大型固體火箭發動機噴管喉襯技術研究進展

王富強 張 力 陳 建

（1 西安工業大學，材料與化工學院，西安 710021）

（2 西安航天復合材料研究所，西安 710025）

文 摘 大型固體火箭發動機噴管的研制，必須掌握關鍵的大尺寸喉襯技術。本文梳理了法國、日本、美國、印度的大型固體發動機噴管、喉襯技術的發展與應用，分析總結了大尺寸喉襯的應用情況及材料制備工藝、燒蝕性能等；對國內大尺寸喉襯的研制進展進行概括，最后基于我國大型固體發動機噴管喉襯的現狀，對大尺寸喉襯設計、材料制備技術的未來發展進行了展望與總結。

0 引言

隨著世界航天技術的發展，人類太空活動范圍日益擴大，對進入空間的航天運載能力提出了更高的要求，如登陸月球、火星探測、深空探測等項目對大型火箭發動機有明確的運載能力需求［1-3］。固體火箭發動機推力大、推重比高、結構簡單，在降低重力損失、提升質量比方面具有明顯優勢，可滿足低成本、快速發射、長期貯存等要求，已廣泛應用于重型運載火箭的助推器、一級發動機等。大型固體發動機不僅可提升運載能力，還可有效降低系統復雜性［4-7］。

喉襯是固體火箭發動機噴管的關鍵部件，工作在高溫、高壓、高速且含有氣固兩相流條件下，其燒蝕性和熱結構完整性決定了發動機推力性能。喉襯材料主要有鎢、石墨、碳布/酚醛、碳/碳復合材料（C/C）等，C/C 材料因其抗燒蝕性能好、比強度高、熱脹系數小、熱導率高、結構性能好而得到廣泛應用，也成為未來高性能固體發動機喉料材料的最佳選擇［8-9］。

隨著固體運載火箭發動機推力的增大，裝藥量增加，發動機流量增大，喉襯向大型化方向發展。大型固體發動機喉徑基本在Φ400～Φ1 500 mm，且工作時間一般在百秒以上，喉襯燒蝕量大幅增加，對喉襯材料提出了嚴峻挑戰，特別是尺寸效應增大后的熱應力及燒蝕對喉襯完整性造成嚴重威脅，甚至影響到發動機的成敗。喉襯材料的結構設計、制造工藝是大型發動機噴管研制需攻克的關鍵技術。本文主要介紹了國外大型固體火箭發動機噴管、喉襯技術發展與應用，以期為我國大型固體火箭發動機喉襯研制提供借鑒。

1 國外大型固體發動機喉襯技術

國外從20世紀60年代開始大型固體發動機的研究，早期主要用于彈道導彈的一級發動機，后來用于重型運載火箭、航天飛機的助推器等。近年來大型固體發動機主要通過殼體、噴管、喉襯等部件升級，向新一代高性能、低成本方向發展。以下將大型固體發動機噴管喉襯技術發展按國別進行梳理總結。

1.1 法國（歐洲）

法國通過阿里亞娜系列（Ariane）、織女星系列火箭（Vega）掌握了大型固體發動機技術，進行了多項新技術、新材料和新設計的驗證與應用，其中包括大型C/C 復合材料喉襯技術。目前在用的大型固體發動機有P230、P80 發動機，研制中的有P120C 發動機等，其中P120C 2015年開始研制，用于Ariane 6 助推器和Vega-C 火箭第一級，2018年7月進行首次靜態點火試驗，2019年1月成功進行了鑒定試驗。Ariane 6 火箭、Vega-C 火箭分別于2018年、2019年完成首飛。

1.1.1 P230固體發動機

P230固體發動機用于Ariane 5助推器，發動機尺寸為Φ3 m×25 m，噴管的設計與制造為法國歐洲動力公司。為了降低噴管成本，提高可靠性，P230發動機先后使用了噴管A、噴管B 兩種結構，喉襯材料均為C/C復合材料。

