張 雅 劉建超 高克洲

（西安航天復(fù)合材料研究所，西安710025）

1 引言

分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)指的是將燃燒室分為若干段，各段通過(guò)密封連接結(jié)構(gòu)組成整體的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。它的每段有各自的殼體、絕熱結(jié)構(gòu)和推進(jìn)劑藥柱等，最前面一段帶有前封頭部分，最后面一段帶有后封頭及噴管連接部分，各段之間通過(guò)特殊設(shè)計(jì)的密封連接結(jié)構(gòu)連成整體，使燃燒室在有限直徑內(nèi)實(shí)現(xiàn)大長(zhǎng)徑比、大裝藥。固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)采用分段對(duì)接技術(shù)，能夠在發(fā)動(dòng)機(jī)直徑一定的條件下，使發(fā)動(dòng)機(jī)的裝藥量成倍增加，并且運(yùn)載火箭對(duì)長(zhǎng)時(shí)間、大推力助推動(dòng)力的需求也同時(shí)可以滿足[1]。分段式與傳統(tǒng)整體式固體發(fā)動(dòng)機(jī)相比，具有其獨(dú)特的優(yōu)勢(shì)，其研制成本和研制難度均大大降低，可使運(yùn)載火箭滿足不同的載荷需求。分段連接技術(shù)大部分應(yīng)用于特大型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，解決了特大型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥和運(yùn)輸困難的問(wèn)題。

國(guó)外新發(fā)展的以H-2 系列、阿里安-5 和GSLV-3系列為代表[2]的捆綁式運(yùn)載火箭均采用分段結(jié)構(gòu)，遠(yuǎn)遠(yuǎn)先進(jìn)于我國(guó)的固體助推技術(shù)。為縮小該技術(shù)在國(guó)外各個(gè)方面的極大差距，并且使分段式固體運(yùn)載火箭的獨(dú)特優(yōu)勢(shì)得以充分體現(xiàn)，國(guó)內(nèi)亟需發(fā)展大型分段式固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)新技術(shù)[1～3]。

在分段式固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)過(guò)程中，其中的關(guān)鍵性技術(shù)是殼體的分段連接，殼體連接必須確保發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度及可靠密封。從分段殼體的技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)來(lái)看，目前大型助推發(fā)動(dòng)機(jī)分段殼體主要使用金屬殼體，高性能的復(fù)合材料殼體是未來(lái)大型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展方向[4]。

2 金屬分段殼體連接技術(shù)

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體材料最早應(yīng)用的是以低合金鋼為代表的金屬材料。金屬材料有其獨(dú)有的優(yōu)勢(shì)，成本較低、加工工藝成熟、且易于大規(guī)模生產(chǎn)；隨著不斷地研究，斷裂韌性也有了一定的提高。因此，即使新型復(fù)合材料發(fā)展迅猛，但在質(zhì)量比要求低的情況下，金屬殼體仍在大量使用。金屬殼體的分段連接主要應(yīng)用螺栓連接、環(huán)鍵連接和楔形組件連接，此外，還存在其他的連接形式。在分段情況下，對(duì)金屬外殼接頭發(fā)展?fàn)顩r的研究表明，接頭的類型主要分為機(jī)械連接接頭、銷和中間件、鎖條和平鍵[5]。

2.1 螺栓連接

由美國(guó)GenCorp Aerojet ASRM 部門的Eric Lindberg 博士產(chǎn)品開(kāi)發(fā)團(tuán)隊(duì)研究的先進(jìn)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)（ASRM）[6]，目的是系統(tǒng)地實(shí)現(xiàn)為航天飛機(jī)提供更安全、更可靠的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。此發(fā)動(dòng)機(jī)的殼體設(shè)計(jì)包含設(shè)計(jì)、分析、材料和工藝研究，同時(shí)也考慮了材料的最終選擇、接頭設(shè)計(jì)和制造工藝受到性能、重量、成本和進(jìn)度等因素的影響。

ASRM 的殼體設(shè)計(jì)如圖1所示，殼體直徑為381cm，分為三個(gè)等長(zhǎng)段，采用9Ni-4C0-0.3C 合金鋼殼體。發(fā)動(dòng)機(jī)殼體包含兩個(gè)連接接頭、噴管殼體接頭、殼體和點(diǎn)火器接頭和焊接接頭。每個(gè)連接接頭均采用預(yù)加載緊固件，旨在確保O 形密封圈在所有工作負(fù)載條件下沒(méi)有間隙。

