超级军网中国航天固体火箭推进技术的发展
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/29 08:16:06
一、前 言
中国的现代固体火箭推进技术研究起始于上个世纪50年代中期。开始阶段进行了复合固体推进剂的探索性研究，包括原材料、配方和工艺研究，成功地合成了液态聚硫橡胶，开发了真空浇注工艺，并进行了Φ65mm和Φ108mm小发动机地面试车。
1962年，中国航天科技集团公司第四研究院成立后，固体发动机研究工作全面开展。第四研究院是一家大型国有企业，一直是中国最主要的固体火箭发动机研究开发机构，下设各专业研究所和工厂，具有完整的研究、设计、生产和试验能力。迄今为止中国已飞行的航天固体发动机绝大部分由该院研制，交付飞行产品的成功率为100％，主要用于“长征”系列运载火箭的上面级和应用卫星的变轨系统。此外，四院和中国国防科技大学等单位也开发了一些探空火箭发动机。同时，中国固体火箭推进基本技术也取得了全面发展。本文根据已发表的公开文献，综述了中国航天固体火箭技术的发展。
二、探空火箭发动机
1963年，四院开始研制试验探空火箭用发动机FG－01A。该发动机直径286mm，长1780mm，总质量155kg，质量比0.77，最大推力67kN，平均推力45.1kN，燃烧室最大压强7.7MPa，平均工作压强6.6MPa，地面比冲2105N·s/kg，工作时间7.5s。燃烧室用1.8mm厚的30CrMnSiA钢板卷焊而成。推进剂为贴壁浇注型含铝聚硫橡胶，内孔六角星形药型。喷管采用渗硅高强度石墨喉衬和石棉/酚醛背衬，扩张段采用Al2O3绝热涂层。研制过程中解决了药柱裂纹和不稳定燃烧等技术问题，进行了28台地面试验，从1965年起成功地进行了6次飞行试验。该发动机的研制是中国复合推进剂固体发动机研制工作的一次成功尝试。
此后，国防科技大学等单位还分别研制了“和平”2、“和平”6和“织女”3等探空火箭的固体火箭发动机。它们的直径为161.5～255mm。特别是“织女”3两级式火箭箭长4.87m，箭重285kg，弹道顶点147km，性能有了较大提高。至90年代初这些固体探空火箭共进行了100多次发射。2000年10月20日，由第四研究院研制的“天鹰”3微重力火箭在酒泉卫星发射中心发射。“天鹰”3是一种性能先进的探空火箭，最大直径450mm，总长6.0m，总重1100kg（其中发动机重800kg，有效载荷50kg），最大飞行高度220km，可提供微重力时间约360s，微重力水平10－4g。下一步改进计划将使该火箭能携带300kg有效载荷，提供380s的微重力时间；或携带100kg有效载荷，提供510s的微重力时间。
三、运载火箭发动机
中国运载火箭典型的上面级固体火箭发动机共4种，即FG－02、FG－46、FG－47和CPKM。表1列出了这4种发动机的性能。
1967年，中国开始研制第一种人造卫星运载火箭“长征”1号，其第三级采用固体发动机，代号FG－02。该发动机燃烧室壳体采用32SiMnMoV超高强度钢，筒段壁厚2.5mm，验收压强8.34MPa。它采用聚硫推进剂，装药量1805kg，燃速6.07mm/s，密度1.742g/cm3，压强指数（n）0.3435。药柱采用尾部带锥的圆管形药型。喷管喉衬KS－8石墨，出口半角18°。研制期间成功地解决了超高强度钢的制作工艺、高空点火、发动机自旋对推进剂燃速及内弹道性能的影响、脱粘和燃烧室中Al2O3沉积等技术问题，共成功进行了19次地面试车（包括旋转试验和高空模拟试验）以及振动、冲击和运输等一系列环境试验。1970年4月24日该发动机参与中国第一颗人造地球卫星“东方红”1号的发射，获得成功。随后，该发动机还用来发射了中国第一颗科学实验卫星“实践”1号。
FG－46是“长征”2号E运载火箭的近地点发动机，又称EPKM发动机，可用来将3t有效载荷从近圆形轨道送入地球同步转移轨道，是中国目前最大的航天用固体发动机，直径1.7m，装药量5444kg。FG－46和后面介绍的FG－47及FG－23A均由中国河西公司研制。该公司在1999年8月以前一直是四院的一个分部。FG－46发动机(图1)燃烧室为玻璃钢壳体，外壁有防静电层。它采用HTPB推进剂，密度1.80g/cm3，压强指数0.4，抗拉强度≥0.9MPa，伸长率≥40％。药柱为前翼柱药型，12个翼槽均布，槽宽50mm，采用前后串装的双燃速推进剂，体积装填分数0.9。喷管使用整体毡碳/碳喉衬，冲质比1.1×105N·s/kg。研制中一些技术性能有突破，包括内弹道性能调整技术、动平衡性能、玻璃钢壳体性能与精度、总冲精度、推力线位置精度和质心位置精度等。在头两次旋转点火试验时，曾出现前封头中心顶盖穿火现象，导致试验失败。故障分析认为是由旋转状态下绝热层烧蚀增大引起。经过改进后的4发地面试验均告成功。1995年11月25日和12月25日该发动机分别将“亚星”2和“回声星”1卫星送入预定轨道。
FG－47是为“长征”2号丙运载火箭发射“铱”星而研制的，用来将“铱”星从椭圆停泊轨道转移到630km高度的圆形运行轨道。这是一种球形发动机，装药量160kg。燃烧室为30CrMnSiA钢，药柱采用410－15A HTPB推进剂，燃速6.17mm/s，密度1.8g/cm3，压强指数<0.4，室温抗拉强度≥0.8MPa，伸长率≥40％，伞柱球形药型，体积装填分数0.91。喷管喉衬为碳/碳材料，出口扩张半角15°。该发动机先后进行11次地面试车，包括高模试车和六分力试车，并进行了温度循环、低频与高频冲击、公路运输和振动等环境试验。1997年9月进行首次飞行试验，共进行7次发射，将12颗美国摩托罗拉公司的“铱”星送入轨道。
CPKM是研制中的先进发动机，用作“长征”2号丙运载火箭的近地点发动机，用于发射由中科院研制的双星。它的研制目标是高可靠性和短研制周期，采用高体积分数的前翼柱药型。燃烧室壳体将选用芳纶复合材料，EPDM内绝热层。喷管采用钛合金外壳、碳/碳喉衬和碳布－高硅氧布复合缠绕扩张段。
四、航天器用固体发动机
1975年，四院开始研制中国第一颗通信卫星“东方红”2号用的远地点发动机FG－15，随后又研制了FG－15B、FG－36和FG－23A等航天器用固体发动机，为中国卫星提供了可靠的星上动力装置。表2列出了这些发动机的主要性能。
