2021年固體推進(jìn)動(dòng)力領(lǐng)域發(fā)展綜述

《固體火箭技術(shù)》編輯部

1 固體推進(jìn)應(yīng)用領(lǐng)域主要里程碑事件回顧

(1)高超聲速武器方面

3～12月，美國(guó)空軍AGM-183A“空射快速響應(yīng)武器”(ARRW)進(jìn)行了3次飛行試驗(yàn)，但3月和12月樣彈都未與載機(jī)分離、7月樣彈分離后未成功點(diǎn)火，均失敗。其中，7月的飛行試驗(yàn)表明，經(jīng)過重新設(shè)計(jì)的舵面作動(dòng)器工作狀態(tài)良好，但由于助推器火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火系統(tǒng)的“未知故障”，導(dǎo)致飛行試驗(yàn)仍以失敗告終。AGM-183A整彈長(zhǎng)5.9 m，直徑0.658 m，重量屬2.3 t級(jí)別，射程超926 km，速度約=10。

5月，美國(guó)海軍戰(zhàn)略系統(tǒng)項(xiàng)目(SSP)辦公室在猶他州成功完成高超聲速導(dǎo)彈助推器第一級(jí)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的首次點(diǎn)火試驗(yàn)，發(fā)動(dòng)機(jī)在整個(gè)試驗(yàn)期間滿足預(yù)期的性能參數(shù)和目標(biāo)。該發(fā)動(dòng)機(jī)由諾斯羅普·格魯曼公司開發(fā)，將用作海軍“常規(guī)快速打擊”(CPS)武器和陸軍“遠(yuǎn)程高超聲速武器”(LRHW)的助推器部件。這兩種武器將由C-HGB“通用型高超聲速滑翔體”和助推器組成，并分別采用?；蜿懟l(fā)射系統(tǒng)。此前，C-HGB滑翔體已于2020年3月首次成功試射，此次試驗(yàn)將促進(jìn)兩軍在2022財(cái)年開展聯(lián)合飛行試驗(yàn)。8月，SSP成功測(cè)試用于高超聲速導(dǎo)彈助推器的第二級(jí)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，以支持CPS和LRHW的發(fā)展。10月，SSP在猶他州成功進(jìn)行第一級(jí)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的第二次測(cè)試。此次測(cè)試為地面靜止測(cè)試，驗(yàn)證了第一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力矢量控制系統(tǒng)。根據(jù)計(jì)劃，C-HGB會(huì)在2022年進(jìn)入全面測(cè)試階段，2023年正式生產(chǎn)第一批LRHW。

12月，美國(guó)海軍在聯(lián)盟原型倡議(API)下與挪威合作開展的“增程型戰(zhàn)術(shù)高速進(jìn)攻性沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)”(THOR-ER)項(xiàng)目取得階段性進(jìn)展，將利用挪威Nammo公司的新型固體燃料沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)(SFRJ)與THOR-ER技術(shù)驗(yàn)證器集成，于2022年開展試射驗(yàn)證。其中，挪威Nammo公司的新型SFRJ計(jì)劃于2022年初進(jìn)行首次實(shí)彈遠(yuǎn)程試飛。THOR-ER的目標(biāo)旨在合作開發(fā)一種先進(jìn)的固體燃料沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)，并將其整合到成本可負(fù)擔(dān)的全尺寸原型機(jī)上，實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)距離高速飛行，最終將在陸?？兆鲬?zhàn)條件下進(jìn)行飛行驗(yàn)證。THOR-ER的開發(fā)將充分利用挪威在導(dǎo)彈和火箭技術(shù)方面的長(zhǎng)期研究和開發(fā)成果。該項(xiàng)目早期開發(fā)工作于2019年底開始，計(jì)劃在2024年底之前結(jié)束。

此外，美國(guó)還建設(shè)多個(gè)高超聲速導(dǎo)彈數(shù)字化工廠，用于提高研發(fā)效率和交付速度。7月，美國(guó)諾斯羅普·格魯曼公司開始建設(shè)高超聲速卓越中心，將采用最先進(jìn)的生產(chǎn)技術(shù)并實(shí)施數(shù)字工程，為高超聲速武器提供從設(shè)計(jì)、研發(fā)到生產(chǎn)、集成的全生命周期管理，預(yù)計(jì)2023年完工。10月，洛克希德·馬丁公司啟動(dòng)新的高超聲速智能數(shù)字生產(chǎn)設(shè)施建設(shè)，將集成多種數(shù)字化工具，以快速滿足美海、陸、空三軍高超聲速導(dǎo)彈的生產(chǎn)需求。該智能工廠被稱為“4號(hào)導(dǎo)彈裝配大樓”(MAB 4)，是洛克希德·馬丁公司2021年開設(shè)的四大“智能工廠”之一。

7月，俄羅斯公布一種小型空基高超聲速導(dǎo)彈，代號(hào)“銳利”，該導(dǎo)彈將采用先進(jìn)的沖壓噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)，注重小型化，首次采用大氣層內(nèi)可控高超聲速飛行技術(shù)，將成為打擊航母戰(zhàn)斗群的利器。10月，俄羅斯公布“幼蟲”-MD高超聲速空艦導(dǎo)彈項(xiàng)目，該型導(dǎo)彈采用“產(chǎn)品”-70沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，是首個(gè)可裝入蘇-57戰(zhàn)斗機(jī)內(nèi)彈艙的高超聲速空艦導(dǎo)彈。目前，該型導(dǎo)彈正處于縮比模型試驗(yàn)階段，可用于反航母。

5月，法國(guó)Ariane集團(tuán)稱計(jì)劃首飛V-MAX高超聲速滑翔導(dǎo)彈，將首先采用固體燃料助推器將導(dǎo)彈加速到=15左右，然后釋放滑翔體，滑翔體再以=6的速度在60～80 km高度滑行。該導(dǎo)彈機(jī)動(dòng)能力強(qiáng)，軌跡難以預(yù)測(cè)，將為法國(guó)提供一種縱深快速打擊新能力。

(2)戰(zhàn)略導(dǎo)彈方面

2021年GBSD取得重要進(jìn)展。2月，諾斯羅普·格魯曼公司和美國(guó)空軍完成GBSD工程和制造研發(fā)(EMD)基礎(chǔ)的首次設(shè)計(jì)評(píng)審，4月，完成GBSD工程和制造研發(fā)(EMD)集成基線評(píng)審(IBR)，這是一個(gè)重要的里程碑，它設(shè)定了GBSD的性能測(cè)量基線。GBSD采用三級(jí)全新的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力系統(tǒng)，美國(guó)諾斯羅普·格魯曼公司負(fù)責(zé)生產(chǎn)GBSD的第一級(jí)和第二級(jí)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，航空噴氣·洛克達(dá)因公司是第三級(jí)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的承包商。8月，諾斯羅普·格魯曼公司完成GBSD第一級(jí)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的絕熱層設(shè)計(jì)和殼體纏繞，并進(jìn)行了壓力測(cè)試，以確保其結(jié)構(gòu)完整性。11月，該公司開始對(duì)第二級(jí)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行絕熱層和殼體纏繞制造。9月，航空噴氣·洛克達(dá)因公司成功進(jìn)行直徑1.32 m固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的點(diǎn)火測(cè)試，該新型發(fā)動(dòng)機(jī)驗(yàn)證的先進(jìn)技術(shù)將用作GBSD系統(tǒng)的第三級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)。

2021年，俄羅斯核導(dǎo)彈部隊(duì)裝備的現(xiàn)代化水平達(dá)到88.3%。俄羅斯新一代洲際彈道導(dǎo)彈系統(tǒng)“雪松”將于2023～2024年啟動(dòng)試驗(yàn)-設(shè)計(jì)工作，用以替換現(xiàn)役“亞爾斯”洲際彈道導(dǎo)彈?！把┧伞睂?dǎo)彈項(xiàng)目已列入俄2027年前國(guó)家武器裝備發(fā)展規(guī)劃，正處于深度論證階段，即將轉(zhuǎn)入試驗(yàn)-設(shè)計(jì)階段?！把┧伞睂?dǎo)彈將采用固體燃料推進(jìn)，具有井基與機(jī)動(dòng)兩種發(fā)射方式。與現(xiàn)役戰(zhàn)略導(dǎo)彈相比，“雪松”推力更大，搭載的有效載荷更多，計(jì)劃2030年列裝。

(3)防空反導(dǎo)武器方面

5月，DARPA OpFires項(xiàng)目成功對(duì)助推器的第二級(jí)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行全尺寸靜態(tài)點(diǎn)火試驗(yàn)，試驗(yàn)由航空噴氣·洛克達(dá)因公司在陸軍紅石測(cè)試中心進(jìn)行，作為該項(xiàng)目第二階段合同的一部分，實(shí)現(xiàn)了按需中止推力，驗(yàn)證了可變推力“節(jié)流式”固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)，這種技術(shù)結(jié)合助推器的其他性能，將有助于高超聲速導(dǎo)彈在飛行中“即時(shí)”調(diào)整速度和飛行距離。此次試驗(yàn)是實(shí)現(xiàn)先進(jìn)推進(jìn)系統(tǒng)的重要一步，該系統(tǒng)能夠在廣泛范圍內(nèi)精確地向目標(biāo)投送各種常規(guī)有效載荷。OpFires項(xiàng)目于2017年開始，將使用高機(jī)動(dòng)導(dǎo)彈發(fā)射器發(fā)射高超聲速助推滑翔武器，能夠在防御嚴(yán)密的空域從對(duì)峙范圍打擊高價(jià)值目標(biāo)，按計(jì)劃，OpFires將于2025年前形成初始作戰(zhàn)能力(IOC)。

作為美國(guó)陸軍優(yōu)先考慮的六個(gè)領(lǐng)域之一，遠(yuǎn)程精確打擊火力(LRPF)是一項(xiàng)現(xiàn)代化計(jì)劃，包括開發(fā)火炮和地-地導(dǎo)彈武器系統(tǒng)，旨在提供戰(zhàn)術(shù)和戰(zhàn)略戰(zhàn)場(chǎng)在射程上的超越，具體包括增程火炮、戰(zhàn)略遠(yuǎn)程火炮、精確打擊導(dǎo)彈(PrSM)、中程能力(MRC)和遠(yuǎn)程高超聲速武器(LRHW)。繼2020年3次試射PrSM后，2021年5月和10月，美陸軍又2次試射PrSM。第五次試射航程超過499 km。12月，美陸軍司令部將一份價(jià)值2390萬美元的訂單授予洛克希德·馬丁公司，用于首批PrSM系統(tǒng)的工程和制造開發(fā)(EMD)以及早期作戰(zhàn)能力開發(fā)，以摧毀遠(yuǎn)達(dá)500 km的敵方目標(biāo)。2022年1月5日，諾斯羅普·格魯曼公司成功完成了PrSM火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的靜態(tài)測(cè)試，發(fā)動(dòng)機(jī)在極低溫環(huán)境下滿足了所有性能要求。預(yù)計(jì)PrSM將于2023年服役。

