化剂密度、流速及环境压力的影响，高核壳比、高温、高氧密度和高流速均会促进扩散燃烧向微爆炸燃烧转变；ANP的反应活性随着粒径减小和氧化层减薄而增强，并且H2O2的引入可显著提升其反应速率与能量释放。此外，包覆材料（如含氟聚合物、碳纳米管、乙醇/乙醚等）通过抑制氧化、缓解烧结及促进氧化壳层解离等机制，有效优化了ANP的贮存稳定性和燃烧性能。未来研究应重点关注多氧化剂耦合环境下ANP燃烧机制转变、复合包覆体系及机器学习势函数的应用等方向。

△ 扫码查看或转发全文

遥操作技术在复合固体推进剂装药工艺中的应用探析

王丹, 白林明, 付宏岩, 田丹凌, 曾加七, 黄征宇, 汪楠辉, 刘领

王丹，白林明，付宏岩，等. 遥操作技术在复合固体推进剂装药工艺中的应用探析[J]. 固体火箭技术，2026，49（1）：32-40.

WANG Dan, BAI Linming, FU Hongyan, et al. Analysis on teleoperation technology for composite solid propellants loading process[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（1）：32-40.

摘要：复合固体推进剂装药行业面临高危环境下人工操作风险高、工艺精度控制难等瓶颈问题，亟需实现安全化、智能化的人机协同作业升级。遥操作技术结合了智能决策与机器人的高效执行能力，为上述难点提供了解决方案。本文通过梳理复合固体推进剂制造工艺与遥操作技术的融合研究，重点探讨了遥操作感知系统、执行系统、控制系统的技术特征，针对复合固体推进剂装药的高危险性及其高精度需求，分析了遥操作技术在典型复合固体推进剂装药工序中应用的可行性。尽管在极端工况适应性、人机信任构建等遥操作技术应用方面仍存在挑战，但随着智能传感、具身智能及通信技术的不断发展，遥操作技术必将成为推动火炸药制造业迈向“无人化、智能化、本质安全化”的核心驱动力。未来的研究应更加注重跨学科技术的深度融合，突破关键瓶颈，最终实现高危复杂环境下装药作业的革命性升级。

△ 扫码查看或转发全文

水切割固体推进剂起爆机理研究进展

孙进坤, 张洁, 黄滋龙, 程迪, 高扬, 吴世曦, 葛志强, 郭翔, 熊永亮

孙进坤，张洁，黄滋龙，等. 水切割固体推进剂起爆机理研究进展[J]. 固体火箭技术，2026，49（1）：41-48.

SUN Jinkun, ZHANG Jie, HUANG Zilong, et al. Progress on the initiation mechanism of waterjet cutting in solid propellants[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（1）：41-48.

摘要：针对固体火箭发动机推进剂退役处理规模持续扩增的工程安全需求，综述了水切割固体推进剂过程中的潜在起爆机理研究进展。通过解析射流压力、组分特性、热积累模式等关键因素对起爆阈值的影响规律，评述了当前热起爆、冲击起爆等主流理论模型的适用性与局限性。研究表明，监测到的热点温度普遍低于推进剂热分解与起爆阈值，传统热起爆理论难以完全解释实际安全事故；冲击起爆机制所需射流压力（>1 GPa）远高于常用作业参数，实际起爆风险较低。总结出两类非热主导的潜在起爆机制：一是空泡溃灭引发的局部超压机制，其瞬时压力可达GPa量级，与推进剂爆压相当，并且在水切割中因缺少水体缓冲而风险更高；二是尘雾爆燃机制，水切割形成的含二茂铁等催化剂的混合物在高湿环境下最小点火能降低，对静电等外界激励更为敏感。当前研究仍面临瞬态局部参数监测困难、多物理场耦合模型缺乏等问题。未来应重点发展高时空分辨的在线监测技术，建立空化-多相流-材料响应耦合模型，并制定针对含敏感催化剂推进剂的安全作业指南，以支撑退役推进剂规模化安全处理。

△ 扫码查看或转发全文

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

固体火箭发动机药柱包覆套外侧狭缝传热特性

娄永春, 朱睿, 赵瑜, 吕志超, 刘佩进

娄永春，朱睿，赵瑜，等. 固体火箭发动机药柱包覆套外侧狭缝传热特性[J]. 固体火箭技术，2026，49（1）：49-56.

