固体发动机燃烧流动基础问题与研究建议

2019-10-23何国强刘佩进

宇航学报 2019年10期

吕翔，何国强，刘佩进，李强

(西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点实验室，西安 710072)

0 引言

固体火箭发动机通过燃烧推进剂来实现能量转换、进而产生推力。因其结构简单、体积较小、发射准备时间短、适于长时间存储、使用维护方便等特点，在航天发射、导弹武器和轨姿控动力等方面具有重要的应用价值。据不完全统计，目前世界有90%以上的战略导弹、80%以上战术导弹均采用固体发动机作为主要动力。

自1957年的固体动力第一芯以来，经过60多年自力更生和艰苦创业，中国固体发动机从无到有，从小到大，突破并掌握了一大批核心技术，形成了拥有自主知识产权的技术体系，成为中国行业自主发展的典范，为中国的国防建设和航天发展做出了突出贡献。钱学森先生曾这样评价：中国固体火箭发动机取得的成绩，完全是依靠自力更生得来的，没有外国援助，没有经过仿制的阶段。这是一个伟大的成就，是中华民族的骄傲[1]。

面对固体发动机技术的快速发展和取得的优异成绩，我们需要重视与国际先进固体发动机之间的差距，重新审视当前国内固体动力的发展现状，充分正视当前存在的不足。应当说，行业基础薄弱、基础研究不足是导致中国固体动力与国际先进技术之间存在差异的主要原因。总的来说，中国固体发动机基础研究领域的研究现状可以简括为如下三个特点：

1)工程引领：以服务工程研制为主，缺乏对固体发动机研制的引领性作用。

2)聚焦当下：针对在研在役的型号，缺乏对固体发动机发展的前瞻性考虑。

3)宏观粗放：研究手段还不够精细，缺乏对固体发动机技术的基础性支撑。

相比之下，欧美国家尤其是美国在固体发动机基础研究方面开展了大量的工作[2-4]。以《火箭推进技术及集成化演示计划》为代表的专项计划，持续推动了美国对固体动力基础问题的研究。以多学科倡议计划[3]为牵引，全面研究并认识了固体发动机燃烧不稳定问题。由伊利诺伊大学牵头的先进火箭发动机仿真计划[4]针对固体发动机的全系统全工作过程数值模拟，开展了大量细致深入的基础研究，建立了固体火箭发动机工作过程精细化数值模拟软件平台Rocstar3，同时牵引了国家数据库的建设，为其低飞行故障率做出了巨大贡献。

可以看出，以固体发动机发展需求为牵引、以相关核心技术和关键问题为突破点，长期开展系统全面的基础研究，是固体发动机技术强国的成功之道。如若我们不去主动加强基础研究、为固体发动机发展打下良好基础，与国外先进技术之间的差距有被拉大的危险。我们应当进一步加大基础研究的力度、深度和广度，针对固体发动机行业的瓶颈和短板，系统性、针对性地开展基础研究工作。

如若不以发展的眼光去看待当前不足、寻求解决方法，在基础研究领域仍然会陷入仅聚焦当下的弊端。因而，本文尝试对固体发动机发展趋势进行分析，并结合未来发展对发动机重要支撑技术的需求，探讨发动机燃烧流动领域所面临的重要基础问题，以期能够服务于增强国内固体发动机行业基础、提升基础研究水平，更好地促进我国的固体发动机技术发展。

1 固体发动机的未来发展趋势

不论哪一种动力形式，其追求的发展目标都离不开能量更高、速度更快、性能更优、适用更广。从军民领域对固体发动机的需求和应用来看，固体发动机未来的发展趋势可概括为：高能量、高压强、高过载、宽适应、极型化。

高能量主要是通过采用新型高能推进剂来不断提高发动机的燃烧温度和比冲性能，以尽可能地提高航天运载能力和导弹武器的射程。使用CL-20、ADN、TKX-50等含能材料,添加AlH3、MIC等金属基燃料可以使理论比冲得到大幅提高[5-7]。Deluca等[6]的研究结果表明，添加AlH3可在某些条件下使推进剂比冲提高23 s。未来的推进剂燃烧温度将由现有的3000 K以上提升到4000 K以上，这给发动机的燃烧建模、能量释放调控和热结构防护带来了一系列的挑战。