圖1 ASRM 的殼體設(shè)計(jì)

圖2 ASRM 殼體分段連接接頭

ASRM 殼體各分段間連接接頭如圖2所示，采用螺栓連接結(jié)構(gòu)，每個(gè)連接接頭包含150 個(gè)標(biāo)稱長(zhǎng)度為17cm 的凹槽。每個(gè)凹槽可以安裝15.5cm 長(zhǎng)、3cm 直徑的MP159 連接螺栓。采用12.7cm 厚的角撐板或肋板，目的是分開(kāi)每個(gè)凹槽并且承擔(dān)大部分的軸向載荷。接頭區(qū)域以3cm 厚的的法蘭終止，該法蘭位于接頭內(nèi)側(cè)且邊緣完整剪切。法蘭上有直徑為3.3cm 的螺栓孔，螺栓孔的位置殼體直徑為377cm。在加壓過(guò)程中，螺栓沿直徑可以提供1.5cm 的徑向偏移，螺栓中心線和薄膜中心線之間會(huì)產(chǎn)生一個(gè)力矩，使連接接頭的內(nèi)側(cè)保持密封。O 形密封圈固定在連接接頭上，從而在工作過(guò)程中保證接頭處密封。

2.2 環(huán)鍵連接

圖3 分段發(fā)動(dòng)機(jī)殼體環(huán)鍵連接

另一種分段發(fā)動(dòng)機(jī)殼體的連接形式如圖3所示[7]，采用環(huán)鍵連接結(jié)構(gòu)。整個(gè)殼體由前殼體段和后殼體段直接搭接組成。直徑縮小的前殼體段搭接在后殼體段上，以實(shí)現(xiàn)配合連接。前后殼體尾端的表面上均含有一個(gè)環(huán)狀開(kāi)槽，殼體裝配好后，正好形成一個(gè)方形環(huán)孔，在其中插入環(huán)鍵可使兩殼體連接。采用一個(gè)楔形塊在兩分段接觸面上迫使殼體段相互分開(kāi)，以便于消除環(huán)鍵周圍自由間隙，同時(shí)承擔(dān)連接處扭轉(zhuǎn)力矩。“O”型密封圈放在前殼體段尾端的開(kāi)槽中，擠壓連接處的兩個(gè)配合面，從而起到連接密封的作用。

2.3 楔形組件連接

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，一定質(zhì)量的推進(jìn)劑在燃燒期間才可以使固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)獲得推力。而發(fā)動(dòng)機(jī)一旦點(diǎn)火，全部推進(jìn)劑必須燃完，很難中止。而“脈沖”式發(fā)動(dòng)機(jī)具有一次以上的點(diǎn)火能力，即具有“起動(dòng)—停止—再起動(dòng)”的能力，在一個(gè)殼體內(nèi)存在分別點(diǎn)火的多個(gè)裝藥單元，從而根據(jù)指令來(lái)控制沖量[7]。當(dāng)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)（例如戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈）采用分段殼體技術(shù)時(shí)，助推級(jí)裝藥和續(xù)航級(jí)裝藥就可以分開(kāi)加工，其制造過(guò)程將比殼體不分段時(shí)簡(jiǎn)單，降低了加工難度。

圖4 殼體分段脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)剖視圖

圖5 殼體段間楔形連接

如圖4所示是一種常用于空中發(fā)射的殼體分段的脈沖式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)[7]，采用了一個(gè)隔盤組件將前后燃燒室分開(kāi)，用一個(gè)楔形組件使殼體的前后分段連接到位，并能消除段間的自由間隙。兩分段間接頭的軸測(cè)分解圖，如圖5所示。采用這種殼體分段連接方法，可以消除連接處的自由間隙，實(shí)現(xiàn)殼體的兩分段之間的“剛性”連接。在連接處，用一個(gè)楔形組件（即圖中3）迫使前后殼體段與其分別相對(duì)應(yīng)的銷釘1、2 緊密結(jié)合在一起，它可以沿徑向插入中間插接件（即圖中4）外表面上的徑向盲孔5 中；為了消除后殼體的連接間隙，中間插件沿周向靠近后殼體段的外表面上，另有一排盲孔，其中也可插進(jìn)楔形組件。殼體段可采用任何材料，例如鋼、復(fù)合材料等。為了保證足夠密封，連接件、楔形組件、銷釘材料的選擇，要和殼體材料的熱腐蝕性能、應(yīng)力腐蝕性能相適應(yīng)。由于脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的殼體前后分段分別可以組成兩個(gè)獨(dú)立燃燒室，因此，可以采用不同的殼體材料和制造成型過(guò)程來(lái)制造各個(gè)分段，可以產(chǎn)生不同設(shè)計(jì)壓力，從而提高發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能[7]。