11月，俄羅斯成功測(cè)試一枚直接上升式反衛(wèi)星(DA-ASAT)導(dǎo)彈，擊毀了一顆已經(jīng)被廢棄的前蘇聯(lián)Tselina-D系列電子偵察衛(wèi)星“宇宙-1408”。據(jù)國(guó)外媒體稱，該導(dǎo)彈是A-235“努多利”(Nudol)陸基機(jī)動(dòng)式反衛(wèi)星導(dǎo)彈。

7月，俄羅斯S-500防空導(dǎo)彈系統(tǒng)首次完成實(shí)彈攔截試驗(yàn)，成功摧毀1個(gè)高速?gòu)椀缹?dǎo)彈目標(biāo)。俄國(guó)防部宣布首套S-500系統(tǒng)將于2022年正式列裝開始戰(zhàn)備值班。S-500系統(tǒng)最大射高200 km，可進(jìn)入近地軌道，飛行速度6000 m/s；對(duì)彈道目標(biāo)攔截距離為600 km，可同時(shí)攔截10個(gè)速度在5～7 km/s的彈道導(dǎo)彈目標(biāo)，并能以>5的速度攔截和摧毀各類彈道導(dǎo)彈、高超聲速導(dǎo)彈、近地軌道衛(wèi)星及各類飛機(jī)。11月初，俄國(guó)防部透露正在以S-500為基礎(chǔ)研制更先進(jìn)的S-550防空反導(dǎo)系統(tǒng)，據(jù)稱該系統(tǒng)將專用于攔截洲際彈道導(dǎo)彈和進(jìn)行太空防御，首套計(jì)劃在2025年列裝。

10月，英國(guó)BAE系統(tǒng)公司在尤馬試驗(yàn)場(chǎng)，用APKWS激光制導(dǎo)火箭彈，進(jìn)行了針對(duì)II類UAS的攔截測(cè)試并取得成功。與傳統(tǒng)的防空導(dǎo)彈或空-空導(dǎo)彈相比，APKWS火箭彈的成本大幅降低。利用這次測(cè)試的成果，將武裝直升機(jī)改造成專門的反無人機(jī)裝備，也是一種可行方案。

1月，印度國(guó)防研究與發(fā)展組織(DRDO)首次成功試射阿卡什新一代(Akash-NG)中程防空導(dǎo)彈。3月，再次成功試射1枚Akash-NG導(dǎo)彈。該導(dǎo)彈最大射程80 km，最大飛行速度為=3。導(dǎo)彈采用新型固體沖壓雙脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)，替代之前Akash導(dǎo)彈使用的吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)，重量更輕，增加了總體反應(yīng)時(shí)間，并提高了對(duì)飽和攻擊的防護(hù)水平。同期，印度還成功進(jìn)行用于遠(yuǎn)程空-空導(dǎo)彈的固體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)飛行演示試驗(yàn)，試驗(yàn)中利用助推器模擬了空中發(fā)射場(chǎng)景，并由無噴管發(fā)動(dòng)機(jī)將測(cè)試彈加速至所需速度，包括助推器和無噴管發(fā)動(dòng)機(jī)在內(nèi)的所有子系統(tǒng)均正常工作。此次試驗(yàn)驗(yàn)證了固體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)技術(shù)，為印度遠(yuǎn)程空-空導(dǎo)彈研發(fā)奠定了基礎(chǔ)。

1月，以色列國(guó)防部成功開展一系列升級(jí)版鐵穹系統(tǒng)的飛行試驗(yàn)，模擬了未來將應(yīng)對(duì)陸海先進(jìn)威脅的一系列場(chǎng)景。3月，以色列在南部試驗(yàn)場(chǎng)再次開展升級(jí)版鐵穹飛行試驗(yàn)，同時(shí)攔截了多架無人機(jī)和多枚同時(shí)發(fā)射的火箭彈和導(dǎo)彈，驗(yàn)證了該系統(tǒng)的新功能。

(4)航天運(yùn)載方面

12月，諾斯羅普·格魯曼公司獲得NASA價(jià)值31.9億美元的空間發(fā)射系統(tǒng)(SLS)固體助推器生產(chǎn)合同，以支持2031年12月31日前 SLS火箭的9次發(fā)射，其中包括執(zhí)行ArtemisⅣ至ArtemisⅧ任務(wù)的固體助推器的生產(chǎn)和維護(hù)工作，以及在固體助推器報(bào)廢和延壽(BOLE)計(jì)劃框架下開展固體助推器設(shè)計(jì)、開發(fā)、試驗(yàn)和驗(yàn)證工作以支撐Artemis Ⅸ之后的任務(wù)。這種升級(jí)的固體助推器是在固體助推器老舊和延壽(BOLE)計(jì)劃框架下開展的。12月2日，NASA和諾斯羅普·格魯曼公司聯(lián)合對(duì)該升級(jí)設(shè)計(jì)的縮比固體助推器進(jìn)行了點(diǎn)火測(cè)試。

1月，諾斯羅普·格魯曼公司在猶他州的普羅蒙托里火箭試驗(yàn)基地，成功進(jìn)行了加長(zhǎng)型石墨環(huán)氧樹脂發(fā)動(dòng)機(jī)(GEM 63XL)的地面鑒定測(cè)試。該公司的GEM 63XL捆綁式助推器是與美國(guó)聯(lián)合發(fā)射聯(lián)盟(ULA)合作開發(fā)的，旨在為ULA最新的火神(Vulcan)火箭登月提供額外的發(fā)射能力?；鹕窕鸺衫?/2/4和最多6枚GEM 63XL固體火箭助推器，以便更靈活地適應(yīng)不同的運(yùn)力需求。在靜態(tài)點(diǎn)火實(shí)驗(yàn)過程中，GEM 63XL發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)間約90 s，產(chǎn)生了大約44.9萬磅的推力，以驗(yàn)證發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)的性能。此外，這次試驗(yàn)還驗(yàn)證了發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)絕熱層、推進(jìn)劑藥柱彈道和噴管在熱環(huán)境下的性能。之前在2020年8月進(jìn)行的發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)則是針對(duì)冷溫環(huán)境的。GEM 63XL發(fā)動(dòng)機(jī)長(zhǎng)865 in，直徑為63 in(1.6 m)，與標(biāo)準(zhǔn)的GEM 63發(fā)動(dòng)機(jī)相比，GEM 63XL的推力和性能提高了15%～20%。但GEM 63XL的優(yōu)勢(shì)不僅僅在于推力的增加，預(yù)計(jì)該發(fā)動(dòng)機(jī)將是目前宇宙神-5(Atlas V)運(yùn)載火箭上使用的AJ-60A助推器成本的一半，這是評(píng)估未來飛行任務(wù)的成本效益和價(jià)值時(shí)要考慮的重要因素。

3月，NASA選擇諾斯羅普·格魯曼公司的固體推進(jìn)系統(tǒng)作為火星上升器(MAV)的動(dòng)力系統(tǒng)。該兩級(jí)固體推進(jìn)系統(tǒng)具體將由諾斯羅普·格魯曼公司在Star17/Star12GV型發(fā)動(dòng)機(jī)基礎(chǔ)上進(jìn)行研制開發(fā)。2022年2月，NASA與洛克希德·馬丁公司簽署MAV研制合約。在此期間，洛克希德·馬丁公司將建造多個(gè)MAV測(cè)試單元以及飛行單元。MAV的設(shè)計(jì)概念是一種兩級(jí)固體推進(jìn)的飛行器。它的每一級(jí)都有一個(gè)機(jī)電作動(dòng)的推力向量控制(TVC)系統(tǒng)、一個(gè)具有軌道微調(diào)能力的單組元推進(jìn)劑反應(yīng)控制系統(tǒng)(RCS)和火工品級(jí)分離機(jī)構(gòu)。

2 2021年固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)展情況

2.1 固體推進(jìn)劑新藥型

航空噴氣洛克達(dá)因公司提出三種固體推進(jìn)劑新藥型，并申請(qǐng)了專利，所提出的藥型能誘導(dǎo)推進(jìn)劑內(nèi)孔在燃燒時(shí)產(chǎn)生渦流，以提高燃燒效率。該專利提出的三種藥型可分為兩類，分別是基于星孔藥型和管型內(nèi)孔裝藥的改進(jìn)。前者為實(shí)現(xiàn)在內(nèi)孔中產(chǎn)生渦流，將星孔裝藥的星邊設(shè)計(jì)為螺旋偏心結(jié)構(gòu)。該渦流誘導(dǎo)結(jié)構(gòu)使內(nèi)孔燃?xì)饩哂袕较蚍至?，與裝藥的徑向橫截面不對(duì)稱，此外，該結(jié)構(gòu)還具有相對(duì)于內(nèi)孔的螺旋分量，具有多個(gè)線性偏心槽。偏心槽均圍繞內(nèi)孔均勻分布，以便形成風(fēng)車形狀，偏心槽的閉合端從該截面的徑向軸線周向偏移一個(gè)角度。因此，每個(gè)偏心槽都產(chǎn)生了一條不與軸向孔的中心軸線相交的中心軸線。后者在管型裝藥中加入了螺旋結(jié)構(gòu)的凸臺(tái)，該結(jié)構(gòu)可由推進(jìn)劑裝藥組成，參與燃燒；也可由殼體材料組成，與殼體為一體，不參與燃燒。兩種管型裝藥都能在固體推進(jìn)劑內(nèi)孔中誘導(dǎo)出渦流。

2.2 具有自適應(yīng)幾何形狀的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管

多種機(jī)制已被用于在火箭發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行期間改變噴管的幾何形狀。然而，這些現(xiàn)有機(jī)制都存在缺點(diǎn)。為此，雷聲公司提出一種針對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的發(fā)明專利，該噴管可通過喉部周圍材料的侵蝕或燒蝕來重新調(diào)整噴管的幾何形狀。該噴管喉部具有不同的絕熱層，每一層對(duì)通過噴管的燃燒產(chǎn)物(熱氣體和固體顆粒)具有不同的燒蝕性能，通過不同絕熱層的燒蝕來實(shí)現(xiàn)所需的噴管特性(幾何形狀)。具體來說，該噴管喉部各絕熱層材料按燒蝕性能“低-高-低”的“三明治”結(jié)構(gòu)堆疊，以專利中提到的發(fā)動(dòng)機(jī)為例，噴管喉部共有5層絕熱材料，第1、3、5層燒蝕性能較低，2、4層燒蝕性能較高。燒蝕性能相對(duì)較低的絕熱層可以作為熱障，以將噴管喉部長(zhǎng)時(shí)間固定在相對(duì)穩(wěn)定的幾何形狀上，而燒蝕性能相對(duì)較高的絕熱層很快被燃?xì)鉄g，露出下一層材料。因此，可使噴管喉部從一種幾何形狀快速過渡到另一種幾何形狀。該噴管所采用的這些絕熱層可通過樹脂傳遞模塑(RTM)制成，燒蝕性能相對(duì)較低的材料可以是纖維，而燒蝕性能相對(duì)較高的材料可以是無纖維的。

