大型固体火箭发动机喷管喉衬技术研究进展

王富强 张 力 陈 建

（1 西安工业大学，材料与化工学院，西安 710021）

（2 西安航天复合材料研究所，西安 710025）

文 摘 大型固体火箭发动机喷管的研制，必须掌握关键的大尺寸喉衬技术。本文梳理了法国、日本、美国、印度的大型固体发动机喷管、喉衬技术的发展与应用，分析总结了大尺寸喉衬的应用情况及材料制备工艺、烧蚀性能等；对国内大尺寸喉衬的研制进展进行概括，最后基于我国大型固体发动机喷管喉衬的现状，对大尺寸喉衬设计、材料制备技术的未来发展进行了展望与总结。

0 引言

随着世界航天技术的发展，人类太空活动范围日益扩大，对进入空间的航天运载能力提出了更高的要求，如登陆月球、火星探测、深空探测等项目对大型火箭发动机有明确的运载能力需求［1-3］。固体火箭发动机推力大、推重比高、结构简单，在降低重力损失、提升质量比方面具有明显优势，可满足低成本、快速发射、长期贮存等要求，已广泛应用于重型运载火箭的助推器、一级发动机等。大型固体发动机不仅可提升运载能力，还可有效降低系统复杂性［4-7］。

喉衬是固体火箭发动机喷管的关键部件，工作在高温、高压、高速且含有气固两相流条件下，其烧蚀性和热结构完整性决定了发动机推力性能。喉衬材料主要有钨、石墨、碳布/酚醛、碳/碳复合材料（C/C）等，C/C 材料因其抗烧蚀性能好、比强度高、热胀系数小、热导率高、结构性能好而得到广泛应用，也成为未来高性能固体发动机喉料材料的最佳选择［8-9］。

随着固体运载火箭发动机推力的增大，装药量增加，发动机流量增大，喉衬向大型化方向发展。大型固体发动机喉径基本在Φ400～Φ1 500 mm，且工作时间一般在百秒以上，喉衬烧蚀量大幅增加，对喉衬材料提出了严峻挑战，特别是尺寸效应增大后的热应力及烧蚀对喉衬完整性造成严重威胁，甚至影响到发动机的成败。喉衬材料的结构设计、制造工艺是大型发动机喷管研制需攻克的关键技术。本文主要介绍了国外大型固体火箭发动机喷管、喉衬技术发展与应用，以期为我国大型固体火箭发动机喉衬研制提供借鉴。

1 国外大型固体发动机喉衬技术

国外从20世纪60年代开始大型固体发动机的研究，早期主要用于弹道导弹的一级发动机，后来用于重型运载火箭、航天飞机的助推器等。近年来大型固体发动机主要通过壳体、喷管、喉衬等部件升级，向新一代高性能、低成本方向发展。以下将大型固体发动机喷管喉衬技术发展按国别进行梳理总结。

1.1 法国（欧洲）

法国通过阿里亚娜系列（Ariane）、织女星系列火箭（Vega）掌握了大型固体发动机技术，进行了多项新技术、新材料和新设计的验证与应用，其中包括大型C/C 复合材料喉衬技术。目前在用的大型固体发动机有P230、P80 发动机，研制中的有P120C 发动机等，其中P120C 2015年开始研制，用于Ariane 6 助推器和Vega-C 火箭第一级，2018年7月进行首次静态点火试验，2019年1月成功进行了鉴定试验。Ariane 6 火箭、Vega-C 火箭分别于2018年、2019年完成首飞。

1.1.1 P230固体发动机

P230固体发动机用于Ariane 5助推器，发动机尺寸为Φ3 m×25 m，喷管的设计与制造为法国欧洲动力公司。为了降低喷管成本，提高可靠性，P230发动机先后使用了喷管A、喷管B 两种结构，喉衬材料均为C/C复合材料。

喷管A 喉衬实物如图1所示［10］，由C/C 材料收敛段、喉衬入口、喉衬三部分组成，喉径为Φ900 mm，厚度约100 mm，最大外径约Φ1 300 mm，喉衬总质量为225 kg，1993年第一次地试成功，经过20 多次地试与飞行验证的喉衬单边烧蚀量约20 mm，燃烧时间约128 s，平均压强约4.5 MPa［11］。P230喷管C/C喉衬材料预制体采用聚丙烯腈基（PAN）预氧丝针刺技术成型（Novoltex®技术），纤维体积分数为23%～28%，预制体经碳化、化学气相渗透（CVI）工艺致密，最终喉衬体积密度约1.75 g/cm3［12］。

