2021年固体推进动力领域发展综述

《固体火箭技术》编辑部

1 固体推进应用领域主要里程碑事件回顾

(1)高超声速武器方面

3～12月，美国空军AGM-183A“空射快速响应武器”(ARRW)进行了3次飞行试验，但3月和12月样弹都未与载机分离、7月样弹分离后未成功点火，均失败。其中，7月的飞行试验表明，经过重新设计的舵面作动器工作状态良好，但由于助推器火箭发动机点火系统的“未知故障”，导致飞行试验仍以失败告终。AGM-183A整弹长5.9 m，直径0.658 m，重量属2.3 t级别，射程超926 km，速度约=10。

5月，美国海军战略系统项目(SSP)办公室在犹他州成功完成高超声速导弹助推器第一级固体火箭发动机的首次点火试验，发动机在整个试验期间满足预期的性能参数和目标。该发动机由诺斯罗普·格鲁曼公司开发，将用作海军“常规快速打击”(CPS)武器和陆军“远程高超声速武器”(LRHW)的助推器部件。这两种武器将由C-HGB“通用型高超声速滑翔体”和助推器组成，并分别采用海基或陆基发射系统。此前，C-HGB滑翔体已于2020年3月首次成功试射，此次试验将促进两军在2022财年开展联合飞行试验。8月，SSP成功测试用于高超声速导弹助推器的第二级固体火箭发动机，以支持CPS和LRHW的发展。10月，SSP在犹他州成功进行第一级固体火箭发动机的第二次测试。此次测试为地面静止测试，验证了第一级发动机的推力矢量控制系统。根据计划，C-HGB会在2022年进入全面测试阶段，2023年正式生产第一批LRHW。

12月，美国海军在联盟原型倡议(API)下与挪威合作开展的“增程型战术高速进攻性冲压发动机”(THOR-ER)项目取得阶段性进展，将利用挪威Nammo公司的新型固体燃料冲压发动机(SFRJ)与THOR-ER技术验证器集成，于2022年开展试射验证。其中，挪威Nammo公司的新型SFRJ计划于2022年初进行首次实弹远程试飞。THOR-ER的目标旨在合作开发一种先进的固体燃料冲压发动机技术，并将其整合到成本可负担的全尺寸原型机上，实现远距离高速飞行，最终将在陆海空作战条件下进行飞行验证。THOR-ER的开发将充分利用挪威在导弹和火箭技术方面的长期研究和开发成果。该项目早期开发工作于2019年底开始，计划在2024年底之前结束。

此外，美国还建设多个高超声速导弹数字化工厂，用于提高研发效率和交付速度。7月，美国诺斯罗普·格鲁曼公司开始建设高超声速卓越中心，将采用最先进的生产技术并实施数字工程，为高超声速武器提供从设计、研发到生产、集成的全生命周期管理，预计2023年完工。10月，洛克希德·马丁公司启动新的高超声速智能数字生产设施建设，将集成多种数字化工具，以快速满足美海、陆、空三军高超声速导弹的生产需求。该智能工厂被称为“4号导弹装配大楼”(MAB 4)，是洛克希德·马丁公司2021年开设的四大“智能工厂”之一。

7月，俄罗斯公布一种小型空基高超声速导弹，代号“锐利”，该导弹将采用先进的冲压喷气发动机技术，注重小型化，首次采用大气层内可控高超声速飞行技术，将成为打击航母战斗群的利器。10月，俄罗斯公布“幼虫”-MD高超声速空舰导弹项目，该型导弹采用“产品”-70冲压发动机，是首个可装入苏-57战斗机内弹舱的高超声速空舰导弹。目前，该型导弹正处于缩比模型试验阶段，可用于反航母。

5月，法国Ariane集团称计划首飞V-MAX高超声速滑翔导弹，将首先采用固体燃料助推器将导弹加速到=15左右，然后释放滑翔体，滑翔体再以=6的速度在60～80 km高度滑行。该导弹机动能力强，轨迹难以预测，将为法国提供一种纵深快速打击新能力。

(2)战略导弹方面

2021年GBSD取得重要进展。2月，诺斯罗普·格鲁曼公司和美国空军完成GBSD工程和制造研发(EMD)基础的首次设计评审，4月，完成GBSD工程和制造研发(EMD)集成基线评审(IBR)，这是一个重要的里程碑，它设定了GBSD的性能测量基线。GBSD采用三级全新的固体火箭发动机作为动力系统，美国诺斯罗普·格鲁曼公司负责生产GBSD的第一级和第二级固体火箭发动机，航空喷气·洛克达因公司是第三级固体火箭发动机的承包商。8月，诺斯罗普·格鲁曼公司完成GBSD第一级固体火箭发动机的绝热层设计和壳体缠绕，并进行了压力测试，以确保其结构完整性。11月，该公司开始对第二级固体火箭发动机进行绝热层和壳体缠绕制造。9月，航空喷气·洛克达因公司成功进行直径1.32 m固体火箭发动机的点火测试，该新型发动机验证的先进技术将用作GBSD系统的第三级发动机。

2021年，俄罗斯核导弹部队装备的现代化水平达到88.3%。俄罗斯新一代洲际弹道导弹系统“雪松”将于2023～2024年启动试验-设计工作，用以替换现役“亚尔斯”洲际弹道导弹。“雪松”导弹项目已列入俄2027年前国家武器装备发展规划，正处于深度论证阶段，即将转入试验-设计阶段。“雪松”导弹将采用固体燃料推进，具有井基与机动两种发射方式。与现役战略导弹相比，“雪松”推力更大，搭载的有效载荷更多，计划2030年列装。

(3)防空反导武器方面

5月，DARPA OpFires项目成功对助推器的第二级固体火箭发动机进行全尺寸静态点火试验，试验由航空喷气·洛克达因公司在陆军红石测试中心进行，作为该项目第二阶段合同的一部分，实现了按需中止推力，验证了可变推力“节流式”固体火箭发动机技术，这种技术结合助推器的其他性能，将有助于高超声速导弹在飞行中“即时”调整速度和飞行距离。此次试验是实现先进推进系统的重要一步，该系统能够在广泛范围内精确地向目标投送各种常规有效载荷。OpFires项目于2017年开始，将使用高机动导弹发射器发射高超声速助推滑翔武器，能够在防御严密的空域从对峙范围打击高价值目标，按计划，OpFires将于2025年前形成初始作战能力(IOC)。

作为美国陆军优先考虑的六个领域之一，远程精确打击火力(LRPF)是一项现代化计划，包括开发火炮和地-地导弹武器系统，旨在提供战术和战略战场在射程上的超越，具体包括增程火炮、战略远程火炮、精确打击导弹(PrSM)、中程能力(MRC)和远程高超声速武器(LRHW)。继2020年3次试射PrSM后，2021年5月和10月，美陆军又2次试射PrSM。第五次试射航程超过499 km。12月，美陆军司令部将一份价值2390万美元的订单授予洛克希德·马丁公司，用于首批PrSM系统的工程和制造开发(EMD)以及早期作战能力开发，以摧毁远达500 km的敌方目标。2022年1月5日，诺斯罗普·格鲁曼公司成功完成了PrSM火箭发动机的静态测试，发动机在极低温环境下满足了所有性能要求。预计PrSM将于2023年服役。