2.3 用于固液混合火箭的低燒蝕噴管系統(tǒng)

美國(guó)猶他州立大學(xué)的研究人員利用兩種合成材料的各向異性熱傳導(dǎo)特性，研發(fā)了一種低燒蝕噴管系統(tǒng)。研究人員給出了復(fù)合材料低燒蝕噴管的概念驗(yàn)證測(cè)試結(jié)果，并設(shè)計(jì)、制造和測(cè)試了三代噴管。低燒蝕噴管喉襯由熱解石墨制成，并在其周圍環(huán)繞高熱容絕熱層，可使熱解石墨制成的噴管喉襯具有徑向高熱傳導(dǎo)性和軸向低熱傳導(dǎo)性。使用氮化硼絕熱層的第一代和第二代噴管的傳導(dǎo)軸垂直于喉部分布，從而形成有效的徑向絕熱，由發(fā)動(dòng)機(jī)羽流傳導(dǎo)出的熱量從噴管喉部進(jìn)入高熱容的氮化硼絕熱層，但由于熱膨脹和熱應(yīng)力積聚，該氮化硼絕熱層在工作30 s后容易發(fā)生斷裂失效。研究人員針對(duì)不同發(fā)動(dòng)機(jī)原型進(jìn)行了24次試驗(yàn)。在相似的燃燒條件下，與整體石墨噴管相比，第一代低燒蝕噴管系統(tǒng)的燒蝕率減少了5倍。研發(fā)出的第三代噴管系統(tǒng)，用碳增強(qiáng)樹脂復(fù)合材料取代氮化硼絕熱層，其燒蝕率相比于前兩代提高了大約20%，但耐熱應(yīng)力更強(qiáng)，在經(jīng)歷45 s的燒蝕過程后完好無損。

2.4 固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)新型點(diǎn)火系統(tǒng)

某種新型兩級(jí)探空火箭需要可靠且經(jīng)過驗(yàn)證的二級(jí)點(diǎn)火，為此美國(guó)軍事學(xué)院空間工程和應(yīng)用研究高超音速火箭團(tuán)隊(duì)(SPEAR-HRT)開發(fā)了一種用于商用現(xiàn)貨(commercial off-the-shelf，COTS)固體發(fā)動(dòng)機(jī)高空點(diǎn)火的新型二級(jí)BPN點(diǎn)火系統(tǒng)，并完成了最新一代高空火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火系統(tǒng)的再設(shè)計(jì)、樣機(jī)制作和測(cè)試。該點(diǎn)火系統(tǒng)主體設(shè)計(jì)為一個(gè)直徑1.9 cm、長(zhǎng)9 cm的多孔Garolite(一種玻璃纖維-環(huán)氧樹脂層壓材料)燃燒室。39個(gè)直徑為7.8 mm的孔交錯(cuò)分布在燃燒室的圓柱面上，用于將點(diǎn)火藥的燃燒產(chǎn)物排放到推進(jìn)劑表面區(qū)域。該點(diǎn)火系統(tǒng)采用是顆粒狀的硼酸鉀(BPN)作為點(diǎn)火藥，并將點(diǎn)火藥存儲(chǔ)在Garolite燃燒室內(nèi)。BPN由電煙火點(diǎn)火器點(diǎn)燃，該點(diǎn)火器通過前封頭接收來自飛行計(jì)算機(jī)的控制信號(hào)。該點(diǎn)火系統(tǒng)在一次飛行測(cè)試中得到驗(yàn)證，在30的過載加速度、10 000 (°)/s的轉(zhuǎn)速和=3的速度條件下成功在13 km高度處進(jìn)行了二級(jí)點(diǎn)火，且最高飛行速度達(dá)到了=5.03。最終該發(fā)動(dòng)機(jī)超過遠(yuǎn)地點(diǎn)85 km，并且對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的噴管或內(nèi)孔沒有明顯損傷。未來的工作和飛行測(cè)試將側(cè)重于在第二級(jí)添加信號(hào)收發(fā)器并開發(fā)可回收的一級(jí)助推器。利用可回收的一級(jí)助推器將有助于降低每次發(fā)射的成本并縮短發(fā)射周期。

2.5 固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)柔性結(jié)構(gòu)獲得改進(jìn)

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中與噴管有效連接的柔性軸承組件包括柔性密封件和剛性墊片。傳統(tǒng)柔性密封件存在生產(chǎn)成本高、強(qiáng)度低、易出現(xiàn)明顯的氣蝕和負(fù)載損壞、低溫性能差等問題。為此，諾斯羅普·格魯曼公司提出一種針對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)柔性結(jié)構(gòu)的發(fā)明專利，對(duì)傳統(tǒng)柔性結(jié)構(gòu)進(jìn)行了改進(jìn)，該柔性結(jié)構(gòu)由聚硅氧烷組分制成，包括至少兩種不同有機(jī)硅材料，每種不同有機(jī)硅材料的聚硅氧烷化合物可以獨(dú)立表現(xiàn)出以下化學(xué)結(jié)構(gòu)：

其中，是從2～10 000的整數(shù)(例如，從100～5000)；每個(gè)R是一個(gè)獨(dú)立的側(cè)鏈官能團(tuán)；每個(gè)M是一個(gè)獨(dú)立的反應(yīng)性封端基團(tuán)。該柔性結(jié)構(gòu)的制作工藝為：對(duì)聚硅氧烷組合物進(jìn)行常規(guī)模塑工藝、擠壓工藝或沉淀工藝，形成所需形狀和尺寸的預(yù)制結(jié)構(gòu)，之后對(duì)預(yù)制結(jié)構(gòu)進(jìn)行固化以形成柔性結(jié)構(gòu)。固化過程中預(yù)制結(jié)構(gòu)需經(jīng)受足夠長(zhǎng)時(shí)間的高溫或高壓(如使用傳統(tǒng)的固化設(shè)備，高壓釜、壓縮模具、熱風(fēng)槍、層壓機(jī)等)，以至少部分交聯(lián)預(yù)制結(jié)構(gòu)的聚硅氧烷鏈，例如，在≤300 ℃下(如50～300℃)持續(xù)加熱5 min～10 h。該柔性結(jié)構(gòu)成功解決了傳統(tǒng)柔性結(jié)構(gòu)存在的上述問題。

2.6 固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)防熱及耐燒蝕新技術(shù)

(1)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)絕熱層

通常用于生產(chǎn)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)絕熱層的彈性基體(EPDM、NBR、SBR、HTPB)雖然具有良好的熱防護(hù)性能，且與固體推進(jìn)劑燃燒產(chǎn)生的氣體具有化學(xué)相容性，但其耐燒蝕能力有限，力學(xué)性能也很差。為此,意大利Avio公司提出了一種用于固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的新型內(nèi)絕熱層，并申請(qǐng)了專利。該絕熱層可以有效改善熱燒蝕性能并降低密度，最大限度地減少消極質(zhì)量。具體來說，該絕熱層所用的耐燒蝕材料由可交聯(lián)的不飽和鏈聚合物基體(質(zhì)量分?jǐn)?shù)45%～55%)、二氧化硅(質(zhì)量分?jǐn)?shù)11%～13%)、硫化劑和增塑劑(質(zhì)量分?jǐn)?shù)15%～25%)組成，燒蝕材料還包含芳綸纖維(Kevlar纖維或者Twaron纖維)(質(zhì)量分?jǐn)?shù)5%～7%)和使用玻璃、石英或者納米粘土材料制成的直徑小于200 μm的微球(質(zhì)量分?jǐn)?shù)10%～15%)，微球密度在0.3～0.34 g/cc之間，微球耐靜水壓力大于等于31 MPa(4500 psi)。

減少固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)絕熱材料的重量可以降低發(fā)動(dòng)機(jī)的總重，增加推進(jìn)劑質(zhì)量，從而提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能。為此諾斯羅普·格魯曼公司提出一種針對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)絕熱材料的發(fā)明專利。根據(jù)該專利，絕熱材料包括一種由碳化硅前體樹脂和二氧化硅前體樹脂的反應(yīng)產(chǎn)物所組成的基體材料，以及交聯(lián)劑和至少一種填料，填料包括中空玻璃微球、中空陶瓷微球和/或碳纖維。具體來說，該絕熱材料包含質(zhì)量分?jǐn)?shù)為50%～85%的二氧化硅前體樹脂、約5%～10%的碳化硅前體樹脂、約5%～10%的中空玻璃微球等填料以及約1%～5%的交聯(lián)劑，該材料密度小于0.8 g/cm，25 ℃下的熱導(dǎo)率小于0.30 W/(m·K)。

(2)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管喉襯

雷聲公司發(fā)明了一種具有低熱導(dǎo)率的噴管喉襯結(jié)構(gòu)。該喉襯較低的熱導(dǎo)率可以減少與其連接的其他部件的缺陷和故障，從而延長(zhǎng)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的壽命。這種喉襯的特點(diǎn)是具有隔熱空腔，具體來說，喉襯包括內(nèi)外的環(huán)形結(jié)構(gòu)，其中內(nèi)環(huán)的內(nèi)表面即為噴管喉部型面；外環(huán)布置了支撐內(nèi)環(huán)部分的支撐結(jié)構(gòu)，在內(nèi)外環(huán)中間有多個(gè)隔熱空腔，空腔內(nèi)可以填充氣體或者絕熱材料，用于限制喉襯向外傳熱。

2.7 固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)檢驗(yàn)新方法

為檢驗(yàn)固體推進(jìn)劑固化后絕熱層和推進(jìn)劑之間的粘結(jié)性能，以及推進(jìn)劑在最大張力區(qū)域附近是否存在裂紋。通常會(huì)將固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的一端朝上垂直放置。通過射線照相來檢驗(yàn)是否存在缺陷。然后，為了檢查另一端的粘接狀態(tài)，需要將發(fā)動(dòng)機(jī)翻轉(zhuǎn)，使發(fā)動(dòng)機(jī)另一端具有類似的拉伸應(yīng)力狀態(tài)。雖然這種方法被廣泛使用，但翻轉(zhuǎn)數(shù)噸重的發(fā)動(dòng)機(jī)不僅存在安全風(fēng)險(xiǎn)，而且需要復(fù)雜且昂貴的設(shè)備。因此，需要對(duì)其進(jìn)行改進(jìn)以減輕或消除翻轉(zhuǎn)作業(yè)。為此，意大利Avio公司提出一種針對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的檢驗(yàn)方法，該方法對(duì)上述傳統(tǒng)檢驗(yàn)方法進(jìn)行了改進(jìn)通過在傳統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)的人工脫粘層處，密封一層柔性氣囊膜。在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行檢測(cè)時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)朝下的一端向柔性氣膜內(nèi)通入加壓流體。在發(fā)動(dòng)機(jī)人工脫粘層與柔性氣囊之間的密封區(qū)域施加壓力使其發(fā)生膨脹，這樣使發(fā)動(dòng)機(jī)朝下一端的界面產(chǎn)生拉伸應(yīng)力。這樣無需翻轉(zhuǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)就可以檢驗(yàn)粘結(jié)情況。該方法允許以簡(jiǎn)單且經(jīng)濟(jì)的方式對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行檢驗(yàn)，成功解決了上述存在的問題。

