大型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管喉襯技術(shù)研究進(jìn)展

王富強(qiáng) 張 力 陳 建

（1 西安工業(yè)大學(xué)，材料與化工學(xué)院，西安 710021）

（2 西安航天復(fù)合材料研究所，西安 710025）

文 摘 大型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的研制，必須掌握關(guān)鍵的大尺寸喉襯技術(shù)。本文梳理了法國(guó)、日本、美國(guó)、印度的大型固體發(fā)動(dòng)機(jī)噴管、喉襯技術(shù)的發(fā)展與應(yīng)用，分析總結(jié)了大尺寸喉襯的應(yīng)用情況及材料制備工藝、燒蝕性能等；對(duì)國(guó)內(nèi)大尺寸喉襯的研制進(jìn)展進(jìn)行概括，最后基于我國(guó)大型固體發(fā)動(dòng)機(jī)噴管喉襯的現(xiàn)狀，對(duì)大尺寸喉襯設(shè)計(jì)、材料制備技術(shù)的未來(lái)發(fā)展進(jìn)行了展望與總結(jié)。

0 引言

隨著世界航天技術(shù)的發(fā)展，人類(lèi)太空活動(dòng)范圍日益擴(kuò)大，對(duì)進(jìn)入空間的航天運(yùn)載能力提出了更高的要求，如登陸月球、火星探測(cè)、深空探測(cè)等項(xiàng)目對(duì)大型火箭發(fā)動(dòng)機(jī)有明確的運(yùn)載能力需求［1-3］。固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力大、推重比高、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，在降低重力損失、提升質(zhì)量比方面具有明顯優(yōu)勢(shì)，可滿足低成本、快速發(fā)射、長(zhǎng)期貯存等要求，已廣泛應(yīng)用于重型運(yùn)載火箭的助推器、一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)等。大型固體發(fā)動(dòng)機(jī)不僅可提升運(yùn)載能力，還可有效降低系統(tǒng)復(fù)雜性［4-7］。

喉襯是固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的關(guān)鍵部件，工作在高溫、高壓、高速且含有氣固兩相流條件下，其燒蝕性和熱結(jié)構(gòu)完整性決定了發(fā)動(dòng)機(jī)推力性能。喉襯材料主要有鎢、石墨、碳布/酚醛、碳/碳復(fù)合材料（C/C）等，C/C 材料因其抗燒蝕性能好、比強(qiáng)度高、熱脹系數(shù)小、熱導(dǎo)率高、結(jié)構(gòu)性能好而得到廣泛應(yīng)用，也成為未來(lái)高性能固體發(fā)動(dòng)機(jī)喉料材料的最佳選擇［8-9］。

隨著固體運(yùn)載火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力的增大，裝藥量增加，發(fā)動(dòng)機(jī)流量增大，喉襯向大型化方向發(fā)展。大型固體發(fā)動(dòng)機(jī)喉徑基本在Φ400～Φ1 500 mm，且工作時(shí)間一般在百秒以上，喉襯燒蝕量大幅增加，對(duì)喉襯材料提出了嚴(yán)峻挑戰(zhàn)，特別是尺寸效應(yīng)增大后的熱應(yīng)力及燒蝕對(duì)喉襯完整性造成嚴(yán)重威脅，甚至影響到發(fā)動(dòng)機(jī)的成敗。喉襯材料的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、制造工藝是大型發(fā)動(dòng)機(jī)噴管研制需攻克的關(guān)鍵技術(shù)。本文主要介紹了國(guó)外大型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管、喉襯技術(shù)發(fā)展與應(yīng)用，以期為我國(guó)大型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)喉襯研制提供借鑒。

1 國(guó)外大型固體發(fā)動(dòng)機(jī)喉襯技術(shù)