高压强可以有效提高发动机的燃烧温度、燃烧效率和比冲性能，同时也有利于减小发动机尺寸、实现发动机和弹箭的小型化。图1给出了两种不同类型推进剂的燃烧压强对理论燃烧温度的影响。尽管图1中压强远超出当前的实用范围，但从中可以清楚看出提高压强对燃烧温度的影响非常显著。大幅提高压强的同时，必须采用高性能复合材料以解决高压强带来结构质量大幅增加问题。例如，代表防空系统最先进发动机技术的THAAD导弹采用了高强度复合材料壳体，发动机工作压强达到20 MPa。

高过载包括了高加速带来的轴向高过载和高机动带来的横向高过载。对于防空导弹来说，固体发动机所承受的横向过载目前已达到60[8]。随着武器攻防对抗加剧，未来防空导弹的过载有可能进一步提高到100。应当说，过载飞行给发动机的内绝热结构[9-11]和燃烧稳定性[12-14]带来了挑战。

宽适应主要是指固体发动机需要保证飞行器能够满足不同任务需求(例如：同一战术导弹需覆盖远近高低不同射程，尽量减少作战盲区)、能够适应复杂的贮存和使用环境。固体发动机可以采取电控燃烧和磁流体控制等燃烧流动主动控制技术、并辅以人工智能技术来实现推力的大范围快速调节，从而满足宽广的飞行任务要求。在不同的飞行弹道下过载的量值和持续时间可能存在数倍差异，对发动机内绝热结构可能产生差异显著的影响[10-11]。环境高低温交变、舰载环境多自由度宽频振动等因素产生的应力应变、脱湿等会影响发动机工作特性和工作安全性。

极型化主要是指发动机规模在逐渐向大型化和微型化发展。随着人类的太空探索步伐不断前进，建立大型空间站、月球基地乃至火星基地对重型运载火箭的要求不断提高，通常需要并联一定数量的大型固体助推器以提供足够的起飞推力，这就促使固体火箭发动机向大型化方向发展。对于空间应用来说，微型航天器适合集群编队工作，具有生命周期成本低等优点，而结构简单的固体发动机成为了微型航天器的首选动力，这类发动机的直径通常在毫米量级及以下。西北工业大学的刘欢[15]利用微机电系统(MEMS)技术研制了布局容量为16个/cm2的微推进系统(见图2)，单个推力器的冲量为0.1～1 mNs。

2 未来固体发动机的重要支撑技术

面对固体发动机的未来发展，需要在材料、工艺、燃烧、设计、分析和试验等方面开展大量基础研究工作，以提供有效的基础理论和可靠的技术手段予以支撑，实现发动机的精准设计和调控、精细分析和检测、精确预示。我们认为在发动机技术层面有四个重要的支撑技术需予以重点关注，甚至是需要转变传统的研究思路和方法。

1)多学科协同的发动机总体设计优化技术

传统的发动机总体设计方法，数据流近乎单向单源，由飞行器总体根据各分系统的综合情况给出发动机的设计指标和约束，后续再根据总体的反馈进行方案修改。当前，发动机与其它学科的耦合在不断增强，约束条件和输入输出参数已经与其它学科紧密关联。例如，飞行弹道对发动机的影响和约束，不再仅仅体现在极限工况，全弹道历程[10-11](过载矢量及持续时间、飞行器滚转姿态)对发动机的综合影响也非常关键。

这就需要突破传统的总体设计思路，采取多学科耦合设计优化理论[16-17]，建立起多输入多约束(来自于飞行器总体、弹道、制导控制)的发动机系统总体设计方法和发动机性能分析方法，开展复杂约束条件下多目标寻优算法和实现方法研究。实现发动机与飞行器总体、制导控制、弹道等学科的耦合设计优化。

2)发动机精细化设计和性能精确调控技术

传统设计技术以工程经验为指导，依靠大量试验进行筛选、验证/修正、完善。对于创新性强、新机理规律显著的发动机来说，若继续沿用现有模式、以传统经验模型为主，预研、模样和初样阶段的周期会大幅增加，研制成本也会较高。需要形成精细化设计方法，以大量精细可靠的设计分析技术指导各分部件的详细设计和评价分析，有效减少验证试验数量、缩短研制周期和降低研发成本。

发动机比冲IS的不确定度与飞行器质量数μ存在如下关系[18]：

(1)