LOU Yongchun, ZHU Rui, ZHAO Yu, et al. Heat transfer characteristics of the outer slit of grain cladding jacket in solid rocket motor[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（1）：49-56.

摘要：固体发动机在大过载下存在药柱包覆套外侧狭缝宽度增大的情况，易引起包覆套阻燃失效、药柱提前点燃的风险。采用动网格方法对燃面退移过程中狭缝的流动传热进行了仿真研究，分析了狭缝宽度和燃面退移速率的影响，并进行了试验验证。结果表明，在初始时刻狭缝宽度较小时，燃气通过包覆套向药柱的传热速率大于热量向药柱内部的传导速率，药柱表面温度上升；当狭缝内流动稳定后，燃气通过包覆套向药柱传热的速率小于热量向药柱内部的传导速率，药柱表面温度下降；当狭缝宽度较大时，燃气在狭缝入口形成涡流，外部燃气对狭缝内部燃气进行热量传递的速率快，燃气通过包覆套向药柱传热的速率始终大于热量向药柱内部的传导速率，药柱表面温度持续上升。燃面退移速率不影响狭缝内部的流动情况，对狭缝传热的影响不大。包覆套外侧狭缝较窄时，需重点考虑点燃初始时刻药柱表面的温度变化。若飞行工况存在大过载，需要考虑包覆套外侧狭缝变宽、狭缝传热增强的可能性并提升热防护措施。

△ 扫码查看或转发全文

固体姿轨控发动机燃气阀流量匹配设计方法

张杰, 贾军凯, 武泽平, 王东辉, 高经纬, 李维润

张杰，贾军凯，武泽平，等. 固体姿轨控发动机燃气阀流量匹配设计方法[J]. 固体火箭技术，2026，49（1）：57-64.

ZHANG Jie, JIA Junkai, WU Zeping, et al. Matching design for gas valve flow of solid rocket divert and attitude control motor[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（1）：57-64.

摘要：固体姿轨控发动机燃气阀开度-流量曲线按需设计是提升推力控制精度和燃气阀工作性能的重要环节。为使燃气阀流量曲线满足设计要求，提出了一种基于递推匹配的喉栓型面设计方法，以满足燃气阀开度-流量匹配需求。首先计算燃气阀关闭时喉栓型面与喷管型面的切点位置，并将其作为喉栓型面计算的初始位置；然后根据所需开度-流量曲线，将喉栓型面局部线性展开，基于二分法递推计算型面坐标，最终生成完整的喉栓型面。结果表明，相较于型面参数优化方法，上述方法无需预先设定喉栓型面参数，在提升匹配精度的同时可快速得到所需型面曲线，实现了从流量需求到喉栓型面的正向设计。

△ 扫码查看或转发全文

基于自适应超螺旋滑模控制器的喉栓式固体火箭发动机压强控制方法

边政, 朱铭, 王文泽, 袁泽建, 薛海峰, 李映坤, 陈雄

边政，朱铭，王文泽，等. 基于自适应超螺旋滑模控制器的喉栓式固体火箭发动机压强控制方法[J]. 固体火箭技术，2026，49（1）：65-73.

BIAN Zheng, ZHU Ming, WANG Wenze, et al. Pressure control method of pintle solid rocket motor based on adaptive super-twisting sliding mode controller[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（1）：65-73.