FG－15发动机（图2）燃烧室壳体采用玻璃钢材料，推进剂为HTPB，装药量440kg，燃速7.8mm/s，压强指数0.4，密度 >1.76g/cm3，理论真空比冲3100N·s/kg，翼柱形药柱，长668mm。喷管采用双圆弧扩张段型面和碳/碳喉衬，出口扩张半角12.5°。点火装置选用适合于高空点火的硼－硝酸钾点火药，微电机式安全发火机构。研制期间解决了绝热层粘结不良和玻璃钢壳体分层等问题，还开发了试验用高精度试车架和高模试验技术，大大提高了测试精度。该发动机经过了振动、冲击、离心过载、真空检漏和铁路/公路运输等各种环境试验，共进行37次地面点火试验，于1984年开始用于“东方红”2号卫星的发射，共发射3次。
随后又开发了改型FG－15B，以适应中国实用同步通信卫星的发射要求。它的某些技术特征和FG－15基本相同，主要改进是加长了燃烧室长度，提高了装药量，各项性能参数也有所提高。该发动机4次参加“东方红”2号甲卫星的发射，全部成功，曾荣获国家颁发的产品质量金质奖。
FG－36是中国地球同步气象卫星“风云”2号的远地点发动机，1987年开始研制，外形尺寸和FG－15B有相似之处，并采用同一种推进剂，但药形、喷管型面和结构有一系列改进，使质量比从0.88提高到0.90，体积装填分数从0.88提高到0.92。喷管潜入燃烧室20％，收敛段和喉衬为一体式碳/碳材料，扩张段采用三次抛物线型面，出口半角17°，喷管效率达到0.94。该发动机连续11次地面试验成功，并通过一系列环境试验（包括辐照、雷击、静电和射频等试验），于1997年6月成功地用于“风云”2号卫星的发射，总冲偏差仅0.7％。图3是FG－36发动机简图。
FG－23A是一种球型发动机，用于中国返回式卫星返回地面过程中的减速制动。燃烧室球形壳体外径650mm，长666mm，前、后半球采用25CrMnSiA钢，壁厚2mm，壳体验收压强8.5MPa。推进剂燃速7.5mm/s，密度1.80g/cm3，理论真空比冲3035N·s/kg，玻璃化温度－55℃。药柱为灯泡伞翼柱药型，体积装填分数0.80。喷管喉衬为T704石墨材料，潜入比0.396。点火器为后部环形壳体。该发动机和其它制动发动机共计连续十多次成功地完成了卫星返回任务。
五、固体推进单项技术的发展
中国固体推进技术的发展途径和世界各国大致相同。经过40年的发展和数十种固体发动机的成功研制，包括研究、设计、制造和试验在内的全过程在技术上已趋于成熟，主要包括发动机设计与研究、推进剂及装药工艺技术、发动机材料和工艺以及发动机质量控制、性能测试和试验技术等。发动机地面比冲达到2500N·s/kg，高空比冲2942N·s/kg，质量比0.92。
药柱设计在20世纪60年代广泛采用星形装药。70年代以来，随着装药工艺的进步，已广泛采用装填系数高、受力优良的翼柱形和伞柱形药型。内弹道及内流场研究逐步深入。由西北工业大学和四院合建的燃烧、流动和热结构国家级重点实验室，成立以来已完成80余项研究课题，开展了从燃烧室到喷管出口的二维和三维两相流动计算，尤其是对不同药型、喷管潜入区域和喷管扩张段的最佳型面设计与绝热材料烧蚀的耦合计算；含铝推进剂在燃烧室中燃烧形成的凝聚相和输运的实验观察和分析；火焰在装药翼槽、裂纹和脱粘缝隙中的传播的实验研究和理论分析；固体发动机在旋转过载和飞行中轴向、横向过载作用下推进剂燃速、绝热层烧蚀和内弹道性能所受的影响等研究课题，对提高固体发动机设计水平具有重要指导意义。固体发动机推力向量控制技术也有很大发展。早在20世纪60～70年代，球头式摆动喷管和液体二次喷射技术已得到成功应用，尔后又成功研制了各种类型的先进柔性摆动喷管，并研制了性能先进的珠承摆动喷管。
中国开发了一系列用于发动机燃烧室壳体和喷管的低合金高强度钢和超高强度钢，典型品种有25CrMnSiA、30CrMnSiA、32SiMnMoV、45CrNiMoV和D406A钢。以45CrNiMoV为例，其组成和D6AC钢相当，淬透性好，比强度高，韧性好，抗应力腐蚀性好，应用可靠，具有可高能成型、冷冲、冷旋成型和焊接等良好工艺性能（其力学性能见表3）。此外，还开发了各种性能优良的铝合金和钛合金。在高性能发动机壳体中已普遍采用高强玻璃纤维/环氧复合材料，性能和国外同类材料相近。先进复合材料也投入应用，如有机纤维和碳纤维/环氧复合材料。壳体内绝热层材料多采用丁腈和三元乙丙橡胶（EPDM）。表4列出了发动机用的丁腈绝热材料性能。
喷管喉衬材料早期多采用高强高密石墨（KS－8和T704）、钨渗铜及石墨渗硅，近年来已广泛使用碳/碳材料。多维编织碳/碳喉衬密度已达到1.9g/cm3。四院还开发了内层为碳/碳、外层为碳/Al2O3的梯度复合材料，有希望用以代替目前使用的碳/碳＋背壁绝热层叠层结构，由此可大幅度降低成本，减轻质量，提高可靠性。喷管扩张段目前多使用布带缠绕碳/酚醛和高硅氧/酚醛，已开发了各种高性能酚醛树脂，如硼酚醛和钼酚醛等。华东理工大学研制的高碳酚醛在主链或侧链上引入芳苯基、苄基或芳烷基，其炭产率、炭层强度和烧蚀性能十分优异。四院还在添加纳米碳粉方面作了研究。初步结果表明，这对提高酚醛树脂热解峰值温度、降低热解收缩率、提高热稳定性和层间剪切强度以及降低烧蚀率均有效果。
中国复合固体推进剂发展也经历了PS、PU、PBAA、CTPB和HTPB等发展阶段，当前广泛应用的是HTPB和HTPB＋HMX（RDX）系列，性能已达国际同类水平，标准理论比冲2590～2626N·s/kg，压强指数≤0.4，＋20℃下拉伸强度σm=0.8～1.0MPa，伸长率εm=50％～60％；＋70℃下εm=50％～55％；－40℃下εm=40％。中国还成功地建设了复合固体推进剂生产线，自行设计了从1L到2400L的一系列各种规格的混合机（图4为2000L立式混合机）。
同时，低特征信号HTPB推进剂已得到开发。总固体含量89％的少烟HTPB配方（5％Al，20％RDX）理论比冲2527.5N·s/kg，燃烧温度3000K，密度1.73g/cm3，燃速5～13mm/s，压强指数约0.4，和常规HTPB配方相比，羽烟中Al2O3降低72％，HCl降低24％，H2O降低28％。与此同时，中国的双基、复合改性双基和XLDB推进剂也得到重大发展。高能推进剂研究取得重要进展，理论比冲2658.7N·s/kg，小发动机实测比冲2509N·s/kg，比冲效率0.944，工艺性能和力学性能十分优异。为进一步提高推进剂性能，中国对高能量密度材料也进行了大量研究，如GAP，AND和CL－20等。