图1 P230喷管A C/C喉衬实物Fig.1 C/C throat of P230 nozzle-A

为降低C/C 材料喉衬制备成本，提高生产效率，P230发动机由喷管A改进为喷管B，喉衬结构由三部分变成两部分，C/C 喉衬预制体改用碳纤维针刺技术成 型（Naxeco®技 术），Naxeco 预 制体 技术 是对Novoltex 技术的优化与发展，原材料改进为PAN 基碳纤维，使用±45°无变形碳布（Primeco®）铺层，预制体制备采用碳布带边缠绕边针刺，不仅节约针刺工序时间和成本，而且使纤维体积分数增加到35%［13］。喉衬致密化采用快速、低成本的电耦合化学气相渗透（DC-CVI）技术，有利于提高喉衬内表面密度，提升喉衬的烧蚀性能。致密过程由于减少了预氧丝碳化工序，预制体体积收缩变形小，同时节约了碳化用防变形工装费等。喷管B C/C 喉衬毛坯如图2所示。C/C 喉衬经热试车验证，单边烧蚀量由20 mm 下降到15 mm。

图2 P230喷管B C/C喉衬毛坯图Fig.2 C/C throat of P230 nozzle-B

1.1.2 P80固体发动机

P80 固体发动机用于Vega 火箭的第一级，为大型整体式复合材料发动机，尺寸为Φ3 m×11.2 m，推进剂质量88 t，平均推力190 t，P80 的研制更加注重于低成本技术［13］，其中C/C材料喉衬是基础改进项目之一。

图3 P80喷管及试车后C/C喉衬Fig.3 P80 nozzle and tested C/C throat

P80 发动机C/C 材料喉衬制备采用Naxeco 预制体，DC-CVI 技术致密，基体为全热解碳。喉衬分为头帽、喉衬两部分，喉径为Φ496 mm，高度为500 mm，平均工作压强9.5 MPa，工作时间约109 s。其中两发地试喉衬单边烧蚀量在20～25 mm［14］，烧蚀后C/C 喉衬实物如图3所示，烧蚀后的喉衬内型面整体平滑，没有明显的烧蚀坑、凹槽等。

1.1.3 P120C固体发动机

P120C 发动机为大型整体式复合材料壳体固体火箭发动机，是对P80 发动机的继承与发展。P120C发动机尺寸为Φ3.4 m×13.5 m，壳体采用高性能碳纤维预浸带干法缠绕成型，装药量为142 t，已测试的P120 C 最大推力达474 t，最大工作压强为9.3 MPa，燃烧时间为135 s，喉衬烧蚀率未见公开报道。P120C发动机及喷管实物如图4所示。P120C喷管喉衬由C/C 材料头帽、喉衬两部分组成，喉径尺寸为Φ577 mm。C/C 喉衬预制体采用碳纤维带针刺成型（Naxeco 技术），致密化使用DC-CVI技术。喉衬致密过程通过精确控制壁厚，减少毛坯尺寸，以提高内部密度均匀性，同时达到缩短致密化时间，提高生产效率的作用，以满足喷管低成本的需求［15-16］。

图4 P120C固体发动机及喷管Fig.4 P120C SRM and nozzle

法国的喉衬技术发展表明：喉衬的结构设计尤其重要，研制过程需多次优化结构设计与材料。喉衬材料性能要求不断提高，特别是抗烧蚀性，以满足高压强、大推力的需求。

1.2 日本

日本大型固体发动机（SRM）主要有H 系列运载火箭捆绑式固体助推器（SRB），如M-V 火箭的一级SRM，研制中的H3 火箭助推器SRB-3，艾普西龙（Epsilon）火箭的一级发动机等。日本的大尺寸喷管喉衬大多使用石墨、C/C复合材料等［17-18］。

M-V固体运载火箭（2006年退役）从第五次发射开始，Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ级喷管喉衬由石墨改为3D C/C 材料，其中Ⅰ级C/C 喉衬外径达Φ1 100 mm，喉径约Φ600 mm，高度为350 mm，密度最高达2.0 g/cm3、孔隙率≤5%［17-19］，由石川岛播磨重工研制，喉衬预制体及实物如图5所示。C/C喉衬使用T300级PAN基碳纤维，预制体为圆筒形软纱三向正交结构，结构示意图如图6所示。预制体轴向、径向、环向（Z、R、C）三向的纤维体积分数均为16%，推算预制体密度约0.85 g/cm3。预制体采用沥青浸渍高压碳化工艺致密，碳化最高压力98 MPa，并经2 500 ℃石墨化处理，喉衬的设计密度大于1.93 g/cm3，材料具有优异的热学与力学性能，Z、R、C 向的热胀系数（CTE）均较低，且非常接近，2 000 ℃温度下CET 为2.0×10-6/K，呈各向同性特征［20-21］。