摘要：喉栓式固体火箭发动机压强控制系统具有很强的时变性及非线性，在运行过程中存在的多种干扰易对系统性能调节产生消极影响。为解决上述问题，首先，根据零维内弹道方程推导出压强与喉栓位移之间的数学关系，并结合电机模型推导出系统的传递函数；其次，结合自适应控制和滑模控制设计了一种自适应超螺旋滑模控制器(ASTSMC)以减小系统误差、提高其抗干扰性能，并通过李雅普诺夫函数证明了其稳定性；最后，对ASTSMC进行了多方面的仿真研究。结果表明：ASTSMC的响应速度相较于PID控制器和超螺旋滑模控制器(STSMC)分别提高了464.6%和146.2%，并且无超调量；在抗干扰性方面，其控制误差相对于PID控制器和STSMC控制器分别减小82.4%和66.7%。

△ 扫码查看或转发全文

大型固体发动机双堵盖喷管冷态打开运动过程仿真研究

王雪儿, 王健儒, 晁侃, 万诺

王雪儿，王健儒，晁侃，等. 大型固体发动机双堵盖喷管冷态打开运动过程仿真研究[J]. 固体火箭技术，2026，49（1）：74-81.

WANG Xueer, WANG Jianru, CHAO Kan, et al. Simulation of opening motion process of double closures in a large SRM nozzle under cold-state conditions[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（1）：74-81.

摘要：通过建立某大型固体发动机喷管正反向堵盖二维轴对称模型，开展容器冷气冲压条件下的大尺寸喷管双堵盖打开运动过程仿真，获得了双堵盖冲击打开、碰撞和飞出过程前后的压强、受力和速度变化规律，并与地面试验结果进行对比。结果表明，正向堵盖先受载打开，并向反向堵盖靠近加速；反向堵盖滞后打开，其运动方向与正向堵盖一致，但初始速度更低。由于反向堵盖质量是正向堵盖的15.2倍，两者运动过程中必然发生碰撞。根据动量守恒原则，碰撞导致动能由正向堵盖向反向堵盖转化，表现为反向堵盖速度瞬态提升，正向堵盖速度相应降低，随后二者一起飞出喷管。仿真计算结果与地面试验结果一致性较好，其中反向堵盖在喷管出口处的速度仿真值与试验值误差仅为8%，表明双堵盖运动过程仿真计算模型合理、结果准确可信。

△ 扫码查看或转发全文

复燃对固体火箭发动机羽流流场及红外辐射特性影响

王艺潼, 史宏斌, 颜勇, 卢俊, 牛子杰, 王嘉炜

王艺潼，史宏斌，颜勇，等. 复燃对固体火箭发动机羽流流场及红外辐射特性影响[J]. 固体火箭技术，2026，49（1）：82-90.

WANG Yitong, SHI Hongbin, YAN Yong, et al. Effects of afterburning on the flow field and infrared radiation characteristics of solid rocket motor plume[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（1）：82-90.

摘要：为探究复燃对固体火箭发动机羽流流场及红外辐射特性的影响，针对某固体火箭发动机羽流流场进行建模，采用基于密度基的隐式算法及有限速率模型计算羽流流场参数，根据逐线积分模型获得气体组分吸收系数随光谱的分布，采用反向蒙特卡洛算法计算羽流的红外光谱辐射特性，分析了复燃反应发生前后羽流流场及辐射特性差异，进一步探究了飞行高度及来流马赫数对复燃流场的影响。结果表明，复燃提升了流场温度及主要辐射组分中的CO2与H2O含量，进而增强了其在2.5~3.0 μm与4.0~5.0 μm波段内的光谱辐射强度；在0~20 km内，飞行高度的增加会促进复燃反应进程，进而提升光谱辐射强度，CO2对光谱辐射强度变化有较大影响；在Ma=1~4区间内，来流马赫数的增大会削弱复燃反应强度，造成流场温度的降低、光谱辐射强度普遍减小，受H2O主导影响的2.5~3.0 μm波段光谱辐射强度降幅较大。

△ 扫码查看或转发全文

推进剂与新型含能材料

基于机器学习的HTPB推进剂配方燃速预测与智能设计

陈少臣, 徐鹏程, 赵向阳, 葛志强, 高素琪, 彭君晟, 王晓晨, 马煜

陈少臣，徐鹏程，赵向阳，等. 基于机器学习的HTPB推进剂配方燃速预测与智能设计[J]. 固体火箭技术，2026，49（1）：91-101.