在新世纪中，中国将不断推进固体火箭发动机技术进步，继续为各种航天任务提供高性能、高可靠性和低成本的推进系统。当前小卫星的发射迫切需要提供相应的小型运载火箭的固体发动机，特别是有效载荷500kg、轨道高度500～1000km的运载火箭用固体发动机。中国还将探索进一步提高能量和发动机其它性能的途径。与此同时，中国也有意扩大相关领域的国际交流和合作，积极提供各种形式的技术服务，为人类航天事业做出更大贡献。一、前 言
中国的现代固体火箭推进技术研究起始于上个世纪50年代中期。开始阶段进行了复合固体推进剂的探索性研究，包括原材料、配方和工艺研究，成功地合成了液态聚硫橡胶，开发了真空浇注工艺，并进行了Φ65mm和Φ108mm小发动机地面试车。
1962年，中国航天科技集团公司第四研究院成立后，固体发动机研究工作全面开展。第四研究院是一家大型国有企业，一直是中国最主要的固体火箭发动机研究开发机构，下设各专业研究所和工厂，具有完整的研究、设计、生产和试验能力。迄今为止中国已飞行的航天固体发动机绝大部分由该院研制，交付飞行产品的成功率为100％，主要用于“长征”系列运载火箭的上面级和应用卫星的变轨系统。此外，四院和中国国防科技大学等单位也开发了一些探空火箭发动机。同时，中国固体火箭推进基本技术也取得了全面发展。本文根据已发表的公开文献，综述了中国航天固体火箭技术的发展。
二、探空火箭发动机
1963年，四院开始研制试验探空火箭用发动机FG－01A。该发动机直径286mm，长1780mm，总质量155kg，质量比0.77，最大推力67kN，平均推力45.1kN，燃烧室最大压强7.7MPa，平均工作压强6.6MPa，地面比冲2105N·s/kg，工作时间7.5s。燃烧室用1.8mm厚的30CrMnSiA钢板卷焊而成。推进剂为贴壁浇注型含铝聚硫橡胶，内孔六角星形药型。喷管采用渗硅高强度石墨喉衬和石棉/酚醛背衬，扩张段采用Al2O3绝热涂层。研制过程中解决了药柱裂纹和不稳定燃烧等技术问题，进行了28台地面试验，从1965年起成功地进行了6次飞行试验。该发动机的研制是中国复合推进剂固体发动机研制工作的一次成功尝试。
此后，国防科技大学等单位还分别研制了“和平”2、“和平”6和“织女”3等探空火箭的固体火箭发动机。它们的直径为161.5～255mm。特别是“织女”3两级式火箭箭长4.87m，箭重285kg，弹道顶点147km，性能有了较大提高。至90年代初这些固体探空火箭共进行了100多次发射。2000年10月20日，由第四研究院研制的“天鹰”3微重力火箭在酒泉卫星发射中心发射。“天鹰”3是一种性能先进的探空火箭，最大直径450mm，总长6.0m，总重1100kg（其中发动机重800kg，有效载荷50kg），最大飞行高度220km，可提供微重力时间约360s，微重力水平10－4g。下一步改进计划将使该火箭能携带300kg有效载荷，提供380s的微重力时间；或携带100kg有效载荷，提供510s的微重力时间。
三、运载火箭发动机
中国运载火箭典型的上面级固体火箭发动机共4种，即FG－02、FG－46、FG－47和CPKM。表1列出了这4种发动机的性能。
1967年，中国开始研制第一种人造卫星运载火箭“长征”1号，其第三级采用固体发动机，代号FG－02。该发动机燃烧室壳体采用32SiMnMoV超高强度钢，筒段壁厚2.5mm，验收压强8.34MPa。它采用聚硫推进剂，装药量1805kg，燃速6.07mm/s，密度1.742g/cm3，压强指数（n）0.3435。药柱采用尾部带锥的圆管形药型。喷管喉衬KS－8石墨，出口半角18°。研制期间成功地解决了超高强度钢的制作工艺、高空点火、发动机自旋对推进剂燃速及内弹道性能的影响、脱粘和燃烧室中Al2O3沉积等技术问题，共成功进行了19次地面试车（包括旋转试验和高空模拟试验）以及振动、冲击和运输等一系列环境试验。1970年4月24日该发动机参与中国第一颗人造地球卫星“东方红”1号的发射，获得成功。随后，该发动机还用来发射了中国第一颗科学实验卫星“实践”1号。
FG－46是“长征”2号E运载火箭的近地点发动机，又称EPKM发动机，可用来将3t有效载荷从近圆形轨道送入地球同步转移轨道，是中国目前最大的航天用固体发动机，直径1.7m，装药量5444kg。FG－46和后面介绍的FG－47及FG－23A均由中国河西公司研制。该公司在1999年8月以前一直是四院的一个分部。FG－46发动机(图1)燃烧室为玻璃钢壳体，外壁有防静电层。它采用HTPB推进剂，密度1.80g/cm3，压强指数0.4，抗拉强度≥0.9MPa，伸长率≥40％。药柱为前翼柱药型，12个翼槽均布，槽宽50mm，采用前后串装的双燃速推进剂，体积装填分数0.9。喷管使用整体毡碳/碳喉衬，冲质比1.1×105N·s/kg。研制中一些技术性能有突破，包括内弹道性能调整技术、动平衡性能、玻璃钢壳体性能与精度、总冲精度、推力线位置精度和质心位置精度等。在头两次旋转点火试验时，曾出现前封头中心顶盖穿火现象，导致试验失败。故障分析认为是由旋转状态下绝热层烧蚀增大引起。经过改进后的4发地面试验均告成功。1995年11月25日和12月25日该发动机分别将“亚星”2和“回声星”1卫星送入预定轨道。
FG－47是为“长征”2号丙运载火箭发射“铱”星而研制的，用来将“铱”星从椭圆停泊轨道转移到630km高度的圆形运行轨道。这是一种球形发动机，装药量160kg。燃烧室为30CrMnSiA钢，药柱采用410－15A HTPB推进剂，燃速6.17mm/s，密度1.8g/cm3，压强指数<0.4，室温抗拉强度≥0.8MPa，伸长率≥40％，伞柱球形药型，体积装填分数0.91。喷管喉衬为碳/碳材料，出口扩张半角15°。该发动机先后进行11次地面试车，包括高模试车和六分力试车，并进行了温度循环、低频与高频冲击、公路运输和振动等环境试验。1997年9月进行首次飞行试验，共进行7次发射，将12颗美国摩托罗拉公司的“铱”星送入轨道。
CPKM是研制中的先进发动机，用作“长征”2号丙运载火箭的近地点发动机，用于发射由中科院研制的双星。它的研制目标是高可靠性和短研制周期，采用高体积分数的前翼柱药型。燃烧室壳体将选用芳纶复合材料，EPDM内绝热层。喷管采用钛合金外壳、碳/碳喉衬和碳布－高硅氧布复合缠绕扩张段。
四、航天器用固体发动机
1975年，四院开始研制中国第一颗通信卫星“东方红”2号用的远地点发动机FG－15，随后又研制了FG－15B、FG－36和FG－23A等航天器用固体发动机，为中国卫星提供了可靠的星上动力装置。表2列出了这些发动机的主要性能。
