第六期速览

直径3.5 m固体火箭发动机点火瞬态过程研究

晁侃，王健儒，王雪儿

晁侃，王健儒，王雪儿. 直径3.5 m固体火箭发动机点火瞬态过程研究[J]. 固体火箭技术，2025，48（6）：818-824.

CHAO Kan, WANG Jianru, WANG Xueer. Investigation on ignition transient in ϕ3.5 m SRM[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2025, 48（6）：818-824.

摘要：通过建立固体火箭发动机点火瞬态数学模型，对某ϕ3.5 m固体火箭发动机工作初期的点火装置火焰喷射及燃烧室主通道的火焰传播过程等进行数值研究。结果表明，ϕ3.5 m发动机点火时长约0.5 s，其中火焰传播期时长约0.22 s，燃气填充期时长约0.26 s，点火过程燃气流动平稳，未出现压强异常振荡现象。与地面热试车结果相比，数值仿真点火峰值压强偏差仅2.8%，燃烧室平衡压强偏差仅7%；相比于零维内弹道方程，三维点火瞬态仿真结果更为准确。与长径比相当的某ϕ2 m发动机相比，由于药柱内径和初始容积的显著增大，ϕ3.5m发动机火焰传播期的升压速率降低约1倍，但二者在燃气填充期的升压速率相当。

固体火箭发动机喷管型面参数对其性能的影响规律

张冉,  李耿,  陈晨,  杨睿,  赵迎松,  卢玮阳,  赵博文,  白元启,  邱俊

张冉，李耿，陈晨，等. 固体火箭发动机喷管型面参数对其性能的影响规律[J]. 固体火箭技术，2025，48（6）：825-833.

ZHANG Ran, LI Geng, CHEN Chen, et al. Influence of nozzle contour parameters on the performance of solid rocket motor nozzle[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2025, 48（6）：825-833.     

摘要：固体火箭发动机喷管型面参数对其能量转化效率有着重要影响，深入剖析各型面设计参数对喷管性能的影响规律以提升喷管精细化设计水平。以二维轴对称喷管为研究对象，采用数值模拟方式研究了喉部下游圆弧半径（R）、入口半角（θ_in）和出口半角（θ_out）对喷管性能的影响。结果表明：在不考虑烧蚀的情况下，随着R减小，由喉部下游产生的压缩波逐渐回缩，并在轴线上反射出新的压缩波，喷管总推力（F）不断提高；当喉部下游圆弧半径由1.02R_t减小为0.13R_t时，总推力提高约0.65%，其主要贡献来自于动推力的增长，即喷管出口截面动推力微分的增大；随着θ_in增大，扩张段内高速流动区域增大，喷管出口轴向速度提高，F与动推力（F_v）均呈现出先增加后减小的趋势，而静推力（F_p）不断增大，F在θ_in≈37°时达到最大值，相较于θ_in=30°时提高约0.17%；随着θ_out增大，F也呈现出先增加后减小的趋势，并且在θ_out≈18°时达到最大值，相较于θ_out=14°时提高约0.035%；与R和θ_in相比，θ_out对喷管性能的影响较小，在设计喷管时应重点关注R和θ_in的取值。

考虑堵盖运动的大扩张比薄壁喷管内流动建立过程数值仿真

王琪虎,  王亚军,  褚佑彪 ,  何雨壕,  龙玥霄,  王嘉炜

王琪虎，王亚军，褚佑彪，等. 考虑堵盖运动的大扩张比薄壁喷管内流动建立过程数值仿真[J]. 固体火箭技术，2025，48（6）：834-842.

WANG Qihu, WANG Yajun, CHU Youbiao, et al. Numerical simulation on large-area-ratio thin-wall nozzle flow establishment process considering the closure movement[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2025, 48（6）：834-842.

摘要：为研究固体火箭发动机点火过程喷管内强瞬态流场演化机理，建立了强瞬态流动数值计算模型，根据是否考虑堵盖运动，研究了地面背压（100 kPa）和高空低背压（10、1 kPa）环境下的流场演化行为。结果表明：背压的降低有利于流场扩展与燃气膨胀，背压从100 kPa降低至1 kPa时，初始扰动波传播速度升高了2倍，分离激波运动速度升高了约15倍，喉部壅塞时刻提前了87.5%；低背压环境下，流动分离区涡结构尺度明显较小；涡结构的形成是由于流动分离后超声速射流对分离区内燃气的自由剪切作用而引起的；堵盖运动过程对于流场演化非常重要；在流场演化前期与低背压环境时，堵盖对流场扩展的影响不可忽略；同时，堵盖动力学行为受背压影响较大。

30 cm C/C复合材料离子光学系统研制与性能评价

高斌,  王东升,  俞钧,  李娟,  贾艳辉,  谷增杰,  胡竟,  王大年

高斌，王东升，俞钧，等. 30 cm C/C复合材料离子光学系统研制与性能评价[J]. 固体火箭技术，2025，48（6）：843-852.    