11月，俄罗斯成功测试一枚直接上升式反卫星(DA-ASAT)导弹，击毁了一颗已经被废弃的前苏联Tselina-D系列电子侦察卫星“宇宙-1408”。据国外媒体称，该导弹是A-235“努多利”(Nudol)陆基机动式反卫星导弹。

7月，俄罗斯S-500防空导弹系统首次完成实弹拦截试验，成功摧毁1个高速弹道导弹目标。俄国防部宣布首套S-500系统将于2022年正式列装开始战备值班。S-500系统最大射高200 km，可进入近地轨道，飞行速度6000 m/s；对弹道目标拦截距离为600 km，可同时拦截10个速度在5～7 km/s的弹道导弹目标，并能以>5的速度拦截和摧毁各类弹道导弹、高超声速导弹、近地轨道卫星及各类飞机。11月初，俄国防部透露正在以S-500为基础研制更先进的S-550防空反导系统，据称该系统将专用于拦截洲际弹道导弹和进行太空防御，首套计划在2025年列装。

10月，英国BAE系统公司在尤马试验场，用APKWS激光制导火箭弹，进行了针对II类UAS的拦截测试并取得成功。与传统的防空导弹或空-空导弹相比，APKWS火箭弹的成本大幅降低。利用这次测试的成果，将武装直升机改造成专门的反无人机装备，也是一种可行方案。

1月，印度国防研究与发展组织(DRDO)首次成功试射阿卡什新一代(Akash-NG)中程防空导弹。3月，再次成功试射1枚Akash-NG导弹。该导弹最大射程80 km，最大飞行速度为=3。导弹采用新型固体冲压双脉冲发动机，替代之前Akash导弹使用的吸气式发动机，重量更轻，增加了总体反应时间，并提高了对饱和攻击的防护水平。同期，印度还成功进行用于远程空-空导弹的固体冲压发动机飞行演示试验，试验中利用助推器模拟了空中发射场景，并由无喷管发动机将测试弹加速至所需速度，包括助推器和无喷管发动机在内的所有子系统均正常工作。此次试验验证了固体冲压发动机相关技术，为印度远程空-空导弹研发奠定了基础。

1月，以色列国防部成功开展一系列升级版铁穹系统的飞行试验，模拟了未来将应对陆海先进威胁的一系列场景。3月，以色列在南部试验场再次开展升级版铁穹飞行试验，同时拦截了多架无人机和多枚同时发射的火箭弹和导弹，验证了该系统的新功能。

(4)航天运载方面

12月，诺斯罗普·格鲁曼公司获得NASA价值31.9亿美元的空间发射系统(SLS)固体助推器生产合同，以支持2031年12月31日前 SLS火箭的9次发射，其中包括执行ArtemisⅣ至ArtemisⅧ任务的固体助推器的生产和维护工作，以及在固体助推器报废和延寿(BOLE)计划框架下开展固体助推器设计、开发、试验和验证工作以支撑Artemis Ⅸ之后的任务。这种升级的固体助推器是在固体助推器老旧和延寿(BOLE)计划框架下开展的。12月2日，NASA和诺斯罗普·格鲁曼公司联合对该升级设计的缩比固体助推器进行了点火测试。

1月，诺斯罗普·格鲁曼公司在犹他州的普罗蒙托里火箭试验基地，成功进行了加长型石墨环氧树脂发动机(GEM 63XL)的地面鉴定测试。该公司的GEM 63XL捆绑式助推器是与美国联合发射联盟(ULA)合作开发的，旨在为ULA最新的火神(Vulcan)火箭登月提供额外的发射能力。火神火箭可捆绑0/2/4和最多6枚GEM 63XL固体火箭助推器，以便更灵活地适应不同的运力需求。在静态点火实验过程中，GEM 63XL发动机点火时间约90 s，产生了大约44.9万磅的推力，以验证发动机设计的性能。此外，这次试验还验证了发动机内绝热层、推进剂药柱弹道和喷管在热环境下的性能。之前在2020年8月进行的发动机试验则是针对冷温环境的。GEM 63XL发动机长865 in，直径为63 in(1.6 m)，与标准的GEM 63发动机相比，GEM 63XL的推力和性能提高了15%～20%。但GEM 63XL的优势不仅仅在于推力的增加，预计该发动机将是目前宇宙神-5(Atlas V)运载火箭上使用的AJ-60A助推器成本的一半，这是评估未来飞行任务的成本效益和价值时要考虑的重要因素。

3月，NASA选择诺斯罗普·格鲁曼公司的固体推进系统作为火星上升器(MAV)的动力系统。该两级固体推进系统具体将由诺斯罗普·格鲁曼公司在Star17/Star12GV型发动机基础上进行研制开发。2022年2月，NASA与洛克希德·马丁公司签署MAV研制合约。在此期间，洛克希德·马丁公司将建造多个MAV测试单元以及飞行单元。MAV的设计概念是一种两级固体推进的飞行器。它的每一级都有一个机电作动的推力向量控制(TVC)系统、一个具有轨道微调能力的单组元推进剂反应控制系统(RCS)和火工品级分离机构。

2 2021年固体火箭发动机关键技术进展情况

2.1 固体推进剂新药型

航空喷气洛克达因公司提出三种固体推进剂新药型，并申请了专利，所提出的药型能诱导推进剂内孔在燃烧时产生涡流，以提高燃烧效率。该专利提出的三种药型可分为两类，分别是基于星孔药型和管型内孔装药的改进。前者为实现在内孔中产生涡流，将星孔装药的星边设计为螺旋偏心结构。该涡流诱导结构使内孔燃气具有径向分量，与装药的径向横截面不对称，此外，该结构还具有相对于内孔的螺旋分量，具有多个线性偏心槽。偏心槽均围绕内孔均匀分布，以便形成风车形状，偏心槽的闭合端从该截面的径向轴线周向偏移一个角度。因此，每个偏心槽都产生了一条不与轴向孔的中心轴线相交的中心轴线。后者在管型装药中加入了螺旋结构的凸台，该结构可由推进剂装药组成，参与燃烧；也可由壳体材料组成，与壳体为一体，不参与燃烧。两种管型装药都能在固体推进剂内孔中诱导出涡流。

2.2 具有自适应几何形状的火箭发动机喷管

多种机制已被用于在火箭发动机运行期间改变喷管的几何形状。然而，这些现有机制都存在缺点。为此，雷声公司提出一种针对火箭发动机喷管的发明专利，该喷管可通过喉部周围材料的侵蚀或烧蚀来重新调整喷管的几何形状。该喷管喉部具有不同的绝热层，每一层对通过喷管的燃烧产物(热气体和固体颗粒)具有不同的烧蚀性能，通过不同绝热层的烧蚀来实现所需的喷管特性(几何形状)。具体来说，该喷管喉部各绝热层材料按烧蚀性能“低-高-低”的“三明治”结构堆叠，以专利中提到的发动机为例，喷管喉部共有5层绝热材料，第1、3、5层烧蚀性能较低，2、4层烧蚀性能较高。烧蚀性能相对较低的绝热层可以作为热障，以将喷管喉部长时间固定在相对稳定的几何形状上，而烧蚀性能相对较高的绝热层很快被燃气烧蚀，露出下一层材料。因此，可使喷管喉部从一种几何形状快速过渡到另一种几何形状。该喷管所采用的这些绝热层可通过树脂传递模塑(RTM)制成，烧蚀性能相对较低的材料可以是纤维，而烧蚀性能相对较高的材料可以是无纤维的。