國(guó)外從20世紀(jì)60年代開(kāi)始大型固體發(fā)動(dòng)機(jī)的研究，早期主要用于彈道導(dǎo)彈的一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)，后來(lái)用于重型運(yùn)載火箭、航天飛機(jī)的助推器等。近年來(lái)大型固體發(fā)動(dòng)機(jī)主要通過(guò)殼體、噴管、喉襯等部件升級(jí)，向新一代高性能、低成本方向發(fā)展。以下將大型固體發(fā)動(dòng)機(jī)噴管喉襯技術(shù)發(fā)展按國(guó)別進(jìn)行梳理總結(jié)。

1.1 法國(guó)（歐洲）

法國(guó)通過(guò)阿里亞娜系列（Ariane）、織女星系列火箭（Vega）掌握了大型固體發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)，進(jìn)行了多項(xiàng)新技術(shù)、新材料和新設(shè)計(jì)的驗(yàn)證與應(yīng)用，其中包括大型C/C 復(fù)合材料喉襯技術(shù)。目前在用的大型固體發(fā)動(dòng)機(jī)有P230、P80 發(fā)動(dòng)機(jī)，研制中的有P120C 發(fā)動(dòng)機(jī)等，其中P120C 2015年開(kāi)始研制，用于Ariane 6 助推器和Vega-C 火箭第一級(jí)，2018年7月進(jìn)行首次靜態(tài)點(diǎn)火試驗(yàn)，2019年1月成功進(jìn)行了鑒定試驗(yàn)。Ariane 6 火箭、Vega-C 火箭分別于2018年、2019年完成首飛。

1.1.1 P230固體發(fā)動(dòng)機(jī)

P230固體發(fā)動(dòng)機(jī)用于Ariane 5助推器，發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸為Φ3 m×25 m，噴管的設(shè)計(jì)與制造為法國(guó)歐洲動(dòng)力公司。為了降低噴管成本，提高可靠性，P230發(fā)動(dòng)機(jī)先后使用了噴管A、噴管B 兩種結(jié)構(gòu)，喉襯材料均為C/C復(fù)合材料。

噴管A 喉襯實(shí)物如圖1所示［10］，由C/C 材料收斂段、喉襯入口、喉襯三部分組成，喉徑為Φ900 mm，厚度約100 mm，最大外徑約Φ1 300 mm，喉襯總質(zhì)量為225 kg，1993年第一次地試成功，經(jīng)過(guò)20 多次地試與飛行驗(yàn)證的喉襯單邊燒蝕量約20 mm，燃燒時(shí)間約128 s，平均壓強(qiáng)約4.5 MPa［11］。P230噴管C/C喉襯材料預(yù)制體采用聚丙烯腈基（PAN）預(yù)氧絲針刺技術(shù)成型（Novoltex?技術(shù)），纖維體積分?jǐn)?shù)為23%～28%，預(yù)制體經(jīng)碳化、化學(xué)氣相滲透（CVI）工藝致密，最終喉襯體積密度約1.75 g/cm3［12］。

圖1 P230噴管A C/C喉襯實(shí)物Fig.1 C/C throat of P230 nozzle-A

為降低C/C 材料喉襯制備成本，提高生產(chǎn)效率，P230發(fā)動(dòng)機(jī)由噴管A改進(jìn)為噴管B，喉襯結(jié)構(gòu)由三部分變成兩部分，C/C 喉襯預(yù)制體改用碳纖維針刺技術(shù)成 型（Naxeco?技 術(shù)），Naxeco 預(yù) 制體 技術(shù) 是對(duì)Novoltex 技術(shù)的優(yōu)化與發(fā)展，原材料改進(jìn)為PAN 基碳纖維，使用±45°無(wú)變形碳布（Primeco?）鋪層，預(yù)制體制備采用碳布帶邊纏繞邊針刺，不僅節(jié)約針刺工序時(shí)間和成本，而且使纖維體積分?jǐn)?shù)增加到35%［13］。喉襯致密化采用快速、低成本的電耦合化學(xué)氣相滲透（DC-CVI）技術(shù)，有利于提高喉襯內(nèi)表面密度，提升喉襯的燒蝕性能。致密過(guò)程由于減少了預(yù)氧絲碳化工序，預(yù)制體體積收縮變形小，同時(shí)節(jié)約了碳化用防變形工裝費(fèi)等。噴管B C/C 喉襯毛坯如圖2所示。C/C 喉襯經(jīng)熱試車(chē)驗(yàn)證，單邊燒蝕量由20 mm 下降到15 mm。