GAO Bin, WANG Dongsheng, YU Jun, et al. Development and performance evaluation of 30 cm C/C composite ion optical system[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2025, 48（6）：843-852.

摘要：面向未来离子电推进深空探测、无拖拽控制等星际航行的应用需求，结合传统离子光学系统在轨任务中离子溅射、热载冲击等故障，开展了30 cm一体构型C/C复合材料离子光学系统研制与评价研究。基于自研LIPS-300离子推力器建立离子光学系统输入与输出参数关系，优化C/C复合材料工艺实现薄壁多孔结构设计，采用宽范围束流适应性测试、热稳定性测试综合评价新型离子光学系统与放电室的匹配性及有效性。结果表明：采用连续纤维栅极与短切纤维接口一体成型设计缓解了薄弱结构的热冲击损伤问题；30 cm C/C复合材料离子光学系统实现了165～620 W宽范围束流持续点火，推力由12.23 mN线性上升至104.43 mN，拟合误差优于±6%，比冲由520.68 s阶梯上升至3250.25 s；束流发散角由31.52°下降至27.42°，推力偏角小于1.2˚；束流平直度提升5.14%；栅极热态微位移±0.01 mm，稳态栅间距较传统钼栅极提升9.5%～12.2%。

面向成本与比冲的固体推进剂配方优化设计

范馨平,  魏然,  任加忍,  孙林,  胡少青,  徐司雨

范馨平，魏然，任加忍，等. 面向成本与比冲的固体推进剂配方优化设计[J]. 固体火箭技术，2025，48（6）：853-860.

FAN Xinping, WEI Ran, REN Jiaren, et al. Cost and specific impulse-oriented optimization design of solid propellant formulations[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2025, 48（6）：853-860. 

摘要：为兼顾固体推进剂的高比冲与经济性，提出一种多目标配方优化设计方法，并开发了相应的辅助设计程序。采用动态径向基（RBF）神经网络构建代理模型，以表征推进剂组分配比与比冲性能之间的非线性映射关系；结合非支配排序遗传算法（NSGA-II）进行全局优化搜索，获取比冲与成本之间的帕累托（Pareto）最优解集。基于标准测试函数的评估结果表明，所提方法在相同模型调用次数下，解的分布性与收敛性较NSGA-II提升86.49%；同时，在保持全局收敛性的条件下，高保真模型调用次数减少71.43%。在典型丁羧推进剂配方中的应用结果显示，成本最优解在降低成本10.18%的同时，理论比冲提升15.52%；性能最优解在比冲提升17.81%的条件下，成本亦降低9.68%，验证了该方法在推进剂优化设计中的有效性与实用性。

长期贮存发动机HTPB推进剂低应力蠕变特性

孙海涛,  翁洁鑫,  魏文超,  张漩,  戴凡皓

孙海涛，翁洁鑫，魏文超，等. 长期贮存发动机HTPB推进剂低应力蠕变特性[J]. 固体火箭技术，2025，48（6）：861-868.

SUN Haitao, WENG Jiexin, WEI Wenchao, et al. Low stress creep characteristics of HTPB propellants in long-term storage motors[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2025, 48（6）：861-868.

摘要：针对固体发动机因自重载荷导致的长期低应力作用问题，开展了HTPB推进剂在0.02、0.04、0.06、0.08 MPa 四种载荷下的20～90 d蠕变试验，利用幂律类本构与广义Kelvin模型对蠕变结果进行分析，基于应力-时间等效原理利用短期蠕变结果对长期蠕变行为进行了预估与验证。结果表明：试样最大应变未超过0.12，约20 d后应变率会进一步减小，20～90 d内HTPB试样应变率已降低至10⁻¹⁰～10⁻⁹ s⁻¹量级；常规幂律类本构模型难以描述长期蠕变中应变率进一步降低的特性，广义Kelvin模型能很好地表征长期蠕变试验结果；10⁴～10⁵ s时段的蠕变发展是决定长期蠕变中试样是否会断裂的关键因素，长期试验时长应达到10⁶ s量级；利用应力-时间等效原理获得了0.02 MPa作用更长时间的蠕变柔量主曲线。

HTPB-TDI固化反应过程中基团演变及其动力学的和频振动光谱研究

孟杜娟,  杨梅 ,  桑丽鹏 ,  张贞

孟杜娟，杨梅，桑丽鹏，等. HTPB-TDI固化反应过程中基团演变及其动力学的和频振动光谱研究[J]. 固体火箭技术，2025，48（6）：869-875.