CHEN Shaochen, XU Pengcheng, ZHAO Xiangyang, et al. Prediction of HTPB propellant burning rate and intelligent formulation design based on machine learning[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（1）：91-101.

摘要：采用机器学习（ML）方法结合智能优化算法，开展了端羟基聚丁二烯（HTPB）推进剂配方的燃速性能预测与智能设计，以提升HTPB推进剂配方的设计效率。首先，使用140个HTPB推进剂配方样本训练和评估深度神经网络（DNN）模型以预测燃速，并与随机森林回归（RFR）、梯度提升回归（GBR）和高斯过程回归（GPR）模型进行对比。随后，使用置换特征重要度和沙普利加性解释方法计算DNN模型的特征变量重要度，获取能够对燃速产生重要影响的输入特征变量。最后，在不同工作温度（T：20.0~33.8 ℃）和工作压强（P：4~17 MPa）下设定多个燃速目标，使用黏菌算法（SMA）优化DNN模型，获得燃速满足要求时的配方组成数据，从而完成配方优化设计工作。结果表明，DNN模型在训练集、测试集上的决定系数均超过了0.99，预测精确度良好且优于RFR、GBR和GPR模型；特征变量重要度分析显示，提升Al含量可增大燃速，而提升HTPB含量则会降低燃速；通过SMA算法优化DNN模型，在不同T、P下成功获取了燃速满足不同要求（最大值、目标值）的配方组成数据，验证了ML模型结合智能优化算法设计配方的可行性。

△ 扫码查看或转发全文

端炔基聚丁二烯的固化动力学及性能研究

尹舒, 闫晨阳, 汪林, 李向梅, 杨荣杰

尹舒，闫晨阳，汪林，等. 端炔基聚丁二烯的固化动力学及性能研究[J]. 固体火箭技术，2026，49（1）：102-109.

YIN Shu, YAN Chenyang, WANG Lin, et al. Curing kinetics and properties of terminal alkynyl polybutadiene[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（1）：102-109.

摘要：为实现推进剂衬层黏合剂的非异氰酸酯固化，设计合成了一种新型端炔基聚丁二烯化合物（PTPB），通过傅里叶红外光谱（FT-IR）、核磁共振碳谱（13C-NMR）和氢谱（1H-NMR）、凝胶渗透色谱（GPC）测试分析了其结构；以叠氮缩水甘油醚（GAP）作为固化剂制备PTPB基聚三唑衬层胶片，并探讨了固化参数R值和蒙脱石（MMT）添加量对PTPB基聚三唑衬层胶片力学性能及抗增塑剂迁移的影响。结果表明，所合成的PTPB的数均相对分子质量Mn=10 653，相对分子质量分布为2.15，玻璃化转变温度Tg=−80 ℃；其固化反应的表观活化能Ea=68.6 kJ·mol−1，反应级数n≈0.906，可有效模拟实际等温固化过程。当R=1.1且MMT质量含量为3%时，PTPB基聚三唑衬层胶片的综合力学性能最佳，拉伸强度显著提升。增塑剂迁移率随MMT添加量增加而降低，PTPB-GAP交联网络通过链缠结与空间位阻在分子尺度抑制迁移，MMT层状结构在纳米尺度延长扩散路径，二者协同构筑多重阻隔机制。

△ 扫码查看或转发全文

HTPB衬层材料热加速老化特性研究

于少雪, 张伟, 叶娜, 李浩祯, 王贵龙, 王雅星

于少雪，张伟，叶娜，等. HTPB衬层材料热加速老化特性研究[J]. 固体火箭技术，2026，49（1）：110-117.