圖2 P230噴管B C/C喉襯毛坯圖Fig.2 C/C throat of P230 nozzle-B

1.1.2 P80固體發(fā)動(dòng)機(jī)

P80 固體發(fā)動(dòng)機(jī)用于Vega 火箭的第一級(jí)，為大型整體式復(fù)合材料發(fā)動(dòng)機(jī)，尺寸為Φ3 m×11.2 m，推進(jìn)劑質(zhì)量88 t，平均推力190 t，P80 的研制更加注重于低成本技術(shù)［13］，其中C/C材料喉襯是基礎(chǔ)改進(jìn)項(xiàng)目之一。

圖3 P80噴管及試車(chē)后C/C喉襯Fig.3 P80 nozzle and tested C/C throat

P80 發(fā)動(dòng)機(jī)C/C 材料喉襯制備采用Naxeco 預(yù)制體，DC-CVI 技術(shù)致密，基體為全熱解碳。喉襯分為頭帽、喉襯兩部分，喉徑為Φ496 mm，高度為500 mm，平均工作壓強(qiáng)9.5 MPa，工作時(shí)間約109 s。其中兩發(fā)地試喉襯單邊燒蝕量在20～25 mm［14］，燒蝕后C/C 喉襯實(shí)物如圖3所示，燒蝕后的喉襯內(nèi)型面整體平滑，沒(méi)有明顯的燒蝕坑、凹槽等。

1.1.3 P120C固體發(fā)動(dòng)機(jī)

P120C 發(fā)動(dòng)機(jī)為大型整體式復(fù)合材料殼體固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，是對(duì)P80 發(fā)動(dòng)機(jī)的繼承與發(fā)展。P120C發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸為Φ3.4 m×13.5 m，殼體采用高性能碳纖維預(yù)浸帶干法纏繞成型，裝藥量為142 t，已測(cè)試的P120 C 最大推力達(dá)474 t，最大工作壓強(qiáng)為9.3 MPa，燃燒時(shí)間為135 s，喉襯燒蝕率未見(jiàn)公開(kāi)報(bào)道。P120C發(fā)動(dòng)機(jī)及噴管實(shí)物如圖4所示。P120C噴管喉襯由C/C 材料頭帽、喉襯兩部分組成，喉徑尺寸為Φ577 mm。C/C 喉襯預(yù)制體采用碳纖維帶針刺成型（Naxeco 技術(shù)），致密化使用DC-CVI技術(shù)。喉襯致密過(guò)程通過(guò)精確控制壁厚，減少毛坯尺寸，以提高內(nèi)部密度均勻性，同時(shí)達(dá)到縮短致密化時(shí)間，提高生產(chǎn)效率的作用，以滿足噴管低成本的需求［15-16］。

圖4 P120C固體發(fā)動(dòng)機(jī)及噴管Fig.4 P120C SRM and nozzle

法國(guó)的喉襯技術(shù)發(fā)展表明：喉襯的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)尤其重要，研制過(guò)程需多次優(yōu)化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與材料。喉襯材料性能要求不斷提高，特別是抗燒蝕性，以滿足高壓強(qiáng)、大推力的需求。

1.2 日本

日本大型固體發(fā)動(dòng)機(jī)（SRM）主要有H 系列運(yùn)載火箭捆綁式固體助推器（SRB），如M-V 火箭的一級(jí)SRM，研制中的H3 火箭助推器SRB-3，艾普西龍（Epsilon）火箭的一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)等。日本的大尺寸噴管喉襯大多使用石墨、C/C復(fù)合材料等［17-18］。