MENG Dujuan, YANG Mei, SANG Lipeng, et al. Study on group evolution and its kinetics during HTPB-TDI curing reaction by sum-frequency vibration spectroscopy[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2025, 48（6）：869-875.

摘要：高活性衬层表面是实现固体推进剂/衬层界面良好化学粘接的基础。采用原位红外光谱、和频振动光谱技术研究了端羟基聚丁二烯-甲苯二异氰酸酯（HTPB-TDI）体系表面分子基团的演变和反应动力学机理，分别测定了60、70、80 ℃下光谱随固化时间的变化，采用全局拟合方法与洛伦兹形状函数分析了光谱吸收峰位置和强度的变化，进而探讨了HTPB-TDI体系表面基团随固化时间的演变规律。结果表明：固化过程中，HTPB-TDI体系表面仅存在HTPB分子，TDI分子不在表面或其分子以平行于表面的方式排列；在70 ℃下随着固化时间的延长，CH₂、C＝C—CH₂和CH＝CH基团振动峰变化更稳定，62 min后其强度趋于不变，固化反应基本结束。

三维六向锥管预制体编织纱优化构型研究

张文奇,  万婷婷,  付东杰,  王家策,  蒋云

张文奇，万婷婷，付东杰，等. 三维六向锥管预制体编织纱优化构型研究[J]. 固体火箭技术，2025，48（6）：876-882.

ZHANG Wenqi, WAN Tingting, FU Dongjie, et al. Optimized configuration of braided yarns for 3D six-directional cone tubular preform[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2025, 48（6）：876-882.    

摘要：针对航天航空等领域对编织复合材料构件预制体结构完整、纤维体积百分含量分布均匀和高精度外轮廓尺寸等特殊要求，基于三维六向减细减纱编织工艺，建立锥管预制体的自适应单元几何模型，研究了编织纱线截面尺寸变化与其结构的对应关系，分析了预制体纤维体积百分含量的变化趋势，比较不同设定条件对应编织纱线的截面参数特征，对比了不同编织结构对预制体拉伸强度的影响。研究表明：当纤维体积百分含量处于50%～56%范围内时，设计大端壁薄、小端壁厚的锥管预制体，可得到与锥管各截面相匹配的理想纤维束截面面积，为实施三维六向减细减纱工艺提供了理论支撑。三维六向锥管预制体第六向纱线的引入可提高锥体环向性能，优化其各向力学性能的均衡性。

ZrB₂-SiC改性C/C复合材料的快速制备及其性能表征

赖俊杰,  王坤杰,  张兆甫,  余梦蝶,  马荣檄,  李康

赖俊杰，王坤杰，张兆甫，等. ZrB₂-SiC改性C/C复合材料的快速制备及其性能表征[J]. 固体火箭技术，2025，48（6）：883-889.    

LAI Junjie, WANG Kunjie, ZHANG Zhaofu, et al. Rapid fabrication and performance characterization of ZrB₂-SiC modified C/C composites[J].Journal of Solid Rocket Technology, 2025, 48（6）：883-889.     

摘要：针对传统前驱体浸渍裂解工艺（PIP）制备超高温陶瓷复合材料周期长的问题，采用浆料浸渍法引入ZrB₂陶瓷，结合PIP方法引入SiC陶瓷，实现了C/C-ZrB₂-SiC复合材料的快速制备；研究了体积固含量分别为15%、30%和45%的陶瓷浆料对C/C坯体填充效果的影响，表征了C/C-ZrB₂-SiC复合材料的微观形貌和力学性能。结果表明：30%固含量的浆料能够在C/C坯体中均匀填充陶瓷粉体，ZrB₂陶瓷粉体的引入效果较好；固含量较低导致材料孔隙率较高，而固含量较高使得陶瓷粉体容易堵塞预制体外层孔隙；经过10次PIP后，C/C-ZrB₂坯体的密度增大到3.35 g/cm³，致密度达到91%；陶瓷基体在纤维束间及纤维束内均匀填充，在微观形貌表现出较好的连续性；C/C-ZrB₂-SiC复合材料具有良好的力学性能，室温弯曲强度为(266±53) MPa，断裂韧性KIC为(6.48±0.86) MPa·m^1/2。