此外，金屬殼體分段連接還存在鎖條連接[5]，由于這種連接方式是在重疊的接頭之間沿圓周方向強(qiáng)行插入一根桿型件，因此這種類型的連接接頭很快會(huì)受到破壞。1959年，道格拉斯公司曾將該接頭作為噴管連接接頭使用，它滿足了圓周對(duì)準(zhǔn)和互換性的要求，顯示出良好的應(yīng)用前景，但在消除干擾方面存在缺陷。平鍵連接也是一種應(yīng)用于金屬殼體的連接接頭方式，這種接頭由西屋電氣設(shè)計(jì)，其基本原理是將圓柱截面上的雙軸應(yīng)力分離為環(huán)向應(yīng)力和軸向應(yīng)力，使用內(nèi)部加強(qiáng)環(huán)來(lái)承載環(huán)向載荷，采用梯形鍵承載軸向載荷。

3 分段式纖維纏繞復(fù)合材料殼體連接

金屬材料強(qiáng)度高、模量大，且具有各向同性等優(yōu)點(diǎn)，在設(shè)計(jì)和應(yīng)用方面都很成功，但因其密度大、加工較難、容器特性系數(shù)低等劣勢(shì)（如表1）[8]，難以達(dá)到設(shè)計(jì)需求。而殼體改用復(fù)合材料，可以降低30%～40%的殼體質(zhì)量，因此殼體復(fù)合材料化是大勢(shì)所趨[9]。固體發(fā)動(dòng)機(jī)殼體采用纖維纏繞工藝制造，是復(fù)合材料發(fā)展中的重要部分。由于在纏繞過(guò)程中，纏繞結(jié)構(gòu)的方向強(qiáng)度比可根據(jù)結(jié)構(gòu)要求而定，因此纖維纏繞制品結(jié)構(gòu)能最大限度體現(xiàn)材料的效率，各部位的載荷需求均與復(fù)合材料提供的實(shí)際強(qiáng)度相適應(yīng)，這是金屬材料難以企及的。因此，這種纏繞結(jié)構(gòu)工藝簡(jiǎn)單、制造周期短并且成本低，可獲得同種材料的最高比強(qiáng)度[8～11]。從國(guó)內(nèi)外技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)來(lái)看，纖維纏繞復(fù)合材料殼體必然是分段式固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體的發(fā)展方向，但目前公開(kāi)報(bào)道的分段纖維纏繞復(fù)合材料殼體相關(guān)資料很少。

表1 幾種常見(jiàn)的殼體材料的容器效率

3.1 分段式纖維纏繞復(fù)合材料殼體成型

目前，國(guó)內(nèi)分段殼體連接技術(shù)大多應(yīng)用于金屬發(fā)動(dòng)機(jī)殼體，復(fù)合材料分段殼體技術(shù)方面研究鮮有報(bào)道。

典型的分段式固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合材料殼體結(jié)構(gòu)通常包含前封頭殼體、后封頭殼體及若干筒段殼體，可以是兩分段、三分段，也可以是多分段。圖6是典型的兩分段復(fù)合材料殼體結(jié)構(gòu)示意圖。

圖6 復(fù)合材料殼體分段連接結(jié)構(gòu)

常規(guī)的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合材料殼體均采用纖維纏繞成型工藝方法制造，分段式復(fù)合材料殼體的成型也離不開(kāi)纖維纏繞工藝，殼體的纏繞方法借鑒整體式復(fù)合材料殼體的纏繞方法，可采用假封頭法纏繞，也可以根據(jù)分段復(fù)合材料的特點(diǎn)采用掛釘法纏繞。