M-V固體運(yùn)載火箭（2006年退役）從第五次發(fā)射開(kāi)始，Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ級(jí)噴管喉襯由石墨改為3D C/C 材料，其中Ⅰ級(jí)C/C 喉襯外徑達(dá)Φ1 100 mm，喉徑約Φ600 mm，高度為350 mm，密度最高達(dá)2.0 g/cm3、孔隙率≤5%［17-19］，由石川島播磨重工研制，喉襯預(yù)制體及實(shí)物如圖5所示。C/C喉襯使用T300級(jí)PAN基碳纖維，預(yù)制體為圓筒形軟紗三向正交結(jié)構(gòu)，結(jié)構(gòu)示意圖如圖6所示。預(yù)制體軸向、徑向、環(huán)向（Z、R、C）三向的纖維體積分?jǐn)?shù)均為16%，推算預(yù)制體密度約0.85 g/cm3。預(yù)制體采用瀝青浸漬高壓碳化工藝致密，碳化最高壓力98 MPa，并經(jīng)2 500 ℃石墨化處理，喉襯的設(shè)計(jì)密度大于1.93 g/cm3，材料具有優(yōu)異的熱學(xué)與力學(xué)性能，Z、R、C 向的熱脹系數(shù)（CTE）均較低，且非常接近，2 000 ℃溫度下CET 為2.0×10-6/K，呈各向同性特征［20-21］。

圖5 M-V一級(jí)喉襯預(yù)制體及C/C喉襯實(shí)物Fig.5 M-V first stage throat preform and C/C throat

圖6 喉襯預(yù)制體結(jié)構(gòu)示意圖Fig.6 The diagram of perform structure

H-2 運(yùn)載火箭使用兩臺(tái)尺寸為Φ1.8 m×23.4 m的SRB，噴管喉襯為石墨材料，喉徑為Φ534 mm，外徑為Φ1 689 mm，燃燒時(shí)間約94 s［22］。為提高火箭可靠性，H-2A、H-2B 火箭助推器使用改進(jìn)型助推器SRB-A，其尺寸為Φ2.5 m×15 m，喉襯為整體式3D C/C 材料，喉徑約Φ600 mm［23］。日本新一代先進(jìn)固體運(yùn)載火箭Epsilon，一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)使用H-2A火箭固體助推器SRB-A，裝藥量為66.3 t，平均推力為161 t，燃燒時(shí)間為120 s，真空比沖為283.6 s。

日本正在研發(fā)的H3 火箭將使用新的固體助推器SRB-3，SRB-3 與SRB-A 尺寸完全相同，也可用于Epsilon 火箭的一級(jí)，SRB-3 于2018年8月進(jìn)行了地試，試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)如圖7所示，最大壓強(qiáng)為10.7 MPa，燃燒時(shí)間為110 s，最大推力為218 t［24-26］，從降低成本、提高可靠性、繼承成熟技術(shù)等方面推測(cè)，其喉襯材料仍使用SRB-A中的C/C復(fù)合材料技術(shù)。

圖7 SRB-3 發(fā)動(dòng)機(jī)地面試車(chē)圖Fig.7 SRB-3 motor ground firing test

日本的喉襯技術(shù)發(fā)展表明：3D 結(jié)構(gòu)C/C 材料喉襯整體性好，提高材料的密度有利用抗燒蝕性。三維結(jié)構(gòu)C/C 材料更適用于大尺寸、高壓強(qiáng)喉襯，也是喉襯發(fā)展的方向。

1.3 美國(guó)