YU Shaoxue, ZHANG Wei, YE Na, et al. Thermally accelerated ageing characteristics of HTPB liner materials[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（1）：110-117.

摘要：为了获得固体火箭发动机中衬层材料的老化特性，对端羟基聚丁二烯（HTPB）衬层材料开展50、60、70、80 ℃热加速老化试验。研究了衬层材料在热加速老化过程中本体强度、粘接强度、交联密度、动态力学性能等的变化趋势，总结了衬层材料的老化规律，对比分析了老化过程中材料的元素分布和红外吸收特征峰。结果表明，热加速老化过程中，随着温度的升高和老化时间的延长，衬层材料的延伸率、交联密度及粘接强度加速降低。衬层材料老化机理以氧化交联和降解断链为主，防老剂的加入可有效抑制氧化交联反应，使得老化前期衬层材料分子链以降解断链为主，老化后期则会发生氧化交联反应。

△ 扫码查看或转发全文

材料与工艺

聚膦腈弹性体/三元乙丙橡胶复合绝热层性能研究

蔺自斌, 常凯, 吴磊, 李贺党, 汪远, 王明超, 凌玲, 何永祝

蔺自斌，常凯，吴磊，等. 聚膦腈弹性体/三元乙丙橡胶复合绝热层性能研究[J]. 固体火箭技术，2026，49（1）：118-126.

LIN Zibin, CHANG Kai, WU Lei, et al. Performance of polyphosphazene elastomer/EPDM rubber composite thermal insulation layer[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（1）：118-126.

摘要：随着新一代高能推进剂的发展，传统单一橡胶基绝热材料性能已难以满足高过载工况下的热防护要求。以三元乙丙橡胶（EPDM）为基体、聚膦腈弹性体（PDPP）为增强相，制备了一种复合绝热层材料，并系统研究了其硫化特性、热稳定性、力学性能以及耐烧蚀性能。结果表明，PDPP增强相与基体相EPDM的比例为1∶4、白炭黑含量为15 phr、聚酰亚胺纤维含量为10 phr时，复合绝热层具有较为优异的综合性能，抗拉强度为5.44 MPa，断裂伸长率为255.3%，线烧蚀率为0.065 mm/s。力学性能的改善主要归因于PDPP以纳米颗粒的形式均匀分散在EPDM中，形成“硬质填料填充软基体”的复合结构；PDPP在高温下热解能增加残炭、产生磷酸盐，最终形成珊瑚状致密炭层结构，有效增强了材料的抗烧蚀能力。

△ 扫码查看或转发全文

流体力学气动热力学

点火初期喷管流场非对称性与侧向载荷分析

王琪虎, 王亚军, 褚佑彪, 康晨鹏, 吴坤澳, 陈端毓, 廖栩锋

王琪虎，王亚军，褚佑彪，等. 点火初期喷管流场非对称性与侧向载荷分析[J]. 固体火箭技术，2026，49（1）：127-134.

WANG Qihu, WANG Yajun, CHU Youbiao, et al. Analysis on asymmetrical flow field and side load of nozzle during the initial stage of ignition[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（1）：127-134.

摘要：针对固体火箭发动机点火初期侧向载荷问题，基于三维数值计算模型研究了涡结构的产生及流场非对称性，进一步研究了不同背压条件对发动机点火初期侧向载荷的影响规律及作用机理。结果表明：涡结构的产生受激波-激波干扰夹角、超声速分离射流、分离激波运动及初始扰动波传播等影响，背压的增大将促进涡结构的产生；流场非对称性由涡的非定常性而诱导产生，背压越大则流场非对称性越强。背压为10 kPa时，不同象限的流场压强分布差异较小；背压100 kPa且流场充分发展时，压强分布最大差异高达28%；侧向载荷由流场非对称压强分布而产生，背压越大则侧向载荷越大。背压由10 kPa升高至100 kPa时，侧向载荷平均值由0.09%提升到了4.8%，侧向载荷峰值由0.4%提升到了10%。

△ 扫码查看或转发全文

结构　强度　安全与可靠性

基于固体火箭发动机裙连接的等效复合材料厚板连接形式及性能

金书明, 杨明, 郑庆, 林天一, 李德华

金书明，杨明，郑庆，等. 基于固体火箭发动机裙连接的等效复合材料厚板连接形式及性能[J]. 固体火箭技术，2026，49（1）：135-143.

