分段式固體發(fā)動機技術(shù)發(fā)展與應用進展

王健儒，張光喜

(1.中國航天科技集團公司四院四十一所，西安　710025；2.中國航天科技集團公司四院，西安　710025)

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分段式固體發(fā)動機技術(shù)發(fā)展與應用進展

王健儒1，張光喜2

(1.中國航天科技集團公司四院四十一所，西安710025；2.中國航天科技集團公司四院，西安710025)

通過對國外分段式固體發(fā)動機發(fā)展現(xiàn)狀、發(fā)展規(guī)律和技術(shù)特點的系統(tǒng)分析，并結(jié)合國內(nèi)分段式固體發(fā)動機的技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀，系統(tǒng)梳理了分段式發(fā)動機需攻克的大型分段對接、大尺寸柔性噴管設計與制造、壓力振動抑制、推力偏差控制等關(guān)鍵技術(shù)，最終提出了加大分段式固體助推發(fā)動機研究力度以及探索高性能低成本技術(shù)途徑的發(fā)展建議。

分段式固體發(fā)動機；運載火箭；工程應用

0　引言

分段式固體發(fā)動機是指將燃燒室分成若干段，每段獨立絕熱、澆注，最終通過多段組合裝配形成完整的燃燒室，以達到實現(xiàn)燃燒室在有限直徑內(nèi)大長徑比、大裝藥的設計目的。與傳統(tǒng)整體式固體發(fā)動機相比，分段式固體發(fā)動機具有以下幾方面技術(shù)優(yōu)勢：(1)可在較小直徑系列的研制能力下，實現(xiàn)大裝藥量、高總沖的研制目的，大幅降低固體發(fā)動機的研制成本；(2)燃燒室采用分段設計技術(shù)，可有效降低發(fā)動機的研制難度，如將總裝藥量幾百噸的固體發(fā)動機通過分段形成單段不到100 t的裝藥量，大大降低了大型發(fā)動機的研制難度；(3)在分段發(fā)動機設計過程中，可將中間段設計為標準模塊，通過增減發(fā)動機分段數(shù)量以形成不同的助推能力，實現(xiàn)推力的較大范圍調(diào)整，以滿足運載火箭不同的載荷需求。

分段式固體發(fā)動機具有裝藥量大、推力大、結(jié)構(gòu)尺寸大、工作時間長等技術(shù)特點，將分段式固體發(fā)動機作為運載火箭的助推動力，并與液體芯級相組合，已經(jīng)成為實現(xiàn)火箭大起飛推力的有效途徑。半個世紀以來，美國、歐洲、日本和印度借助大型固體發(fā)動機技術(shù)和研制條件，發(fā)展形成了不同直徑系列的分段式固體發(fā)動機，直徑從φ1～φ3.7m、裝藥量從幾十噸到630 t、推力從幾十噸到上千噸，基本滿足了各國航天運載火箭技術(shù)的需求，大力推動了固體助推運載火箭技術(shù)的發(fā)展。

本文系統(tǒng)梳理了國內(nèi)外分段式固體發(fā)動機的發(fā)展現(xiàn)狀、技術(shù)特點和發(fā)展思路，重點圍繞分段式固體發(fā)動機的關(guān)鍵技術(shù)，提出了詳細的解決途徑，并結(jié)合國內(nèi)航天運載技術(shù)的應用需求，初步提出了國內(nèi)發(fā)展分段式固體發(fā)動機技術(shù)建議，為國內(nèi)航天運載動力技術(shù)的發(fā)展提供支撐。

1　國外分段式固體發(fā)動機技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀

國外大型運載火箭普遍采用液體芯級捆綁固體助推器的技術(shù)途徑，該種動力組合可充分發(fā)揮固體發(fā)動機易實現(xiàn)大推力、液體發(fā)動機可長時間工作的優(yōu)勢，形成性價比較高的起飛級動力。以美、歐、日、印為代表的近年來新研的捆綁式運載火箭主要以固體助推為主，且該類固體助推器發(fā)動機大多采用分段式燃燒室結(jié)構(gòu)。

1.1美國分段式固體發(fā)動機技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀

自20世紀50年代以來，美國一直致力于發(fā)展大型分段式固體發(fā)動機，其技術(shù)水平長期處于統(tǒng)治地位，先后發(fā)展了大力神、航天飛機、SLS等標志性大型分段式發(fā)動機產(chǎn)品[1-3]，其裝藥量從200 t拓展至630 t，根據(jù)不同火箭總體要求采用了不同的分段數(shù)，但在其發(fā)展中可明顯看出，“大裝藥量、高可靠性、低成本”是研制該類發(fā)動機的重要追求。

