对固体战略导弹弹道进行仿真计算，结果表明：一、二、三级发动机的结构重量每减轻1千克，导弹射程相应地增加0.6、3　、16千米左右，所以对壳体特别是末级发动机壳体进行结构减重是战略导弹总体设计师孜孜以求的目标，而达到目标最重要的技术途径之一就是采用先进的材料。固体发动机壳体不仅要承受飞行过程的气动压力和气动加热，作为燃烧室还要承受高温高压燃气的作用，同时作为导弹的主要结构件必须承受各种机械应力作用，因此必须使用高强度/刚度、韧性好、耐高温、密度小的轻质材料。　　

　　固体发动机壳体使用的材料经过了从高强度金属（超高强度钢、钛合金等）到先进复合材料的演变。从50年代末美国北极星A2潜射导弹第二级发动机壳体使用第一代复合材料玻璃钢开始，固体发动机壳体使用的复合材料经过如下演变过程：玻璃纤维（即玻璃钢）/环氧树脂→芳纶（包括凯芙拉）纤维/环氧树脂→碳纤维（石墨）/环氧树脂。玻璃纤维/环氧壳体比钢壳体减轻20~50%，而凯芙拉/环氧壳体又比玻璃钢壳体减重35%，高强度中等模量的IM7碳纤维/环氧壳体比凯芙拉/环氧壳体减轻25~30%，而且还不断有新的更高性能的碳纤维增强材料和树脂基体材料出现。

 

　　固体发动机壳体设计有一个称为容器特性系数（或壳体效率）的重要性能参数，容器特性系数=PV/W，单位为km，P是爆破压强，V是壳体容积，W是壳体重量；超高强度钢的壳体效率为5~8km，钛合金为6.7~11km，芳纶/环氧为15-33km，碳纤维/环氧高达38~43km。　　

　　衡量固体发动机的性能还使用“质量比”的概念，即推进剂总重量与发动机总重量之比。　　

　　复合材料成型工艺有多种，如铺层层叠成型工艺、喷涂成型工艺、缠绕成型工艺、拉挤成型工艺等。制造固体发动机复合材料壳体通常使用缠绕成型工艺，由微机控制的自动缠绕机将浸过树脂胶液的连续纤维粗纱或布带按照一定规律缠绕到与壳体内腔尺寸相同的芯模上，然后加热固化、脱模，即可制成壳体。如果由于基体材料（树脂）的耐热性不高，壳体外层还必须增加热防护涂层以抵御气动加热。

 

上一页  [1] [2] [3] [4] [5] [6] [7] [8] [9] [10] 下一页