某运载火箭质量数μ=27.307，初始质量200543 kg[18]，如果发动机比冲的不确定度增加0.2%(设计时按比冲降低0.2%进行处理)，则火箭的质量数要增加0.661%，有效载荷质量至少要减少48.3 kg。当质量数μ越大时，比冲不确定度对效载荷质量的影响越显著。这就要求实现发动机性能的精准设计和精确调控，在设计分析和加工生产等多个环节保障发动机性能的精确程度、降低其不确定度，以尽可能地降低发动机和飞行器的设计余量、减少附加的调节控制系统质量。

3)发动机虚拟试验与数字孪生技术

当前工程研制的最大特点是“试”，靠大量不同目的、不同规模的试验来发现问题和解决问题，这导致研制周期长、成本高、风险大。试验所能覆盖的范围有限、获得的信息也有限，仅能发现易于观察的问题。对于未试验的状态来说，其工作特性存在一定的未知性。例如：某发动机地面试验均工作正常，但在某个过载飞行工况下出现了燃烧不稳定问题[13-14]。

应当依托高置信数值模拟和大规模并行计算所形成的虚拟试验技术，在不进行点火试验的情况下，实现对发动机工作特性的高精度评判、对发动机工作过程的全方位分析。利用虚拟试验技术可以彻底革新“唯有试验出现故障才能消灭故障”的传统研制模式。

先进加工制造领域的数字样机技术可以很好地实现设计方案与加工实物之间的参数映射，实现加工结果的精准跟踪。融合了数字样机、大数据和虚拟试验等技术的数字孪生技术[19]，可以将发动机精细化设计、性能精确调控技术、发动机寿命评估技术和虚拟试验技术有机结合起来，实现发动机全寿命周期的精准跟踪。

4)发动机先进试验与测量技术

对于发动机实际工作时所处的真实环境，目前地面试验中仍无法完全模拟。尤其对于全弹道历程下发动机工作特性，必须开展全弹飞行试验，所带来的时间成本、资金成本和人力成本都非常可观。未来需要解决发动机全弹道飞行过程的地面模拟试验技术和半实物仿真技术，以最大程度减少飞行试验、提高研发效率。

受测量技术所限，目前发动机试验依然只能沿用传统方法、测量传统参数。例如：对于3000 K以上的推进剂燃烧温度，目前仍无成熟测量技术；受燃气中大量凝相颗粒的影响，先进光学测量技术很难成功使用。解决这一问题，需要大量的新理论、新材料、新技术和新方法的强力支撑。微小传感器已经成功应用于发动机健康状态实时监测[20-21]，未来借助于微纳米传感器技术有望对固体发动机工作过程进行精细测量。目前，西北工业大学采用数字全息技术和显微成像技术对固体推进剂细观燃烧过程的研究已经取得了一定的进展[22-23](见图3)，获得了燃面附近凝相颗粒的空间分布和三维速度矢量，清晰捕获了铝的动态燃烧过程。

3 燃烧流动过程的重要基础问题

从固体发动机的发展趋势和支撑技术来看，其中大量涉及燃烧和流动问题。事实上，固体发动机工作过程的核心也正是通过燃烧和流动过程实现能量的两次转换。为了解决固体发动机领域基础研究不足的问题、很好地支撑固体发动机的发展，需要针对固体发动机的燃烧流动过程开展深入的基础研究，掌握其中的规律机理并形成技术方法，以完善的理论方法指导设计、以精确的分析方法评估性能。以发动机虚拟试验技术为例，需要针对推进剂燃烧过程、燃烧产物输运过程、燃烧产物与固体壁面的作用过程进行准确建模，以实现发动机工作过程的高精度高置信度仿真分析。

高能量和高压强的发展趋势使得未来固体发动机的燃烧产物具有非常典型的超高温超高压技术特征(≥4000 K、≥20 MPa)，这给燃烧流动基础研究带来了很大的挑战。

经过分析，认为固体发动机要想实现细粒度建模、多维度设计和高精度仿真，在其燃烧流动领域有如下6个重要基础问题需加以解决。

3.1 发动机环境下固体推进剂细观燃烧机理和燃烧模型

目前行业内普遍采用的固体推进剂燃烧模型多是20世纪80年代以前的相关研究成果。近40年以来，固体推进剂组分和特性在不断换代发展，其工作状态和工作环境也在不断变化，在实践过程中发现了许多值得重视的新现象和新规律。例如，某改性双基推进剂的压强指数在16 MPa以上迅速由常规的0.18跃升为0.85，发动机在点火阶段发生了结构失效问题。因而，需要结合固体发动机的当前技术和未来发展深入研究推进剂在超高温超高压下的燃烧机理，以适应固体发动机的未来发展需求。