JIN Shuming, YANG Ming, ZHENG Qing, et al. Connection form and performance of equivalent composite thick plate based on solid rocket motor skirt connection[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（1）：135-143.

摘要：为研究固体火箭发动机复合裙连接形式对其连接性能的影响，采用多种复合裙等效连接试样拉伸试验与数值仿真相结合的方法，对比分析沉头螺钉、盘头螺钉机械连接与胶螺混合连接形式的连接强度、应力/应变响应及孔内损伤情况，探讨了沉头与盘头螺钉机械连接试样在拉伸载荷下的失效形式和承载能力。结果表明：复合材料径向开孔的连接形式能提供较高的连接强度；胶接结构的连接刚度优于机械连接结构，但连接强度及工艺一致性差，而胶螺混合连接方式综合了胶接在低外载下的高刚度与机械连接在高外载下的高可靠性优势；盘头螺钉连接试样拉伸强度略高于沉头螺钉连接试样，在拉伸破坏过程中，盘头孔表现出比沉头孔更高的损伤容限特性，并且孔内壁面损伤主要源于螺纹副的挤压作用。

△ 扫码查看或转发全文

非匀速烧蚀下喷管喉衬热结构耦合仿真

刘鑫生, 周文清, 张富强, 刘宏宇, 张博旭, 刘通, 赵益达

刘鑫生，周文清，张富强，等. 非匀速烧蚀下喷管喉衬热结构耦合仿真[J]. 固体火箭技术，2026，49（1）：144-150.

LIU Xinsheng, ZHOU Wenqing, ZHANG Fuqiang, et al. Coupling simulation on thermal structure of nozzle throat insert under non-uniform ablation[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（1）：144-150.

摘要：喷管喉衬热结构特性是固体火箭发动机性能和可靠性的重要影响因素之一。为了提高喉衬热结构性能预示精度，提出了一种烧蚀-热-结构耦合计算方法，即将Arrhenius化学反应速率方程和任意拉格朗日-欧拉（ALE）方法相结合，实现了C/C喉衬的非匀速烧蚀，获得了喉衬的温度场和应力场分布，并对比研究了烧蚀对喉衬热结构响应的影响规律。结果表明：非匀速烧蚀仿真型面与试车后型面在初始喉部附近吻合较好；烧蚀减薄了喉衬厚度，促进了热量沿径向的传递，使得喉衬外壁面温度比理想状态高6.10%，外壁面轴向拉应力增至5.26倍；喉衬内表面直接承受燃气载荷的作用，受烧蚀因素影响较小，温度和轴向应力的变化比较有限；在发动机工作后期，烧蚀增强了背壁绝热层对喉衬的牵引作用，导致喉衬轴向拉应力呈增大趋势。

△ 扫码查看或转发全文

测试　试验　仿真

基于火焰辐射探测的固体火箭发动机点火延时测量

刘慧源, 王杰, 尹超, 陶金鑫, 杨杨, 杨斌

刘慧源，王杰，尹超，等. 基于火焰辐射探测的固体火箭发动机点火延时测量[J]. 固体火箭技术，2026，49（1）：151-156.

LIU Huiyuan, WANG Jie, YIN Chao, et al. Measurement of ignition delay time for solid rocket motors based on flame radiation detection[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（1）：151-156.