3 2021年固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)前沿技術(shù)突破情況

3.1 機(jī)器學(xué)習(xí)方法及深度學(xué)習(xí)技術(shù)繼續(xù)得到應(yīng)用

(1)機(jī)器學(xué)習(xí)方法用于固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)據(jù)分析和虛擬傳感器開發(fā)

由于發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)部的高壓且惡劣的化學(xué)條件以及外部羽流環(huán)境的影響，要想獲取與固體推進(jìn)劑燃燒相關(guān)的數(shù)據(jù)是一件非常復(fù)雜的事情。將試驗(yàn)獲取的測(cè)量數(shù)據(jù)作為輸入，與機(jī)器學(xué)習(xí)相結(jié)合，可以創(chuàng)建一種“虛擬傳感器”，它可以提供一些傳統(tǒng)測(cè)量方法由于無法在燃燒室和發(fā)動(dòng)機(jī)羽流中放置傳感器而無法獲取的關(guān)鍵信息。通過這一方法獲得的數(shù)據(jù)可作為固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面靜態(tài)試驗(yàn)過程中實(shí)際獲得數(shù)據(jù)的補(bǔ)充，并提高數(shù)據(jù)測(cè)量的能力水平。機(jī)器學(xué)習(xí)方法包括神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)及其輸入的描述，以及用于異常診斷、激波檢測(cè)和傳感器重建的圖像處理算法，可用于固體助推器的預(yù)先性能分析。此外，異常檢測(cè)方法可以自動(dòng)檢測(cè)異常事件，并且使用不同的邊界檢測(cè)方法來識(shí)別羽流內(nèi)的激波。“虛擬傳感器”的數(shù)據(jù)處理功能在固體助推器的點(diǎn)火試驗(yàn)中得到應(yīng)用。研究人員利用深度神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)方法研發(fā)的“虛擬傳感器”可采用統(tǒng)計(jì)表示和原始傳感器信號(hào)來重建丟失的振動(dòng)數(shù)據(jù)。NASA采用該虛擬傳感器進(jìn)行健康檢測(cè)并研發(fā)用于當(dāng)前和未來火箭試驗(yàn)臺(tái)的智能傳感器。

(2)深度學(xué)習(xí)網(wǎng)絡(luò)用于固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)缺陷診斷

固體推進(jìn)劑的結(jié)構(gòu)完整性與SRM的性能直接相關(guān)，而內(nèi)孔開裂和推進(jìn)劑與絕熱層的脫粘這兩個(gè)主要缺陷對(duì)結(jié)構(gòu)完整性至關(guān)重要。針對(duì)固體推進(jìn)劑的缺陷診斷，美國(guó)加利福尼亞大學(xué)和美國(guó)空軍研究實(shí)驗(yàn)室的研究人員提出并研究了一種深度卷積神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)(CNN)架構(gòu)，以評(píng)估內(nèi)孔裂紋和推進(jìn)劑脫粘共存下的缺陷尺度。該架構(gòu)基于傳統(tǒng)的順序結(jié)構(gòu)構(gòu)建，不僅考慮了參數(shù)梯度的傳遞效率，還考慮了輸入數(shù)據(jù)的原始信息。為訓(xùn)練和驗(yàn)證卷積神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)(CNN)，采用有限元法(FEM)來生成被標(biāo)記的訓(xùn)練數(shù)據(jù)。應(yīng)用疊加原理將內(nèi)孔裂紋和推進(jìn)劑脫粘的各種情況結(jié)合起來，產(chǎn)生足夠的標(biāo)記數(shù)據(jù)以進(jìn)行有效的訓(xùn)練。最后，與傳統(tǒng)的順序CNN相比，該架構(gòu)顯示了其在預(yù)測(cè)缺陷方面的有效性和準(zhǔn)確性。關(guān)于訓(xùn)練效率，多通道輸入數(shù)據(jù)優(yōu)于單通道數(shù)據(jù)。此外，內(nèi)孔裂紋的存在主要決定了卷積層的數(shù)量和相應(yīng)內(nèi)核的數(shù)量，因?yàn)樗嚯x傳感器較遠(yuǎn)。研究表明，深度卷積神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)(CNN)可以用來評(píng)估內(nèi)孔裂紋和推進(jìn)劑脫粘同時(shí)存在的情況。此外，深度卷積神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)(CNN)依賴于特征提取。因此，無論材料模型如何，在不同的學(xué)習(xí)參數(shù)下，裂紋和推進(jìn)劑脫粘特征都相同，而這些參數(shù)是卷積神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)中的權(quán)重和偏差。因此，研究人員所提出的深度卷積神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)(CNN)也可用于其他材料模型。

(3)基于CNN的深度學(xué)習(xí)技術(shù)用于固體推進(jìn)劑藥柱X射線檢測(cè)

在國(guó)防應(yīng)用中，推進(jìn)劑藥柱樣品的快速X射線檢測(cè)，對(duì)識(shí)別和評(píng)估推進(jìn)劑藥柱缺陷來說至關(guān)重要。通過適當(dāng)?shù)挠?xùn)練神經(jīng)網(wǎng)路模型，利用人工智能可使這一過程實(shí)現(xiàn)自動(dòng)化。卷積神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)(CNN)在使用足夠多的數(shù)據(jù)進(jìn)行圖像識(shí)別和定位的任務(wù)中表現(xiàn)良好。印度馬德拉斯理工學(xué)院無損評(píng)估中心的研究人員針對(duì)深度學(xué)習(xí)算法，提出一種產(chǎn)生合成射線數(shù)據(jù)的方法，該方法由基于射線追蹤的射線模擬支持，可自動(dòng)探測(cè)X射線圖像中的異常。研究人員從試驗(yàn)數(shù)據(jù)中提取噪音作為補(bǔ)充的模擬結(jié)果，并與實(shí)測(cè)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。同時(shí)這一仿真輔助自動(dòng)缺陷識(shí)別系統(tǒng)(Sim-ADR)可同時(shí)進(jìn)行缺陷探測(cè)和缺陷實(shí)例分割。在包含416張圖像的試驗(yàn)集上，缺陷檢測(cè)系統(tǒng)的精確性超過87%。

(4)基于深度學(xué)習(xí)的平板燃燒器混合固體燃料退移速率測(cè)量

平板燃燒器實(shí)驗(yàn)旨在通過測(cè)量燃料退移速率來驗(yàn)證混合燃料火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中反應(yīng)邊界層燃燒的機(jī)理模型。美國(guó)紐約州立大學(xué)的研究人員提出了一種基于成像的深度學(xué)習(xí)工具，用于測(cè)量二維平板燃燒器實(shí)驗(yàn)中的燃料退移速率。該方法采用具有高強(qiáng)度閃光燈的數(shù)碼單反相機(jī)用于在整個(gè)燃燒過程中捕獲圖像，然后通過在識(shí)別圖像找到燃料邊界以計(jì)算退移速率。研究人員研究了一種U-net卷積神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)架構(gòu)來從實(shí)驗(yàn)圖像中識(shí)別燃料邊界。Monte-Carlo Dropout過程用于量化卷積神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)產(chǎn)生的退移速率計(jì)算的不確定性。將U-net計(jì)算獲得的退移速率與文獻(xiàn)中數(shù)據(jù)進(jìn)行比較，發(fā)現(xiàn)誤差小于10%。在訓(xùn)練集中的圖像沒有過飽和時(shí)，進(jìn)行了氧化劑流量相關(guān)性研究，研究結(jié)果表明退移速率的U-net預(yù)測(cè)值是準(zhǔn)確的，且與氧化劑流量無關(guān)。對(duì)單色圖像的訓(xùn)練進(jìn)行研究，但結(jié)果表明，從具有高噪聲的圖像中預(yù)測(cè)燃料退移速率并不成功。與傳統(tǒng)的圖像處理技術(shù)(例如閾值二進(jìn)制轉(zhuǎn)換和空間濾波等)相比，該卷積神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)在濾除腔室玻璃上的煙灰、點(diǎn)蝕和蠟沉積以及火焰引入的噪聲方面更勝一籌。U-net可以持續(xù)提供低誤差圖像分割，以準(zhǔn)確計(jì)算燃料的退移速率。

(5)統(tǒng)計(jì)學(xué)習(xí)用于固體推進(jìn)劑性能表征

美國(guó)奧本大學(xué)的研究人員利用統(tǒng)計(jì)學(xué)習(xí)方法研究了一種快速對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)性能進(jìn)行建模，并根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)彈道壓力時(shí)間曲線特征對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行分類的方法，在此分析過程中采用了星形藥柱結(jié)構(gòu)進(jìn)行神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的訓(xùn)練和驗(yàn)證。研究人員應(yīng)用包括神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)在內(nèi)的多種統(tǒng)計(jì)學(xué)習(xí)方法來解決繪制固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)壓力時(shí)間曲線的問題，并使用卷積神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)將壓力時(shí)間曲線映射到產(chǎn)生壓力時(shí)間曲線的發(fā)動(dòng)機(jī)藥柱結(jié)構(gòu)，從而對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行分類。這種分類應(yīng)用在逆向工程是非常有用的，并可用于確定實(shí)現(xiàn)給定設(shè)計(jì)目標(biāo)的一系列可能選項(xiàng)。

3.2 推進(jìn)劑改良與燃燒機(jī)理研究仍是行業(yè)發(fā)展熱點(diǎn)

(1)功能化碳基納米添加劑協(xié)同效應(yīng)使固體推進(jìn)劑性能增強(qiáng)