大力神系列運載火箭從大力神-3C開始捆綁固體助推器,一子級加裝的2枚大型固體助推器為5段式結(jié)構(gòu)，直徑3.05 m，推進劑質(zhì)量196 t。在3C火箭基礎(chǔ)上，大力神34D火箭采用了5.5段的固體助推器，直徑由φ3.05 m增加到φ3.11 m，推進劑質(zhì)量增加到216.6 t。大力神4-A火箭采用2枚直徑φ3.1 m、7段式固體助推器，單臺助推器重量達313.9 t。

1986年，由于固體助推器故障，導致挑戰(zhàn)者號航天飛機失事，加之大力神-34D火箭多次發(fā)射失敗，美國空軍決定研制一種全新復合材料固體助推發(fā)動機SRMU。發(fā)動機總長34.1 m、直徑φ3.2 m、3分段，燃燒室采用HTPB推進劑，裝藥量達312 t，采用復合材料殼體發(fā)動機性能比大力神-4A助推器提高25%。

美國航天飛機RSRM固體助推器是可部分重復的大型分段式固體發(fā)動機，總長38.4 m、直徑φ3.71 m、推進劑質(zhì)量503 t，燃燒室分4段[3]。RSRM發(fā)動機真空推力達到1 153 t，工作時間達到123 s。發(fā)動機殼體采用D6AC高強度鋼材料，設計重復使用次數(shù)20次，設計中考慮了足夠的安全裕度，并特別考慮了材料的斷裂韌性，采用了一套特定的熱處理工藝[1]。噴管為潛入式后擺心噴管，柔性接頭設計可重復使用10次，擴張段和喉襯均為炭布酚醛復合材料。

美國航天發(fā)射系統(tǒng)(SLS)I期仍采用大型分段式固體發(fā)動機作為助推器，該助推器對戰(zhàn)神火箭(已終止)RSRMV固體助推器[4-7]進行了適應性改進。發(fā)動機直徑φ3.71 m，總長54 m，裝藥量達到630 t，平均推力達到1 600 t，工作時間126 s。2016年6月28日[8]，已完成QM-2第二次質(zhì)量鑒定測試，主要目的是確認固體助推器可接受的低溫工作范圍。

1.2歐空局分段式固體發(fā)動機技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀

歐空局為進一步完善其火箭型譜，填補能力空缺，選擇與美國相近路線，通過發(fā)展大型分段式固體發(fā)動機和氫氧發(fā)動機相結(jié)合實現(xiàn)火箭運載能力的大幅提升。

阿里安-5火箭采用了P230固體助推發(fā)動機，在1998年首飛成功。發(fā)動機采用HTPB推進劑，高強度鋼殼體和柔性擺動噴管方案。發(fā)動機直徑φ3.05 m，總長為31.16 m，裝藥量達到237 t，分為3段。2016年1月28日，歐空局終于公布了阿里安6的A62和A64設計方案[9]，可捆綁2個或4個P120固體助推器，其構(gòu)型簡圖見圖1，該助推器可和織女星火箭固體發(fā)動機生產(chǎn)線實現(xiàn)協(xié)同增效。P120大型整體式固體發(fā)動機的研制將為歐空局對于未來低成本高可靠固體助推動力技術(shù)的一次科學嘗試。

圖1　阿里安-5和阿里安-6火箭構(gòu)型

1.3日本的分段式固體發(fā)動機技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀

日本發(fā)展大型固體發(fā)動機最早從M系列火箭開始，但當時均作為芯級，并采取整體式燃燒室。H-2運載火箭首次采用分段式固體助推器運載火箭，助推發(fā)動機直徑φ1.8 m，裝藥量59 t，燃燒室采用4段式結(jié)構(gòu)。

由于H-2運載火箭連續(xù)2次失敗及其高額的發(fā)射成本，使得其無法在國際衛(wèi)星發(fā)射市場上立足。日本于1996年研發(fā)了H-2A火箭，在設計上追求簡單和可靠，降低生產(chǎn)和使用成本。H-2A采用了整體式固體火箭助推器(SRB-A)，以機電作動器取代傳統(tǒng)液壓作動器?？娠@著降低成本，減輕重量，還可縮短裝配時間。