可陶瓷化酚醛树脂基复合材料在固体火箭发动机喷管上的应用

董闯,  王路,  范佳敏,  张学学,  韩文超,  马征,  易爱清,  邓宗义

董闯，王路，范佳敏，等. 可陶瓷化酚醛树脂基复合材料在固体火箭发动机喷管上的应用[J]. 固体火箭技术，2025，48（6）：890-897.

DONG Chuang, WANG Lu, FAN Jiamin, et al. Application of ceramizable phenolic resin matrix composites in the nozzle of solid rocket motors[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2025, 48（6）：890-897.    

摘要：针对某些固体火箭发动机（高压强/长航时/含铝推进剂）用酚醛树脂基复合材料抗烧蚀性能差的问题，制备了可陶瓷化填料ZrO₂和SiC改性碳纤维/硼酚醛树脂复合材料(ZS-CF/PR)，采用热重分析法研究了ZS-CF/PR的热稳定性，采用氧-乙炔烧蚀试验、标准发动机地面点火试验考核其抗烧蚀性能，采用扫描电子显微镜、能谱仪以及X射线衍射仪分析地面点火试验后各区域的微观形貌与物相组成，并揭示了其烧蚀机理。结果表明：空气气氛下，ZS-CF/PR的热分解峰值温度（456.8、756.9 ℃）均高于未改性的碳纤维/硼酚醛树脂CF/PR（446.5、673.5 ℃），SiC和ZrO₂的引入可延缓酚醛树脂的裂解；1 450 ℃时，ZS-CF/PR残重率为41.1%，CF/PR残重率为2.9%，体现了ZS-CF/PR优异的耐高温性能；ZS-CF/PR的氧-乙炔线烧蚀率为0.014 mm/s，比CF/PR（0.03 mm/s）降低了53.3%，地面试车中喷管收敛段区域被熔融的陶瓷相液滴所覆盖，主要成分为SiO₂、Al₂O₃、Al_0.18Zr_0.82O_1.91复相陶瓷层，有效提高了材料的耐高温、耐烧蚀性能，使得收敛段的烧蚀台阶高度降低了66.7%。

基于Johnson-Cook模型的硅橡胶高应变率力学特性

吴坤澳,  沙宝林 ,  张镇国,  王江涛,  侯晓,  尤军峰

吴坤澳，沙宝林，张镇国，等. 基于Johnson-Cook模型的硅橡胶高应变率力学特性[J]. 固体火箭技术，2025，48（6）：905-911.

WU Kunao, SHA Baolin, ZHANG Zhenguo, et al. Mechanical properties of silicon rubber at high strain rates based on the Johnson-Cook model[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2025, 48（6）：905-911..

摘要：密封圈在固体火箭发动机点火升压阶段承受燃气高速冲击载荷，其力学响应与准静态存在较大差异。采用分离式霍普金森压杆(SHPB)装置进行了硅橡胶单轴压缩实验，得到其在应变率2 100～5 000 s⁻¹范围内的压缩实验数据；分别采用两参数Mooney-Rivlin(M-R)超弹模型和朱-王-唐(Z-W-T)高应变率松弛响应项来修正Johnson-Cook (JC) 模型的非线性平衡项和黏弹性响应项，建立高应变率下硅橡胶黏-超弹修正JC模型。结果表明，硅橡胶动态压缩力学性能表现出明显率相关性且远高于准静态；高应变率下，其初始弹性模量和动态屈服强度随应变率的增加而增大，峰值应变随应变率呈现线性增长趋势，峰值应力则呈现幂率增长趋势；修正JC模型拟合结果与实验结果重合度较高，但是由于所建本构模型未考虑热软化效应，在应变率6 000 s⁻¹下，大变形预测结果高于实验结果。

考虑分层缺陷的复合材料壳体裙连接区可靠度分析

席近远,  王晨,  高佳乐,  文立华,  校金友,  荣俊杰

席近远，王晨，高佳乐，等. 考虑分层缺陷的复合材料壳体裙连接区可靠度分析[J]. 固体火箭技术，2025，48（6）：912-921.    