3.1.1 假封頭纏繞法

常規(guī)的整體式復(fù)合材料殼體通?？梢苑譃榍胺忸^、后封頭、筒段等部分，包含前后金屬接頭、前后裙等金屬或復(fù)合材料部件。分段式復(fù)合材料殼體可以看成是由幾段整體式復(fù)合材料殼體的部分結(jié)構(gòu)組裝而成，如分為前封頭殼體、后封頭殼體和若干筒段殼體。每一段殼體均可參照整體式復(fù)合材料殼體的纏繞成型方法制作，然后根據(jù)需要分別機(jī)加掉前封頭、后封頭或雙封頭。由于常規(guī)纏繞方法中出于工藝方法的需要，必須要有兩個(gè)封頭段，但分段殼體成型后需要去掉一個(gè)或兩個(gè)封頭，通常這種方法叫假封頭纏繞法。在假封頭法纏繞分段殼體時(shí)，對(duì)于需要去掉的封頭段部分，在芯模設(shè)計(jì)時(shí)只需要設(shè)計(jì)成簡(jiǎn)易的封頭形狀即可，起到纏繞工藝掛紗的作用。

復(fù)合材料殼體的纏繞成型工藝通常分為干法和濕法兩種纏繞工藝[12]，主要是根據(jù)纏繞時(shí)基體樹(shù)脂所處的不同物理狀態(tài)區(qū)分。干法纏繞采用的是經(jīng)過(guò)事先浸膠且樹(shù)脂經(jīng)預(yù)固化處于B 階段的預(yù)浸膠帶，預(yù)浸膠帶是在浸膠機(jī)上浸膠并烘干的；濕法纏繞是在纏繞機(jī)上，將纖維經(jīng)過(guò)集束、浸膠后，在控制張力的情況下直接纏繞到芯模上[13]。典型的殼體纏繞成型工藝流程如圖7所示。

圖7 殼體干法和濕法纏繞工藝流程圖

3.1.2 掛釘纏繞法

掛釘法纏繞是無(wú)封頭筒形件及非對(duì)稱結(jié)構(gòu)件纏繞成型的有效纏繞成型方法，該方法纏繞對(duì)于一端或兩端筒形的結(jié)構(gòu)件來(lái)講，采用端面的釘柱來(lái)實(shí)現(xiàn)纖維的掛紗纏繞，制品不用切掉假封頭，因此成型效率高、材料利用率高，且容易實(shí)現(xiàn)設(shè)計(jì)角度的纏繞。

分段式纖維纏繞復(fù)合材料殼體，一般采用濕法纏繞成型工藝。具體成型工藝為：首先加工前后接頭以及前后殼體纏繞芯模，并在芯模上預(yù)制用于掛紗的銷釘；分別纏繞前后段纖維殼體，上裙，完成殼體纏繞達(dá)到預(yù)定毛坯尺寸；殼體固化后，取下銷釘，機(jī)加出外型面；裝配復(fù)合材料殼體與連接件，前后段分別絕熱；最后進(jìn)行水壓檢驗(yàn)。

文獻(xiàn)[12]詳細(xì)介紹了一種掛釘法纏繞殼體的工藝方法，方法示意見(jiàn)圖8。它的左右兩段發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合材料殼體通過(guò)左連接件和右連接件固定連接，纖維通過(guò)在每個(gè)第一纖維纏繞掛樁和左段發(fā)動(dòng)機(jī)殼體封頭之間螺旋纏繞形成第一螺旋傾斜纏繞層，之后纖維在第一螺旋傾斜纏繞層外表面環(huán)向纏繞形成第一環(huán)向纏繞層，固化后形成左段復(fù)合材料殼體，第二螺旋傾斜纏繞層通過(guò)纖維在每個(gè)第二纖維纏繞掛樁和右段發(fā)動(dòng)機(jī)殼體封頭之間螺旋纏繞形成，在第二螺旋傾斜纏繞層外表面纖維環(huán)向纏繞形成第二環(huán)向纏繞層（如圖8），固化形成右段復(fù)合材料殼體。這種分段殼體成型方式能使大型分段復(fù)合材料殼體高穩(wěn)定性連接、高自動(dòng)化纏繞成型。

圖8 分段殼體掛釘法纏繞示意圖

這種纏繞方法有效地解決了傳遞載荷小、強(qiáng)度分散大、抗剝離能力差、復(fù)合材料機(jī)械連接中存在應(yīng)力集中、連接效率低等問(wèn)題，并且實(shí)現(xiàn)了連續(xù)纖維的小角度纏繞成型而無(wú)滑線，是一種有效的分段殼體成型方式。保證了復(fù)合材料各分段的穩(wěn)定可靠連接，既能滿足殼體強(qiáng)度和剛度承載要求，又能提供更大的軸向拉力，使結(jié)構(gòu)載荷分布更加均勻。

3.2 分段式纖維纏繞復(fù)合材料殼體連接技術(shù)