噴管A 喉襯實物如圖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，喉襯總質量為225 kg，1993年第一次地試成功，經過20 多次地試與飛行驗證的喉襯單邊燒蝕量約20 mm，燃燒時間約128 s，平均壓強約4.5 MPa［11］。P230噴管C/C喉襯材料預制體采用聚丙烯腈基（PAN）預氧絲針刺技術成型（Novoltex?技術），纖維體積分數為23%～28%，預制體經碳化、化學氣相滲透（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，提高生產效率，P230發動機由噴管A改進為噴管B，喉襯結構由三部分變成兩部分，C/C 喉襯預制體改用碳纖維針刺技術成 型（Naxeco?技 術），Naxeco 預 制體 技術 是對Novoltex 技術的優化與發展，原材料改進為PAN 基碳纖維，使用±45°無變形碳布（Primeco?）鋪層，預制體制備采用碳布帶邊纏繞邊針刺，不僅節約針刺工序時間和成本，而且使纖維體積分數增加到35%［13］。喉襯致密化采用快速、低成本的電耦合化學氣相滲透（DC-CVI）技術，有利于提高喉襯內表面密度，提升喉襯的燒蝕性能。致密過程由于減少了預氧絲碳化工序，預制體體積收縮變形小，同時節約了碳化用防變形工裝費等。噴管B C/C 喉襯毛坯如圖2所示。C/C 喉襯經熱試車驗證，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固體發動機

P80 固體發動機用于Vega 火箭的第一級，為大型整體式復合材料發動機，尺寸為Φ3 m×11.2 m，推進劑質量88 t，平均推力190 t，P80 的研制更加注重于低成本技術［13］，其中C/C材料喉襯是基礎改進項目之一。

圖3 P80噴管及試車后C/C喉襯Fig.3 P80 nozzle and tested C/C throat

P80 發動機C/C 材料喉襯制備采用Naxeco 預制體，DC-CVI 技術致密，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9.5 MPa，工作時間約109 s。其中兩發地試喉襯單邊燒蝕量在20～25 mm［14］，燒蝕后C/C 喉襯實物如圖3所示，燒蝕后的喉襯內型面整體平滑，沒有明顯的燒蝕坑、凹槽等。

1.1.3 P120C固體發動機

P120C 發動機為大型整體式復合材料殼體固體火箭發動機，是對P80 發動機的繼承與發展。P120C發動機尺寸為Φ3.4 m×13.5 m，殼體采用高性能碳纖維預浸帶干法纏繞成型，裝藥量為142 t，已測試的P120 C 最大推力達474 t，最大工作壓強為9.3 MPa，燃燒時間為135 s，喉襯燒蝕率未見公開報道。P120C發動機及噴管實物如圖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 喉襯預制體采用碳纖維帶針刺成型（Naxeco 技術），致密化使用DC-CVI技術。喉襯致密過程通過精確控制壁厚，減少毛坯尺寸，以提高內部密度均勻性，同時達到縮短致密化時間，提高生產效率的作用，以滿足噴管低成本的需求［15-16］。

圖4 P120C固體發動機及噴管Fig.4 P120C SRM and nozzle

法國的喉襯技術發展表明：喉襯的結構設計尤其重要，研制過程需多次優化結構設計與材料。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、大推力的需求。

1.2 日本

日本大型固體發動機（SRM）主要有H 系列運載火箭捆綁式固體助推器（SRB），如M-V 火箭的一級SRM，研制中的H3 火箭助推器SRB-3，艾普西龍（Epsilon）火箭的一級發動機等。日本的大尺寸噴管喉襯大多使用石墨、C/C復合材料等［17-18］。