日本正在研制的H-III火箭也可捆綁2枚或4枚固體助推器，預計在2020年實現(xiàn)首飛[10]。

1.4印度的分段式固體發(fā)動機技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀

印度從研制極地軌道衛(wèi)星運載火箭(PSLV)開始，就致力于發(fā)展大型分段式固體發(fā)動機，以彌補其運載火箭動力水平不足的短板。截至目前，已經(jīng)發(fā)展了φ2.8 m和φ3.2 m大型固體發(fā)動機直徑系列[11]。GSLV MARK III 火箭采用的S200固體發(fā)動機是印度目前研制的最大的分段式固體發(fā)動機，其方案與P230發(fā)動機相似，但直徑為φ3.2 m，總長25 m，裝藥量達208 t，燃燒室被分為3段。2014年12月18日，印度GSLV MARK III火箭發(fā)射成功，依靠大型固體發(fā)動機的技術(shù)優(yōu)勢，其運載火箭能力在短期內(nèi)得到快速提升。

2　國外分段式固體發(fā)動機發(fā)展規(guī)律及技術(shù)特點

目前，分段式固體發(fā)動機在國外運載火箭基礎(chǔ)級動力中已獲得廣泛應用，其發(fā)展歷程和主要技術(shù)如下：

(1)分段式固體發(fā)動機技術(shù)是固體發(fā)動機實現(xiàn)大型化的一條重要途徑。固體發(fā)動機只要提高裝藥量就能實現(xiàn)大推力。通常提高裝藥量的途徑有2條：既增大直徑，或增加長度。一般受各個國家鐵路運輸?shù)南拗?，發(fā)動機的最大直徑基本在φ3 m左右。在此前提下，只有采用分段式發(fā)動機，才能在確保燃燒室長度增加的同時，降低產(chǎn)品研制對保障條件的需求。因此，世界航天大國均不同程度地發(fā)展了直徑φ3 m級大型分段式固體發(fā)動機，以滿足運載火箭的發(fā)展需求。

(2)大型分段式固體發(fā)動機技術(shù)堅持走“中能、低成本”的技術(shù)路線。國外正在應用的分段式發(fā)動機主要以高強度鋼殼體、三組元丁羥(HTPB)推進劑、全軸擺動柔性噴管為技術(shù)特征；分段式發(fā)動機通常采用標準中間段設計，通過中間段的增減，以及前后段的適應性調(diào)整，實現(xiàn)不同的運載能力。研制中，通過充分利用成熟技術(shù)，減小研制難度和風險，降低研制和發(fā)射成本，快速形成運載動力。圖2和圖3是1959年～2013年美國固體助推器的點火總數(shù)和故障總數(shù)，通過對早期固體發(fā)動機研制經(jīng)驗的繼承，自1970年以來，固體助推器的故障數(shù)量大幅度減少。

(3)隨著大型制造設備和能力的不斷發(fā)展，中等規(guī)模的分段式固體發(fā)動機逐漸傾向于整體式固體發(fā)動機，以達到提升性能、降低制造成本、提高可靠性的目的。例如,日本將H-2火箭直徑φ1.8 m的7段式固體助推器更換為φ2.5 m整體式的SRB發(fā)動機，裝藥量基本不變。歐空局新研的阿里安-6運載火箭也撇棄了分段式的P230發(fā)動機，采用新研的P120發(fā)動機，以進一步提升火箭的任務適應性、降低成本，從而提升商業(yè)化發(fā)射的優(yōu)勢。

圖2　固體火箭助推器(SRB)各階段點火總數(shù)

3　國內(nèi)分段式固體發(fā)動機技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀及關(guān)鍵技術(shù)分析

3.1國內(nèi)分段式固體發(fā)動機發(fā)展現(xiàn)狀

國內(nèi)從“十一五”期間全面開展了大型固體發(fā)動機分段對接關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，先后完成了φ315 mm/2分段、φ1 m/2分段、φ2 m/2分段、φ2 m/3分段、φ3 m/2等10余臺分段式發(fā)動機地面試驗，以分段殼體連接技術(shù)、絕熱對接技術(shù)、流動不穩(wěn)定抑制技術(shù)為代表的一大批核心技術(shù)獲得突破和驗證。