通過固體推進(jìn)劑反應(yīng)區(qū)內(nèi)的自組織波模式激發(fā)現(xiàn)象進(jìn)行預(yù)測(cè)操縱，以及它們對(duì)納米添加劑催化活性的影響和能量釋放區(qū)域的定位，可擴(kuò)展下一代小型衛(wèi)星多模式固體推進(jìn)系統(tǒng)的能力。為此，俄羅斯西高加索研究中心的研究人員提出了一種創(chuàng)新策略，通過在功能化碳基納米結(jié)構(gòu)超材料作為納米添加劑與外部靜電場(chǎng)的組合應(yīng)用中實(shí)現(xiàn)新的協(xié)同效應(yīng)與反應(yīng)區(qū)行為編輯。增強(qiáng)電場(chǎng)對(duì)燃燒行為的影響是通過提高功能化碳基納米添加劑在其微結(jié)構(gòu)改性和固體推進(jìn)劑反應(yīng)區(qū)內(nèi)自組織波模式激發(fā)時(shí)的催化活性而提供的。此外，協(xié)同效應(yīng)還包括靜電場(chǎng)誘導(dǎo)的預(yù)測(cè)取向和反應(yīng)區(qū)內(nèi)功能化碳基納米添加劑的自組裝導(dǎo)向。研究人員所提出的這一策略已被眾多模型實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)證明有效。該策略的應(yīng)用為推進(jìn)劑系統(tǒng)提供了額外的能量，這超出了歷史上傳統(tǒng)技術(shù)的處理能力，并開辟了以最少的額外能量消耗來提高固體推進(jìn)劑燃速和多模式固體推進(jìn)系統(tǒng)推力的可能性。

(2)金屬Li應(yīng)用于固體推進(jìn)劑改良

高氯酸銨(AP)作為固體推進(jìn)劑氧化劑具有優(yōu)越的性能，但會(huì)產(chǎn)生大量有害的鹽酸。過氧化鋰(LiO)具有與AP相當(dāng)?shù)睦碚撔阅?，而且不?huì)產(chǎn)生鹽酸。然而LiO的吸濕性使其不適合作為推進(jìn)劑使用。但假設(shè)使用一種材料作為外殼，則可以使LiO成為可用的推進(jìn)劑成分。美國(guó)普渡大學(xué)的研究人員研究了將LiO包裹在AP保護(hù)殼中的可行性。雖然這種保護(hù)殼會(huì)導(dǎo)致少量鹽酸的生成，但由于鋰的存在會(huì)消耗氧，因此鹽酸的生成會(huì)大大減少。研究人員檢驗(yàn)了這種新型氧化劑的合成結(jié)果和分解行為，證明這一概念是有發(fā)展前景的。在理論計(jì)算中，當(dāng)結(jié)合到固體推進(jìn)劑中時(shí)，LiO-AP組合氧化劑顯示出與AP相當(dāng)?shù)谋葲_，而鹽酸生成量顯著減少。為了進(jìn)一步發(fā)展這一概念并使其在更大范圍內(nèi)具有可行性，下一步將提高合成過程的可重復(fù)性和產(chǎn)量，并將核殼顆粒結(jié)合到推進(jìn)劑鏈中以對(duì)其燃燒特性進(jìn)行表征。另外，進(jìn)一步評(píng)估環(huán)境水分和二氧化碳對(duì)包覆效果的影響對(duì)該型推進(jìn)劑的長(zhǎng)期儲(chǔ)存也很重要。

同樣是對(duì)金屬Li的應(yīng)用，美國(guó)普渡大學(xué)的研究人員開展了高壓下Al-Li合金復(fù)合推進(jìn)劑的表征研究。基于Al-Li合金的燃料可以潛在地提高復(fù)合推進(jìn)劑的性能并減少鹽酸的形成。在0.1 MPa下，可觀察到Al-Li基復(fù)合推進(jìn)劑燃面存著微爆現(xiàn)象；然而，基于壓力的Al-Li推進(jìn)劑燃燒特性研究尚未見報(bào)道。美國(guó)普渡大學(xué)的研究人測(cè)試并量化分析了在各種壓力下的Al-Li復(fù)合推進(jìn)劑燃速與推進(jìn)劑燃面附近的團(tuán)聚物尺寸。團(tuán)聚顆粒物主要成分為未消耗的鋁鋰，其尺寸隨著壓力的增加而增加，這表明微爆現(xiàn)象在更高壓力下受到抑制。燃速實(shí)驗(yàn)表明，在具有細(xì)粒度(平均直徑17 μm)Al-Li顆粒的推進(jìn)劑中發(fā)生了平臺(tái)燃速效應(yīng)，而原樣Al-Li推進(jìn)劑(平均直徑53 μm)在所有測(cè)試的壓力中均保持恒定壓力指數(shù)為0.39。更細(xì)粒度的Al-Li推進(jìn)劑在低于4 MPa壓力下的壓力指數(shù)為0.59，在高于4 MPa壓力下的壓力指數(shù)為0.11。Al-Li推進(jìn)劑的表面成像顯示，推進(jìn)劑表面存在獨(dú)特的凝聚相反應(yīng)，隨著Al-Li顆粒更細(xì)，壓力更高，這種反應(yīng)變得更加突出，這就是平臺(tái)燃速效應(yīng)的潛在來源。

(3)含自對(duì)準(zhǔn)反應(yīng)纖維的AP復(fù)合推進(jìn)劑研究

在固體推進(jìn)劑中嵌入可消耗的反應(yīng)性導(dǎo)線已經(jīng)證明可通過增加表面積來增加燃速。然而，由于不同的材料往往需要多種工藝來制造，因此制造這種含有復(fù)雜反應(yīng)組分的推進(jìn)劑藥柱比較困難。為此，美國(guó)普渡大學(xué)研究人員開展了一項(xiàng)研究，其不使用多種工藝，而是將反應(yīng)纖維混合到AP復(fù)合推進(jìn)劑基體中，并按規(guī)定方向進(jìn)行擠壓，使反應(yīng)纖維在流動(dòng)中自對(duì)準(zhǔn)。研究人員利用可見光成像和X射線層析成像技術(shù)研究了纖維長(zhǎng)寬比(AR)和纖維朝向?qū)ν七M(jìn)劑有效燃速的影響。結(jié)果表明，采用更高AR的纖維和垂直于燃燒前沿(稱為“垂直取向”)的纖維可以最大程度地提高AP復(fù)合推進(jìn)劑的有效燃速。

(4)四元NC-GO-Al-KClO納米鋁熱劑應(yīng)用于高速脈沖小尺寸推進(jìn)系統(tǒng)

納米鋁熱劑被認(rèn)為是很有前途的高能材料，是開發(fā)新含能材料和推進(jìn)領(lǐng)域新技術(shù)的關(guān)鍵。然而，相對(duì)較低的峰值壓力、較小的推力輸出和不完全燃燒也暴露了納米鋁熱劑的一些潛在問題。為提高納米鋁熱劑的燃燒性能，加拿大蒙特利爾理工學(xué)院的研究人員引入了不同數(shù)量的硝化纖維(NC)，并使用簡(jiǎn)便的靜電紡絲法生產(chǎn)出了基于納米鋁(n-Al)、高氯酸鉀(KClO)、氧化石墨烯(GO)和硝酸纖維(NC)的四元納米鋁熱劑NC/GO/Al/KClO。該納米鋁熱劑的形態(tài)通過SEM-EDX進(jìn)行表征分析，結(jié)果顯示納米顆粒均勻分散而沒有團(tuán)聚。通過在反應(yīng)室內(nèi)的開放式丙烯酸管中以不同的填充密度(%TMD)點(diǎn)燃樣品，并使用3.5W連續(xù)激光器來評(píng)估該材料的燃燒行為。利用高速成像捕獲火焰?zhèn)鞑ィ⑹褂貌钍緬呙枇繜岱?DSC)來評(píng)估熱行為和能量輸出。最后，對(duì)于推進(jìn)特性，使用小型試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)評(píng)估制備樣品的燃燒性能?？偟膩碚f，推力輸出、比沖和體積沖量(和)以及釋放的總熱量隨著NC的添加均顯著增強(qiáng)。具體來說，添加5% NC/GO/Al/KClO在約50% TMD時(shí)，總沖()和達(dá)到峰值，分別為19.9 mN·s和203.2 s。與沒有添加NC的樣品(13.4 mN·s和137.4 s)相比，性能提高超過了50%。點(diǎn)火延遲時(shí)間和點(diǎn)燃富含NC的混合物所需的能量增加，但在實(shí)際應(yīng)用中仍保持了足夠快的響應(yīng)。這表明使用簡(jiǎn)便的靜電紡絲法制備出的四元納米鋁熱劑，可顯著提高燃燒性能，并提高對(duì)小尺寸推進(jìn)應(yīng)用的適用性。

(5)含硼推進(jìn)劑與氟化物的燃燒產(chǎn)物積聚

在含鎂的硼粉外包覆聚三氟氯乙烯(PCTFE，氟質(zhì)量含量為52.6%)和全氟壬酸(PFPA，氟含量為 69.6%)，可用來制造實(shí)驗(yàn)室尺度反應(yīng)室中燃燒測(cè)試的推進(jìn)劑。俄羅斯科學(xué)院的研究人員通過拉曼光譜、粉末團(tuán)聚分析、電子顯微鏡和熱分析對(duì)其燃燒產(chǎn)物進(jìn)行了研究。結(jié)果表明，含氟組分對(duì)初始粉末的表面改性減少了燃燒產(chǎn)物的積聚，并且PCTFE的影響最大。粉末微觀結(jié)構(gòu)特征和包覆層的熱穩(wěn)定性被認(rèn)為是引起推進(jìn)劑燃燒過程中不同行為的主要原因。

(6)利用可膨脹石墨控制固體推進(jìn)劑燃燒

以色列理工大學(xué)的研究人員開發(fā)了一種通過可膨脹石墨(EG)添加劑操縱和控制固體推進(jìn)劑燃燒的新方法。EG是一種夾層石墨，升高溫度時(shí)體積增加，形成比原始顆粒/薄片長(zhǎng)許多倍的細(xì)長(zhǎng)線/纖維。將EG添加到固體推進(jìn)劑基質(zhì)中，這種特性會(huì)對(duì)燃燒產(chǎn)生不同的影響，有時(shí)甚至是相互矛盾的。一方面，纖維可能堆積在表面上，起到阻燃作用；另一方面，當(dāng)燃面退移時(shí)，在推進(jìn)劑燃面層附近的纖維會(huì)伸入熱氣體中，充當(dāng)有效的熱傳導(dǎo)介質(zhì)，從而提高燃速。此外，EG表層的溶脹效應(yīng)可能會(huì)增加有效表面積，從而進(jìn)一步提高燃速。研究結(jié)果表明，在AP推進(jìn)劑中添加1%～5%的EG(原始粒徑100～150 μm，在200～230°C時(shí)開始膨脹)會(huì)降低燃速，當(dāng)添加的EG高于3%時(shí)甚至?xí)够鹧嫦?。但將相同的EG添加到固液混合燃料中則可以使燃速提高多達(dá)2倍。因此，針對(duì)固液混合或固體燃料沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，EG可以作為一種新型燃速增強(qiáng)劑。