FG－15发动机（图2）燃烧室壳体采用玻璃钢材料，推进剂为HTPB，装药量440kg，燃速7.8mm/s，压强指数0.4，密度 >1.76g/cm3，理论真空比冲3100N·s/kg，翼柱形药柱，长668mm。喷管采用双圆弧扩张段型面和碳/碳喉衬，出口扩张半角12.5°。点火装置选用适合于高空点火的硼－硝酸钾点火药，微电机式安全发火机构。研制期间解决了绝热层粘结不良和玻璃钢壳体分层等问题，还开发了试验用高精度试车架和高模试验技术，大大提高了测试精度。该发动机经过了振动、冲击、离心过载、真空检漏和铁路/公路运输等各种环境试验，共进行37次地面点火试验，于1984年开始用于“东方红”2号卫星的发射，共发射3次。
随后又开发了改型FG－15B，以适应中国实用同步通信卫星的发射要求。它的某些技术特征和FG－15基本相同，主要改进是加长了燃烧室长度，提高了装药量，各项性能参数也有所提高。该发动机4次参加“东方红”2号甲卫星的发射，全部成功，曾荣获国家颁发的产品质量金质奖。
FG－36是中国地球同步气象卫星“风云”2号的远地点发动机，1987年开始研制，外形尺寸和FG－15B有相似之处，并采用同一种推进剂，但药形、喷管型面和结构有一系列改进，使质量比从0.88提高到0.90，体积装填分数从0.88提高到0.92。喷管潜入燃烧室20％，收敛段和喉衬为一体式碳/碳材料，扩张段采用三次抛物线型面，出口半角17°，喷管效率达到0.94。该发动机连续11次地面试验成功，并通过一系列环境试验（包括辐照、雷击、静电和射频等试验），于1997年6月成功地用于“风云”2号卫星的发射，总冲偏差仅0.7％。图3是FG－36发动机简图。
FG－23A是一种球型发动机，用于中国返回式卫星返回地面过程中的减速制动。燃烧室球形壳体外径650mm，长666mm，前、后半球采用25CrMnSiA钢，壁厚2mm，壳体验收压强8.5MPa。推进剂燃速7.5mm/s，密度1.80g/cm3，理论真空比冲3035N·s/kg，玻璃化温度－55℃。药柱为灯泡伞翼柱药型，体积装填分数0.80。喷管喉衬为T704石墨材料，潜入比0.396。点火器为后部环形壳体。该发动机和其它制动发动机共计连续十多次成功地完成了卫星返回任务。
五、固体推进单项技术的发展
中国固体推进技术的发展途径和世界各国大致相同。经过40年的发展和数十种固体发动机的成功研制，包括研究、设计、制造和试验在内的全过程在技术上已趋于成熟，主要包括发动机设计与研究、推进剂及装药工艺技术、发动机材料和工艺以及发动机质量控制、性能测试和试验技术等。发动机地面比冲达到2500N·s/kg，高空比冲2942N·s/kg，质量比0.92。
药柱设计在20世纪60年代广泛采用星形装药。70年代以来，随着装药工艺的进步，已广泛采用装填系数高、受力优良的翼柱形和伞柱形药型。内弹道及内流场研究逐步深入。由西北工业大学和四院合建的燃烧、流动和热结构国家级重点实验室，成立以来已完成80余项研究课题，开展了从燃烧室到喷管出口的二维和三维两相流动计算，尤其是对不同药型、喷管潜入区域和喷管扩张段的最佳型面设计与绝热材料烧蚀的耦合计算；含铝推进剂在燃烧室中燃烧形成的凝聚相和输运的实验观察和分析；火焰在装药翼槽、裂纹和脱粘缝隙中的传播的实验研究和理论分析；固体发动机在旋转过载和飞行中轴向、横向过载作用下推进剂燃速、绝热层烧蚀和内弹道性能所受的影响等研究课题，对提高固体发动机设计水平具有重要指导意义。固体发动机推力向量控制技术也有很大发展。早在20世纪60～70年代，球头式摆动喷管和液体二次喷射技术已得到成功应用，尔后又成功研制了各种类型的先进柔性摆动喷管，并研制了性能先进的珠承摆动喷管。
中国开发了一系列用于发动机燃烧室壳体和喷管的低合金高强度钢和超高强度钢，典型品种有25CrMnSiA、30CrMnSiA、32SiMnMoV、45CrNiMoV和D406A钢。以45CrNiMoV为例，其组成和D6AC钢相当，淬透性好，比强度高，韧性好，抗应力腐蚀性好，应用可靠，具有可高能成型、冷冲、冷旋成型和焊接等良好工艺性能（其力学性能见表3）。此外，还开发了各种性能优良的铝合金和钛合金。在高性能发动机壳体中已普遍采用高强玻璃纤维/环氧复合材料，性能和国外同类材料相近。先进复合材料也投入应用，如有机纤维和碳纤维/环氧复合材料。壳体内绝热层材料多采用丁腈和三元乙丙橡胶（EPDM）。表4列出了发动机用的丁腈绝热材料性能。
喷管喉衬材料早期多采用高强高密石墨（KS－8和T704）、钨渗铜及石墨渗硅，近年来已广泛使用碳/碳材料。多维编织碳/碳喉衬密度已达到1.9g/cm3。四院还开发了内层为碳/碳、外层为碳/Al2O3的梯度复合材料，有希望用以代替目前使用的碳/碳＋背壁绝热层叠层结构，由此可大幅度降低成本，减轻质量，提高可靠性。喷管扩张段目前多使用布带缠绕碳/酚醛和高硅氧/酚醛，已开发了各种高性能酚醛树脂，如硼酚醛和钼酚醛等。华东理工大学研制的高碳酚醛在主链或侧链上引入芳苯基、苄基或芳烷基，其炭产率、炭层强度和烧蚀性能十分优异。四院还在添加纳米碳粉方面作了研究。初步结果表明，这对提高酚醛树脂热解峰值温度、降低热解收缩率、提高热稳定性和层间剪切强度以及降低烧蚀率均有效果。
中国复合固体推进剂发展也经历了PS、PU、PBAA、CTPB和HTPB等发展阶段，当前广泛应用的是HTPB和HTPB＋HMX（RDX）系列，性能已达国际同类水平，标准理论比冲2590～2626N·s/kg，压强指数≤0.4，＋20℃下拉伸强度σm=0.8～1.0MPa，伸长率εm=50％～60％；＋70℃下εm=50％～55％；－40℃下εm=40％。中国还成功地建设了复合固体推进剂生产线，自行设计了从1L到2400L的一系列各种规格的混合机（图4为2000L立式混合机）。
同时，低特征信号HTPB推进剂已得到开发。总固体含量89％的少烟HTPB配方（5％Al，20％RDX）理论比冲2527.5N·s/kg，燃烧温度3000K，密度1.73g/cm3，燃速5～13mm/s，压强指数约0.4，和常规HTPB配方相比，羽烟中Al2O3降低72％，HCl降低24％，H2O降低28％。与此同时，中国的双基、复合改性双基和XLDB推进剂也得到重大发展。高能推进剂研究取得重要进展，理论比冲2658.7N·s/kg，小发动机实测比冲2509N·s/kg，比冲效率0.944，工艺性能和力学性能十分优异。为进一步提高推进剂性能，中国对高能量密度材料也进行了大量研究，如GAP，AND和CL－20等。