復(fù)合材料殼體的分段連接一般采用金屬連接件進(jìn)行連接，連接結(jié)構(gòu)分為金屬接頭與復(fù)合材料之間的連接和金屬接頭之間的連接。金屬接頭的連接形式大多借用金屬殼體的連接結(jié)構(gòu)，也可以根據(jù)復(fù)合材料殼體的特點(diǎn)設(shè)計(jì)；復(fù)合材料殼體與接頭的連接主要采用銷釘?shù)倪B接形式。在復(fù)合材料殼體的連接結(jié)構(gòu)中，還可以根據(jù)復(fù)合材料的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，采用自緊結(jié)構(gòu)和銷釘相結(jié)合的一體化設(shè)計(jì)。

3.2.1 銷釘連接

U 型件-銷釘連接是目前公開(kāi)報(bào)道的復(fù)合材料殼體的主要連接方式。分段殼體之間的連接靠金屬U 型件插接，復(fù)合材料殼體與U 型接頭的連接主要采用銷釘連接的形式。

歐洲航空局設(shè)計(jì)的小型運(yùn)載火箭——織女星（VEGA），旨在提供2500kg 的極限有效載荷，并于2012年2月13日成功飛行。它是一個(gè)30m 高的單體發(fā)射器，最大直徑3m，重量137t。它包括了三級(jí)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，第Ⅰ級(jí)是P80 FW，第Ⅱ級(jí)是Zefiro 23，第Ⅲ級(jí)是Zefiro 9。為了提高發(fā)射裝置的性能、有效載荷的范圍和降低發(fā)射成本，研究了幾種結(jié)構(gòu)發(fā)生變化的發(fā)射系統(tǒng)[14]。為此，歐空局和Avio S.P.A 等[15]開(kāi)始研究第II 級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)采用40t 推進(jìn)劑的一系列功能要求并引入新技術(shù)，將其命名為Zefiro 40。Zefiro 40 固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)方案設(shè)計(jì)是Vega 運(yùn)載火箭發(fā)展的重要因素。它還代表了航空工業(yè)的開(kāi)發(fā)創(chuàng)新技術(shù)、材料和設(shè)計(jì)解決方案的手段，成為新一代固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的重要項(xiàng)目[14～20]。在此基礎(chǔ)上進(jìn)行了分段式復(fù)合材料殼體的開(kāi)發(fā)工作。該復(fù)合分段殼體，采用Zefiro 40 相同的纏繞工藝，并通過(guò)機(jī)械和爆破試驗(yàn)對(duì)其進(jìn)行性能測(cè)試。

此殼體分段固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)如圖9a 所示，采用了一種U 形槽、銷釘相組合的連接結(jié)構(gòu)，這種結(jié)構(gòu)有效降低結(jié)構(gòu)重量、提高了連接密封可靠性。如圖9b所示，這種連接接頭在連接處采用金屬連接件，將連接件設(shè)計(jì)成U 型接頭與兩分段分別連接，兩金屬連接件沿發(fā)動(dòng)機(jī)徑向采用兩排銷釘連接。殼體在承受內(nèi)壓時(shí)，銷釘?shù)募羟信浜蟄 型件的接觸來(lái)承擔(dān)載荷。這種銷釘連接結(jié)構(gòu)目前被廣泛應(yīng)用于復(fù)合材料分段殼體的連接。

圖9 銷釘連接結(jié)構(gòu)

SRMU固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)是美國(guó)“大力神4B”運(yùn)載火箭的改進(jìn)型捆綁助推發(fā)動(dòng)機(jī)[21～23]，直徑為320cm，長(zhǎng)度為3414cm，燃燒室最大壓強(qiáng)為12.47MPa。為了取代聯(lián)合技術(shù)公司研制的鋼殼體7 段式固體助推發(fā)動(dòng)機(jī)，由赫克里斯公司于1987年開(kāi)始研制。

SRMU 固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體分3 段，前段長(zhǎng)610cm，后2 段各長(zhǎng)1219cm，殼體采用IM-7 石墨纖維/環(huán)氧復(fù)合材料，安全系數(shù)為1.25～1.3。IM-7 石墨纖維是赫克里斯公司80年代初研制的一種較先進(jìn)的纖維，其基本性能優(yōu)異，拉伸強(qiáng)度為5.5GPa，拉伸模量為303GPa，密度1.77g/cm3，固化溫度為121℃，與樹(shù)脂的界面性能較好[23]。SRMU 發(fā)動(dòng)機(jī)分段殼體，用材料為D6AC 鋼的“U”型件進(jìn)行連接，有一個(gè)定位閂，設(shè)有2 個(gè)O 形圈，用240 個(gè)銷釘連接，其結(jié)構(gòu)示意圖如圖10所示。采用該結(jié)構(gòu)發(fā)動(dòng)機(jī)，可使“大力神4”火箭的有效載荷能力增加25%以上，運(yùn)載能力從4580kg 增加到5810kg。1997年投入實(shí)際飛行，每次發(fā)射可以捆綁2 臺(tái)助推發(fā)動(dòng)機(jī)。