XI Jinyuan, WANG Chen, GAO Jiale, et al. Reliability analysis of lap structure between skirt and composite case considering delamination defects[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2025, 48（6）：912-921.    

摘要：复合材料壳体裙连接区是固体火箭发动机与弹体之间载荷传递的关键部位，直接影响固体火箭结构的性能和可靠性。基于响应面代理模型建立结构功能函数，采用渐进损伤方法分析结构极限承载力，采用验算点法进行非线性可靠度计算，求解出结构的可靠度-载荷曲线；分析了复合材料、界面强度、缠绕角度和橡胶层厚度等的分散性对结构轴向承载能力的影响，探究了初始分层缺陷对结构可靠度的影响。结果表明：在考虑各类参数的分散性时，裙连接区极限载荷下的可靠度只有50.5%；若要使结构具有99%以上的可靠度，最大载荷应比极限载荷小7.2%；对裙连接区极限承载能力影响最大的参数是复合材料纵向刚度，其次是螺旋缠绕角，其余参数影响较小；小尺寸的分层缺陷对结构承载能力影响不大，但当缺陷尺寸超过一个临界值后，结构承载能力会显著降低。在结构功能函数中引入关于缺陷尺寸的概率分布和强度衰减因子，反映缺陷的影响。考虑分层缺陷随机性的可靠度-载荷曲线出现平台阶段，这对发动机结构可靠度分析至关重要。

缠绕张力作用下复合材料壳体爆破性能预测

刘艳龙,  成吉思远,  刘雨桐,  许英杰, ,  张卫红,  刘宁,  何梅, 王鹏

刘艳龙，成吉思远，刘雨桐，等. 缠绕张力作用下复合材料壳体爆破性能预测[J]. 固体火箭技术，2025，48（6）：922-929.    

LIU Yanlong, CHENG Jisiyuan, LIU Yutong, et al. Prediction of burst pressure of filament wound composite case under winding tension[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2025, 48（6）：922-929.    

摘要：针对纤维缠绕成型过程中应力松弛效应导致的相邻纤维层应力分布不均匀问题，以ϕ150 mm砂芯模环向缠绕过程作为研究对象，通过试验测量芯模表面的环向应变并与仿真结果进行对比。在考虑缠绕残余应力的基础上，建立了复杂缠绕线型下ϕ480 mm复合材料壳体材料性能精细化模型，预测了20 N和30 N 递减张力制度下复合材料壳体的爆破压强。结果表明：采用等张力进行环向缠绕时，由于外层纤维对内层纤维的应力松弛效应，纤维的残余应力呈现内层小外层大的趋势；壳体出现失效的位置位于筒身段的环向缠绕层，并且30 N的张力递减幅度导致内外层的应力梯度增大，环向缠绕层更容易发生失效，预测结果与试验结果在误差范围内，该研究可为复合材料壳体缠绕成型过程中张力制度的设计以及提高壳体的承载性能提供参考。

局部减薄30Cr3SiNiMoVA钢固体火箭发动机壳体极限承载力研究

段佳倩,  杨明,  张猛,  杨大望

段佳倩，杨明，张猛，等. 局部减薄30Cr3SiNiMoVA钢固体火箭发动机壳体极限承载力研究[J]. 固体火箭技术，2025，48（6）：930-937.    

DUAN Jiaqian, YANG Ming, ZHANG Meng, et al. Ultimate bearing capacity of 30Cr3SiNiMoVA SRM case with local thinning defect[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2025, 48（6）：930-937.    

摘要：局部减薄是固体火箭发动机钢壳体在加工过程中易出现的一种体积型初始几何缺陷。基于弹塑性分析方法，将30Cr3SiNiMoVA超高强度钢材料力学性能试验参数拟合为材料真实应力-应变曲线，采用有限元仿真分析了不同内压条件下局部减薄壳体与无损壳体的失效破坏机理，并与试验结果进行了对比。结果表明：不同内压工况下，有限元计算与试验测试的应变结果误差分别在7.1%和8.4%以内，验证了有限元模型的有效性；基于仿真及试验载荷-位移曲线，采用两倍弹性斜率准则确定了壳体内压作用下的塑性破坏载荷，对比仿真及试验结果误差分别为4.6%和1.7%，表明该准则可较为准确地预估结构进入塑性变形阶段后的爆破压强。