在新世纪中，中国将不断推进固体火箭发动机技术进步，继续为各种航天任务提供高性能、高可靠性和低成本的推进系统。当前小卫星的发射迫切需要提供相应的小型运载火箭的固体发动机，特别是有效载荷500kg、轨道高度500～1000km的运载火箭用固体发动机。中国还将探索进一步提高能量和发动机其它性能的途径。与此同时，中国也有意扩大相关领域的国际交流和合作，积极提供各种形式的技术服务，为人类航天事业做出更大贡献。
中国的现代固体火箭推进技术研究起始于上个世纪50年代中期。开始阶段进行了复合固体推进剂的探索性研究，包括原材料、配方和工艺研究，成功地合成了液态聚硫橡胶，开发了真空浇注工艺，并进行了Φ65mm和Φ108mm小发动机地面试车。
1962年，中国航天科技集团公司第四研究院成立后，固体发动机研究工作全面开展。第四研究院是一家大型国有企业，一直是中国最主要的固体火箭发动机研究开发机构，下设各专业研究所和工厂，具有完整的研究、设计、生产和试验能力。迄今为止中国已飞行的航天固体发动机绝大部分由该院研制，交付飞行产品的成功率为100％，主要用于“长征”系列运载火箭的上面级和应用卫星的变轨系统。此外，四院和中国国防科技大学等单位也开发了一些探空火箭发动机。同时，中国固体火箭推进基本技术也取得了全面发展。本文根据已发表的公开文献，综述了中国航天固体火箭技术的发展。
二、探空火箭发动机
1963年，四院开始研制试验探空火箭用发动机FG－01A。该发动机直径286mm，长1780mm，总质量155kg，质量比0.77，最大推力67kN，平均推力45.1kN，燃烧室最大压强7.7MPa，平均工作压强6.6MPa，地面比冲2105N·s/kg，工作时间7.5s。燃烧室用1.8mm厚的30CrMnSiA钢板卷焊而成。推进剂为贴壁浇注型含铝聚硫橡胶，内孔六角星形药型。喷管采用渗硅高强度石墨喉衬和石棉/酚醛背衬，扩张段采用Al2O3绝热涂层。研制过程中解决了药柱裂纹和不稳定燃烧等技术问题，进行了28台地面试验，从1965年起成功地进行了6次飞行试验。该发动机的研制是中国复合推进剂固体发动机研制工作的一次成功尝试。
此后，国防科技大学等单位还分别研制了“和平”2、“和平”6和“织女”3等探空火箭的固体火箭发动机。它们的直径为161.5～255mm。特别是“织女”3两级式火箭箭长4.87m，箭重285kg，弹道顶点147km，性能有了较大提高。至90年代初这些固体探空火箭共进行了100多次发射。2000年10月20日，由第四研究院研制的“天鹰”3微重力火箭在酒泉卫星发射中心发射。“天鹰”3是一种性能先进的探空火箭，最大直径450mm，总长6.0m，总重1100kg（其中发动机重800kg，有效载荷50kg），最大飞行高度220km，可提供微重力时间约360s，微重力水平10－4g。下一步改进计划将使该火箭能携带300kg有效载荷，提供380s的微重力时间；或携带100kg有效载荷，提供510s的微重力时间。
三、运载火箭发动机
中国运载火箭典型的上面级固体火箭发动机共4种，即FG－02、FG－46、FG－47和CPKM。表1列出了这4种发动机的性能。
1967年，中国开始研制第一种人造卫星运载火箭“长征”1号，其第三级采用固体发动机，代号FG－02。该发动机燃烧室壳体采用32SiMnMoV超高强度钢，筒段壁厚2.5mm，验收压强8.34MPa。它采用聚硫推进剂，装药量1805kg，燃速6.07mm/s，密度1.742g/cm3，压强指数（n）0.3435。药柱采用尾部带锥的圆管形药型。喷管喉衬KS－8石墨，出口半角18°。研制期间成功地解决了超高强度钢的制作工艺、高空点火、发动机自旋对推进剂燃速及内弹道性能的影响、脱粘和燃烧室中Al2O3沉积等技术问题，共成功进行了19次地面试车（包括旋转试验和高空模拟试验）以及振动、冲击和运输等一系列环境试验。1970年4月24日该发动机参与中国第一颗人造地球卫星“东方红”1号的发射，获得成功。随后，该发动机还用来发射了中国第一颗科学实验卫星“实践”1号。
FG－46是“长征”2号E运载火箭的近地点发动机，又称EPKM发动机，可用来将3t有效载荷从近圆形轨道送入地球同步转移轨道，是中国目前最大的航天用固体发动机，直径1.7m，装药量5444kg。FG－46和后面介绍的FG－47及FG－23A均由中国河西公司研制。该公司在1999年8月以前一直是四院的一个分部。FG－46发动机(图1)燃烧室为玻璃钢壳体，外壁有防静电层。它采用HTPB推进剂，密度1.80g/cm3，压强指数0.4，抗拉强度≥0.9MPa，伸长率≥40％。药柱为前翼柱药型，12个翼槽均布，槽宽50mm，采用前后串装的双燃速推进剂，体积装填分数0.9。喷管使用整体毡碳/碳喉衬，冲质比1.1×105N·s/kg。研制中一些技术性能有突破，包括内弹道性能调整技术、动平衡性能、玻璃钢壳体性能与精度、总冲精度、推力线位置精度和质心位置精度等。在头两次旋转点火试验时，曾出现前封头中心顶盖穿火现象，导致试验失败。故障分析认为是由旋转状态下绝热层烧蚀增大引起。经过改进后的4发地面试验均告成功。1995年11月25日和12月25日该发动机分别将“亚星”2和“回声星”1卫星送入预定轨道。
FG－47是为“长征”2号丙运载火箭发射“铱”星而研制的，用来将“铱”星从椭圆停泊轨道转移到630km高度的圆形运行轨道。这是一种球形发动机，装药量160kg。燃烧室为30CrMnSiA钢，药柱采用410－15A HTPB推进剂，燃速6.17mm/s，密度1.8g/cm3，压强指数<0.4，室温抗拉强度≥0.8MPa，伸长率≥40％，伞柱球形药型，体积装填分数0.91。喷管喉衬为碳/碳材料，出口扩张半角15°。该发动机先后进行11次地面试车，包括高模试车和六分力试车，并进行了温度循环、低频与高频冲击、公路运输和振动等环境试验。1997年9月进行首次飞行试验，共进行7次发射，将12颗美国摩托罗拉公司的“铱”星送入轨道。
CPKM是研制中的先进发动机，用作“长征”2号丙运载火箭的近地点发动机，用于发射由中科院研制的双星。它的研制目标是高可靠性和短研制周期，采用高体积分数的前翼柱药型。燃烧室壳体将选用芳纶复合材料，EPDM内绝热层。喷管采用钛合金外壳、碳/碳喉衬和碳布－高硅氧布复合缠绕扩张段。
四、航天器用固体发动机