在分段式固體發(fā)動機的研制帶動下，以大型C/C喉襯、大型柔性接頭等為代表的大型固體發(fā)動機關(guān)鍵部件研制能力逐步提高，初步具備百噸級裝藥量、直徑3 m級大型分段式固體發(fā)動機的研制能力。

3.2分段式固體發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)分析

大型分段式固體發(fā)動機的技術(shù)特征主要體現(xiàn)在“尺寸大、推力大、工作時間長”等方面。

3.2.1大型分段對接技術(shù)

固體火箭發(fā)動機殼體的連接密封是實現(xiàn)發(fā)動機大型化的前提和基礎(chǔ)[12]。目前，廣泛采用的連接方式有U形槽、銷釘、多道密封相組合的連接密封結(jié)構(gòu)。該種結(jié)構(gòu)形式將殼體連接部位做成U形接頭的形式，在發(fā)動機徑向用銷釘進行連接，在銷釘外部包覆制動帶防止其松動。在發(fā)動機承受內(nèi)壓過程中，主要依靠U型件的接觸力并配合銷釘?shù)募羟谐袚d荷，是一種有效降低結(jié)構(gòu)重量、提高連接密封可靠性的設計方法。

分段式發(fā)動機絕熱對接結(jié)構(gòu)設計主要包括對接部位絕熱層對接結(jié)構(gòu)設計及藥柱端面限燃結(jié)構(gòu)設計，分段式發(fā)動機分段對接處一般采用間隙配合。在分段藥柱絕熱層對接部位，國外通常采用“J”型絕熱對接結(jié)構(gòu)?！癑”型絕熱對接結(jié)構(gòu)是指分段藥柱接頭處絕熱層貼合面以壓配合或粘接形式對接。同時，在藥柱端面絕熱層上增設一個環(huán)形片，在接頭裝配過程中，“J”型密封件和U型槽絕熱層之間用壓敏性粘接劑粘接，形成氣密連接。“J”型密封件的下端一般可填充膩子，以確保和絕熱層不粘接，使“J”型密封件可自由偏轉(zhuǎn)，同時也有利于分段拆卸。這種設計結(jié)構(gòu)能夠保證在對接后，兩段絕熱層之間間隙閉合，氣流通道封閉，絕熱效果更好，同時也簡化了一段藥柱的人工脫粘結(jié)構(gòu)設計，是一種簡單、有效的絕熱對接結(jié)構(gòu)。

3.2.2大尺寸柔性噴管設計與制造技術(shù)

柔性噴管是實現(xiàn)固體發(fā)動機推力矢量控制的關(guān)鍵部件，隨著裝藥量的增加，發(fā)動機流量及工作時間隨之增加，最終導致噴管結(jié)構(gòu)尺寸增大、燒蝕增加，給噴管設計及制造帶來新的挑戰(zhàn)。大型柔性接頭設計及成型技術(shù)、大流量耐燒蝕C/C喉襯成型技術(shù)等，成為大型發(fā)動機噴管研制需攻克的關(guān)鍵技術(shù)[13-15]。

在柔性接頭方面，一般采用金屬增強件柔性接頭。在接頭的結(jié)構(gòu)設計、大尺寸薄壁金屬增強件的精密制造、大尺寸柔性接頭的粘接壓制、大型柔性接頭的擺動測試等方面應建立起系統(tǒng)的方法，適應大型固體助推器應用的柔性接頭設計與成型工藝。增強件成型工藝長期以來作為柔性接頭研制過程中的核心技術(shù)，該技術(shù)直接影響到柔性接頭擺動可靠性。為降低柔性接頭的擺動力矩，需開展低模量彈性件的研制工作。同時，逐步形成一套行之有效的柔性接頭設計和分析方法，并結(jié)合試驗數(shù)據(jù)，完成設計分析方法的修正，可為大型固體發(fā)動機柔性接頭的研制提供可靠的技術(shù)指導。

在喉襯方面，目前碳/碳材料發(fā)展迅速，它的耐燒蝕性好、比強度高、膨脹系數(shù)小、導熱率低，未來的高性能助推器將主要通過采用這種材料作為噴喉材料來減輕燒蝕。大型固體助推發(fā)動機喉徑基本在400～1 500 mm之間，隨著結(jié)構(gòu)尺寸的增加，其成型工藝所決定的喉襯力學和燒蝕性能變化較大，在生產(chǎn)中也存在CVD周期很長，內(nèi)部及表面性能差異大等缺點。因此，需要按照大型C/C喉襯的使用要求，開展大型喉襯熱結(jié)構(gòu)設計及工藝技術(shù)研究，更新設備，實踐新的喉襯制備工藝和方法，如采用針刺預制體、常壓碳化喉襯等，提高喉襯熱結(jié)構(gòu)性能，降低成本，提升國內(nèi)大型發(fā)動機噴管設計及生產(chǎn)水平。