2.3 用于固液混合火箭的低烧蚀喷管系统

美国犹他州立大学的研究人员利用两种合成材料的各向异性热传导特性，研发了一种低烧蚀喷管系统。研究人员给出了复合材料低烧蚀喷管的概念验证测试结果，并设计、制造和测试了三代喷管。低烧蚀喷管喉衬由热解石墨制成，并在其周围环绕高热容绝热层，可使热解石墨制成的喷管喉衬具有径向高热传导性和轴向低热传导性。使用氮化硼绝热层的第一代和第二代喷管的传导轴垂直于喉部分布，从而形成有效的径向绝热，由发动机羽流传导出的热量从喷管喉部进入高热容的氮化硼绝热层，但由于热膨胀和热应力积聚，该氮化硼绝热层在工作30 s后容易发生断裂失效。研究人员针对不同发动机原型进行了24次试验。在相似的燃烧条件下，与整体石墨喷管相比，第一代低烧蚀喷管系统的烧蚀率减少了5倍。研发出的第三代喷管系统，用碳增强树脂复合材料取代氮化硼绝热层，其烧蚀率相比于前两代提高了大约20%，但耐热应力更强，在经历45 s的烧蚀过程后完好无损。

2.4 固体火箭发动机新型点火系统

某种新型两级探空火箭需要可靠且经过验证的二级点火，为此美国军事学院空间工程和应用研究高超音速火箭团队(SPEAR-HRT)开发了一种用于商用现货(commercial off-the-shelf，COTS)固体发动机高空点火的新型二级BPN点火系统，并完成了最新一代高空火箭发动机点火系统的再设计、样机制作和测试。该点火系统主体设计为一个直径1.9 cm、长9 cm的多孔Garolite(一种玻璃纤维-环氧树脂层压材料)燃烧室。39个直径为7.8 mm的孔交错分布在燃烧室的圆柱面上，用于将点火药的燃烧产物排放到推进剂表面区域。该点火系统采用是颗粒状的硼酸钾(BPN)作为点火药，并将点火药存储在Garolite燃烧室内。BPN由电烟火点火器点燃，该点火器通过前封头接收来自飞行计算机的控制信号。该点火系统在一次飞行测试中得到验证，在30的过载加速度、10 000 (°)/s的转速和=3的速度条件下成功在13 km高度处进行了二级点火，且最高飞行速度达到了=5.03。最终该发动机超过远地点85 km，并且对发动机的喷管或内孔没有明显损伤。未来的工作和飞行测试将侧重于在第二级添加信号收发器并开发可回收的一级助推器。利用可回收的一级助推器将有助于降低每次发射的成本并缩短发射周期。

2.5 固体火箭发动机柔性结构获得改进

固体火箭发动机中与喷管有效连接的柔性轴承组件包括柔性密封件和刚性垫片。传统柔性密封件存在生产成本高、强度低、易出现明显的气蚀和负载损坏、低温性能差等问题。为此，诺斯罗普·格鲁曼公司提出一种针对火箭发动机柔性结构的发明专利，对传统柔性结构进行了改进，该柔性结构由聚硅氧烷组分制成，包括至少两种不同有机硅材料，每种不同有机硅材料的聚硅氧烷化合物可以独立表现出以下化学结构：

其中，是从2～10 000的整数(例如，从100～5000)；每个R是一个独立的侧链官能团；每个M是一个独立的反应性封端基团。该柔性结构的制作工艺为：对聚硅氧烷组合物进行常规模塑工艺、挤压工艺或沉淀工艺，形成所需形状和尺寸的预制结构，之后对预制结构进行固化以形成柔性结构。固化过程中预制结构需经受足够长时间的高温或高压(如使用传统的固化设备，高压釜、压缩模具、热风枪、层压机等)，以至少部分交联预制结构的聚硅氧烷链，例如，在≤300 ℃下(如50～300℃)持续加热5 min～10 h。该柔性结构成功解决了传统柔性结构存在的上述问题。

2.6 固体火箭发动机防热及耐烧蚀新技术

(1)固体火箭发动机绝热层

通常用于生产固体火箭发动机绝热层的弹性基体(EPDM、NBR、SBR、HTPB)虽然具有良好的热防护性能，且与固体推进剂燃烧产生的气体具有化学相容性，但其耐烧蚀能力有限，力学性能也很差。为此,意大利Avio公司提出了一种用于固体火箭发动机的新型内绝热层，并申请了专利。该绝热层可以有效改善热烧蚀性能并降低密度，最大限度地减少消极质量。具体来说，该绝热层所用的耐烧蚀材料由可交联的不饱和链聚合物基体(质量分数45%～55%)、二氧化硅(质量分数11%～13%)、硫化剂和增塑剂(质量分数15%～25%)组成，烧蚀材料还包含芳纶纤维(Kevlar纤维或者Twaron纤维)(质量分数5%～7%)和使用玻璃、石英或者纳米粘土材料制成的直径小于200 μm的微球(质量分数10%～15%)，微球密度在0.3～0.34 g/cc之间，微球耐静水压力大于等于31 MPa(4500 psi)。

减少固体火箭发动机绝热材料的重量可以降低发动机的总重，增加推进剂质量，从而提高发动机性能。为此诺斯罗普·格鲁曼公司提出一种针对固体火箭发动机绝热材料的发明专利。根据该专利，绝热材料包括一种由碳化硅前体树脂和二氧化硅前体树脂的反应产物所组成的基体材料，以及交联剂和至少一种填料，填料包括中空玻璃微球、中空陶瓷微球和/或碳纤维。具体来说，该绝热材料包含质量分数为50%～85%的二氧化硅前体树脂、约5%～10%的碳化硅前体树脂、约5%～10%的中空玻璃微球等填料以及约1%～5%的交联剂，该材料密度小于0.8 g/cm，25 ℃下的热导率小于0.30 W/(m·K)。

(2)固体火箭发动机喷管喉衬

雷声公司发明了一种具有低热导率的喷管喉衬结构。该喉衬较低的热导率可以减少与其连接的其他部件的缺陷和故障，从而延长发动机喷管的寿命。这种喉衬的特点是具有隔热空腔，具体来说，喉衬包括内外的环形结构，其中内环的内表面即为喷管喉部型面；外环布置了支撑内环部分的支撑结构，在内外环中间有多个隔热空腔，空腔内可以填充气体或者绝热材料，用于限制喉衬向外传热。

2.7 固体火箭发动机检验新方法

为检验固体推进剂固化后绝热层和推进剂之间的粘结性能，以及推进剂在最大张力区域附近是否存在裂纹。通常会将固体火箭发动机喷管的一端朝上垂直放置。通过射线照相来检验是否存在缺陷。然后，为了检查另一端的粘接状态，需要将发动机翻转，使发动机另一端具有类似的拉伸应力状态。虽然这种方法被广泛使用，但翻转数吨重的发动机不仅存在安全风险，而且需要复杂且昂贵的设备。因此，需要对其进行改进以减轻或消除翻转作业。为此，意大利Avio公司提出一种针对固体火箭发动机的检验方法，该方法对上述传统检验方法进行了改进通过在传统发动机的人工脱粘层处，密封一层柔性气囊膜。在发动机进行检测时，发动机朝下的一端向柔性气膜内通入加压流体。在发动机人工脱粘层与柔性气囊之间的密封区域施加压力使其发生膨胀，这样使发动机朝下一端的界面产生拉伸应力。这样无需翻转发动机就可以检验粘结情况。该方法允许以简单且经济的方式对发动机进行检验，成功解决了上述存在的问题。