M-V固體運載火箭（2006年退役）從第五次發射開始，Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ級噴管喉襯由石墨改為3D C/C 材料，其中Ⅰ級C/C 喉襯外徑達Φ1 100 mm，喉徑約Φ600 mm，高度為350 mm，密度最高達2.0 g/cm3、孔隙率≤5%［17-19］，由石川島播磨重工研制，喉襯預制體及實物如圖5所示。C/C喉襯使用T300級PAN基碳纖維，預制體為圓筒形軟紗三向正交結構，結構示意圖如圖6所示。預制體軸向、徑向、環向（Z、R、C）三向的纖維體積分數均為16%，推算預制體密度約0.85 g/cm3。預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2 500 ℃石墨化處理，喉襯的設計密度大于1.93 g/cm3，材料具有優異的熱學與力學性能，Z、R、C 向的熱脹系數（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一級喉襯預制體及C/C喉襯實物Fig.5 M-V first stage throat preform and C/C throat

圖6 喉襯預制體結構示意圖Fig.6 The diagram of perform structure

H-2 運載火箭使用兩臺尺寸為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］。日本新一代先進固體運載火箭Epsilon，一級發動機使用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，燃燒時間為120 s，真空比沖為283.6 s。

日本正在研發的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，SRB-3 于2018年8月進行了地試，試驗發動機如圖7所示，最大壓強為10.7 MPa，燃燒時間為110 s，最大推力為218 t［24-26］，從降低成本、提高可靠性、繼承成熟技術等方面推測，其喉襯材料仍使用SRB-A中的C/C復合材料技術。

圖7 SRB-3 發動機地面試車圖Fig.7 SRB-3 motor ground firing test

日本的喉襯技術發展表明：3D 結構C/C 材料喉襯整體性好，提高材料的密度有利用抗燒蝕性。三維結構C/C 材料更適用于大尺寸、高壓強喉襯，也是喉襯發展的方向。

1.3 美國

美國從20世紀60年代開始使用大型固體火箭發動機作為重型運載火箭助推器（SRB），并形成了“大力神”、“宇宙神”、航天飛機、“戰神”系列SRB。近年來美國開始研發太空發射系統、下一代發射系統的SRB，SRB 殼體直徑約Φ3.05～Φ3.77 m，長度在34～54 m，工作時間在110～140 s，平均壓強為3.6～4.3 MPa，最大推力超過1 600 t。噴管喉襯材料主要為碳布/酚醛、石墨布/酚醛樹脂基復合材料［27-34］。

美國“大力神3”、“大力神4”固體助推發動機代號為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，其中樹脂基體占比為34.5%，喉襯制備工藝：將6 個環形層壓件放入模具，在氣壓釜中0.7 MPa 壓力下固化成型［27］，層壓件與燃氣氣流成90°夾角。熱試車后喉襯的最大單邊燒蝕量約為17.78 mm?！按罅ι?B”的改進型固體助推發動機（SRMU）噴管喉襯采用3D C/C 材料，喉徑為Φ818.28 mm，于2000年3月熱試車獲得成功，平均壓強為8.4 MPa，工作時間為140 s，推力為772 t，驗證了SRMU噴管采用C/C材料的性能［28］。

美國的航天飛機總計進行了135次飛行，使用了270 枚助推器，助推器直徑為Φ3.71 m，最大長度為47.36 m，工作時間約120 s，平均壓強為4.56 MPa，喉襯喉徑為Φ1 367.96 mm，推力高達1 500 t。在“挑戰者”號航天飛機失事后對助推器重新設計，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，發展了可重復使用的固體發動機（RSRM）［29］。航天飛機助推器喉襯材料為碳布/酚醛，其制備周期短，成本低，減重好，絕熱性能優異，但燒蝕率偏大。樹脂基體為PF-106 甲基熱固性酚醛，其碳化后強度高，抗燒蝕性好［30］。喉襯碳布鋪層與內型面的夾角在15°～68°，喉徑位置夾角為66°～68°，隨著喉襯擴張比增大夾角變小。碳布/酚醛喉襯碳布鋪層角度對燒蝕有較大影響，當鋪層角度不合適，熱應力超過喉襯碳化后的材料強度時，會出現異常燒蝕現象［29，31-32］。

