我国自主研制的最大分段式发动机试车成功

陈 莎，刘 杨，陈 宏

(中国航天科技集团有限公司四院四十一所，西安 710025)

φ3.2 m三分段大型固体火箭发动机是由航天四院自主研制的迄今我国直径最大、装药量最大、工作时间最长的固体分段式助推发动机。由分段式燃烧室、固定喷管、点火装置等组成，主要用于集成验证3.2 m直径多分段发动机点火-流动匹配性、分段燃烧室密封结构、大尺寸C/C喉衬及喷管扩张段分段连接结构等在发动机长时间工作过程中的可靠性，于2020年底进行地面热试车并取得圆满成功(图1)。

图1 技术验证发动机试车照片

航天四院党委书记任全彬说：“作为“十三五”民用航天技术预先研究项目的标志性成果，本次试验的成功，进一步验证了我国大型分段式固体火箭发动机设计方案及其关键技术，为未来大型固体助推发动机技术发展积累了经验，有力推动我国航天新一代运载火箭能力的提升与拓展。”未来大型分段发动机可应用于我国大型、重型火箭上，以满足我国空间装备、载人登月、深空探索的不同发展需求。

“固体发动机要真正运用到宇航运载领域，必须具备更大推力”，航天四院大推力固体发动机总设计师王健儒介绍：“分段式固体发动机可实现有限直径内大装药量、大推力、长时间工作等技术需求，是运载火箭实现起飞时刻大推力的有效途径。根据运载需求的变化，可以通过模块化组合装配，增加或减少中间段数量，对装药量进行调整，进而实现不同台阶推力的覆盖，满足运载火箭不同载荷的需求，同时还可以大幅降低发动机研制难度、研制成本及运输难度。”目前，作为实现固体发动机大型化的关键技术，分段对接技术在国际上被普遍使用[1]。

1 研制大直径多分段固体发动机的关键技术

多分段固体发动机与整体式发动机最大的区别是分段发动机燃烧室需要单段绝热、单段浇注，然后再对接组合成整体燃烧室。为实现分段发动机大推力、长时间的工作要求，需要突破大型分段燃烧室的连接密封与长时间热防护、多分段发动机点火与流动匹配性以及大型喷管长时间工作热防护等关键技术。其主要技术难点包括：

(1)大尺寸U型件加工成型与防变形工艺

φ3.2 m发动机壳体U型件整体结构尺寸大，在加工过程中的整体变形也较大，如果不加以控制， U型件将无法进行对接，径向销钉装配不上。因此，需要在U型件加工过程中制定科学的加工工艺，安排合理的时效处理工艺等，确保变形可控。

(2)J型件结构的工艺成型

φ3.2 m分段式固体发动机，J型件成型尺寸大，成型难度大，为增加成型可靠性，采用分瓣模压整体拼接成型的技术方案。需要解决分瓣J型件固化收缩问题，确保各J型件拼接缝可靠。

(3)NBR与CFBR的复合绝热结构

φ3.2 m大型燃烧室后封头部位由于熔渣沉积、气流冲刷等烧蚀情况严峻，为确保后封头绝热可靠，采用NBR(普通丁腈类绝热层)和CFBR(碳纤维增强绝热层)组成的复合绝热，NBR用于热防护，CFBR用于抗冲刷。因此，需要解决不同材料界面的粘接可靠等技术。

(4)多分段固体发动机流动稳定性

多分段发动机各段装药之间存在端面限燃结构，发动机工作时药柱燃面退移速率大于限燃层烧蚀消耗速率[2]，限燃层逐渐暴露于流场中可能引起压强震荡和涡脱落。因此，燃烧室内流动稳定性分析是研究重点与难点。

(5)大尺寸喉衬组件C/C材料设计与成型技术

φ3.2 m发动机喷管喉衬组件整体结构尺寸大，为减小喉衬热应力，解决大厚度致密化难题，需采用分段结构设计，使用适应大尺寸生产的喉衬新工艺-大尺寸中空编织和针刺新型预制体的成型工艺。因此，大流量、长时间工作条件下的中空轴向编织和针刺C/C喉衬结构设计与工艺成型成为研究的难点。

(6)RTM扩张段设计成型与分段连接技术

RTM是一种酚醛树脂注射成型工艺，通过RTM注射机将树脂注射到纤维预制体中并固化成型，适用于大尺寸扩张段的生产[3]。目前，已试车成功的最大制品尺寸约φ1 m，但φ3.2 m发动机喷管扩张段出口尺寸达φ2 m。为便于制造和装配，φ3.2 m发动机将喷管扩张段绝热层及壳体均分为两段。因此，需解决出口φ2 m的RTM成型技术及其与基础段连接密封的可靠性。