3 2021年固体火箭发动机前沿技术突破情况

3.1 机器学习方法及深度学习技术继续得到应用

(1)机器学习方法用于固体火箭发动机数据分析和虚拟传感器开发

由于发动机燃烧室内部的高压且恶劣的化学条件以及外部羽流环境的影响，要想获取与固体推进剂燃烧相关的数据是一件非常复杂的事情。将试验获取的测量数据作为输入，与机器学习相结合，可以创建一种“虚拟传感器”，它可以提供一些传统测量方法由于无法在燃烧室和发动机羽流中放置传感器而无法获取的关键信息。通过这一方法获得的数据可作为固体火箭发动机地面静态试验过程中实际获得数据的补充，并提高数据测量的能力水平。机器学习方法包括神经网络及其输入的描述，以及用于异常诊断、激波检测和传感器重建的图像处理算法，可用于固体助推器的预先性能分析。此外，异常检测方法可以自动检测异常事件，并且使用不同的边界检测方法来识别羽流内的激波。“虚拟传感器”的数据处理功能在固体助推器的点火试验中得到应用。研究人员利用深度神经网络方法研发的“虚拟传感器”可采用统计表示和原始传感器信号来重建丢失的振动数据。NASA采用该虚拟传感器进行健康检测并研发用于当前和未来火箭试验台的智能传感器。

(2)深度学习网络用于固体火箭发动机缺陷诊断

固体推进剂的结构完整性与SRM的性能直接相关，而内孔开裂和推进剂与绝热层的脱粘这两个主要缺陷对结构完整性至关重要。针对固体推进剂的缺陷诊断，美国加利福尼亚大学和美国空军研究实验室的研究人员提出并研究了一种深度卷积神经网络(CNN)架构，以评估内孔裂纹和推进剂脱粘共存下的缺陷尺度。该架构基于传统的顺序结构构建，不仅考虑了参数梯度的传递效率，还考虑了输入数据的原始信息。为训练和验证卷积神经网络(CNN)，采用有限元法(FEM)来生成被标记的训练数据。应用叠加原理将内孔裂纹和推进剂脱粘的各种情况结合起来，产生足够的标记数据以进行有效的训练。最后，与传统的顺序CNN相比，该架构显示了其在预测缺陷方面的有效性和准确性。关于训练效率，多通道输入数据优于单通道数据。此外，内孔裂纹的存在主要决定了卷积层的数量和相应内核的数量，因为它距离传感器较远。研究表明，深度卷积神经网络(CNN)可以用来评估内孔裂纹和推进剂脱粘同时存在的情况。此外，深度卷积神经网络(CNN)依赖于特征提取。因此，无论材料模型如何，在不同的学习参数下，裂纹和推进剂脱粘特征都相同，而这些参数是卷积神经网络中的权重和偏差。因此，研究人员所提出的深度卷积神经网络(CNN)也可用于其他材料模型。

(3)基于CNN的深度学习技术用于固体推进剂药柱X射线检测

在国防应用中，推进剂药柱样品的快速X射线检测，对识别和评估推进剂药柱缺陷来说至关重要。通过适当的训练神经网路模型，利用人工智能可使这一过程实现自动化。卷积神经网络(CNN)在使用足够多的数据进行图像识别和定位的任务中表现良好。印度马德拉斯理工学院无损评估中心的研究人员针对深度学习算法，提出一种产生合成射线数据的方法，该方法由基于射线追踪的射线模拟支持，可自动探测X射线图像中的异常。研究人员从试验数据中提取噪音作为补充的模拟结果，并与实测结果进行了对比。同时这一仿真辅助自动缺陷识别系统(Sim-ADR)可同时进行缺陷探测和缺陷实例分割。在包含416张图像的试验集上，缺陷检测系统的精确性超过87%。

(4)基于深度学习的平板燃烧器混合固体燃料退移速率测量

平板燃烧器实验旨在通过测量燃料退移速率来验证混合燃料火箭发动机中反应边界层燃烧的机理模型。美国纽约州立大学的研究人员提出了一种基于成像的深度学习工具，用于测量二维平板燃烧器实验中的燃料退移速率。该方法采用具有高强度闪光灯的数码单反相机用于在整个燃烧过程中捕获图像，然后通过在识别图像找到燃料边界以计算退移速率。研究人员研究了一种U-net卷积神经网络架构来从实验图像中识别燃料边界。Monte-Carlo Dropout过程用于量化卷积神经网络产生的退移速率计算的不确定性。将U-net计算获得的退移速率与文献中数据进行比较，发现误差小于10%。在训练集中的图像没有过饱和时，进行了氧化剂流量相关性研究，研究结果表明退移速率的U-net预测值是准确的，且与氧化剂流量无关。对单色图像的训练进行研究，但结果表明，从具有高噪声的图像中预测燃料退移速率并不成功。与传统的图像处理技术(例如阈值二进制转换和空间滤波等)相比，该卷积神经网络在滤除腔室玻璃上的烟灰、点蚀和蜡沉积以及火焰引入的噪声方面更胜一筹。U-net可以持续提供低误差图像分割，以准确计算燃料的退移速率。

(5)统计学习用于固体推进剂性能表征

美国奥本大学的研究人员利用统计学习方法研究了一种快速对固体火箭发动机性能进行建模，并根据发动机内弹道压力时间曲线特征对发动机进行分类的方法，在此分析过程中采用了星形药柱结构进行神经网络的训练和验证。研究人员应用包括神经网络在内的多种统计学习方法来解决绘制固体火箭发动机压力时间曲线的问题，并使用卷积神经网络将压力时间曲线映射到产生压力时间曲线的发动机药柱结构，从而对发动机进行分类。这种分类应用在逆向工程是非常有用的，并可用于确定实现给定设计目标的一系列可能选项。

3.2 推进剂改良与燃烧机理研究仍是行业发展热点

(1)功能化碳基纳米添加剂协同效应使固体推进剂性能增强

通过固体推进剂反应区内的自组织波模式激发现象进行预测操纵，以及它们对纳米添加剂催化活性的影响和能量释放区域的定位，可扩展下一代小型卫星多模式固体推进系统的能力。为此，俄罗斯西高加索研究中心的研究人员提出了一种创新策略，通过在功能化碳基纳米结构超材料作为纳米添加剂与外部静电场的组合应用中实现新的协同效应与反应区行为编辑。增强电场对燃烧行为的影响是通过提高功能化碳基纳米添加剂在其微结构改性和固体推进剂反应区内自组织波模式激发时的催化活性而提供的。此外，协同效应还包括静电场诱导的预测取向和反应区内功能化碳基纳米添加剂的自组装导向。研究人员所提出的这一策略已被众多模型实验系统证明有效。该策略的应用为推进剂系统提供了额外的能量，这超出了历史上传统技术的处理能力，并开辟了以最少的额外能量消耗来提高固体推进剂燃速和多模式固体推进系统推力的可能性。