美國載人深空探索用重型火箭-太空發射系統（SLS），其助推器采用航天飛機可重復使用助推器升級版。噴管尺寸增加，碳布/酚醛喉襯喉徑尺寸增加，噴管擴張比下降，其也用于戰神火箭固體助推器。SLS 5 段式發動機及其碳布/酚醛喉襯結構如圖8所示，發動機直徑為Φ3.71 m，長度為54 m，裝藥量約628 t，推力高達1 633 t，2015年3月通過第一次質量鑒定試驗［33］。

圖8 SLS五段式固體助推器及喉襯結構示意圖Fig.8 SLS SRB and throat structure diagram

美國諾斯羅普·格魯曼公司（Northrop Grumman）為美空軍下一代發射系統（NGL，后更名為NSSL）研制新一代運載火箭，正式名稱為Omega A，一級、二級分別為Castor-600、Castor-300 固體發動機，Castor-600 可升級為Castor-1200 發動機。Castor 系列三款發動機直徑均為Φ3.71 m，使用碳纖維殼體，端羥基聚丁二烯推進劑，長度分別12.7 m、22 m（兩分段）、37.5 m（四分段），繼承了航天飛機固體助推器技術［34］。文獻推測Castor-1200 發動機噴管喉徑為Φ1 367.96 mm、壓強約4.3 MPa，比沖、噴管重量等與航天飛機的RSRM保持一致［2］。Castor-600發動機于2019年5月進行了全尺寸靜態點火試驗，工作時間為122 s，推力約952 t。Castor-300 發動機于2020年2月進行了靜態點火試驗，工作時間140 s，推力約356 t。Omega A火箭計劃于2021年發射。

美國大型固體發動機噴管喉襯發展表明：喉襯用碳布/酚醛材料相比于C/C 材料其熱穩定性、燒蝕性較差，對升溫速率敏感，基體存在碳化分解現象，鋪層工藝可能影響燒蝕形貌。碳布/酚醛喉襯熱試車過程實測數據與模擬計算結果存在較大差異。碳布/酚醛材料技術成熟，在制備成本、生產效率方面具有較大優勢，適用于超大尺寸、低壓強噴管喉襯。

1.4 印度

印度從研制極地軌道衛星運載火箭（PSLV）開始發展大型分段式固體發動機，以彌補其運載火箭能力不足的短板［35-36］。目前印度運載能力最大的火箭為地球同步軌道運載火箭GSLV Mark 系列，由印度空間研究組織（ISRO）研制，主要用于發射地球同步軌道衛星。2014年12月GSLV Mark III 運載火箭首飛，截至2019年底，已成功發射4 次。GSLV Mark III大推力固體助推器S200 具有一定的技術先進性，S200 發動機及其噴管實物如圖9所示。發動機殼體為三分段式結構，直徑為Φ3.2 m，長度為19.3 m，裝藥量為205 t，平均工作壓強為5.88 MPa，燃燒時間約111 s。噴管為柔性噴管，喉徑為Φ886 mm，設計推力大于500 t，飛行試驗最大真空推力591 t。S200 發動機喉襯材料為碳布/酚醛材料［37-38］，由ISRO 下設的維克拉姆·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成功，但喉襯技術總體而言還是處于起步階段，未見有高性能的C/C材料喉襯報道，其未來發展主要通過減小喉徑尺寸，增大噴管擴張比，以提高發動機性能。

圖9 S200 固體助推器發動機及噴管Fig.9 S200 SRB and Nozzle

2 國內大型固體發動機喉襯技術

我國大型固體火箭發動機研制起步較晚，但進展較快。近年來先后研制出直徑Φ2、Φ3、Φ4 m 大型固體發動機，并成功進行熱試車，推力連續突破150、200、400 t 級。2016年完成Φ3 m 兩分段、推力150 t的發動機地面試驗，發動機實物如圖10所示。2019年研制出直徑Φ4.2 m、推力500 t 級的固體發動機，并進行減藥狀態短時間熱試車。這些研究表明我國已具備大型固體發動機的研制能力，發動機的綜合性能達到國際先進水平。