美國(guó)從20世紀(jì)60年代開(kāi)始使用大型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)作為重型運(yùn)載火箭助推器（SRB），并形成了“大力神”、“宇宙神”、航天飛機(jī)、“戰(zhàn)神”系列SRB。近年來(lái)美國(guó)開(kāi)始研發(fā)太空發(fā)射系統(tǒng)、下一代發(fā)射系統(tǒng)的SRB，SRB 殼體直徑約Φ3.05～Φ3.77 m，長(zhǎng)度在34～54 m，工作時(shí)間在110～140 s，平均壓強(qiáng)為3.6～4.3 MPa，最大推力超過(guò)1 600 t。噴管喉襯材料主要為碳布/酚醛、石墨布/酚醛樹(shù)脂基復(fù)合材料［27-34］。

美國(guó)“大力神3”、“大力神4”固體助推發(fā)動(dòng)機(jī)代號(hào)為UA1205、UA1207，其噴管喉徑分別為Φ957.6 mm、Φ1 056.9 mm，噴管喉襯材料為石墨布/酚醛，密度為1.427 g/cm3，其中樹(shù)脂基體占比為34.5%，喉襯制備工藝：將6 個(gè)環(huán)形層壓件放入模具，在氣壓釜中0.7 MPa 壓力下固化成型［27］，層壓件與燃?xì)鈿饬鞒?0°夾角。熱試車(chē)后喉襯的最大單邊燒蝕量約為17.78 mm。“大力神4B”的改進(jìn)型固體助推發(fā)動(dòng)機(jī)（SRMU）噴管喉襯采用3D C/C 材料，喉徑為Φ818.28 mm，于2000年3月熱試車(chē)獲得成功，平均壓強(qiáng)為8.4 MPa，工作時(shí)間為140 s，推力為772 t，驗(yàn)證了SRMU噴管采用C/C材料的性能［28］。

美國(guó)的航天飛機(jī)總計(jì)進(jìn)行了135次飛行，使用了270 枚助推器，助推器直徑為Φ3.71 m，最大長(zhǎng)度為47.36 m，工作時(shí)間約120 s，平均壓強(qiáng)為4.56 MPa，喉襯喉徑為Φ1 367.96 mm，推力高達(dá)1 500 t。在“挑戰(zhàn)者”號(hào)航天飛機(jī)失事后對(duì)助推器重新設(shè)計(jì)，其中喉襯原材料使用北美人造絲公司的高溫碳化纖維，以降低喉襯燒蝕，增加喉襯尺寸（喉徑Φ1 463.55 mm），提高了安全性、可靠性，發(fā)展了可重復(fù)使用的固體發(fā)動(dòng)機(jī)（RSRM）［29］。航天飛機(jī)助推器喉襯材料為碳布/酚醛，其制備周期短，成本低，減重好，絕熱性能優(yōu)異，但燒蝕率偏大。樹(shù)脂基體為PF-106 甲基熱固性酚醛，其碳化后強(qiáng)度高，抗燒蝕性好［30］。喉襯碳布鋪層與內(nèi)型面的夾角在15°～68°，喉徑位置夾角為66°～68°，隨著喉襯擴(kuò)張比增大夾角變小。碳布/酚醛喉襯碳布鋪層角度對(duì)燒蝕有較大影響，當(dāng)鋪層角度不合適，熱應(yīng)力超過(guò)喉襯碳化后的材料強(qiáng)度時(shí)，會(huì)出現(xiàn)異常燒蝕現(xiàn)象［29，31-32］。

美國(guó)載人深空探索用重型火箭-太空發(fā)射系統(tǒng)（SLS），其助推器采用航天飛機(jī)可重復(fù)使用助推器升級(jí)版。噴管尺寸增加，碳布/酚醛喉襯喉徑尺寸增加，噴管擴(kuò)張比下降，其也用于戰(zhàn)神火箭固體助推器。SLS 5 段式發(fā)動(dòng)機(jī)及其碳布/酚醛喉襯結(jié)構(gòu)如圖8所示，發(fā)動(dòng)機(jī)直徑為Φ3.71 m，長(zhǎng)度為54 m，裝藥量約628 t，推力高達(dá)1 633 t，2015年3月通過(guò)第一次質(zhì)量鑒定試驗(yàn)［33］。