(2)金属Li应用于固体推进剂改良

高氯酸铵(AP)作为固体推进剂氧化剂具有优越的性能，但会产生大量有害的盐酸。过氧化锂(LiO)具有与AP相当的理论性能，而且不会产生盐酸。然而LiO的吸湿性使其不适合作为推进剂使用。但假设使用一种材料作为外壳，则可以使LiO成为可用的推进剂成分。美国普渡大学的研究人员研究了将LiO包裹在AP保护壳中的可行性。虽然这种保护壳会导致少量盐酸的生成，但由于锂的存在会消耗氧，因此盐酸的生成会大大减少。研究人员检验了这种新型氧化剂的合成结果和分解行为，证明这一概念是有发展前景的。在理论计算中，当结合到固体推进剂中时，LiO-AP组合氧化剂显示出与AP相当的比冲，而盐酸生成量显着减少。为了进一步发展这一概念并使其在更大范围内具有可行性，下一步将提高合成过程的可重复性和产量，并将核壳颗粒结合到推进剂链中以对其燃烧特性进行表征。另外，进一步评估环境水分和二氧化碳对包覆效果的影响对该型推进剂的长期储存也很重要。

同样是对金属Li的应用，美国普渡大学的研究人员开展了高压下Al-Li合金复合推进剂的表征研究。基于Al-Li合金的燃料可以潜在地提高复合推进剂的性能并减少盐酸的形成。在0.1 MPa下，可观察到Al-Li基复合推进剂燃面存着微爆现象；然而，基于压力的Al-Li推进剂燃烧特性研究尚未见报道。美国普渡大学的研究人测试并量化分析了在各种压力下的Al-Li复合推进剂燃速与推进剂燃面附近的团聚物尺寸。团聚颗粒物主要成分为未消耗的铝锂，其尺寸随着压力的增加而增加，这表明微爆现象在更高压力下受到抑制。燃速实验表明，在具有细粒度(平均直径17 μm)Al-Li颗粒的推进剂中发生了平台燃速效应，而原样Al-Li推进剂(平均直径53 μm)在所有测试的压力中均保持恒定压力指数为0.39。更细粒度的Al-Li推进剂在低于4 MPa压力下的压力指数为0.59，在高于4 MPa压力下的压力指数为0.11。Al-Li推进剂的表面成像显示，推进剂表面存在独特的凝聚相反应，随着Al-Li颗粒更细，压力更高，这种反应变得更加突出，这就是平台燃速效应的潜在来源。

(3)含自对准反应纤维的AP复合推进剂研究

在固体推进剂中嵌入可消耗的反应性导线已经证明可通过增加表面积来增加燃速。然而，由于不同的材料往往需要多种工艺来制造，因此制造这种含有复杂反应组分的推进剂药柱比较困难。为此，美国普渡大学研究人员开展了一项研究，其不使用多种工艺，而是将反应纤维混合到AP复合推进剂基体中，并按规定方向进行挤压，使反应纤维在流动中自对准。研究人员利用可见光成像和X射线层析成像技术研究了纤维长宽比(AR)和纤维朝向对推进剂有效燃速的影响。结果表明，采用更高AR的纤维和垂直于燃烧前沿(称为“垂直取向”)的纤维可以最大程度地提高AP复合推进剂的有效燃速。

(4)四元NC-GO-Al-KClO纳米铝热剂应用于高速脉冲小尺寸推进系统

纳米铝热剂被认为是很有前途的高能材料，是开发新含能材料和推进领域新技术的关键。然而，相对较低的峰值压力、较小的推力输出和不完全燃烧也暴露了纳米铝热剂的一些潜在问题。为提高纳米铝热剂的燃烧性能，加拿大蒙特利尔理工学院的研究人员引入了不同数量的硝化纤维(NC)，并使用简便的静电纺丝法生产出了基于纳米铝(n-Al)、高氯酸钾(KClO)、氧化石墨烯(GO)和硝酸纤维(NC)的四元纳米铝热剂NC/GO/Al/KClO。该纳米铝热剂的形态通过SEM-EDX进行表征分析，结果显示纳米颗粒均匀分散而没有团聚。通过在反应室内的开放式丙烯酸管中以不同的填充密度(%TMD)点燃样品，并使用3.5W连续激光器来评估该材料的燃烧行为。利用高速成像捕获火焰传播，并使用差示扫描量热法(DSC)来评估热行为和能量输出。最后，对于推进特性，使用小型试验发动机评估制备样品的燃烧性能。总的来说，推力输出、比冲和体积冲量(和)以及释放的总热量随着NC的添加均显著增强。具体来说，添加5% NC/GO/Al/KClO在约50% TMD时，总冲()和达到峰值，分别为19.9 mN·s和203.2 s。与没有添加NC的样品(13.4 mN·s和137.4 s)相比，性能提高超过了50%。点火延迟时间和点燃富含NC的混合物所需的能量增加，但在实际应用中仍保持了足够快的响应。这表明使用简便的静电纺丝法制备出的四元纳米铝热剂，可显著提高燃烧性能，并提高对小尺寸推进应用的适用性。

(5)含硼推进剂与氟化物的燃烧产物积聚

在含镁的硼粉外包覆聚三氟氯乙烯(PCTFE，氟质量含量为52.6%)和全氟壬酸(PFPA，氟含量为 69.6%)，可用来制造实验室尺度反应室中燃烧测试的推进剂。俄罗斯科学院的研究人员通过拉曼光谱、粉末团聚分析、电子显微镜和热分析对其燃烧产物进行了研究。结果表明，含氟组分对初始粉末的表面改性减少了燃烧产物的积聚，并且PCTFE的影响最大。粉末微观结构特征和包覆层的热稳定性被认为是引起推进剂燃烧过程中不同行为的主要原因。

(6)利用可膨胀石墨控制固体推进剂燃烧

以色列理工大学的研究人员开发了一种通过可膨胀石墨(EG)添加剂操纵和控制固体推进剂燃烧的新方法。EG是一种夹层石墨，升高温度时体积增加，形成比原始颗粒/薄片长许多倍的细长线/纤维。将EG添加到固体推进剂基质中，这种特性会对燃烧产生不同的影响，有时甚至是相互矛盾的。一方面，纤维可能堆积在表面上，起到阻燃作用；另一方面，当燃面退移时，在推进剂燃面层附近的纤维会伸入热气体中，充当有效的热传导介质，从而提高燃速。此外，EG表层的溶胀效应可能会增加有效表面积，从而进一步提高燃速。研究结果表明，在AP推进剂中添加1%～5%的EG(原始粒径100～150 μm，在200～230°C时开始膨胀)会降低燃速，当添加的EG高于3%时甚至会使火焰熄灭。但将相同的EG添加到固液混合燃料中则可以使燃速提高多达2倍。因此，针对固液混合或固体燃料冲压发动机，EG可以作为一种新型燃速增强剂。

(7)固液混合燃料研究不断强化

蜡和端羟基聚丁二烯(HTPB)是传统火箭燃料可行并有效的替代物，可提供良好的机械性能和热力性能，以及良好的结构稳定性。印度科学研究所的研究人员利用扫描电子显微镜(SEM)和FTIR光谱分析对石蜡、蜂蜡和HTPB进行了机械特性分析，并开展了试验研究。结果表明，HTPB显示出清晰的药柱结构和形态，而蜂蜡和石蜡则显示出带有小微裂纹的小球轨迹。与石蜡和HTPB相比，蜂蜡的密度最高，而与石蜡和蜂蜡相比，HTPB的拉伸强度性能最低。

