固体火箭发动机是弹体的组成部分，目前装备战略、战术导弹的固体火箭发动机，大都还是以金属材料壳体为主，但是从未来型号发展趋势看，为了实现导弹机动发射，弹体结构向轻量化、高效能化方向发展。由于发动机壳体重量在发动机中所占比例较大，选用具有轻质、高强度、高刚度和性能可设计等特点的高性能碳纤维缠绕增强的复合材料制造燃烧室壳体，是实现导弹发动机高质量比的有效途径之一，并且已成为评价固体火箭发动机性能水平的重要标志之一。

　　某火箭发动机的特点是高比冲、高质量比，燃烧室工作压强高（最大工作压强超过了14MPa），大长细比、轻质碳纤维壳体是该发动机的关键技术。该发动机燃烧室壳体还有以下特点：一是大长细比（直径440mm，长3400mm)，对壳体缠绕芯模的刚度有较高要求；二是发动机在工作过程中轴向、横向过载都比较大，对壳体的刚度和稳定性要求非常高；三是后极孔大，极孔处的封头变形和接头肩部与封头之间界面剪切强度都比较大，对缠绕补强来说非常不利。本文对壳体的关键技术进行了研究。

　　大长径比壳体缠绕刚度和精度保证对于复合材料缠绕壳体来说，燃烧室壳体的精度完全依靠缠绕工装来保证。如果缠绕芯模精度不高将会导致壳体出现的大部分尺寸超差，严重影响壳体的使用。对于大长径比缠绕壳体研制成功与否，关键是保证缠绕芯模的刚度，如果芯模刚度不足将导致壳体型面不规则，严重不足时还将导致壳体内绝热层缺陷。本壳体在研制时重点对缠绕芯模进行了研究，采用了全新的金属芯模方案，大大提高了缠绕芯模的刚度。

　　大极孔封头补强技术研究对大极孔（极孔与筒径比为0.64)的封头，极孔处的封头变形和接头肩部与封头之间界面剪切强度都比较大，对缠绕补强非常不利。在过去型号研制过程中，出现过在未达到的壳体设计爆破压强下，接头从极孔处飞出。为了避免发生上述故障，采用极孔补强环进行补强，这种补强方案重量比较轻但工艺实施的一致性较差。在研制本壳体过程中，通过大量直径200mm壳体的工艺试验，最终确定了封头的极孔补强工艺，并且对后接头进行了优化设计，克服了大极孔对壳体研制不利的影响。

　　复合裙技术的研究与传统的金属材料裙相比，复合裙重量可以减轻40%左右，对提高发动机的质量比有很大贡献。

　　除此之外，复合裙还具有成型工艺好、制造成本低等优点。在国外由于复合裙具有轻质高强的特点，已经广泛替代金属用于火箭或者导弹主结构的连接。依据层合壳理论、有限元分析技术和不同铺层圆筒压缩试验结果进行复合裙研究，并且依据弹总体提供的外教荷进行了复合裙精确设计。研制的直径440mm复合裙比铝裙重量相对减少了44.8%，并且通过了600kN的轴压静力试验考核。

　　碳纤维复合材料壳体有限元分析技术对壳体的进行有限元分析计算，可以了解壳体的受力薄弱区域，通过对相应部位的补强达到壳体应力水平相等的目的。运用有限元软件进行结构分析，材料的弹性系数直接关系到计算结果的精确程度，尤其是各项异性的复合材料结构分析。国内对复合材料基础研究不够深入，没有形成完善的复合材料有限元分析必需的材料手册，再加上不同的研制单位选用的树脂基体不同以及缠绕工艺不同，导致不同研制单位测得的复合材料参数也各不相同。所以只能用试验结果和修正有限元模型来指导亮体的设计工作。本文在壳体进行有限元分析时，首先用其他型号的壳体水检结果修正了壳体的有限元模型中的参数，然后进行了壳体水检压强下的结构分析，结果表明有限元分析计算结果与试验结果相物合。

　　阅读延伸：《碳纤维复合材料在防空导弹上的应用》