3.2.3壓力振蕩抑制技術(shù)

大型固體火箭發(fā)動機通常由潛入式噴管和分段式推進劑藥柱組成，各分段藥柱之間通常用端面限燃層隔開。在推進劑燃燒過程中，在端面限燃層下游可能形成障礙渦流脫落，或者由推進劑燃燒產(chǎn)生的徑向流動的固有不穩(wěn)定性所形成的表面渦流脫落。這種現(xiàn)象使發(fā)動機內(nèi)部流動中產(chǎn)生了一定幅值的壓力振蕩,如美國航天飛機、固體助推器，大力神系列導彈固體發(fā)動機，以及歐洲阿里安-5 運載火箭固體助推器[16-18]。當渦流脫落頻率與發(fā)動機燃燒室聲模同步時，就產(chǎn)生了共振，聲壓通過渦流脫落與噴管的相互作用被放大，進而導致了壓強和推力振蕩，嚴重時會對宇航員產(chǎn)生有害影響，或?qū)е禄鸺Y(jié)構(gòu)被破壞，且還可能產(chǎn)生火箭可控性方面的問題。因此，在進行發(fā)動機分段藥型設計中，需要開展內(nèi)流場聲振耦合分析，消除壓力振蕩。

國外在研制分段式固體發(fā)動機過程中，均不同程度地開展了壓力振蕩的消除技術(shù)研究。利用各種先進數(shù)值模擬方法和工具，對分段發(fā)動機燃燒不穩(wěn)定和分段對接狹縫內(nèi)流場分布特性開展大規(guī)模計算，分析了裝藥結(jié)構(gòu)和隔板參數(shù)對發(fā)動機性能的影響。同時，搭建冷流試驗平臺，結(jié)合PIV技術(shù)、高速運動分析技術(shù)，對流場分布和流固耦合開展氣流流動速度、壓強、分段間隙寬度、分段間隙深度、分段長度數(shù)、裝藥m數(shù)、噴管潛入型面等因素對分段式發(fā)動機內(nèi)部局部流動結(jié)構(gòu)的影響規(guī)律研究，并利用一定尺寸的縮比發(fā)動機熱試車數(shù)據(jù)，驗證典型數(shù)值模擬和冷流試驗的結(jié)果，最終獲得有效降低或消除壓力振蕩的方法和措施。上述措施的有效性最終還需在全尺寸發(fā)動機的地面熱試車或飛行中進行考核驗證。

3.2.4推力偏差控制技術(shù)

分段式固體發(fā)動機主要用于運載火箭的助推動力。運載火箭在捆綁助推器之后，助推器之間總會因種種原因而產(chǎn)生推力不平衡，這種推力不平衡問題嚴重影響飛行穩(wěn)定性，增加控制系統(tǒng)的復雜性和工作負載，進而對整個運載火箭的設計帶來嚴重的影響。導致分段式固體發(fā)動機推力不平衡的因素很多，在諸多的影響因素中，最主要的有點火時間不同步、固體推進劑燃速和燃面的偏差、噴管喉部的燒蝕偏差等因素。推力偏差控制技術(shù)主要包括以下幾個方面：

(1)分段式發(fā)動機的點火同步性主要受點火裝置的燃氣流量、噴管堵蓋打開壓力等方面影響。在成對使用的固體助推發(fā)動機中，應采用同批澆注的點火裝置藥柱，以保證點火裝置燃氣流量的穩(wěn)步性；噴管堵蓋采用爆破型打開方式，并嚴格控制材料性能和爆破部位的厚度，以確保打開壓力的一致性。