图5 M-V一级喉衬预制体及C/C喉衬实物Fig.5 M-V first stage throat preform and C/C throat

图6 喉衬预制体结构示意图Fig.6 The diagram of perform structure

H-2 运载火箭使用两台尺寸为Φ1.8 m×23.4 m的SRB，喷管喉衬为石墨材料，喉径为Φ534 mm，外径为Φ1 689 mm，燃烧时间约94 s［22］。为提高火箭可靠性，H-2A、H-2B 火箭助推器使用改进型助推器SRB-A，其尺寸为Φ2.5 m×15 m，喉衬为整体式3D C/C 材料，喉径约Φ600 mm［23］。日本新一代先进固体运载火箭Epsilon，一级发动机使用H-2A火箭固体助推器SRB-A，装药量为66.3 t，平均推力为161 t，燃烧时间为120 s，真空比冲为283.6 s。

日本正在研发的H3 火箭将使用新的固体助推器SRB-3，SRB-3 与SRB-A 尺寸完全相同，也可用于Epsilon 火箭的一级，SRB-3 于2018年8月进行了地试，试验发动机如图7所示，最大压强为10.7 MPa，燃烧时间为110 s，最大推力为218 t［24-26］，从降低成本、提高可靠性、继承成熟技术等方面推测，其喉衬材料仍使用SRB-A中的C/C复合材料技术。

图7 SRB-3 发动机地面试车图Fig.7 SRB-3 motor ground firing test

日本的喉衬技术发展表明：3D 结构C/C 材料喉衬整体性好，提高材料的密度有利用抗烧蚀性。三维结构C/C 材料更适用于大尺寸、高压强喉衬，也是喉衬发展的方向。

1.3 美国

美国从20世纪60年代开始使用大型固体火箭发动机作为重型运载火箭助推器（SRB），并形成了“大力神”、“宇宙神”、航天飞机、“战神”系列SRB。近年来美国开始研发太空发射系统、下一代发射系统的SRB，SRB 壳体直径约Φ3.05～Φ3.77 m，长度在34～54 m，工作时间在110～140 s，平均压强为3.6～4.3 MPa，最大推力超过1 600 t。喷管喉衬材料主要为碳布/酚醛、石墨布/酚醛树脂基复合材料［27-34］。

美国“大力神3”、“大力神4”固体助推发动机代号为UA1205、UA1207，其喷管喉径分别为Φ957.6 mm、Φ1 056.9 mm，喷管喉衬材料为石墨布/酚醛，密度为1.427 g/cm3，其中树脂基体占比为34.5%，喉衬制备工艺：将6 个环形层压件放入模具，在气压釜中0.7 MPa 压力下固化成型［27］，层压件与燃气气流成90°夹角。热试车后喉衬的最大单边烧蚀量约为17.78 mm。“大力神4B”的改进型固体助推发动机（SRMU）喷管喉衬采用3D C/C 材料，喉径为Φ818.28 mm，于2000年3月热试车获得成功，平均压强为8.4 MPa，工作时间为140 s，推力为772 t，验证了SRMU喷管采用C/C材料的性能［28］。

美国的航天飞机总计进行了135次飞行，使用了270 枚助推器，助推器直径为Φ3.71 m，最大长度为47.36 m，工作时间约120 s，平均压强为4.56 MPa，喉衬喉径为Φ1 367.96 mm，推力高达1 500 t。在“挑战者”号航天飞机失事后对助推器重新设计，其中喉衬原材料使用北美人造丝公司的高温碳化纤维，以降低喉衬烧蚀，增加喉衬尺寸（喉径Φ1 463.55 mm），提高了安全性、可靠性，发展了可重复使用的固体发动机（RSRM）［29］。航天飞机助推器喉衬材料为碳布/酚醛，其制备周期短，成本低，减重好，绝热性能优异，但烧蚀率偏大。树脂基体为PF-106 甲基热固性酚醛，其碳化后强度高，抗烧蚀性好［30］。喉衬碳布铺层与内型面的夹角在15°～68°，喉径位置夹角为66°～68°，随着喉衬扩张比增大夹角变小。碳布/酚醛喉衬碳布铺层角度对烧蚀有较大影响，当铺层角度不合适，热应力超过喉衬碳化后的材料强度时，会出现异常烧蚀现象［29，31-32］。