圖10 SRMU 發(fā)動(dòng)機(jī)殼體分段連接示意圖

3.2.2 其他連接形式

分段復(fù)合材料殼體連接技術(shù)的關(guān)鍵在復(fù)合材料殼體與金屬接頭的連接結(jié)構(gòu)及連接強(qiáng)度。殼體與金屬件的連接除了采用銷釘連接外，還可以采用粘鉚（或粘銷結(jié)合）的連接形式，即采用粘接鉚接并用，或粘接銷釘并用的形式增加接頭強(qiáng)度和連接可靠性。金屬接頭和復(fù)合材料殼體的連接也可以利用復(fù)合材料殼體回轉(zhuǎn)體的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，設(shè)計(jì)成自緊加銷釘?shù)倪B接方式，來(lái)增加連接強(qiáng)度及結(jié)構(gòu)可靠性。

文獻(xiàn)[24]提供了一種新型火箭發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合材料殼體分段連接結(jié)構(gòu)（如圖11）。這是一種通過(guò)倒錐和銷釘共同承擔(dān)發(fā)動(dòng)機(jī)軸向載荷的設(shè)計(jì)方法。這種連接結(jié)構(gòu)包括第一倒錐結(jié)構(gòu)、銷釘和第二倒錐結(jié)構(gòu)和金屬連接件組成。第一倒錐結(jié)構(gòu)和第二倒錐結(jié)構(gòu)均設(shè)有通孔，金屬連接件兩端設(shè)有盲孔，金屬連接件、第一倒錐結(jié)構(gòu)、第二倒錐結(jié)構(gòu)和復(fù)合材料殼體通過(guò)銷釘連接到一起。這種結(jié)構(gòu)既可以應(yīng)用到小直徑復(fù)合材料殼體上，也可以應(yīng)用到大直徑復(fù)合材料殼體上。

圖11 一種自緊加銷釘?shù)倪B接結(jié)構(gòu)-倒錐連接結(jié)構(gòu)

4 結(jié)束語(yǔ)

采用分段連接結(jié)構(gòu)是實(shí)現(xiàn)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)超大型化的有效手段和重要技術(shù)途徑。固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)采用分段連接結(jié)構(gòu)，有利于內(nèi)部絕熱成型和裝藥。近年來(lái)，采用分段結(jié)構(gòu)的固體助推器，成為了其他航天大國(guó)捆綁式運(yùn)載火箭的主要發(fā)展趨勢(shì)。隨著對(duì)航天領(lǐng)域的探索和新技術(shù)的不斷發(fā)展，新技術(shù)的應(yīng)用成為了航天運(yùn)輸系統(tǒng)發(fā)展的加速器[25，26]，而分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性隨之也顯著提升，并且可以有效地控制發(fā)動(dòng)機(jī)成本。因此，我們國(guó)家須加大對(duì)殼體分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)研究，盡快形成新的設(shè)計(jì)、制造和試驗(yàn)驗(yàn)證方法，推動(dòng)這些新材料、新制造工藝和新結(jié)構(gòu)的廣泛應(yīng)用，使分段式固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)更加可靠。

“十一五”期間，我國(guó)全面開(kāi)展了大型固體發(fā)動(dòng)機(jī)分段對(duì)接技術(shù)研究及演示驗(yàn)證，突破了大型分段式固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的多項(xiàng)核心技術(shù)，大型分段固體發(fā)動(dòng)機(jī)取得圓滿成功[27]。但國(guó)內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)殼體大多仍然采用金屬發(fā)動(dòng)機(jī)殼體，復(fù)合材料分段殼體技術(shù)研究鮮有報(bào)道。故應(yīng)加快開(kāi)展復(fù)合材料分段殼體的成型及連接技術(shù)研究，實(shí)現(xiàn)我國(guó)大型固體運(yùn)載及助推技術(shù)水平的大幅度提升。