(7)固液混合燃料研究不斷強(qiáng)化

蠟和端羥基聚丁二烯(HTPB)是傳統(tǒng)火箭燃料可行并有效的替代物，可提供良好的機(jī)械性能和熱力性能，以及良好的結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性。印度科學(xué)研究所的研究人員利用掃描電子顯微鏡(SEM)和FTIR光譜分析對(duì)石蠟、蜂蠟和HTPB進(jìn)行了機(jī)械特性分析，并開展了試驗(yàn)研究。結(jié)果表明，HTPB顯示出清晰的藥柱結(jié)構(gòu)和形態(tài)，而蜂蠟和石蠟則顯示出帶有小微裂紋的小球軌跡。與石蠟和HTPB相比，蜂蠟的密度最高，而與石蠟和蜂蠟相比，HTPB的拉伸強(qiáng)度性能最低。

石蠟基燃料的燃速明顯高于傳統(tǒng)的聚合物配方，例如HTPB，在HTPB中添加石蠟成分是固液混合火箭性能增強(qiáng)的潛在工具?，F(xiàn)有文獻(xiàn)表明，該方法的效用還存在差異，而美國(guó)德州大學(xué)和意大利米蘭理工學(xué)院的研究人員則解決了這些差異。研究人員制造了三種燃料樣品：普通HTPB、普通石蠟、裝有熔融粗晶石蠟(10%～75%)或固體微晶石蠟顆粒(10%～60%)的HTPB，并評(píng)估了它們的熱分解和內(nèi)彈道性能。在同時(shí)進(jìn)行的TGA/DTA實(shí)驗(yàn)中，燃料樣品在氬氣氛中加熱(10 K/min)。粗晶石蠟的加入促進(jìn)了HTPB低溫分解，而微晶石蠟的加入則相反。將準(zhǔn)備好的燃料藥柱放在實(shí)驗(yàn)室規(guī)模的固液混合火箭的氣態(tài)氧中燃燒，氧化劑質(zhì)量通量為5～430 kg/(m·s)，壓力為0.5～ 1.0MPa。與普通HTPB相比，普通微晶石蠟燃料的燃速提高了300%，但固液混合燃料配方卻沒有表現(xiàn)出顯著的燃速提高。此外，研究人員還完成了普通HTPB、普通石蠟和石蠟與HTPB組成的固液混合燃料系統(tǒng)的燃燒第一原理建模。固液混合燃料系統(tǒng)的燃燒以HTPB的熱解為主，其不允許在燃料表面形成熔融層，因此任何增強(qiáng)都是由于燃料汽化速率的增加而不是卷吸效應(yīng)。該研究充分說明了文獻(xiàn)報(bào)道的差異來源，并表明在HTPB中加入石蠟并不是改進(jìn)固液混合火箭燃燒特性的可行方法。

3.3 電控固體推進(jìn)劑研究不斷深化

近年來，人們對(duì)電控固體推進(jìn)劑(ECSP)的開發(fā)越來越感興趣，因?yàn)槠渑c傳統(tǒng)固體推進(jìn)劑相比具有多種優(yōu)勢(shì)。然而，人們對(duì)ECSPs分解/燃燒的復(fù)雜反應(yīng)機(jī)理的了解仍然有限。韓國(guó)首爾國(guó)立大學(xué)的研究人員試圖擴(kuò)展對(duì)基于高氯酸鋰(LP)氧化劑和聚乙烯醇(PVA)粘合劑的ECSP熱分解機(jī)理的認(rèn)識(shí)，并使用熱分析進(jìn)一步研究鎢(W)作為金屬添加劑的影響。研究人員獲得了不同金屬化樣品的化學(xué)動(dòng)力學(xué)參數(shù)，并與非金屬化推進(jìn)劑樣品進(jìn)行比較。非金屬化推進(jìn)劑樣品的分解分為三個(gè)階段，包括熔融氧化劑與PVA熱解產(chǎn)物之間的初級(jí)反應(yīng)，以及與未反應(yīng)的LP的熱解重疊的二次氣相反應(yīng)。但金屬化的ECSP僅表現(xiàn)出單步分解，其中也包含金屬氧化。研究表明，非金屬化ECSP的初始分解溫度為349 °C，總分解反應(yīng)放熱量為2043 J/g。對(duì)于含有5% W的ECSP-M1，添加W可使總放熱量增加43%，而分解溫度則降低了約60℃。這表明W的加入降低了ECSP的熱穩(wěn)定性。進(jìn)一步增加W含量，ECSP-M2和ECSP-M3的總放熱量分別減少了10%和13%，有效活化能分別提高了36%和60%?；谀壳暗难芯拷Y(jié)果，研究人員提出了非金屬化和金屬化ECSP的全局反應(yīng)機(jī)制。

3.4 固體發(fā)動(dòng)機(jī)性能預(yù)測(cè)與分析方法得到進(jìn)一步開發(fā)

(1)美國(guó)空軍研究實(shí)驗(yàn)室開發(fā)出固體推進(jìn)劑行為分析模型

美國(guó)空軍研究實(shí)驗(yàn)室利用“分離式霍普金森壓桿”(SHPB)系統(tǒng)測(cè)量高應(yīng)變率下固體推進(jìn)劑的應(yīng)力，分析材料在惡劣條件下的行為?？砷_展模擬子彈沖擊、破片沖擊和殉爆反應(yīng)產(chǎn)生的應(yīng)變速率下固體推進(jìn)劑的性能測(cè)試，空軍研究實(shí)驗(yàn)室計(jì)劃使用該系統(tǒng)在高應(yīng)變率下測(cè)試推進(jìn)劑和空間約束材料，并量化火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的所采用的固體推進(jìn)劑材料特性(包括采用聲共振混合和增材制造等先進(jìn)工藝制造材料的特性)，開發(fā)結(jié)構(gòu)模型，預(yù)測(cè)其在真實(shí)環(huán)境下的失效行為，從而進(jìn)一步設(shè)計(jì)改進(jìn)的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和衛(wèi)星。

(2)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)性能預(yù)測(cè)與重構(gòu)的不確定度-離散分析

針對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(SRM)彈道性能預(yù)測(cè)和重構(gòu)中所涉及的發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)彈道參數(shù)的不確定性和離散性，意大利羅馬大學(xué)和歐空局的研究人員提出了基于蒙特卡羅方法的快速有效的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)性能分析工具和模型。使用內(nèi)彈道模型對(duì)給定的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行預(yù)測(cè)和重構(gòu)/分析，以便從點(diǎn)火數(shù)據(jù)中得到固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的非理想彈道參數(shù)(例如峰值、尺寸因子和發(fā)動(dòng)機(jī)效率)和噴管喉部燒蝕率。在兩個(gè)階段(預(yù)測(cè)和重構(gòu))中考慮這些輸入?yún)?shù)的不確定性和離散性對(duì)彈道研究人員尤其重要，這樣可以在指定階段評(píng)估SRM的預(yù)期性能范圍和非理想?yún)?shù)范圍，以及它們隨發(fā)動(dòng)機(jī)開發(fā)過程(即研發(fā)和生產(chǎn))而演變的情況。研究人員綜合分析了不確定性和離散輸入?yún)?shù)對(duì)SRM預(yù)測(cè)和重構(gòu)的影響，同時(shí)考慮了其在研發(fā)和生產(chǎn)階段的不同量化，并將Vega運(yùn)載火箭第二級(jí)，即Zefiro 23 SRM作為研究案例，系統(tǒng)比較了該方法在發(fā)動(dòng)機(jī)研發(fā)和生產(chǎn)階段的應(yīng)用。

(3)確定脫粘對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體暴露影響的新工藝

脫粘通常發(fā)生在固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體絕熱層和藥柱之間的粘接界面處。當(dāng)脫粘尺寸較大時(shí)，可能導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)殼體過早暴露在燃燒室熱氣體中，在最壞的情況下，可能會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)完全失效。為了評(píng)估脫粘對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)殼體絕熱層的影響，意大利波洛尼亞大學(xué)和Avio公司的研究人員使用發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部模擬軟件進(jìn)行了數(shù)值模擬，預(yù)測(cè)了最可能發(fā)生脫粘的區(qū)域。該方法可以確定發(fā)動(dòng)機(jī)殼體上最關(guān)鍵的脫粘位置。了解最關(guān)鍵的暴露區(qū)域可以將缺陷檢測(cè)測(cè)試僅推向關(guān)鍵區(qū)域，這意味著將優(yōu)化使用X射線技術(shù)進(jìn)行拓展檢測(cè)。在目前研究工作中，研究人員考慮了三組脫粘缺陷，對(duì)Z9的脫粘影響圖進(jìn)行了評(píng)估。其中，第一個(gè)對(duì)應(yīng)于沿方位角方向拉長(zhǎng)的脫粘，第二個(gè)對(duì)應(yīng)于沿曲線坐標(biāo)方向拉長(zhǎng)的脫粘，最后一個(gè)對(duì)應(yīng)于兩個(gè)相同量的脫粘延伸向。最后，這些等高線圖通過比較脫粘網(wǎng)曝光增量與ROBOOST結(jié)果得到驗(yàn)證，最大百分比誤差為1.8%，這意味著所提出的方法是令人滿意的。

(4)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)熔渣積聚的多相建模及動(dòng)力學(xué)預(yù)測(cè)

含鋁推進(jìn)劑會(huì)造成氧化鋁顆粒的形成，并最終在潛入式噴管中產(chǎn)生熔渣和凝聚相沉積(液態(tài)/固態(tài)氧化鋁)。準(zhǔn)確預(yù)測(cè)熔渣的形成、積聚、顆粒和熔渣的相互作用以及熔渣通過噴管的排出對(duì)SRM的設(shè)計(jì)和工作具有重要意義。美國(guó)CFDRC公司的研究人員開發(fā)了一個(gè)多相仿真框架Loci/SLAG，以解決當(dāng)前SRM建模中存在的主要問題和局限性，特別是熔渣積聚、熔渣與主燃?xì)饬骱蛧姽軞饬鞯南嗷プ饔谩⑷墼e聚和動(dòng)力學(xué)對(duì)SRM性能參數(shù)的影響。熱物理特性模型被納入到框架中，考慮了熔渣粘度(與溫度和成分有關(guān))以及可變的導(dǎo)熱系數(shù)。采用熔渣界面和運(yùn)輸模型獲取顆粒-壁面相互作用、顆粒-熔渣碰撞和熔渣-壁面相互作用的影響。提出了加速參考系下熔渣積聚、動(dòng)力學(xué)、SRM性能/穩(wěn)定性預(yù)測(cè)的仿真策略。Loci/SLAG框架與燃燒表面模塊集成，可得到推進(jìn)劑藥柱退移及其對(duì)殼體表面的影響。