美国载人深空探索用重型火箭-太空发射系统（SLS），其助推器采用航天飞机可重复使用助推器升级版。喷管尺寸增加，碳布/酚醛喉衬喉径尺寸增加，喷管扩张比下降，其也用于战神火箭固体助推器。SLS 5 段式发动机及其碳布/酚醛喉衬结构如图8所示，发动机直径为Φ3.71 m，长度为54 m，装药量约628 t，推力高达1 633 t，2015年3月通过第一次质量鉴定试验［33］。

图8 SLS五段式固体助推器及喉衬结构示意图Fig.8 SLS SRB and throat structure diagram

美国诺斯罗普·格鲁曼公司（Northrop Grumman）为美空军下一代发射系统（NGL，后更名为NSSL）研制新一代运载火箭，正式名称为Omega A，一级、二级分别为Castor-600、Castor-300 固体发动机，Castor-600 可升级为Castor-1200 发动机。Castor 系列三款发动机直径均为Φ3.71 m，使用碳纤维壳体，端羟基聚丁二烯推进剂，长度分别12.7 m、22 m（两分段）、37.5 m（四分段），继承了航天飞机固体助推器技术［34］。文献推测Castor-1200 发动机喷管喉径为Φ1 367.96 mm、压强约4.3 MPa，比冲、喷管重量等与航天飞机的RSRM保持一致［2］。Castor-600发动机于2019年5月进行了全尺寸静态点火试验，工作时间为122 s，推力约952 t。Castor-300 发动机于2020年2月进行了静态点火试验，工作时间140 s，推力约356 t。Omega A火箭计划于2021年发射。

美国大型固体发动机喷管喉衬发展表明：喉衬用碳布/酚醛材料相比于C/C 材料其热稳定性、烧蚀性较差，对升温速率敏感，基体存在碳化分解现象，铺层工艺可能影响烧蚀形貌。碳布/酚醛喉衬热试车过程实测数据与模拟计算结果存在较大差异。碳布/酚醛材料技术成熟，在制备成本、生产效率方面具有较大优势，适用于超大尺寸、低压强喷管喉衬。

1.4 印度

印度从研制极地轨道卫星运载火箭（PSLV）开始发展大型分段式固体发动机，以弥补其运载火箭能力不足的短板［35-36］。目前印度运载能力最大的火箭为地球同步轨道运载火箭GSLV Mark 系列，由印度空间研究组织（ISRO）研制，主要用于发射地球同步轨道卫星。2014年12月GSLV Mark III 运载火箭首飞，截至2019年底，已成功发射4 次。GSLV Mark III大推力固体助推器S200 具有一定的技术先进性，S200 发动机及其喷管实物如图9所示。发动机壳体为三分段式结构，直径为Φ3.2 m，长度为19.3 m，装药量为205 t，平均工作压强为5.88 MPa，燃烧时间约111 s。喷管为柔性喷管，喉径为Φ886 mm，设计推力大于500 t，飞行试验最大真空推力591 t。S200 发动机喉衬材料为碳布/酚醛材料［37-38］，由ISRO 下设的维克拉姆·萨拉巴伊航天中心研制。印度的大型碳布/酚醛喉衬虽然取得多次试验成功，但喉衬技术总体而言还是处于起步阶段，未见有高性能的C/C材料喉衬报道，其未来发展主要通过减小喉径尺寸，增大喷管扩张比，以提高发动机性能。

图9 S200 固体助推器发动机及喷管Fig.9 S200 SRB and Nozzle

2 国内大型固体发动机喉衬技术

我国大型固体火箭发动机研制起步较晚，但进展较快。近年来先后研制出直径Φ2、Φ3、Φ4 m 大型固体发动机，并成功进行热试车，推力连续突破150、200、400 t 级。2016年完成Φ3 m 两分段、推力150 t的发动机地面试验，发动机实物如图10所示。2019年研制出直径Φ4.2 m、推力500 t 级的固体发动机，并进行减药状态短时间热试车。这些研究表明我国已具备大型固体发动机的研制能力，发动机的综合性能达到国际先进水平。