(2)分段式固體發(fā)動機工作平衡階段的推力不同步性主要受推進劑燃速偏差和喉襯燒蝕率的偏差影響。為確保燃速的性能一致，一般可采用同批原料同時混合、輪流澆注同批助推器的辦法，且在工藝過程中實行嚴格的質(zhì)量控制。對于分段式固體助推器發(fā)動機，將同批次對稱使用的2個助推器的每段藥柱由同次混合的藥漿輪流澆注。澆注后，在同樣環(huán)境條件下，同時進行固化，以保證每段藥柱的均勻一致。例如，航天飛機助推器采用該措施后，其實際燃速偏差小于2%(要求3%)，點火時間偏差為0.05 s(要求為0.17 s)等。

通過降低噴管喉襯的燒蝕率，并控制其偏差，進一步降低噴管喉襯燒蝕率的不一致性。一方面，減少推進劑中鋁含量；另一方面，增強噴管抗燒蝕性。在制造過程中，對于喉襯材料和工藝進行嚴格的質(zhì)量控制，確保同批原材料、同樣工藝控制和同爐產(chǎn)品同時應用到對稱的2個助推器上，確保喉襯燒蝕的一致性和穩(wěn)定性。

(3)提高助推器的控制能力。從國外捆綁助推器的情況來看，隨著助推器尺寸的加大，推力的提髙，控制能力也相應增強。航天飛機助推器的推力矢量控制采用了全向擺動噴管，推矢偏轉(zhuǎn)角達±8°，完全能夠控制預期的翻轉(zhuǎn)力矩，是一種高水平的控制系統(tǒng)。

(4)采用合理的布局結(jié)構(gòu)，以減小推力不平衡性。主要是通過將發(fā)動機噴管或發(fā)動機本身以適當?shù)慕嵌葍A斜安裝，使發(fā)動機工作末期出現(xiàn)最大推力不平衡時刻的推力矢量通過運載火箭重心，使火箭只承受平移力而不承受翻轉(zhuǎn)力矩，從而保持飛行穩(wěn)定。

4　結(jié)束語

(1)固體助推技術(shù)是世界范圍內(nèi)航天運載捆綁火箭技術(shù)的重要組成部分，世界各航天大國都一直在研究、開發(fā)利用固體動力和液體動力兩大類推進系統(tǒng)的優(yōu)勢特性，協(xié)調(diào)兩種動力的應用關(guān)系，更好地優(yōu)化航天發(fā)射系統(tǒng)。國外以阿里安-5、H-2系列和GSLV-3系列為代表的新近發(fā)展的捆綁式運載火箭均采用分段式固體發(fā)動機。相比之下，國內(nèi)分段式固體助推技術(shù)已遠遠落后于世界航天大國，為彌補與國外該技術(shù)方面的巨大差距，充分發(fā)揮固體動力和液體動力在航天運載中的組合優(yōu)勢，迫切需要發(fā)展大型分段式固體發(fā)動機技術(shù)。

(2)隨著新材料、新型制造工藝及新結(jié)構(gòu)的不斷涌現(xiàn)和發(fā)展，為分段式固體發(fā)動機性能提升和成本控制提供了手段。高性能分段纖維殼體、卡環(huán)連接結(jié)構(gòu)等技術(shù)的使用，將進一步降低發(fā)動機惰性質(zhì)量。熱塑性推進劑、3D打印制造等技術(shù)的使用，可能改變固體助推發(fā)動機的制造模式，從而顯著降低發(fā)動機成本。針對這些新材料、新工藝和新結(jié)構(gòu)的應用，須盡快形成與之適應的設計、制造和試驗驗證方法，從而提升分段式固體發(fā)動機的性價比。

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(編輯：薛永利)

Research on application and development of segmented SRM

WANG Jian-ru1,ZHANG Guang-xi2

(1.The 41st Institute of the Fourth Academy of CASC,Xi'an710025；2.The Fourth Academy of CASC,Xi'an710025)

The technical situation,rule and characteristic of segmented SRM abroad were analyzed.Combined with the domestic situation,the key technologies for large segmented SRM to tackle such as segmentation connection,flexible nozzle design and manufacture,pressure fluctuation suppression,thrust derivation control etc were summarized systematically.In the end,the advices that the segmented solid booster technology and its high-powered but low cost implementation approach should be developed further were proposed.

segmented solid rocket motor;launch vehicle;engineering application

2016-08-06；

2016-08-24。

王健儒(1978—)，男，博士，研究領(lǐng)域為固體火箭發(fā)動機總體設計。E-mail：wjr104zah@sina.com

V435

A

1006-2793(2016)04-0451-05

10.7673/j.issn.1006-2793.2016.04.001