(5)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火瞬態(tài)模擬的新方法

法國(guó)航空航天研究中心的研究人員提出了一種用于模擬全固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火瞬態(tài)的新方法。該方法基于燃燒室流場(chǎng)的CFD求解器和推進(jìn)劑不穩(wěn)定燃燒的一維求解器的耦合。研究人員共提出了兩種方法，第一種方法利用一維方法解決了推進(jìn)劑火焰問題，將所有計(jì)算和多尺度建模方面的困難(表面過程，火焰動(dòng)力學(xué))包括在邊界模型中。它實(shí)現(xiàn)了一個(gè)基于動(dòng)態(tài)和物理的過渡，從最初的由點(diǎn)火器流惰性加熱推進(jìn)劑到確定的燃燒，而傳統(tǒng)的點(diǎn)火模型一旦達(dá)到預(yù)定的點(diǎn)火溫度，會(huì)從惰性材料行為轉(zhuǎn)換為準(zhǔn)穩(wěn)定的經(jīng)驗(yàn)燃燒行為，從而限制了精確點(diǎn)火動(dòng)力學(xué)和不穩(wěn)定燃燒反應(yīng)的再現(xiàn)能力。解決了CFD域內(nèi)的推進(jìn)劑火焰問題，在邊界模型中僅求解表面和固相熱曲線。雖然在網(wǎng)格細(xì)化方面要求更高，但能夠獲得點(diǎn)火和內(nèi)流場(chǎng)之間相互作用的細(xì)節(jié)。采用兩種方法對(duì)推進(jìn)劑在一維和二維試驗(yàn)條件下的激光誘導(dǎo)點(diǎn)火進(jìn)行比較，結(jié)果對(duì)比表明可以在邊界模型僅考慮推進(jìn)劑火焰，并可獲得精確的首次點(diǎn)火時(shí)間。同時(shí)，研究人員還討論了這種方法潛在的局限性和缺陷以及后續(xù)的改進(jìn)。當(dāng)前的一維火焰模型不包括任何與湍流相關(guān)的影響，且沒有使用壁面函數(shù)來提高傳熱的準(zhǔn)確性。目前的工作是朝著高效、準(zhǔn)確模擬大型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑加熱和點(diǎn)火邁出的重要的第一步。

(6)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒時(shí)間計(jì)算的Rao-方法和弦中點(diǎn)法

在固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的工作參數(shù)中，燃速起著非常重要的作用，它是用燃燒時(shí)間來計(jì)算的。通常燃燒時(shí)間按照MIL-STD進(jìn)行圖形化定義和手動(dòng)計(jì)算，所帶來的誤差較大，研究人員通過對(duì)燃燒時(shí)間的起終點(diǎn)進(jìn)行重新定義達(dá)到了消除上述誤差的目的。美國(guó)雷聲公司的研究人員提出了兩種用計(jì)算機(jī)自動(dòng)計(jì)算燃燒時(shí)間的新方法，兩種方法都不需要任何手工操作。第一種方法被稱為“Rao方法”，它嚴(yán)格遵循全世界普遍執(zhí)行的MIL-STD后切平分線定義，但它消除了原方法中固有的主觀性。它使用壓力時(shí)間曲線的二階導(dǎo)數(shù)自動(dòng)確定壓力曲線中彎曲部分周圍的兩個(gè)點(diǎn)(1，2)，找到這些點(diǎn)的切線方程和數(shù)學(xué)上的平分線(絕對(duì)平分線而不是視覺平分線)之間的角。在開發(fā)過程中，人們發(fā)現(xiàn)標(biāo)準(zhǔn)圖解法的結(jié)果依賴于繪制壓力時(shí)間曲線所用的刻度。因?yàn)闆]有繪制任何圖表的“方法”，所以用圖表定義燃燒時(shí)間存在固有的主觀性。研究人員還對(duì)MIL-STD進(jìn)行了改進(jìn)，消除了所有的主觀性，使固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒時(shí)間的計(jì)算有了堅(jiān)實(shí)的數(shù)學(xué)基礎(chǔ)。第二種方法稱為“弦中點(diǎn)法”，不受上述主觀性和曲線彎曲部分周圍點(diǎn)(1，2)的選擇影響。結(jié)果與“Rao方法”具有相近的精度，并與標(biāo)準(zhǔn)的手動(dòng)操作方法具有很好的一致性。

(7)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)熱聲不穩(wěn)定建模方法

意大利羅馬大學(xué)的研究人員開發(fā)了一種準(zhǔn)一維多相模型對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中的熱聲不穩(wěn)定現(xiàn)象進(jìn)行了分析驗(yàn)證。這種數(shù)學(xué)-物理方法最初是由歐拉-歐拉多維模型推導(dǎo)而來，利用數(shù)值模擬得到的物理規(guī)律對(duì)準(zhǔn)一維模型進(jìn)行改進(jìn)。為了驗(yàn)證這種方法論，研究人員對(duì)文獻(xiàn)中已知的由于多相效應(yīng)而易于產(chǎn)生壓力波動(dòng)的簡(jiǎn)化藥型結(jié)構(gòu)進(jìn)行了數(shù)值模擬。結(jié)果表明，所提出的解算方案與關(guān)于不穩(wěn)定行為的熱聲起源和壓力振蕩幅度的文獻(xiàn)數(shù)據(jù)完全一致。該結(jié)果保證了結(jié)果模型的可信度，在將來可提供一種輕便且強(qiáng)大的工具來研究固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的壓力振蕩。

3.5 固體推進(jìn)劑3D打印技術(shù)進(jìn)一步發(fā)展

(1)基于紫外固化的光聚合增材制造復(fù)合固體推進(jìn)劑

現(xiàn)有的復(fù)合固體推進(jìn)劑藥柱制造技術(shù)主要是使用危險(xiǎn)化學(xué)品和推進(jìn)劑成型專用模具完成混合-澆注-固化工藝。在大多數(shù)情況下，低聚物的加聚反應(yīng)涉及異氰酸酯官能團(tuán)。結(jié)構(gòu)約束制約了推進(jìn)劑的幾何結(jié)構(gòu)，將火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的壓力-時(shí)間關(guān)系曲線限制成某些既定的配置。在相關(guān)工業(yè)過程的定義中，組分貯存時(shí)間是其最重要的參數(shù)之一。意大利都靈理工大學(xué)的研究人員提出了一種基于紫外固化的推進(jìn)劑藥柱增材制造工藝，并申請(qǐng)了專利。借助特定的推力-時(shí)間曲線或局部成分微調(diào)，該技術(shù)可實(shí)現(xiàn)更復(fù)雜的藥柱幾何結(jié)構(gòu)，從而為紫外固化的推進(jìn)劑在更復(fù)雜的推進(jìn)任務(wù)中的應(yīng)用鋪平道路。新的固化方法創(chuàng)新性的使用了預(yù)聚物，用紫外線敏感組分代替異氰酸酯，降低了固體藥劑對(duì)操作人員的化學(xué)危害。研究人員獲得了使用推進(jìn)劑惰性模擬器的初步實(shí)驗(yàn)結(jié)果，完成了實(shí)驗(yàn)室規(guī)模的概念證明，其中重點(diǎn)關(guān)注了單層樣品的粘接性能。研究人員采用動(dòng)態(tài)機(jī)械熱分析、熱重分析和應(yīng)力-應(yīng)變測(cè)試分析等方法測(cè)試了不同配方的機(jī)械和物理特性。此外，在固體推進(jìn)劑的配方上，以硫酸銨代替高氯酸銨，考慮使用端羥基聚丁二烯(HTPB)和聚丁二烯二丙烯酸酯(PBDDA)兩種粘合劑，制備了含鋁和不含鋁樣品，以評(píng)估紫外線(UV)固化過程中不透明-反射材料產(chǎn)生的影響。結(jié)果表明，兩種新型紫外固化材料具有類似實(shí)驗(yàn)結(jié)果，驗(yàn)證了基于無異氰酸酯工藝制作推進(jìn)劑的可行性。

(2)3D打印復(fù)合固體推進(jìn)劑的燃燒研究

從公開文獻(xiàn)中很難獲得不同推進(jìn)劑配方在精細(xì)尺度(mm量級(jí))上的藥柱燃燒特性研究成果。美國(guó)普渡大學(xué)的研究人員借助3D打印對(duì)這種藥柱構(gòu)型進(jìn)行了研究。通過3D打印實(shí)現(xiàn)了具有較快燃燒內(nèi)層的推進(jìn)劑(由質(zhì)量分?jǐn)?shù)為1%氧化鐵或者5%納米鋁進(jìn)行增強(qiáng))和兩層具有較慢燃速的85%高氯酸銨/端羥基聚丁二烯推進(jìn)劑的藥柱。在3.45～10.34MPa的壓力區(qū)間內(nèi)對(duì)層狀推進(jìn)劑的燃燒行為進(jìn)行研究。該方法可以觀察到燃燒表面積增大過程，通過未發(fā)現(xiàn)層間分層這一現(xiàn)象表明推進(jìn)劑燃燒表速率增大背后的驅(qū)動(dòng)力是層間燃燒速率的不同。與澆注納米鋁推進(jìn)劑相比，3D打印納米鋁推進(jìn)劑層具有更穩(wěn)定的燃速指數(shù)。只需要添加少量催化推進(jìn)劑就可以提高基體燃料的燃速。該研究結(jié)果為3D打印推進(jìn)劑藥柱奠定了基礎(chǔ)，從而可以按需設(shè)計(jì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和推進(jìn)劑的推力曲線。

(3)應(yīng)用于固體推進(jìn)劑裝藥增材制造過程的動(dòng)態(tài)X射線成像

目前已證明在推進(jìn)劑中嵌入可完全消耗的反應(yīng)線可有效增加參與燃燒的表面積來提高燃速；然而，傳統(tǒng)上只能通過在鑲嵌反應(yīng)線附近的侵入式窗口對(duì)該現(xiàn)象進(jìn)行觀察。美國(guó)普渡大學(xué)的研究人員采用動(dòng)態(tài)X射線成像技術(shù)來分析嵌入增材制造反應(yīng)組分的推進(jìn)劑內(nèi)部燃燒曲線的演變。這避免了窗口處的熱量損失，并允許分析具有內(nèi)部分支幾何形狀的絲線的三維體積消耗。由鋁/聚偏二氟乙烯制成的可打印的反應(yīng)線以單線、多分叉、U形和V形等幾何形狀嵌入線，納米鋁基配方在1個(gè)大氣壓下產(chǎn)生錐形燃面，而不會(huì)噴出未燃燒的推進(jìn)劑，即使是多根電線附近距離上的燃燒也是如此。研究成果確定了一種定制具有嵌入可打印反應(yīng)線的推進(jìn)劑內(nèi)部燃燒曲線的途徑，并發(fā)展了一種可定性和定量地表征復(fù)雜的內(nèi)部燃面發(fā)展的一種動(dòng)態(tài)X射線成像技術(shù)。