1975年，四院开始研制中国第一颗通信卫星“东方红”2号用的远地点发动机FG－15，随后又研制了FG－15B、FG－36和FG－23A等航天器用固体发动机，为中国卫星提供了可靠的星上动力装置。表2列出了这些发动机的主要性能。
FG－15发动机（图2）燃烧室壳体采用玻璃钢材料，推进剂为HTPB，装药量440kg，燃速7.8mm/s，压强指数0.4，密度 >1.76g/cm3，理论真空比冲3100N·s/kg，翼柱形药柱，长668mm。喷管采用双圆弧扩张段型面和碳/碳喉衬，出口扩张半角12.5°。点火装置选用适合于高空点火的硼－硝酸钾点火药，微电机式安全发火机构。研制期间解决了绝热层粘结不良和玻璃钢壳体分层等问题，还开发了试验用高精度试车架和高模试验技术，大大提高了测试精度。该发动机经过了振动、冲击、离心过载、真空检漏和铁路/公路运输等各种环境试验，共进行37次地面点火试验，于1984年开始用于“东方红”2号卫星的发射，共发射3次。
随后又开发了改型FG－15B，以适应中国实用同步通信卫星的发射要求。它的某些技术特征和FG－15基本相同，主要改进是加长了燃烧室长度，提高了装药量，各项性能参数也有所提高。该发动机4次参加“东方红”2号甲卫星的发射，全部成功，曾荣获国家颁发的产品质量金质奖。
FG－36是中国地球同步气象卫星“风云”2号的远地点发动机，1987年开始研制，外形尺寸和FG－15B有相似之处，并采用同一种推进剂，但药形、喷管型面和结构有一系列改进，使质量比从0.88提高到0.90，体积装填分数从0.88提高到0.92。喷管潜入燃烧室20％，收敛段和喉衬为一体式碳/碳材料，扩张段采用三次抛物线型面，出口半角17°，喷管效率达到0.94。该发动机连续11次地面试验成功，并通过一系列环境试验（包括辐照、雷击、静电和射频等试验），于1997年6月成功地用于“风云”2号卫星的发射，总冲偏差仅0.7％。图3是FG－36发动机简图。
FG－23A是一种球型发动机，用于中国返回式卫星返回地面过程中的减速制动。燃烧室球形壳体外径650mm，长666mm，前、后半球采用25CrMnSiA钢，壁厚2mm，壳体验收压强8.5MPa。推进剂燃速7.5mm/s，密度1.80g/cm3，理论真空比冲3035N·s/kg，玻璃化温度－55℃。药柱为灯泡伞翼柱药型，体积装填分数0.80。喷管喉衬为T704石墨材料，潜入比0.396。点火器为后部环形壳体。该发动机和其它制动发动机共计连续十多次成功地完成了卫星返回任务。
五、固体推进单项技术的发展
中国固体推进技术的发展途径和世界各国大致相同。经过40年的发展和数十种固体发动机的成功研制，包括研究、设计、制造和试验在内的全过程在技术上已趋于成熟，主要包括发动机设计与研究、推进剂及装药工艺技术、发动机材料和工艺以及发动机质量控制、性能测试和试验技术等。发动机地面比冲达到2500N·s/kg，高空比冲2942N·s/kg，质量比0.92。
药柱设计在20世纪60年代广泛采用星形装药。70年代以来，随着装药工艺的进步，已广泛采用装填系数高、受力优良的翼柱形和伞柱形药型。内弹道及内流场研究逐步深入。由西北工业大学和四院合建的燃烧、流动和热结构国家级重点实验室，成立以来已完成80余项研究课题，开展了从燃烧室到喷管出口的二维和三维两相流动计算，尤其是对不同药型、喷管潜入区域和喷管扩张段的最佳型面设计与绝热材料烧蚀的耦合计算；含铝推进剂在燃烧室中燃烧形成的凝聚相和输运的实验观察和分析；火焰在装药翼槽、裂纹和脱粘缝隙中的传播的实验研究和理论分析；固体发动机在旋转过载和飞行中轴向、横向过载作用下推进剂燃速、绝热层烧蚀和内弹道性能所受的影响等研究课题，对提高固体发动机设计水平具有重要指导意义。固体发动机推力向量控制技术也有很大发展。早在20世纪60～70年代，球头式摆动喷管和液体二次喷射技术已得到成功应用，尔后又成功研制了各种类型的先进柔性摆动喷管，并研制了性能先进的珠承摆动喷管。
中国开发了一系列用于发动机燃烧室壳体和喷管的低合金高强度钢和超高强度钢，典型品种有25CrMnSiA、30CrMnSiA、32SiMnMoV、45CrNiMoV和D406A钢。以45CrNiMoV为例，其组成和D6AC钢相当，淬透性好，比强度高，韧性好，抗应力腐蚀性好，应用可靠，具有可高能成型、冷冲、冷旋成型和焊接等良好工艺性能（其力学性能见表3）。此外，还开发了各种性能优良的铝合金和钛合金。在高性能发动机壳体中已普遍采用高强玻璃纤维/环氧复合材料，性能和国外同类材料相近。先进复合材料也投入应用，如有机纤维和碳纤维/环氧复合材料。壳体内绝热层材料多采用丁腈和三元乙丙橡胶（EPDM）。表4列出了发动机用的丁腈绝热材料性能。
喷管喉衬材料早期多采用高强高密石墨（KS－8和T704）、钨渗铜及石墨渗硅，近年来已广泛使用碳/碳材料。多维编织碳/碳喉衬密度已达到1.9g/cm3。四院还开发了内层为碳/碳、外层为碳/Al2O3的梯度复合材料，有希望用以代替目前使用的碳/碳＋背壁绝热层叠层结构，由此可大幅度降低成本，减轻质量，提高可靠性。喷管扩张段目前多使用布带缠绕碳/酚醛和高硅氧/酚醛，已开发了各种高性能酚醛树脂，如硼酚醛和钼酚醛等。华东理工大学研制的高碳酚醛在主链或侧链上引入芳苯基、苄基或芳烷基，其炭产率、炭层强度和烧蚀性能十分优异。四院还在添加纳米碳粉方面作了研究。初步结果表明，这对提高酚醛树脂热解峰值温度、降低热解收缩率、提高热稳定性和层间剪切强度以及降低烧蚀率均有效果。
中国复合固体推进剂发展也经历了PS、PU、PBAA、CTPB和HTPB等发展阶段，当前广泛应用的是HTPB和HTPB＋HMX（RDX）系列，性能已达国际同类水平，标准理论比冲2590～2626N·s/kg，压强指数≤0.4，＋20℃下拉伸强度σm=0.8～1.0MPa，伸长率εm=50％～60％；＋70℃下εm=50％～55％；－40℃下εm=40％。中国还成功地建设了复合固体推进剂生产线，自行设计了从1L到2400L的一系列各种规格的混合机（图4为2000L立式混合机）。
同时，低特征信号HTPB推进剂已得到开发。总固体含量89％的少烟HTPB配方（5％Al，20％RDX）理论比冲2527.5N·s/kg，燃烧温度3000K，密度1.73g/cm3，燃速5～13mm/s，压强指数约0.4，和常规HTPB配方相比，羽烟中Al2O3降低72％，HCl降低24％，H2O降低28％。与此同时，中国的双基、复合改性双基和XLDB推进剂也得到重大发展。高能推进剂研究取得重要进展，理论比冲2658.7N·s/kg，小发动机实测比冲2509N·s/kg，比冲效率0.944，工艺性能和力学性能十分优异。为进一步提高推进剂性能，中国对高能量密度材料也进行了大量研究，如GAP，AND和CL－20等。