目前国内外仍然缺乏固体推进剂细观燃烧模型和数值模拟方法。Thomas等[24]基于随机堆叠(Random Pack)方法建立了固体推进剂细观燃烧数值模拟方法，但是仍无法考虑铝等金属添加物的燃烧，其主要原因是学术界对于铝的燃烧模型仍没有统一的认识。近燃面区域的推进剂燃烧模型不仅包含常规意义的化学反应，还包括了凝相之间复杂的运动规律和碰撞聚合规律等。图4展示了典型的推进剂燃烧试验照片[23]，可以看出在燃烧火焰区凝相颗粒存在复杂运动规律和熔融团聚规律，这给铝的燃烧建模带来了挑战。

燃烧温度和压强升高会增强分子和原子之间的碰撞与反应，使燃烧产物中活性组分含量大幅增加、产物的离子化程度显著增强，进而影响燃烧产物特性和多相流状态。届时发动机内的燃烧产物将不再是固、液、气三态共存，而是固、液、气、等离子四态共存，其流动规律、能量转换规律也将随之发生变化。

在推进剂燃烧机理和模型方面需要重点关注以下相关内容：

1)多相燃烧产物物理化学特性。

2)近表面区域细观火焰结构与燃烧模型。

3)表面区域金属基燃料熔融与着火过程。

4)铝在燃烧室内分散燃烧机理。

5)高能推进剂燃烧反应动力学模型。

6)推进剂细观燃烧过程的数值模拟方法。

3.2 发动机非线性燃烧不稳定机理

早在20世纪50～60年代就曾出现固体发动机燃烧不稳定问题，使用含铝推进剂很好地解决了该问题。但是20世纪90年代以来，随着高能量推进剂战术发动机和分段式大型固体发动机的研制使用，燃烧不稳定问题又重新出现。例如，美国已退役航天飞机的助推器、欧洲阿里安-5火箭的助推器、翼柱型装药战术发动机[25-26]都曾出现不同程度的燃烧不稳定问题。经过分析，这些燃烧不稳定问题主要是跟燃烧室内涡脱落引起的压强振荡相关[26]。涡脱落形成压强振荡幅值通常在1‰量级，而发动机燃烧不稳定时压强振荡幅值则达到1%～10%，这说明其中存在复杂的能量传递机制和不稳定形成机理(见图5)。

近些年个别战术发动机在工作末期发生非线性燃烧不稳定问题[12-13]：周期性的极限振幅压强振荡、声模态的多阶谐波被激发导致波形畸变、燃烧室内平均压强上升。对于这些非线性特征，目前还缺乏足够的理论和方法予以解释，也缺乏相应的方法对固体发动机的燃烧稳定性进行预示。

线性稳定性预估理论已经写入美国的标准稳定性预测程序(SSP)中，但是对于其中增益和阻尼项的研究一直在进行当中。目前主流的几种非线性理论方法[27-28]各有优缺点，在实际应用中并不是很成熟，还有待于进一步开展大量工作。

在燃烧稳定性方面需要重点关注以下相关内容：

1)固体发动机系统的非线性动力学特性和相关理论分析。

2)非线性燃烧不稳定的触发和演化机制。

3)热声不稳定和脉动加质不稳定对压强振荡的作用机制。

4)湍流和声对推进剂细观燃烧的作用机理。

5)发动机结构参数对燃烧不稳定的增益和阻尼机制。

6)固体发动机燃烧稳定性预示方法。

3.3 发动机内凝相运动行为模式及多相流输运规律

推进剂燃烧形成的多相产物在发动机内输运过程中，会存在凝相蒸发、燃烧、碰撞和聚合过程耦合，改变凝相粒径分布和空间释热规律，进而影响其输运规律。在气动力和彻体力影响下，凝相的运动规律和空间分布规律会发生改变，进而影响发动机燃烧稳定性和对壁面的力热作用状态[29]。