圖8 SLS五段式固體助推器及喉襯結(jié)構(gòu)示意圖Fig.8 SLS SRB and throat structure diagram

美國(guó)諾斯羅普·格魯曼公司（Northrop Grumman）為美空軍下一代發(fā)射系統(tǒng)（NGL，后更名為NSSL）研制新一代運(yùn)載火箭，正式名稱(chēng)為Omega A，一級(jí)、二級(jí)分別為Castor-600、Castor-300 固體發(fā)動(dòng)機(jī)，Castor-600 可升級(jí)為Castor-1200 發(fā)動(dòng)機(jī)。Castor 系列三款發(fā)動(dòng)機(jī)直徑均為Φ3.71 m，使用碳纖維殼體，端羥基聚丁二烯推進(jìn)劑，長(zhǎng)度分別12.7 m、22 m（兩分段）、37.5 m（四分段），繼承了航天飛機(jī)固體助推器技術(shù)［34］。文獻(xiàn)推測(cè)Castor-1200 發(fā)動(dòng)機(jī)噴管喉徑為Φ1 367.96 mm、壓強(qiáng)約4.3 MPa，比沖、噴管重量等與航天飛機(jī)的RSRM保持一致［2］。Castor-600發(fā)動(dòng)機(jī)于2019年5月進(jìn)行了全尺寸靜態(tài)點(diǎn)火試驗(yàn)，工作時(shí)間為122 s，推力約952 t。Castor-300 發(fā)動(dòng)機(jī)于2020年2月進(jìn)行了靜態(tài)點(diǎn)火試驗(yàn)，工作時(shí)間140 s，推力約356 t。Omega A火箭計(jì)劃于2021年發(fā)射。

美國(guó)大型固體發(fā)動(dòng)機(jī)噴管喉襯發(fā)展表明：喉襯用碳布/酚醛材料相比于C/C 材料其熱穩(wěn)定性、燒蝕性較差，對(duì)升溫速率敏感，基體存在碳化分解現(xiàn)象，鋪層工藝可能影響燒蝕形貌。碳布/酚醛喉襯熱試車(chē)過(guò)程實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)與模擬計(jì)算結(jié)果存在較大差異。碳布/酚醛材料技術(shù)成熟，在制備成本、生產(chǎn)效率方面具有較大優(yōu)勢(shì)，適用于超大尺寸、低壓強(qiáng)噴管喉襯。

1.4 印度

印度從研制極地軌道衛(wèi)星運(yùn)載火箭（PSLV）開(kāi)始發(fā)展大型分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)，以彌補(bǔ)其運(yùn)載火箭能力不足的短板［35-36］。目前印度運(yùn)載能力最大的火箭為地球同步軌道運(yùn)載火箭GSLV Mark 系列，由印度空間研究組織（ISRO）研制，主要用于發(fā)射地球同步軌道衛(wèi)星。2014年12月GSLV Mark III 運(yùn)載火箭首飛，截至2019年底，已成功發(fā)射4 次。GSLV Mark III大推力固體助推器S200 具有一定的技術(shù)先進(jìn)性，S200 發(fā)動(dòng)機(jī)及其噴管實(shí)物如圖9所示。發(fā)動(dòng)機(jī)殼體為三分段式結(jié)構(gòu)，直徑為Φ3.2 m，長(zhǎng)度為19.3 m，裝藥量為205 t，平均工作壓強(qiáng)為5.88 MPa，燃燒時(shí)間約111 s。噴管為柔性噴管，喉徑為Φ886 mm，設(shè)計(jì)推力大于500 t，飛行試驗(yàn)最大真空推力591 t。S200 發(fā)動(dòng)機(jī)喉襯材料為碳布/酚醛材料［37-38］，由ISRO 下設(shè)的維克拉姆·薩拉巴伊航天中心研制。印度的大型碳布/酚醛喉襯雖然取得多次試驗(yàn)成功，但喉襯技術(shù)總體而言還是處于起步階段，未見(jiàn)有高性能的C/C材料喉襯報(bào)道，其未來(lái)發(fā)展主要通過(guò)減小喉徑尺寸，增大噴管擴(kuò)張比，以提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能。