3.6 固液混合發(fā)動(dòng)機(jī)中3D打印技術(shù)應(yīng)用

(1)3D打印增強(qiáng)材料嵌入石蠟基燃料

盡管石蠟燃料具有價(jià)格和燃速方面的優(yōu)勢(shì)，但因其較差的力學(xué)性能而較少被用于實(shí)際飛行系統(tǒng)。迄今為止，具有高彈道性能和結(jié)構(gòu)完整性的石蠟基固液混合燃料配方仍是一項(xiàng)艱巨的挑戰(zhàn)。美國(guó)太空推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室(SPL)針對(duì)如何提高石蠟的力學(xué)性能進(jìn)行了研究，計(jì)劃采用兩種策略：與熱塑性聚合物混合，即石蠟混合物，以及在石蠟燃料中嵌入3D打印增強(qiáng)材料，即鎧裝藥(Armored Grain)。最終將這兩種方法結(jié)合在一起，以確定在力學(xué)和彈道性能方面的最優(yōu)構(gòu)型。其中，石蠟混合物的制備主要通過將原始蠟與不同質(zhì)量分?jǐn)?shù)的熱塑性聚合物混合制成的；鎧裝藥的制造是通過在(未混合和混合的)石蠟配方中嵌入3D打印的螺旋狀支架來實(shí)現(xiàn)。研究人員對(duì)石蠟燃料和鎧裝藥的預(yù)燃燒和燃燒特性進(jìn)行了對(duì)比研究。同時(shí)，還對(duì)鎧裝藥進(jìn)行了數(shù)值和實(shí)驗(yàn)研究以模擬它們的壓縮特性，鎧裝藥表現(xiàn)出高延展性和高應(yīng)變能，克服了純蠟和石蠟混合物的脆性特征。此外，鎧裝藥還顯示出比石蠟基燃料配方更高的退移率。

(2)3D打印銅增強(qiáng)ABS燃料

美國(guó)猶他州立大學(xué)推進(jìn)研究實(shí)驗(yàn)室近期開發(fā)了一種高性能“綠色”固液混合推進(jìn)(HPGHP)技術(shù)，該技術(shù)利用3D打印技術(shù)制造丙烯腈丁二烯苯乙烯(ABS)燃料藥柱，并取得了初步進(jìn)展，其中銅的質(zhì)量濃度提高到了6%。將銅等高導(dǎo)電率金屬均勻混合到ABS燃料中，可提供高效的熱傳遞機(jī)制，使火焰區(qū)域與固體燃料進(jìn)行深度輻射換熱，可顯著提高燃料的熱解效率和退移率。研究人員系統(tǒng)描述了該固體藥劑的生產(chǎn)和制造方法，并給出熱點(diǎn)火測(cè)試結(jié)果。結(jié)果表明，銅金屬的注入顯著提高了3D打印燃料的退移率，在保證燃料體積的前提下可提供更高的推力，同時(shí)不會(huì)影響推進(jìn)劑的特征速度和系統(tǒng)的整體比沖。此外，銅注入還會(huì)導(dǎo)致燃速增加和固體燃料密度增加，提高推進(jìn)劑的比沖密度。容積效率的提高對(duì)可用空間具有溢價(jià)價(jià)值的小型航天器應(yīng)用具有潛在的重大意義。此外，研究人員還提出了注入更低分子量和更高導(dǎo)熱率材料(如石墨烯和碳納米管)的后續(xù)方法。

(3)3D打印固液混合燃料藥柱

3D打印技術(shù)的應(yīng)用使ABS可被制備成幾乎任意結(jié)構(gòu)，美國(guó)佛羅里達(dá)理工學(xué)院制造了帶有螺旋端口的ABS固液混合燃料藥柱，可顯著增強(qiáng)熱傳遞，提高燃料藥柱的燃速。后續(xù)研究建議使用除HTPB外的傳統(tǒng)固液混合燃料來重現(xiàn)所提出的測(cè)試矩陣。螺旋端口藥劑的測(cè)試證明，骨架結(jié)構(gòu)的應(yīng)用會(huì)對(duì)固體藥劑的燃燒性能產(chǎn)生顯著影響，且多端口結(jié)構(gòu)的相互結(jié)合提高了藥劑結(jié)構(gòu)的多樣性。

此外，渦流效應(yīng)的實(shí)施已被證實(shí)可增加退移率，也可作為多螺旋端口燃料藥柱配置中的一個(gè)重要方向進(jìn)行探索；在燃料藥柱制造過程中添加金屬氧化劑也是增加燃料藥柱退移率的一個(gè)重要研究方向；熔融沉積制造方法為固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的性能優(yōu)化開辟了道路。

3.7 新型材料研發(fā)及制造技術(shù)進(jìn)一步增強(qiáng)

(1)燒蝕熱防護(hù)系統(tǒng)用樹脂體系

印度DRDO-先進(jìn)系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)室的研究人員采用樹脂來開發(fā)復(fù)合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體外表面的熱防護(hù)系統(tǒng)(TPS)。在燒蝕的情況下，樹脂由于其熱解和其他熱特性而發(fā)揮至關(guān)重要的作用。用于絕熱層的樹脂對(duì)制造工藝和固化尤其是對(duì)與預(yù)固化碳環(huán)氧殼體層的相容性有很大影響?；诂F(xiàn)有文獻(xiàn)和內(nèi)部經(jīng)驗(yàn)，研究人員選擇酚醛樹脂和有機(jī)硅樹脂作為燒蝕熱防護(hù)系統(tǒng)的候選樹脂材料，研究中具體采用的是Resol酚醛樹脂以及由SiO/2或R-SiO/2硅氧晶格合成的有機(jī)硅樹脂。研究人員通過示差掃描量熱法(DSC)和熱重分析(TGA)技術(shù)評(píng)估了兩種樹脂的熱穩(wěn)定性和最終分解后的炭產(chǎn)量，比較了特定等級(jí)(配方)的酚醛樹脂和有機(jī)硅樹脂的測(cè)試結(jié)果。結(jié)果表明，由于有機(jī)硅樹脂的初始分解溫度、10%重量損失溫度和最終分解后的殘余重量相對(duì)更高。所以，它比酚醛樹脂更適合應(yīng)用于燒蝕熱防護(hù)。研究中特定等級(jí)環(huán)氧樹脂的測(cè)試結(jié)果也為評(píng)估樹脂的熱裕度以及工藝開發(fā)和設(shè)計(jì)要求的輸入提供了依據(jù)。

(2)增材制造航空航天用金屬材料

NASA馬歇爾太空飛行中心研究了將電子束增材制造(EBAM)用于3D打印固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(SRM)鈦殼體以縮短交貨時(shí)間的可行性。SRM的交貨時(shí)間將近三年，其中發(fā)動(dòng)機(jī)殼體鍛件的制造、加工和成型就需要6～12個(gè)月的時(shí)間。采用增材制造SRM鈦殼體可以將工期從12個(gè)月縮短到2個(gè)月。為了證明這項(xiàng)技術(shù)的可行性，飛行中心使用EBAM制造了3個(gè)直徑為20 in的封頭以及核查用樣品，并將2個(gè)封頭焊接在一起以形成球形殼體測(cè)試件，第三個(gè)封頭被焊接到一個(gè)平板上形成一個(gè)半殼體測(cè)試件。之后，飛行中心將對(duì)成品測(cè)試件進(jìn)行水壓測(cè)試，并對(duì)核查用樣品進(jìn)行拉伸測(cè)試。應(yīng)力分析可以為半殼設(shè)計(jì)提供依據(jù)，并更好地預(yù)測(cè)爆破壓力失效。

除了鈦殼體，許多高溫推進(jìn)系統(tǒng)都需要使用高溫難熔金屬。難熔金屬價(jià)格昂貴，由于原材料限制、加工難度大、成品原料比(buy-to-fly ratio)和成本高等因素，傳統(tǒng)制造方法供應(yīng)商的數(shù)量很少。由于增材制造在復(fù)雜部件制造、性能改進(jìn)、再現(xiàn)性以及材料成本方面都具有很大優(yōu)勢(shì)，馬歇爾飛行試驗(yàn)中心的研究人員選擇開發(fā)耐火增材制造技術(shù)。耐火增材制造合金在投入使用之前同樣需要大量的后處理，包括粉末熱處理、表面光潔度增強(qiáng)、檢查和機(jī)加工等。有限的原料來源、高溫加工、氧氣敏感性、易斷裂性質(zhì)以及高溫機(jī)械測(cè)試的需求等限制了能夠進(jìn)行增材制造耐火材料后處理的合格設(shè)施的數(shù)量，增加了成本和進(jìn)度限制。但難熔金屬增材制造可以通過大幅度提高設(shè)計(jì)靈活性、增加新材料選擇、降低價(jià)格、縮短交貨時(shí)間，以及利用不斷增長(zhǎng)的增材制造商業(yè)供應(yīng)基礎(chǔ)來克服現(xiàn)有的制造限制。目前，研究人員已證明難熔金屬增材制造可與W、Mo、Ta、C103以及幾種正在開發(fā)的難熔合金一起使用。未來將繼續(xù)開展表面光潔度增強(qiáng)評(píng)估、涂層工藝和材料評(píng)估、高溫力學(xué)測(cè)試、組件熱點(diǎn)火測(cè)試等工作，并持續(xù)開發(fā)分散體強(qiáng)化難熔金屬和RHEA，從而提供更多配方以應(yīng)對(duì)在極端溫度環(huán)境下工作的復(fù)合組件需求量日益增長(zhǎng)的現(xiàn)實(shí)。

4 結(jié)束語(yǔ)

通過對(duì)2021年固體推進(jìn)應(yīng)用領(lǐng)域的重大進(jìn)展及動(dòng)力領(lǐng)域的技術(shù)前沿進(jìn)行跟蹤研究后注意到：精確制導(dǎo)武器固體推進(jìn)應(yīng)用領(lǐng)域今年的熱點(diǎn)圍繞在高超聲速攻防、防空反導(dǎo)、反無人機(jī)、反衛(wèi)星等方面；各國(guó)洲際彈道導(dǎo)彈換代項(xiàng)目所采用固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)進(jìn)展值得持續(xù)關(guān)注；固體推進(jìn)動(dòng)力領(lǐng)域今年的研究重點(diǎn)主要包括固體推進(jìn)劑納米化(功能化碳基納米添加劑、納米鋁熱劑等)、基礎(chǔ)級(jí)含金屬推進(jìn)劑、電控固體推進(jìn)劑、智能部組件、防熱及耐燒蝕新技術(shù)、人工智能與機(jī)器學(xué)習(xí)技術(shù)、固發(fā)性能預(yù)測(cè)與分析方法、3D打印技術(shù)、混合動(dòng)力技術(shù)、新概念推進(jìn)技術(shù)等。

西安航天信息研究所航天動(dòng)力智庫(kù)有關(guān)研究人員為本文提供了翔實(shí)資料及分析結(jié)果，北京理工大學(xué)多位老師在百忙中進(jìn)行了認(rèn)真評(píng)判研修，在此一并表示誠(chéng)摯謝意！