(7)分段对接密封质量主动检测方法和评价准则

分段对接部位的密封质量直接关系着发动机工作的成败，由于分段对接部位基于现有技术手段无法实现无损检测，只能通过优化设计结构进行主动式检测。因此，必须设计简单、有效、可行的检测装置和建立可靠的检测方法，同时结合已经完成的气密试验等形成密封质量的控制准则。

(8)大型分段式发动机装配技术

大型固体助推器发动机总装工艺分为卧式装配和立式装配两种。φ3.2 m技术验证发动机单段质量大，基于现有条件只能采取立式装配工艺，需要解决立式装配中发动机起吊、平移、下降对中、位置检测等一些列问题，确保装配顺利。

研究团队经过两年多的技术攻关，提出具体的设计分析方法和工艺保障措施，结合理论分析和单项工艺试验、性能测试等手段，逐步突破各项关键技术和难点，形成一套大型多分段固体发动机的设计理论、工艺方法和研制流程，并通过发动机地面热试车对各项关键技术的突破情况和主要性能指标满足情况进行了全面考核验证。其主要技术创新点包括：

(1)分段燃烧室连接密封与长时间热防护设计

设计了用于φ3 m以上分段壳体“双U型+锥型销钉”的轻质化连接、阶梯状三道“O型”密封圈对接方案，提出了分瓣模压成型工艺方法，并采用J型件预置张角、轴向预置过盈量，绝热填块等技术措施，系统解决了分段燃烧室的连接密封及加工制造难题，实现了大型发动机轻质、可靠分段对接，形成了一套大型分段式固体发动机燃烧室连接密封、“J”型绝热对接结构的设计和成型方法。采用多层复合的绝热结构以及药柱结构流场一体化仿真分析等措施，解决了大型分段燃烧室长时间绝热结构可靠工作问题。

(2)发动机内流场-分段对接结构一体化迭代优化设计

建立了一套适应于大型多分段固体发动机点火、燃烧过程中流场匹配性的精确预示方法，通过内流场-燃烧室分段对接结构的耦合迭代计算与优化设计，实现了大直径多分段发动机的稳定点火与流动匹配[4-5]，发动机实测内弹道曲线与设计值吻合度较高，为燃烧室分段绝热对接结构精细化设计提供了关键支持。

(3)功能梯度组合式喉衬结构以及RTM扩张段分段对接设计

建立了大型喉衬热结构可靠性评估方法，采用分段结构，减小了喉衬热应力，解决大厚度致密化难题。首次，采用大尺寸中空编织和针刺新型预制体的成型工艺，实现了φ1 m以上预制体研制，解决了长时间工作大型喉衬设计与成型问题。建立了大型喷管扩张段分段结构传热精确仿真方法，形成了大型碳纤维针刺缝合预制体成型工艺方法，完成了出口φ2 m的大型扩张段实物研制，解决了长时间工作的大型喷管扩张段设计成型与对接问题。

φ3.2 m三分段发动机的研制成功，全面考核了大直径分段式固体发动机的设计、仿真、材料、制造工艺与试验等能力。发动机直径3.2 m，装药量90 t，真空最大推力260 t、工作时间134 s，综合性能指标达到国内领先水平。设计方法均有自主知识产权，使我国大型固体发动机自主创新的研制能力和水平得到进一步提升。

2 先进分段式大推力固体发动机研究进展

一直以来，航天四院立足我国运载火箭型谱化发展需求，按照“直径由小到大、分段数由少到多、先单项后集成”的总体思路，集中力量开展分段发动机关键技术攻关，掌握了分段式固体发动机的设计理论和方法，取得了一系列成果：

2010年4月和2011年7月，航天四院自主研制的φ1 m二分段和φ2 m三分段对接固体助推演示验证发动机地面热试车相继取得成功；2016年4月，国内首台φ2 m二分段全尺寸工程样机地面热试车再获圆满成功，并应用于我国新一代中型运载火箭的固体助推器；2016年8月2日，φ3 m二分段大型固体发动机地面热试车圆满成功。

目前，研究团队正在开展综合性能达到世界先进水平的500 t整体式和900 t分段式大推力的固体发动机研究，全力推进固体动力技术在我国未来新型运载火箭中的应用，助力中国航天飞向更遥远的宇宙星河。