在新世纪中，中国将不断推进固体火箭发动机技术进步，继续为各种航天任务提供高性能、高可靠性和低成本的推进系统。当前小卫星的发射迫切需要提供相应的小型运载火箭的固体发动机，特别是有效载荷500kg、轨道高度500～1000km的运载火箭用固体发动机。中国还将探索进一步提高能量和发动机其它性能的途径。与此同时，中国也有意扩大相关领域的国际交流和合作，积极提供各种形式的技术服务，为人类航天事业做出更大贡献。一、前 言
中国的现代固体火箭推进技术研究起始于上个世纪50年代中期。开始阶段进行了复合固体推进剂的探索性研究，包括原材料、配方和工艺研究，成功地合成了液态聚硫橡胶，开发了真空浇注工艺，并进行了Φ65mm和Φ108mm小发动机地面试车。
1962年，中国航天科技集团公司第四研究院成立后，固体发动机研究工作全面开展。第四研究院是一家大型国有企业，一直是中国最主要的固体火箭发动机研究开发机构，下设各专业研究所和工厂，具有完整的研究、设计、生产和试验能力。迄今为止中国已飞行的航天固体发动机绝大部分由该院研制，交付飞行产品的成功率为100％，主要用于“长征”系列运载火箭的上面级和应用卫星的变轨系统。此外，四院和中国国防科技大学等单位也开发了一些探空火箭发动机。同时，中国固体火箭推进基本技术也取得了全面发展。本文根据已发表的公开文献，综述了中国航天固体火箭技术的发展。
二、探空火箭发动机
1963年，四院开始研制试验探空火箭用发动机FG－01A。该发动机直径286mm，长1780mm，总质量155kg，质量比0.77，最大推力67kN，平均推力45.1kN，燃烧室最大压强7.7MPa，平均工作压强6.6MPa，地面比冲2105N·s/kg，工作时间7.5s。燃烧室用1.8mm厚的30CrMnSiA钢板卷焊而成。推进剂为贴壁浇注型含铝聚硫橡胶，内孔六角星形药型。喷管采用渗硅高强度石墨喉衬和石棉/酚醛背衬，扩张段采用Al2O3绝热涂层。研制过程中解决了药柱裂纹和不稳定燃烧等技术问题，进行了28台地面试验，从1965年起成功地进行了6次飞行试验。该发动机的研制是中国复合推进剂固体发动机研制工作的一次成功尝试。
此后，国防科技大学等单位还分别研制了“和平”2、“和平”6和“织女”3等探空火箭的固体火箭发动机。它们的直径为161.5～255mm。特别是“织女”3两级式火箭箭长4.87m，箭重285kg，弹道顶点147km，性能有了较大提高。至90年代初这些固体探空火箭共进行了100多次发射。2000年10月20日，由第四研究院研制的“天鹰”3微重力火箭在酒泉卫星发射中心发射。“天鹰”3是一种性能先进的探空火箭，最大直径450mm，总长6.0m，总重1100kg（其中发动机重800kg，有效载荷50kg），最大飞行高度220km，可提供微重力时间约360s，微重力水平10－4g。下一步改进计划将使该火箭能携带300kg有效载荷，提供380s的微重力时间；或携带100kg有效载荷，提供510s的微重力时间。
三、运载火箭发动机
中国运载火箭典型的上面级固体火箭发动机共4种，即FG－02、FG－46、FG－47和CPKM。表1列出了这4种发动机的性能。
1967年，中国开始研制第一种人造卫星运载火箭“长征”1号，其第三级采用固体发动机，代号FG－02。该发动机燃烧室壳体采用32SiMnMoV超高强度钢，筒段壁厚2.5mm，验收压强8.34MPa。它采用聚硫推进剂，装药量1805kg，燃速6.07mm/s，密度1.742g/cm3，压强指数（n）0.3435。药柱采用尾部带锥的圆管形药型。喷管喉衬KS－8石墨，出口半角18°。研制期间成功地解决了超高强度钢的制作工艺、高空点火、发动机自旋对推进剂燃速及内弹道性能的影响、脱粘和燃烧室中Al2O3沉积等技术问题，共成功进行了19次地面试车（包括旋转试验和高空模拟试验）以及振动、冲击和运输等一系列环境试验。1970年4月24日该发动机参与中国第一颗人造地球卫星“东方红”1号的发射，获得成功。随后，该发动机还用来发射了中国第一颗科学实验卫星“实践”1号。
FG－46是“长征”2号E运载火箭的近地点发动机，又称EPKM发动机，可用来将3t有效载荷从近圆形轨道送入地球同步转移轨道，是中国目前最大的航天用固体发动机，直径1.7m，装药量5444kg。FG－46和后面介绍的FG－47及FG－23A均由中国河西公司研制。该公司在1999年8月以前一直是四院的一个分部。FG－46发动机(图1)燃烧室为玻璃钢壳体，外壁有防静电层。它采用HTPB推进剂，密度1.80g/cm3，压强指数0.4，抗拉强度≥0.9MPa，伸长率≥40％。药柱为前翼柱药型，12个翼槽均布，槽宽50mm，采用前后串装的双燃速推进剂，体积装填分数0.9。喷管使用整体毡碳/碳喉衬，冲质比1.1×105N·s/kg。研制中一些技术性能有突破，包括内弹道性能调整技术、动平衡性能、玻璃钢壳体性能与精度、总冲精度、推力线位置精度和质心位置精度等。在头两次旋转点火试验时，曾出现前封头中心顶盖穿火现象，导致试验失败。故障分析认为是由旋转状态下绝热层烧蚀增大引起。经过改进后的4发地面试验均告成功。1995年11月25日和12月25日该发动机分别将“亚星”2和“回声星”1卫星送入预定轨道。
FG－47是为“长征”2号丙运载火箭发射“铱”星而研制的，用来将“铱”星从椭圆停泊轨道转移到630km高度的圆形运行轨道。这是一种球形发动机，装药量160kg。燃烧室为30CrMnSiA钢，药柱采用410－15A HTPB推进剂，燃速6.17mm/s，密度1.8g/cm3，压强指数<0.4，室温抗拉强度≥0.8MPa，伸长率≥40％，伞柱球形药型，体积装填分数0.91。喷管喉衬为碳/碳材料，出口扩张半角15°。该发动机先后进行11次地面试车，包括高模试车和六分力试车，并进行了温度循环、低频与高频冲击、公路运输和振动等环境试验。1997年9月进行首次飞行试验，共进行7次发射，将12颗美国摩托罗拉公司的“铱”星送入轨道。
CPKM是研制中的先进发动机，用作“长征”2号丙运载火箭的近地点发动机，用于发射由中科院研制的双星。它的研制目标是高可靠性和短研制周期，采用高体积分数的前翼柱药型。燃烧室壳体将选用芳纶复合材料，EPDM内绝热层。喷管采用钛合金外壳、碳/碳喉衬和碳布－高硅氧布复合缠绕扩张段。