喷管内气流温度和压强快速降低，富含活性组分和等离子体的燃烧产物容易发生复合反应和相态变化，影响燃烧产物对喷管壁面的力热作用状态，也影响发动机的能量转换规律。此时，发动机中两阶段能量转换的传统认识将发生变化，在喷管流动过程中既有传统的内能到机械能的转换，也有化学能到内能转换的新机制。喷管热力计算时，传统的冻结流和平衡流假设都将不再成立，需要采用非平衡动力学相关结论和方法。例如，在开展推进剂新配方研究过程中，某试验的实测比冲与成熟算法预测值之间偏差达到了3.5%，经分析认为发动机内多相流输运过程的能量释放规律与传统推进剂有很大差异，从而导致原有的计算方法不再适用。

在多相流方面需要重点关注以下相关内容：

1)燃烧室内流动过程中凝相成分的形态演化规律。

2)气动力对凝相成分空间分布的影响规律。

3)彻体力作用下受限空间内凝相颗粒运动及相互作用规律。

4)喷管流动过程中多相燃烧产物相变动力学。

5)多相燃烧产物在发动机内流动和演化的数值模拟方法。

3.4 凝相撞击壁面的行为模式和对壁面的力热作用规律

凝相颗粒(尤其是高温熔融态凝相)撞击壁面时将形成飞溅、反弹、吸附和铺展等现象，对其后续运动规律产生影响，同时也呈现出不同的对壁面作用状态，影响绝热结构的工作环境和边界输入状态。凝相颗粒群持续撞击壁面时，容易形成强化粘附效应，加剧对壁面的力热作用，进而影响热结构的工作安全性和失效破坏机理。近些年来，凝相在发动机壁面的沉积问题逐渐受到重视。对于分段式固体发动机来说，过量的熔渣沉积是其面临的一个重要问题。例如，国内某直径2 m的大型分段式固体发动机的熔渣沉积量约210 kg，是同等尺寸整体式发动机的3倍[30-31]。晁侃等[32]对运载火箭所用的斜喷管固体助推器进行了数值模拟研究，发现喷管斜置会引起大量的凝相颗粒在喷管收敛段壁面沉积。

超高温超高压状态下多相燃烧产物组分呈现出四态共存，在作用到壁面时热交换导致燃气温度下降、组分相态发生变化，对壁面形成复杂的机械侵彻作用和能量传递规律，进而影响绝热结构的烧蚀机理。

在凝相对壁面作用方面需要重点关注以下相关内容：

1)发动机内凝相颗粒撞击壁面的行为模式。

2)粒子群效应下凝相颗粒与壁面的粘附作用机理。

3)凝相燃烧产物对壁面的机械侵彻作用规律。

4)凝相燃烧产物对壁面的能量传递规律。

5)多相燃烧产物与壁面力热作用的数值模拟方法。

3.5 多相燃烧产物作用下绝热结构失效模式与破坏机理

在超高温超高压状态下，凝相颗粒的粘性和表面张力增加，更加容易聚合成大粒径颗粒。由随流性好、运动速度相对较高的小粒径颗粒聚合而成的大粒径颗粒，具有更高的速度。这样，多相燃烧产物对壁面作用状态将呈现出粒径更大、速度更快、温度更高、组分活性更强等特点。在粒径更大、动量能量更高的凝相燃烧产物持续侵彻作用下，绝热材料烧蚀破坏机理较以往会发生改变。受气动力和彻体力的影响，非均匀稠密多相流撞击绝热结构时，交变温度/压力场会形成动态应力，对绝热结构破坏机理也产生一定影响。

超高温超高压的多相燃烧产物富含活性组分，易与绝热材料发生复杂化学反应，影响绝热结构烧蚀机理。在这种情况下，燃烧产物对绝热机理的破坏将与以往的存在很大的不同，绝热结构的失效模式也会有所不同。

传统研究方法主要关注绝热材料宏观的烧蚀性能和动态烧蚀过程、微观的烧蚀形貌，对烧蚀的微观动态过程还没有足够的关注。未来需要从微观烧蚀过程入手，建立起绝热结构的精细化烧蚀模型。