摘要：点火延时作为表征固体火箭发动机点火性能的核心参数，其准确测量技术是发动机点火过程研究的关键。为提高固体火箭发动机点火延时测量的时间响应特性，基于火焰辐射探测搭建了点火延时测量系统，利用标准辐射源进行光电响应标定，并将其用于ϕ118 mm标准固体发动机地面试验。通过光电探测获得火焰辐射信号动态过程，进而解析获得点火延时参数，并将其与基于燃烧室压强与发动机推力数据的点火延时进行了对比，并测量了基于典型点火器方式、典型点火器-点火药包组合方式下的延时参数。结果表明，在1 223~1 473 K范围内，光电探测器响应值与辐射通量呈线性关系，可用于表征火焰燃烧情况；ϕ118 mm标准固体发动机地面试验测得的点火延时为32.3 ms，小于由燃烧室压强与发动机推力曲线获得的点火延时，显示出更优的时间响应特性；在 ϕ118 mm标准固体发动机点火试验中，某典型点火器方式表现出更优的点火延时性能，其点火延时为2.9 ms，显著小于某典型电点火器-点火药包组合方式的点火延时（22.7 ms）。

△ 扫码查看或转发全文

基于剪切散斑干涉的包覆药柱脱粘与非脱粘缺陷分辨

刘雨寒, 张波, 占明明, 王道林, 刘斌, 简琦薇

刘雨寒，张波，占明明，等. 基于剪切散斑干涉的包覆药柱脱粘与非脱粘缺陷分辨[J]. 固体火箭技术，2026，49（1）：157-163.

LIU Yuhan, ZHANG Bo, ZHAN Mingming, et al. Discrimination of debonding and non-debonding defect in solid propellants based on shearography[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（1）：157-163.

摘要：为有效分辨固体火箭发动机中橡胶-金属粘接结构和橡胶-推进剂粘接结构的脱粘缺陷和非脱粘缺陷，采用激光剪切散斑干涉技术和有限元数值模拟，分析了内部含有缺陷的橡胶-铝板试件在负压激励下的离面变形规律，基于弹性力学薄板理论和中厚板理论修正了用于缺陷分辨的离面位移归一化参数，并通过该参数对包覆药柱平板试件中脱粘和非脱粘缺陷进行了有效分辨。结果表明：修正后的离面位移归一化参数消除了负压加载条件与缺陷几何尺寸的干扰，具有良好的稳定性；在相同条件下，与非脱粘缺陷相比，脱粘缺陷的归一化参数值大1~2个数量级。基于该参数及特定阈值（2.3×10−5 m6·s2·kg−2），脱粘缺陷检出率达100%、非脱粘缺陷识别准确率超过 95%，实现了对包覆药柱界面缺陷的有效定量分辨。

△ 扫码查看或转发全文

小型固体火箭发动机喷管摆角测试方法研究

胡峰, 辛朝, 袁江, 王栋, 刁建宏, 于军, 夏靓亮, 胡应山

胡峰，辛朝，袁江，等. 小型固体火箭发动机喷管摆角测试方法研究[J]. 固体火箭技术，2026，49（1）：164-170.

HU Feng, XIN Zhao, YUAN Jiang, et al. Research on test method of nozzle swing angle of small solid rocket motors[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2026, 49（1）：164-170.

摘要：针对小型固体火箭发动机喷管摆角测试精度低的问题，搭建了基于拉杆传感器的三角形法和基于拉线传感器的平面法两种摆角测试系统，开展了两种方法测试精度对比实验研究，探究了影响平面法测试精度的相关因素，评估了测试系统对于不同输入波形、频率信号的响应特性及系统不确定度。结果表明，对于小直径喷管摆角测试，平面法的精度比三角形法提高了约2.5倍。对于平面法摆角测试系统，相较于三角波和方波，正弦波形摆角测试精度更高；当拉线传感器与测点的距离在600~900 mm范围时，摆角测试误差相对较小，其相对误差小于2%；在0.1~1 Hz的摆动频率范围内，系统响应时间为0.009~0.013 s；系统扩展不确定度为2.2%。