【环氧板】电体火箭发动机领域

环氧板固体火箭发动机(SRM)工作环境异常恶劣,对发动机喷管、喉衬等关键部位要求极高。固体火箭喷管由于要承受高达3500°C的燃气温度,5~15MPa的压力，且液、固体粒子冲刷，高温燃气的化学腐蚀，因而工作环境极为严酷。由于没有冷却系统,燃气的高温必须由其自身承担，特别是喉衬部分的工作环境最为恶劣，且要求其尺寸不能因烧蚀冲刷而变化。否则,喉径变大,压力随之下降，而压力下降，推力则下降，这是不允许的。20 世纪50年代，环氧板第一代喷管多采用高强石墨作为喉衬。20世纪60年代，以“民兵”导弹作为代表的喷管多采用钨渗铜、渗银材料作为喉衬。由于C/C喉衬密度低，为1. 75~1.90 g/cm3，是钨渗铜喉衬的1/10~1/ 8,且可根据不同的要求进行设计，其断裂因子为石墨的10~20倍,膨胀系数小，在2 000~ 2 400 C仅为4X10-6~5X10-6C-1 ,热导率可根据密度调节，可耐3 800~4 000 °C的高温，抗H,CO,CO2等气体的腐蚀，在星角装药的发动机中喉衬烧蚀均匀,无腐蚀台阶、凹坑，因此环氧板从事固体火箭发动机研制生产的国家从20世纪70年代初陆续采用了C/C喉衬，由此使发动机的冲质比可靠性大幅度提高。C/C喉衬材料自1963年开始研制出来,其应用已经历了三代，目前正在进行第四代C/C喉衬材料的预先研究。在航天上各级SRM、地一地战略导弹SRM、潜地战略导弹SRM、先进战术导弹SRM、运载火箭大型助推器等五个系列的所有 SRM中,几乎全部采用3D/4D C/C喉衬材料。

喷管扩散段的主要功能是控制燃气的膨胀，并且将最佳推力传送给发动机。它不仅要求环氧板承受高温燃气的强力冲刷、高温腐蚀，且同时是承载件。由于减重的要求，壁厚较小，最厚处为 8~15 mm,出口处仅为1.5~4.0 mm ,我国1989年点火成功的c/C喷管出口壁厚最薄处仅 0.9mm. C/C扩散段到20世纪90年代在先进导弹固体火箭发动机上的应用已相当广泛，可使第二级火箭减重达35%,第三级火箭减重达35%~60%，是实现高冲质比喷管的关键技术。美国俄罗斯法国，德国等国家相继在战略导弹卫星远地点发动机、惯性顶级发动机上使用了C/C扩散段。美国是最早研究环氧板扩散段的国家.20世纪70年代AVCO公司在空平资助下，纤维材料公司在海军地面武器中心资助下开始了研究。FMI.GE和联合碳化物公司也先后投入了力量研究，到了20世纪70年代,SEP/CSD全复合材料发动机点火成功,标志着C/C喷管迈出了第-一步。到了1979年SEP/CSD延伸喷管在美国加州爱德华空军基地高空模拟 试车点火成功。1981年经美国国务院批准SEP/CSD第三次合作，研制装有4D喉衬,出口厚度仅1.5 mm延伸锥喷管,于1982年底点火成功。

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