图10 Φ3 m两分段固体发动机Fig.10 Φ3 m two segments SRM

国内大型固体发动机喷管喉衬大多使用C/C 复合材料。喉衬技术方案主要有两种，一是拼接组合技术，即采用多块C/C 材料沿喉衬轴向分段，然后径向再分瓣组合；采用分瓣拼接的方式，材料制备成本低，但结构复杂，对设计、机加要求高，喉衬界面存在接触热阻，烧蚀率一般较大，热应力复杂，试车可能存在安全隐患；另一种是整体式C/C 喉衬，喉衬沿环向为整体结构，轴向可分为2～3 段，整体式喉衬性能一致，界面少，整体性好，可靠性较高，烧蚀率稳定，但部件制备技术要求高、难度大，成本较高。

2.1 拼接C/C喉衬技术

中国专利介绍了一种组合式喉衬喷管及制造方法［39］，组合式喉衬示意图见图11，喉衬由多块C/C 块体采用台阶式衔接密封组合而成，先将喉衬沿轴向分成多段，如Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ三段，各段再沿环向分成N块，各块体呈L 型台阶拐弯，拐弯不少于3 次，两块体之间使用高温密封胶粘结装配成大尺寸喉衬。由于单个C/C 块体尺寸减小、厚度降低，单件材料内部均匀性好，制备成本低。

图11 组合式C/C喉衬结构示意图Fig.11 Assemble C/C throat structure diagram

中国专利《潜入式喷管喉衬的环向分块装配方法》［40］，介绍另一种组合式喉衬，喉衬结构如图12所示，将喉衬沿环向分成10～30 块，单个块体为近等腰梯形柱状C/C材料，梯形柱斜面（粘结面）两侧沿高度方向加工条形凹槽，凹槽装入条状的抗烧蚀柔性石墨、碳纤维弹性材料，块体之间形成互锁结构，同时起到密封、防止蹿火作用，利用粘结装配工艺将块体组装成大尺寸喉衬。此外还有类似的专利，将喉衬沿径向先分为内、外喉衬两部分，内、外喉衬再分成多瓣拼接，最终形成组合式喉衬，工艺过于复杂，界面太多，可能存在热应力传递、高温密封、烧蚀不均等问题，实际制造大尺寸喉衬的可实施性不强。

图12 环向分块组合式喉衬结构示意图Fig.12 Circular assemble C/C throat structure diagram

2.2 整体式C/C喉衬技术

大尺寸整体式C/C 喉衬主要有针刺C/C 材料、编织C/C 材料等。针刺C/C 材料按增强体针刺方向又可为径向针刺、轴向针刺成型两种，主要区别是碳布的铺层方向不同，径向针刺铺布纤维平行于喉衬的轴向，而轴向针刺铺布纤维垂直于轴向。大型针刺喉衬预制体的密度一般较低（＜0.60 g/cm3），材料的层间性能较低。近年来西安航天复合材料研究所研发了一种薄壁型编织C/C 材料，依据喉衬的内、外径尺寸进行结构设计，然后采用多向编织工艺，形成圆环形C/C 毛坯，可实现大尺寸喉衬的近净尺寸成型，突破了大型固体发动机整体式大尺寸高性能喉衬制备的技术难题。目前，已制备出内径为Φ600 mm、外径大于Φ860 mm 的C/C 材料部件。薄壁型编织C/C材料技术具有以下特点：（1）预制体为三维结构，x-y向为均匀结构，z向有连续长纤维增强；（2）预制体密度大（＞0.70 g/cm3），x-y向纤维体积分数大（＞30%）；（3）材料的热学、力学性能优异，作为部件使用均匀性、一致性好；（4）制备喉衬部件的尺寸理论上不受设计尺寸的限制。

3 建议

我国大型固体火箭发动机喷管喉衬处于研发验证阶段，工程应用经验较少，缺少大尺寸高性能喉衬部件成熟制备技术，尽管已通过数次热试车，但与工程化尚存在一定差距。结合国外的发展经验，建议国内大型固体发动机喉衬应加强以下几方面的研究：

（1）以国内成熟的C/C 材料制备经验为基础，开展大尺寸C/C 材料喉衬技术研究，大尺寸C/C 喉衬宜采用整体式结构，以满足高可靠性要求；

（2）大尺寸C/C喉衬建议选用热解碳、沥青碳、树脂碳联合致密工艺，实现低成本快速制备要求；

（3）大尺寸喉衬应优化结构设计，降低冗余，减小尺寸，减轻喷管质量，向低成本商业化方向发展。