圖9 S200 固體助推器發(fā)動(dòng)機(jī)及噴管Fig.9 S200 SRB and Nozzle

2 國(guó)內(nèi)大型固體發(fā)動(dòng)機(jī)喉襯技術(shù)

我國(guó)大型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)研制起步較晚，但進(jìn)展較快。近年來(lái)先后研制出直徑Φ2、Φ3、Φ4 m 大型固體發(fā)動(dòng)機(jī)，并成功進(jìn)行熱試車(chē)，推力連續(xù)突破150、200、400 t 級(jí)。2016年完成Φ3 m 兩分段、推力150 t的發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)，發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)物如圖10所示。2019年研制出直徑Φ4.2 m、推力500 t 級(jí)的固體發(fā)動(dòng)機(jī)，并進(jìn)行減藥狀態(tài)短時(shí)間熱試車(chē)。這些研究表明我國(guó)已具備大型固體發(fā)動(dòng)機(jī)的研制能力，發(fā)動(dòng)機(jī)的綜合性能達(dá)到國(guó)際先進(jìn)水平。

圖10 Φ3 m兩分段固體發(fā)動(dòng)機(jī)Fig.10 Φ3 m two segments SRM

國(guó)內(nèi)大型固體發(fā)動(dòng)機(jī)噴管喉襯大多使用C/C 復(fù)合材料。喉襯技術(shù)方案主要有兩種，一是拼接組合技術(shù)，即采用多塊C/C 材料沿喉襯軸向分段，然后徑向再分瓣組合；采用分瓣拼接的方式，材料制備成本低，但結(jié)構(gòu)復(fù)雜，對(duì)設(shè)計(jì)、機(jī)加要求高，喉襯界面存在接觸熱阻，燒蝕率一般較大，熱應(yīng)力復(fù)雜，試車(chē)可能存在安全隱患；另一種是整體式C/C 喉襯，喉襯沿環(huán)向?yàn)檎w結(jié)構(gòu)，軸向可分為2～3 段，整體式喉襯性能一致，界面少，整體性好，可靠性較高，燒蝕率穩(wěn)定，但部件制備技術(shù)要求高、難度大，成本較高。

2.1 拼接C/C喉襯技術(shù)

中國(guó)專(zhuān)利介紹了一種組合式喉襯噴管及制造方法［39］，組合式喉襯示意圖見(jiàn)圖11，喉襯由多塊C/C 塊體采用臺(tái)階式銜接密封組合而成，先將喉襯沿軸向分成多段，如Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ三段，各段再沿環(huán)向分成N塊，各塊體呈L 型臺(tái)階拐彎，拐彎不少于3 次，兩塊體之間使用高溫密封膠粘結(jié)裝配成大尺寸喉襯。由于單個(gè)C/C 塊體尺寸減小、厚度降低，單件材料內(nèi)部均勻性好，制備成本低。