石蜡基燃料的燃速明显高于传统的聚合物配方，例如HTPB，在HTPB中添加石蜡成分是固液混合火箭性能增强的潜在工具。现有文献表明，该方法的效用还存在差异，而美国德州大学和意大利米兰理工学院的研究人员则解决了这些差异。研究人员制造了三种燃料样品：普通HTPB、普通石蜡、装有熔融粗晶石蜡(10%～75%)或固体微晶石蜡颗粒(10%～60%)的HTPB，并评估了它们的热分解和内弹道性能。在同时进行的TGA/DTA实验中，燃料样品在氩气氛中加热(10 K/min)。粗晶石蜡的加入促进了HTPB低温分解，而微晶石蜡的加入则相反。将准备好的燃料药柱放在实验室规模的固液混合火箭的气态氧中燃烧，氧化剂质量通量为5～430 kg/(m·s)，压力为0.5～ 1.0MPa。与普通HTPB相比，普通微晶石蜡燃料的燃速提高了300%，但固液混合燃料配方却没有表现出显著的燃速提高。此外，研究人员还完成了普通HTPB、普通石蜡和石蜡与HTPB组成的固液混合燃料系统的燃烧第一原理建模。固液混合燃料系统的燃烧以HTPB的热解为主，其不允许在燃料表面形成熔融层，因此任何增强都是由于燃料汽化速率的增加而不是卷吸效应。该研究充分说明了文献报道的差异来源，并表明在HTPB中加入石蜡并不是改进固液混合火箭燃烧特性的可行方法。

3.3 电控固体推进剂研究不断深化

近年来，人们对电控固体推进剂(ECSP)的开发越来越感兴趣，因为其与传统固体推进剂相比具有多种优势。然而，人们对ECSPs分解/燃烧的复杂反应机理的了解仍然有限。韩国首尔国立大学的研究人员试图扩展对基于高氯酸锂(LP)氧化剂和聚乙烯醇(PVA)粘合剂的ECSP热分解机理的认识，并使用热分析进一步研究钨(W)作为金属添加剂的影响。研究人员获得了不同金属化样品的化学动力学参数，并与非金属化推进剂样品进行比较。非金属化推进剂样品的分解分为三个阶段，包括熔融氧化剂与PVA热解产物之间的初级反应，以及与未反应的LP的热解重叠的二次气相反应。但金属化的ECSP仅表现出单步分解，其中也包含金属氧化。研究表明，非金属化ECSP的初始分解温度为349 °C，总分解反应放热量为2043 J/g。对于含有5% W的ECSP-M1，添加W可使总放热量增加43%，而分解温度则降低了约60℃。这表明W的加入降低了ECSP的热稳定性。进一步增加W含量，ECSP-M2和ECSP-M3的总放热量分别减少了10%和13%，有效活化能分别提高了36%和60%。基于目前的研究结果，研究人员提出了非金属化和金属化ECSP的全局反应机制。

3.4 固体发动机性能预测与分析方法得到进一步开发

(1)美国空军研究实验室开发出固体推进剂行为分析模型

美国空军研究实验室利用“分离式霍普金森压杆”(SHPB)系统测量高应变率下固体推进剂的应力，分析材料在恶劣条件下的行为。可开展模拟子弹冲击、破片冲击和殉爆反应产生的应变速率下固体推进剂的性能测试，空军研究实验室计划使用该系统在高应变率下测试推进剂和空间约束材料，并量化火箭发动机的所采用的固体推进剂材料特性(包括采用声共振混合和增材制造等先进工艺制造材料的特性)，开发结构模型，预测其在真实环境下的失效行为，从而进一步设计改进的火箭发动机和卫星。

(2)固体火箭发动机性能预测与重构的不确定度-离散分析

针对固体火箭发动机(SRM)弹道性能预测和重构中所涉及的发动机内弹道参数的不确定性和离散性，意大利罗马大学和欧空局的研究人员提出了基于蒙特卡罗方法的快速有效的固体火箭发动机性能分析工具和模型。使用内弹道模型对给定的固体火箭发动机结构进行预测和重构/分析，以便从点火数据中得到固体火箭发动机的非理想弹道参数(例如峰值、尺寸因子和发动机效率)和喷管喉部烧蚀率。在两个阶段(预测和重构)中考虑这些输入参数的不确定性和离散性对弹道研究人员尤其重要，这样可以在指定阶段评估SRM的预期性能范围和非理想参数范围，以及它们随发动机开发过程(即研发和生产)而演变的情况。研究人员综合分析了不确定性和离散输入参数对SRM预测和重构的影响，同时考虑了其在研发和生产阶段的不同量化，并将Vega运载火箭第二级，即Zefiro 23 SRM作为研究案例，系统比较了该方法在发动机研发和生产阶段的应用。

(3)确定脱粘对固体火箭发动机壳体暴露影响的新工艺

脱粘通常发生在固体火箭发动机壳体绝热层和药柱之间的粘接界面处。当脱粘尺寸较大时，可能导致发动机壳体过早暴露在燃烧室热气体中，在最坏的情况下，可能会导致发动机完全失效。为了评估脱粘对发动机壳体绝热层的影响，意大利波洛尼亚大学和Avio公司的研究人员使用发动机内部模拟软件进行了数值模拟，预测了最可能发生脱粘的区域。该方法可以确定发动机壳体上最关键的脱粘位置。了解最关键的暴露区域可以将缺陷检测测试仅推向关键区域，这意味着将优化使用X射线技术进行拓展检测。在目前研究工作中，研究人员考虑了三组脱粘缺陷，对Z9的脱粘影响图进行了评估。其中，第一个对应于沿方位角方向拉长的脱粘，第二个对应于沿曲线坐标方向拉长的脱粘，最后一个对应于两个相同量的脱粘延伸向。最后，这些等高线图通过比较脱粘网曝光增量与ROBOOST结果得到验证，最大百分比误差为1.8%，这意味着所提出的方法是令人满意的。

(4)固体火箭发动机熔渣积聚的多相建模及动力学预测

含铝推进剂会造成氧化铝颗粒的形成，并最终在潜入式喷管中产生熔渣和凝聚相沉积(液态/固态氧化铝)。准确预测熔渣的形成、积聚、颗粒和熔渣的相互作用以及熔渣通过喷管的排出对SRM的设计和工作具有重要意义。美国CFDRC公司的研究人员开发了一个多相仿真框架Loci/SLAG，以解决当前SRM建模中存在的主要问题和局限性，特别是熔渣积聚、熔渣与主燃气流和喷管气流的相互作用、熔渣积聚和动力学对SRM性能参数的影响。热物理特性模型被纳入到框架中，考虑了熔渣粘度(与温度和成分有关)以及可变的导热系数。采用熔渣界面和运输模型获取颗粒-壁面相互作用、颗粒-熔渣碰撞和熔渣-壁面相互作用的影响。提出了加速参考系下熔渣积聚、动力学、SRM性能/稳定性预测的仿真策略。Loci/SLAG框架与燃烧表面模块集成，可得到推进剂药柱退移及其对壳体表面的影响。

