固体发动机壳体的轻量化、复合化是提高其性能的有效途径。20世纪60年代采用玻璃钢(GFRP) ，1980年代碳纤维复合材料取代kevlar 纤维复合材料(KFRP)。目前，碳纤维复合材料广泛用于战略导弹和发动机壳体，发动机性能得到显著提高，而国内防空导弹发动机壳体结构材料则以高强度钢为主。评价固体火箭发动机壳体性能用容积特性来表征，即:容积特性系数= PV/W，式中:P为爆破压强;V为容积体积;W为材料质量。显然，容积特性系数随着所用材料质量的轻量化而得到提高。对于超高强钢，容积特性系数为5~8 km，钛合金为7~11 km，玻璃钢为12~ 19 km，碳纤维复合材料容积特性系数高于玻璃纤维复合材料。

      防空导弹发动机壳体是导弹结构质量的重要组成部分，同时对全弹刚度的贡献度最大，从发动机自身设计角度出发，壳体选材设计需综合考虑爆破安全性和轻质化，从全弹设计角度出发，还需要考虑发动机结构对全弹刚度和弯曲频率的影响。

      出于对以上因素的综合考虑，中模高强碳纤维(T800，IM7等)成为国外先进防空导弹发动机壳体首选材料，该类纤维具有很高的抗拉强度和高断裂延伸率，拉伸强度是T300的1.5倍以上，同时纤维模量较T300，T700等常规产品高出近25%，因此在替代高强度钢作为发动机壳体材料时，可在不降低爆破压强的情况下，实现轻质化、高刚度的目标。以某型发动机壳体为例，壳体材料为2mm高强度钢结构，壳体质量约75 kg，采用T800/环氧复合材料壳体等刚度设计，复合材料壳体壁厚为4.8mm，爆破压强不降低，发动机减重37kg，全弹减重3%。

      在防空导弹发动机壳体上采用碳纤维复合材料替代高强度钢时需要关住2方面的技术问题：

      ①碳纤维/环氧复合材料的使用温度在150 ℃以下，其使用温度低于高强度钢，因此需要在内防热和外防热方面采取更多的措施，而防热措施需在性能与工艺方面与复合材料壳体匹配，因此采用碳纤维复合材料作为发动机壳体结构材料的技术难度更大，同时也因防热问题增加一定的结构质量。

      ②碳纤维复合材料发动机壳体主要采用缠绕工艺，材料对弹体轴向刚度的贡献度受到限制，国内外目前仅限于将中模纤维应用于发动机壳体结构，而高模纤维由于其性能和缠绕工艺性问题尚未用于发动机壳体结构，国内部分发动机研制单位尝试在壳体缠绕过程中融人铺层工艺，提高了纤维方向与发动机轴向的一致性，进而大幅度提高发动机的弯曲刚度，采取该方式有望将高模纤维用于发动机壳体，可大幅度提升发动机以及全弹的刚度。