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| 二级固体火箭发动机 |
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中文名称： 二级固体火箭发动机 固体推进剂： 聚氨酯、聚丁二烯 优势： 结构简单，推进剂密度大 |
固体火箭发动机原理
固体火箭发动机为使用固体推进剂的化学火箭发动机。固体推进剂有聚氨酯、聚丁二烯、端羟基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚等。固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置等组成。药柱是由推进剂与少量添加剂制成的中空圆柱体(中空部分为燃烧面，其横截面形状有圆形、星形等)。药柱置于燃烧室(一般即为发动机壳体)中。在推进剂燃烧时，燃烧室须承受2500-3500度的高温和102-2×107帕的高压力，所以须用高强度合金钢、钛合金或复合材料制造，并在药柱与燃烧内壁间装备隔热衬。点火装置用于点燃药柱，通常由电发火管和火药盒(装黑火药或烟火剂)组成。通电后由电热丝点燃黑火药，再由黑火药点火燃药拄。喷管除使燃气膨胀加速产生推力外，为了控制推力方向，常与推力向量控制系统组成喷管组件。该系统能改变燃气喷射角度，从而实现推力方向的改变。 药柱燃烧完毕，发动机便停止工作。
固体火箭发动机的优势
固体火箭发动机与液体火箭发动机相比较，具有结构简单，推进剂密度大，推进剂可以储存在燃烧到中常备待用和操纵方便可靠等优点。缺点是"比冲"小(也叫比推力，是发动机推力与每秒消耗推进剂重量的比值，单位为秒)。固体火箭发动机比冲在250-300秒，工作时间短，加速度大导致推力不易控制，重复起动困难，从而不利于载人飞行。固体火箭发动机主要用作火箭弹、导弹和探空火箭的，以及航天器发射和飞机起飞的助推发动机。
设计方案
固体火箭发动机药柱燃烧过程中燃面面积的精确计算在固体火箭发动机设计中一直占有重要地位，国内外学者对此也提出了很多计算方法，像通用坐标法、有限元素法和边界坐标法等，但这些方法基本都是数值法，其输入复杂，无法显示燃烧过程中燃面的精确变化，计算精度不高且容易产生燃面波动。随着计算机软硬件的飞速发展，尤其是通用CAD软件的发展，为解决这一问题提供了许多基于图形处理的新方法。
中国最大的分段式固体火箭发动机试车成功
2020年12月30日，由中国航天科技集团四院(简称“四院”)自主研制的中国直径最大、装药量最大、工作时间最长的固体分段式助推器--民用航天3.2米3分段大型固体火箭发动机地面热试车取得圆满成功。
本次试验的成功，进一步验证了中国大型分段式固体火箭发动机设计方案及其关键技术，极大提升了中国大型固体火箭发动机的技术水平，将有力推动中国航天新一代运载火箭能力的提升与拓展。
据了解，由于固体发动机具有结构简单、可靠性高和机动性好，易实现大推力，可长时间储存等优势，采用固体助推器与液体芯级发动机组合，可以充分发挥固体大推力、液体长时间高比冲的技术优点，从而实现运载火箭动力系统技术性与经济性的完美结合。
直径3.2米分段式固体助推发动机是四院进军民用商业航天领域的代表性产品，也是四院固体火箭发动机家族中名副其实的“大力士”。2018年，在民用航天项目的支撑下，四院启动了规模更大的直径3.2米3分段技术验证固体发动机的研制工作。
四院大推力固体发动机总设计师王健儒介绍，研制团队详细比对各种技术方案，顺利攻克了大直径分段壳体成型精度控制与可靠连接密封技术、大型燃烧室热防护结构设计与成型技术、分段式发动机燃烧稳定性设计技术、大型喷管RTM扩张段设计与成型技术等多项重大关键技术，解决了技术难点10余项，形成了新设计方法5套、新工艺3套、编制设计规范6篇，具有完全自主知识产权。
该发动机创新性地首次验证了多分段发动机点火瞬态流场匹配性仿真技术，应用了NBR和CFBR组成的复合绝热结构成型方法，突破了低成本大尺寸喷管结构设计与成型技术，更重要的是为大型多分段发动机总装与总测技术研究提供了支撑。
同时，四院积极开展大协作，充分利用社会资源，集中力量攻克难关，克服了直径和规模增大带来的发动机机加、探伤、对接、装配、运输、检测、试验等多项研制和生产难题，终于取得了发动机试车的成功，再一次刷新了中国大型分段式固体发动机的多项纪录。
未来，3.2米发动机可以应用于大型、重型运载火箭固体助推器中，将单段规模进行拓展，发动机推力将大幅提升，可满足中国空间装备、载人登月、深空探索的不同发展需求，为建立并完善国内的固体、液体运载火箭相结合的完善的航天运输系统，构建国内快速空间信息支援能力和控制空间能力提供更加强大有力的动力支撑。
据悉，四院立足中国运载火箭型谱化发展需求，进一步加大攻关力度、加快研制步伐，正在开展综合性能达到世界先进水平的500t大推力的整体式固体发动机研究，全力推进固体动力技术在中国未来新型运载火箭中的应用，助力中国人把视野拓展到更为遥远的星宇深空。