(5)固体火箭发动机点火瞬态模拟的新方法

法国航空航天研究中心的研究人员提出了一种用于模拟全固体火箭发动机点火瞬态的新方法。该方法基于燃烧室流场的CFD求解器和推进剂不稳定燃烧的一维求解器的耦合。研究人员共提出了两种方法，第一种方法利用一维方法解决了推进剂火焰问题，将所有计算和多尺度建模方面的困难(表面过程，火焰动力学)包括在边界模型中。它实现了一个基于动态和物理的过渡，从最初的由点火器流惰性加热推进剂到确定的燃烧，而传统的点火模型一旦达到预定的点火温度，会从惰性材料行为转换为准稳定的经验燃烧行为，从而限制了精确点火动力学和不稳定燃烧反应的再现能力。解决了CFD域内的推进剂火焰问题，在边界模型中仅求解表面和固相热曲线。虽然在网格细化方面要求更高，但能够获得点火和内流场之间相互作用的细节。采用两种方法对推进剂在一维和二维试验条件下的激光诱导点火进行比较，结果对比表明可以在边界模型仅考虑推进剂火焰，并可获得精确的首次点火时间。同时，研究人员还讨论了这种方法潜在的局限性和缺陷以及后续的改进。当前的一维火焰模型不包括任何与湍流相关的影响，且没有使用壁面函数来提高传热的准确性。目前的工作是朝着高效、准确模拟大型固体火箭发动机推进剂加热和点火迈出的重要的第一步。

(6)固体火箭发动机燃烧时间计算的Rao-方法和弦中点法

在固体火箭发动机的工作参数中，燃速起着非常重要的作用，它是用燃烧时间来计算的。通常燃烧时间按照MIL-STD进行图形化定义和手动计算，所带来的误差较大，研究人员通过对燃烧时间的起终点进行重新定义达到了消除上述误差的目的。美国雷声公司的研究人员提出了两种用计算机自动计算燃烧时间的新方法，两种方法都不需要任何手工操作。第一种方法被称为“Rao方法”，它严格遵循全世界普遍执行的MIL-STD后切平分线定义，但它消除了原方法中固有的主观性。它使用压力时间曲线的二阶导数自动确定压力曲线中弯曲部分周围的两个点(1，2)，找到这些点的切线方程和数学上的平分线(绝对平分线而不是视觉平分线)之间的角。在开发过程中，人们发现标准图解法的结果依赖于绘制压力时间曲线所用的刻度。因为没有绘制任何图表的“方法”，所以用图表定义燃烧时间存在固有的主观性。研究人员还对MIL-STD进行了改进，消除了所有的主观性，使固体火箭发动机燃烧时间的计算有了坚实的数学基础。第二种方法称为“弦中点法”，不受上述主观性和曲线弯曲部分周围点(1，2)的选择影响。结果与“Rao方法”具有相近的精度，并与标准的手动操作方法具有很好的一致性。

(7)固体火箭发动机热声不稳定建模方法

意大利罗马大学的研究人员开发了一种准一维多相模型对固体火箭发动机中的热声不稳定现象进行了分析验证。这种数学-物理方法最初是由欧拉-欧拉多维模型推导而来，利用数值模拟得到的物理规律对准一维模型进行改进。为了验证这种方法论，研究人员对文献中已知的由于多相效应而易于产生压力波动的简化药型结构进行了数值模拟。结果表明，所提出的解算方案与关于不稳定行为的热声起源和压力振荡幅度的文献数据完全一致。该结果保证了结果模型的可信度，在将来可提供一种轻便且强大的工具来研究固体火箭发动机的压力振荡。

3.5 固体推进剂3D打印技术进一步发展

(1)基于紫外固化的光聚合增材制造复合固体推进剂

现有的复合固体推进剂药柱制造技术主要是使用危险化学品和推进剂成型专用模具完成混合-浇注-固化工艺。在大多数情况下，低聚物的加聚反应涉及异氰酸酯官能团。结构约束制约了推进剂的几何结构，将火箭发动机的压力-时间关系曲线限制成某些既定的配置。在相关工业过程的定义中，组分贮存时间是其最重要的参数之一。意大利都灵理工大学的研究人员提出了一种基于紫外固化的推进剂药柱增材制造工艺，并申请了专利。借助特定的推力-时间曲线或局部成分微调，该技术可实现更复杂的药柱几何结构，从而为紫外固化的推进剂在更复杂的推进任务中的应用铺平道路。新的固化方法创新性的使用了预聚物，用紫外线敏感组分代替异氰酸酯，降低了固体药剂对操作人员的化学危害。研究人员获得了使用推进剂惰性模拟器的初步实验结果，完成了实验室规模的概念证明，其中重点关注了单层样品的粘接性能。研究人员采用动态机械热分析、热重分析和应力-应变测试分析等方法测试了不同配方的机械和物理特性。此外，在固体推进剂的配方上，以硫酸铵代替高氯酸铵，考虑使用端羟基聚丁二烯(HTPB)和聚丁二烯二丙烯酸酯(PBDDA)两种粘合剂，制备了含铝和不含铝样品，以评估紫外线(UV)固化过程中不透明-反射材料产生的影响。结果表明，两种新型紫外固化材料具有类似实验结果，验证了基于无异氰酸酯工艺制作推进剂的可行性。

(2)3D打印复合固体推进剂的燃烧研究

从公开文献中很难获得不同推进剂配方在精细尺度(mm量级)上的药柱燃烧特性研究成果。美国普渡大学的研究人员借助3D打印对这种药柱构型进行了研究。通过3D打印实现了具有较快燃烧内层的推进剂(由质量分数为1%氧化铁或者5%纳米铝进行增强)和两层具有较慢燃速的85%高氯酸铵/端羟基聚丁二烯推进剂的药柱。在3.45～10.34MPa的压力区间内对层状推进剂的燃烧行为进行研究。该方法可以观察到燃烧表面积增大过程，通过未发现层间分层这一现象表明推进剂燃烧表速率增大背后的驱动力是层间燃烧速率的不同。与浇注纳米铝推进剂相比，3D打印纳米铝推进剂层具有更稳定的燃速指数。只需要添加少量催化推进剂就可以提高基体燃料的燃速。该研究结果为3D打印推进剂药柱奠定了基础，从而可以按需设计固体火箭发动机和推进剂的推力曲线。

(3)应用于固体推进剂装药增材制造过程的动态X射线成像

目前已证明在推进剂中嵌入可完全消耗的反应线可有效增加参与燃烧的表面积来提高燃速；然而，传统上只能通过在镶嵌反应线附近的侵入式窗口对该现象进行观察。美国普渡大学的研究人员采用动态X射线成像技术来分析嵌入增材制造反应组分的推进剂内部燃烧曲线的演变。这避免了窗口处的热量损失，并允许分析具有内部分支几何形状的丝线的三维体积消耗。由铝/聚偏二氟乙烯制成的可打印的反应线以单线、多分叉、U形和V形等几何形状嵌入线，纳米铝基配方在1个大气压下产生锥形燃面，而不会喷出未燃烧的推进剂，即使是多根电线附近距离上的燃烧也是如此。研究成果确定了一种定制具有嵌入可打印反应线的推进剂内部燃烧曲线的途径，并发展了一种可定性和定量地表征复杂的内部燃面发展的一种动态X射线成像技术。