圖10 Φ3 m兩分段固體發動機Fig.10 Φ3 m two segments SRM

國內大型固體發動機噴管喉襯大多使用C/C 復合材料。喉襯技術方案主要有兩種，一是拼接組合技術，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，但結構復雜，對設計、機加要求高，喉襯界面存在接觸熱阻，燒蝕率一般較大，熱應力復雜，試車可能存在安全隱患；另一種是整體式C/C 喉襯，喉襯沿環向為整體結構，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，燒蝕率穩定，但部件制備技術要求高、難度大，成本較高。

2.1 拼接C/C喉襯技術

中國專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圖11，喉襯由多塊C/C 塊體采用臺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，各段再沿環向分成N塊，各塊體呈L 型臺階拐彎，拐彎不少于3 次，兩塊體之間使用高溫密封膠粘結裝配成大尺寸喉襯。由于單個C/C 塊體尺寸減小、厚度降低，單件材料內部均勻性好，制備成本低。

圖11 組合式C/C喉襯結構示意圖Fig.11 Assemble C/C throat structure diagram

中國專利《潛入式噴管喉襯的環向分塊裝配方法》［40］，介紹另一種組合式喉襯，喉襯結構如圖12所示，將喉襯沿環向分成10～30 塊，單個塊體為近等腰梯形柱狀C/C材料，梯形柱斜面（粘結面）兩側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構，同時起到密封、防止躥火作用，利用粘結裝配工藝將塊體組裝成大尺寸喉襯。此外還有類似的專利，將喉襯沿徑向先分為內、外喉襯兩部分，內、外喉襯再分成多瓣拼接，最終形成組合式喉襯，工藝過于復雜，界面太多，可能存在熱應力傳遞、高溫密封、燒蝕不均等問題，實際制造大尺寸喉襯的可實施性不強。

圖12 環向分塊組合式喉襯結構示意圖Fig.12 Circular assemble C/C throat structure diagram

2.2 整體式C/C喉襯技術

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 材料按增強體針刺方向又可為徑向針刺、軸向針刺成型兩種，主要區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。近年來西安航天復合材料研究所研發了一種薄壁型編織C/C 材料，依據喉襯的內、外徑尺寸進行結構設計，然后采用多向編織工藝，形成圓環形C/C 毛坯，可實現大尺寸喉襯的近凈尺寸成型，突破了大型固體發動機整體式大尺寸高性能喉襯制備的技術難題。目前，已制備出內徑為Φ600 mm、外徑大于Φ860 mm 的C/C 材料部件。薄壁型編織C/C材料技術具有以下特點：（1）預制體為三維結構，x-y向為均勻結構，z向有連續長纖維增強；（2）預制體密度大（＞0.70 g/cm3），x-y向纖維體積分數大（＞30%）；（3）材料的熱學、力學性能優異，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計尺寸的限制。

3 建議

我國大型固體火箭發動機噴管喉襯處于研發驗證階段，工程應用經驗較少，缺少大尺寸高性能喉襯部件成熟制備技術，盡管已通過數次熱試車，但與工程化尚存在一定差距。結合國外的發展經驗，建議國內大型固體發動機喉襯應加強以下幾方面的研究：

（1）以國內成熟的C/C 材料制備經驗為基礎，開展大尺寸C/C 材料喉襯技術研究，大尺寸C/C 喉襯宜采用整體式結構，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、樹脂碳聯合致密工藝，實現低成本快速制備要求；

（3）大尺寸喉襯應優化結構設計，降低冗余，減小尺寸，減輕噴管質量，向低成本商業化方向發展。