圖11 組合式C/C喉襯結(jié)構(gòu)示意圖Fig.11 Assemble C/C throat structure diagram

中國(guó)專(zhuān)利《潛入式噴管喉襯的環(huán)向分塊裝配方法》［40］，介紹另一種組合式喉襯，喉襯結(jié)構(gòu)如圖12所示，將喉襯沿環(huán)向分成10～30 塊，單個(gè)塊體為近等腰梯形柱狀C/C材料，梯形柱斜面（粘結(jié)面）兩側(cè)沿高度方向加工條形凹槽，凹槽裝入條狀的抗燒蝕柔性石墨、碳纖維彈性材料，塊體之間形成互鎖結(jié)構(gòu)，同時(shí)起到密封、防止躥火作用，利用粘結(jié)裝配工藝將塊體組裝成大尺寸喉襯。此外還有類(lèi)似的專(zhuān)利，將喉襯沿徑向先分為內(nèi)、外喉襯兩部分，內(nèi)、外喉襯再分成多瓣拼接，最終形成組合式喉襯，工藝過(guò)于復(fù)雜，界面太多，可能存在熱應(yīng)力傳遞、高溫密封、燒蝕不均等問(wèn)題，實(shí)際制造大尺寸喉襯的可實(shí)施性不強(qiáng)。

圖12 環(huán)向分塊組合式喉襯結(jié)構(gòu)示意圖Fig.12 Circular assemble C/C throat structure diagram

2.2 整體式C/C喉襯技術(shù)

大尺寸整體式C/C 喉襯主要有針刺C/C 材料、編織C/C 材料等。針刺C/C 材料按增強(qiáng)體針刺方向又可為徑向針刺、軸向針刺成型兩種，主要區(qū)別是碳布的鋪層方向不同，徑向針刺鋪布纖維平行于喉襯的軸向，而軸向針刺鋪布纖維垂直于軸向。大型針刺喉襯預(yù)制體的密度一般較低（＜0.60 g/cm3），材料的層間性能較低。近年來(lái)西安航天復(fù)合材料研究所研發(fā)了一種薄壁型編織C/C 材料，依據(jù)喉襯的內(nèi)、外徑尺寸進(jìn)行結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，然后采用多向編織工藝，形成圓環(huán)形C/C 毛坯，可實(shí)現(xiàn)大尺寸喉襯的近凈尺寸成型，突破了大型固體發(fā)動(dòng)機(jī)整體式大尺寸高性能喉襯制備的技術(shù)難題。目前，已制備出內(nèi)徑為Φ600 mm、外徑大于Φ860 mm 的C/C 材料部件。薄壁型編織C/C材料技術(shù)具有以下特點(diǎn)：（1）預(yù)制體為三維結(jié)構(gòu)，x-y向?yàn)榫鶆蚪Y(jié)構(gòu)，z向有連續(xù)長(zhǎng)纖維增強(qiáng)；（2）預(yù)制體密度大（＞0.70 g/cm3），x-y向纖維體積分?jǐn)?shù)大（＞30%）；（3）材料的熱學(xué)、力學(xué)性能優(yōu)異，作為部件使用均勻性、一致性好；（4）制備喉襯部件的尺寸理論上不受設(shè)計(jì)尺寸的限制。

3 建議

我國(guó)大型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管喉襯處于研發(fā)驗(yàn)證階段，工程應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)較少，缺少大尺寸高性能喉襯部件成熟制備技術(shù)，盡管已通過(guò)數(shù)次熱試車(chē)，但與工程化尚存在一定差距。結(jié)合國(guó)外的發(fā)展經(jīng)驗(yàn)，建議國(guó)內(nèi)大型固體發(fā)動(dòng)機(jī)喉襯應(yīng)加強(qiáng)以下幾方面的研究：

（1）以國(guó)內(nèi)成熟的C/C 材料制備經(jīng)驗(yàn)為基礎(chǔ)，開(kāi)展大尺寸C/C 材料喉襯技術(shù)研究，大尺寸C/C 喉襯宜采用整體式結(jié)構(gòu)，以滿足高可靠性要求；

（2）大尺寸C/C喉襯建議選用熱解碳、瀝青碳、樹(shù)脂碳聯(lián)合致密工藝，實(shí)現(xiàn)低成本快速制備要求；

（3）大尺寸喉襯應(yīng)優(yōu)化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，降低冗余，減小尺寸，減輕噴管質(zhì)量，向低成本商業(yè)化方向發(fā)展。