3.6 固液混合发动机中3D打印技术应用

(1)3D打印增强材料嵌入石蜡基燃料

尽管石蜡燃料具有价格和燃速方面的优势，但因其较差的力学性能而较少被用于实际飞行系统。迄今为止，具有高弹道性能和结构完整性的石蜡基固液混合燃料配方仍是一项艰巨的挑战。美国太空推进实验室(SPL)针对如何提高石蜡的力学性能进行了研究，计划采用两种策略：与热塑性聚合物混合，即石蜡混合物，以及在石蜡燃料中嵌入3D打印增强材料，即铠装药(Armored Grain)。最终将这两种方法结合在一起，以确定在力学和弹道性能方面的最优构型。其中，石蜡混合物的制备主要通过将原始蜡与不同质量分数的热塑性聚合物混合制成的；铠装药的制造是通过在(未混合和混合的)石蜡配方中嵌入3D打印的螺旋状支架来实现。研究人员对石蜡燃料和铠装药的预燃烧和燃烧特性进行了对比研究。同时，还对铠装药进行了数值和实验研究以模拟它们的压缩特性，铠装药表现出高延展性和高应变能，克服了纯蜡和石蜡混合物的脆性特征。此外，铠装药还显示出比石蜡基燃料配方更高的退移率。

(2)3D打印铜增强ABS燃料

美国犹他州立大学推进研究实验室近期开发了一种高性能“绿色”固液混合推进(HPGHP)技术，该技术利用3D打印技术制造丙烯腈丁二烯苯乙烯(ABS)燃料药柱，并取得了初步进展，其中铜的质量浓度提高到了6%。将铜等高导电率金属均匀混合到ABS燃料中，可提供高效的热传递机制，使火焰区域与固体燃料进行深度辐射换热，可显著提高燃料的热解效率和退移率。研究人员系统描述了该固体药剂的生产和制造方法，并给出热点火测试结果。结果表明，铜金属的注入显著提高了3D打印燃料的退移率，在保证燃料体积的前提下可提供更高的推力，同时不会影响推进剂的特征速度和系统的整体比冲。此外，铜注入还会导致燃速增加和固体燃料密度增加，提高推进剂的比冲密度。容积效率的提高对可用空间具有溢价价值的小型航天器应用具有潜在的重大意义。此外，研究人员还提出了注入更低分子量和更高导热率材料(如石墨烯和碳纳米管)的后续方法。

(3)3D打印固液混合燃料药柱

3D打印技术的应用使ABS可被制备成几乎任意结构，美国佛罗里达理工学院制造了带有螺旋端口的ABS固液混合燃料药柱，可显著增强热传递，提高燃料药柱的燃速。后续研究建议使用除HTPB外的传统固液混合燃料来重现所提出的测试矩阵。螺旋端口药剂的测试证明，骨架结构的应用会对固体药剂的燃烧性能产生显著影响，且多端口结构的相互结合提高了药剂结构的多样性。

此外，涡流效应的实施已被证实可增加退移率，也可作为多螺旋端口燃料药柱配置中的一个重要方向进行探索；在燃料药柱制造过程中添加金属氧化剂也是增加燃料药柱退移率的一个重要研究方向；熔融沉积制造方法为固液混合火箭发动机的性能优化开辟了道路。

3.7 新型材料研发及制造技术进一步增强

(1)烧蚀热防护系统用树脂体系

印度DRDO-先进系统实验室的研究人员采用树脂来开发复合火箭发动机壳体外表面的热防护系统(TPS)。在烧蚀的情况下，树脂由于其热解和其他热特性而发挥至关重要的作用。用于绝热层的树脂对制造工艺和固化尤其是对与预固化碳环氧壳体层的相容性有很大影响。基于现有文献和内部经验，研究人员选择酚醛树脂和有机硅树脂作为烧蚀热防护系统的候选树脂材料，研究中具体采用的是Resol酚醛树脂以及由SiO/2或R-SiO/2硅氧晶格合成的有机硅树脂。研究人员通过示差扫描量热法(DSC)和热重分析(TGA)技术评估了两种树脂的热稳定性和最终分解后的炭产量，比较了特定等级(配方)的酚醛树脂和有机硅树脂的测试结果。结果表明，由于有机硅树脂的初始分解温度、10%重量损失温度和最终分解后的残余重量相对更高。所以，它比酚醛树脂更适合应用于烧蚀热防护。研究中特定等级环氧树脂的测试结果也为评估树脂的热裕度以及工艺开发和设计要求的输入提供了依据。

(2)增材制造航空航天用金属材料

NASA马歇尔太空飞行中心研究了将电子束增材制造(EBAM)用于3D打印固体火箭发动机(SRM)钛壳体以缩短交货时间的可行性。SRM的交货时间将近三年，其中发动机壳体锻件的制造、加工和成型就需要6～12个月的时间。采用增材制造SRM钛壳体可以将工期从12个月缩短到2个月。为了证明这项技术的可行性，飞行中心使用EBAM制造了3个直径为20 in的封头以及核查用样品，并将2个封头焊接在一起以形成球形壳体测试件，第三个封头被焊接到一个平板上形成一个半壳体测试件。之后，飞行中心将对成品测试件进行水压测试，并对核查用样品进行拉伸测试。应力分析可以为半壳设计提供依据，并更好地预测爆破压力失效。

除了钛壳体，许多高温推进系统都需要使用高温难熔金属。难熔金属价格昂贵，由于原材料限制、加工难度大、成品原料比(buy-to-fly ratio)和成本高等因素，传统制造方法供应商的数量很少。由于增材制造在复杂部件制造、性能改进、再现性以及材料成本方面都具有很大优势，马歇尔飞行试验中心的研究人员选择开发耐火增材制造技术。耐火增材制造合金在投入使用之前同样需要大量的后处理，包括粉末热处理、表面光洁度增强、检查和机加工等。有限的原料来源、高温加工、氧气敏感性、易断裂性质以及高温机械测试的需求等限制了能够进行增材制造耐火材料后处理的合格设施的数量，增加了成本和进度限制。但难熔金属增材制造可以通过大幅度提高设计灵活性、增加新材料选择、降低价格、缩短交货时间，以及利用不断增长的增材制造商业供应基础来克服现有的制造限制。目前，研究人员已证明难熔金属增材制造可与W、Mo、Ta、C103以及几种正在开发的难熔合金一起使用。未来将继续开展表面光洁度增强评估、涂层工艺和材料评估、高温力学测试、组件热点火测试等工作，并持续开发分散体强化难熔金属和RHEA，从而提供更多配方以应对在极端温度环境下工作的复合组件需求量日益增长的现实。

4 结束语

通过对2021年固体推进应用领域的重大进展及动力领域的技术前沿进行跟踪研究后注意到：精确制导武器固体推进应用领域今年的热点围绕在高超声速攻防、防空反导、反无人机、反卫星等方面；各国洲际弹道导弹换代项目所采用固体火箭发动机的技术进展值得持续关注；固体推进动力领域今年的研究重点主要包括固体推进剂纳米化(功能化碳基纳米添加剂、纳米铝热剂等)、基础级含金属推进剂、电控固体推进剂、智能部组件、防热及耐烧蚀新技术、人工智能与机器学习技术、固发性能预测与分析方法、3D打印技术、混合动力技术、新概念推进技术等。

西安航天信息研究所航天动力智库有关研究人员为本文提供了翔实资料及分析结果，北京理工大学多位老师在百忙中进行了认真评判研修，在此一并表示诚挚谢意！