在绝热结构失效破坏方面需要重点关注以下相关内容：

1)凝相侵彻作用下绝热材料的微观结构动力学响应。

2)高能多相流与绝热材料的非平衡化学动力学作用机理和细观反应模型。

3)多相流强化传热模式下绝热材料传热与热分解规律。

4)多过程耦合作用下多相燃烧产物引发的绝热结构失效机理。

5)多场多相复合作用下绝热结构工作过程的数值模拟方法。

3.6 多相燃烧产物生成与输运过程对能量转换的影响规律

如前文所述，高能量高压强特征在燃烧室内形成超高温超高压状态，导致发动机的工作状态和规律较以往具有显著的不同：燃烧产物中气、固、液、等离子四态共存，富含大量活性组分，燃烧室内铝存在分布式燃烧，喷管流动过程中相变和非平衡动力学特征突出。这将影响固体发动机的能量释放与转换规律，进而影响发动机内弹道计算方法和性能预示方法。在3.2节提到的比冲预示偏差较大的试验发动机，其内弹道预示偏差达到了10%。这说明，当前迫切需要建立起适用于高能量高压强固体发动机的内弹道计算方法和性能预示方法。

在发动机能量转换方面需要重点关注以下相关内容：

1)燃烧室内燃烧产物相态和形态变化对能量转换和发动机性能的影响。

2)喷管内非平衡化学动力学过程对能量转换和发动机性能的影响。

3)化学动力学与热力学复杂过程耦合作用下固体发动机热力计算方法。

4)考虑多相燃烧产物复杂流动与热力过程的内弹道计算方法。

5)全弹道下发动机性能精确预示方法。

4 相关建议

1)加强对基础研究内涵的科学认识，科学规划基础研究体系。

基础研究包含三个不同层次的内涵，如图7所示。学术意义的基础研究是针对科学问题或技术问题开展基础研究。目前本行业内更多的是面向工程问题和技术问题开展基础研究。应当说，不同层次的基础研究所面对的研究对象、研究目标和实现途径等均有很大差异，必须实行差异化对待以避免同一规划、同一部署、同一标准。

2)加强对基础数据库的建设和行业标准算法软件的开发应用。

目前本行业缺乏大量的基础数据，在建模计算时此问题非常突出，导致算不准、无法算、算不全等各类问题，计算结果易受质疑、且重复性不够好。缺乏标准算法软件易导致大量重复性工作，致使科研成本高。对此，在基础数据方面，应借鉴美国国家标准与技术研究院(NIST)的运行模式和作用，同国家自然科学基金委员会、相关学科专业的学会合作，逐步推动建立国家级或行业级的标准数据库，以解决计算模型常见的输入问题和基础问题。在标准算法软件方面，应借鉴NASA以标准程序和开源软件等途径加强标准算法软件的建设与普及，CEA软件就是一个非常成功的例子。当前首要工作是，从本行业实际需求出发，完成对基础数据体系和标准算法体系的梳理和规划。需要注意的是，应当同步加强对知识产权的保护，有力保障公共数据库和标准算法的建设和应用。

3)加强对严酷环境试验技术、精细化试验和测量技术的研究。

固体发动机的高温高压环境已经超出常规研究手段的工作范围，目前缺乏行之有效的精细化试验技术和测量技术。应当综合考虑当前工程研制和技术研究的需求、未来的发展需要，合理编制固体发动机领域试验与测量技术体系规划。目前来看，可以重点围绕四个方面开展相关研究：发动机环境下推进剂燃烧过程的精细试验与测量、发动机环境下多相流形态和相态变化规律的精细试验与测量、热结构工作过程中瞬变力热参数和物理化学过程的精细测量、严酷环境下温度、热流等热工参数精细测量。

4)加强对新兴技术跟踪与应用研究，推动固体发动机行业的重大创新与变革。

基于传统思路和方法进行新材料和新技术研发，在既有的理论体系和研究框架内，可预见的性能提升空间有限，而且继续前进的难度更大。对于发动机行业来说，应当积极开展新技术的应用研究。例如：利用人工智能技术研发新材料和新药物，其速度可以提升上千倍；利用人工智能技术进行健康体检结果分析，可以及早发现疾病、实现主动治疗。对于固体发动机领域来说，同样可以利用人工智能技术研发推进剂和其它材料、进行发动机健康预警和寿命预估等工作。这就需要固体发动机专业与人工智能专业进行深度交流合作，使人工智能概念在固体发动机行业得以落实和应用。