四、航天器用固体发动机
1975年，四院开始研制中国第一颗通信卫星“东方红”2号用的远地点发动机FG－15，随后又研制了FG－15B、FG－36和FG－23A等航天器用固体发动机，为中国卫星提供了可靠的星上动力装置。表2列出了这些发动机的主要性能。
FG－15发动机（图2）燃烧室壳体采用玻璃钢材料，推进剂为HTPB，装药量440kg，燃速7.8mm/s，压强指数0.4，密度 >1.76g/cm3，理论真空比冲3100N·s/kg，翼柱形药柱，长668mm。喷管采用双圆弧扩张段型面和碳/碳喉衬，出口扩张半角12.5°。点火装置选用适合于高空点火的硼－硝酸钾点火药，微电机式安全发火机构。研制期间解决了绝热层粘结不良和玻璃钢壳体分层等问题，还开发了试验用高精度试车架和高模试验技术，大大提高了测试精度。该发动机经过了振动、冲击、离心过载、真空检漏和铁路/公路运输等各种环境试验，共进行37次地面点火试验，于1984年开始用于“东方红”2号卫星的发射，共发射3次。
随后又开发了改型FG－15B，以适应中国实用同步通信卫星的发射要求。它的某些技术特征和FG－15基本相同，主要改进是加长了燃烧室长度，提高了装药量，各项性能参数也有所提高。该发动机4次参加“东方红”2号甲卫星的发射，全部成功，曾荣获国家颁发的产品质量金质奖。
FG－36是中国地球同步气象卫星“风云”2号的远地点发动机，1987年开始研制，外形尺寸和FG－15B有相似之处，并采用同一种推进剂，但药形、喷管型面和结构有一系列改进，使质量比从0.88提高到0.90，体积装填分数从0.88提高到0.92。喷管潜入燃烧室20％，收敛段和喉衬为一体式碳/碳材料，扩张段采用三次抛物线型面，出口半角17°，喷管效率达到0.94。该发动机连续11次地面试验成功，并通过一系列环境试验（包括辐照、雷击、静电和射频等试验），于1997年6月成功地用于“风云”2号卫星的发射，总冲偏差仅0.7％。图3是FG－36发动机简图。
FG－23A是一种球型发动机，用于中国返回式卫星返回地面过程中的减速制动。燃烧室球形壳体外径650mm，长666mm，前、后半球采用25CrMnSiA钢，壁厚2mm，壳体验收压强8.5MPa。推进剂燃速7.5mm/s，密度1.80g/cm3，理论真空比冲3035N·s/kg，玻璃化温度－55℃。药柱为灯泡伞翼柱药型，体积装填分数0.80。喷管喉衬为T704石墨材料，潜入比0.396。点火器为后部环形壳体。该发动机和其它制动发动机共计连续十多次成功地完成了卫星返回任务。
五、固体推进单项技术的发展
中国固体推进技术的发展途径和世界各国大致相同。经过40年的发展和数十种固体发动机的成功研制，包括研究、设计、制造和试验在内的全过程在技术上已趋于成熟，主要包括发动机设计与研究、推进剂及装药工艺技术、发动机材料和工艺以及发动机质量控制、性能测试和试验技术等。发动机地面比冲达到2500N·s/kg，高空比冲2942N·s/kg，质量比0.92。
药柱设计在20世纪60年代广泛采用星形装药。70年代以来，随着装药工艺的进步，已广泛采用装填系数高、受力优良的翼柱形和伞柱形药型。内弹道及内流场研究逐步深入。由西北工业大学和四院合建的燃烧、流动和热结构国家级重点实验室，成立以来已完成80余项研究课题，开展了从燃烧室到喷管出口的二维和三维两相流动计算，尤其是对不同药型、喷管潜入区域和喷管扩张段的最佳型面设计与绝热材料烧蚀的耦合计算；含铝推进剂在燃烧室中燃烧形成的凝聚相和输运的实验观察和分析；火焰在装药翼槽、裂纹和脱粘缝隙中的传播的实验研究和理论分析；固体发动机在旋转过载和飞行中轴向、横向过载作用下推进剂燃速、绝热层烧蚀和内弹道性能所受的影响等研究课题，对提高固体发动机设计水平具有重要指导意义。固体发动机推力向量控制技术也有很大发展。早在20世纪60～70年代，球头式摆动喷管和液体二次喷射技术已得到成功应用，尔后又成功研制了各种类型的先进柔性摆动喷管，并研制了性能先进的珠承摆动喷管。
中国开发了一系列用于发动机燃烧室壳体和喷管的低合金高强度钢和超高强度钢，典型品种有25CrMnSiA、30CrMnSiA、32SiMnMoV、45CrNiMoV和D406A钢。以45CrNiMoV为例，其组成和D6AC钢相当，淬透性好，比强度高，韧性好，抗应力腐蚀性好，应用可靠，具有可高能成型、冷冲、冷旋成型和焊接等良好工艺性能（其力学性能见表3）。此外，还开发了各种性能优良的铝合金和钛合金。在高性能发动机壳体中已普遍采用高强玻璃纤维/环氧复合材料，性能和国外同类材料相近。先进复合材料也投入应用，如有机纤维和碳纤维/环氧复合材料。壳体内绝热层材料多采用丁腈和三元乙丙橡胶（EPDM）。表4列出了发动机用的丁腈绝热材料性能。
喷管喉衬材料早期多采用高强高密石墨（KS－8和T704）、钨渗铜及石墨渗硅，近年来已广泛使用碳/碳材料。多维编织碳/碳喉衬密度已达到1.9g/cm3。四院还开发了内层为碳/碳、外层为碳/Al2O3的梯度复合材料，有希望用以代替目前使用的碳/碳＋背壁绝热层叠层结构，由此可大幅度降低成本，减轻质量，提高可靠性。喷管扩张段目前多使用布带缠绕碳/酚醛和高硅氧/酚醛，已开发了各种高性能酚醛树脂，如硼酚醛和钼酚醛等。华东理工大学研制的高碳酚醛在主链或侧链上引入芳苯基、苄基或芳烷基，其炭产率、炭层强度和烧蚀性能十分优异。四院还在添加纳米碳粉方面作了研究。初步结果表明，这对提高酚醛树脂热解峰值温度、降低热解收缩率、提高热稳定性和层间剪切强度以及降低烧蚀率均有效果。
中国复合固体推进剂发展也经历了PS、PU、PBAA、CTPB和HTPB等发展阶段，当前广泛应用的是HTPB和HTPB＋HMX（RDX）系列，性能已达国际同类水平，标准理论比冲2590～2626N·s/kg，压强指数≤0.4，＋20℃下拉伸强度σm=0.8～1.0MPa，伸长率εm=50％～60％；＋70℃下εm=50％～55％；－40℃下εm=40％。中国还成功地建设了复合固体推进剂生产线，自行设计了从1L到2400L的一系列各种规格的混合机（图4为2000L立式混合机）。
同时，低特征信号HTPB推进剂已得到开发。总固体含量89％的少烟HTPB配方（5％Al，20％RDX）理论比冲2527.5N·s/kg，燃烧温度3000K，密度1.73g/cm3，燃速5～13mm/s，压强指数约0.4，和常规HTPB配方相比，羽烟中Al2O3降低72％，HCl降低24％，H2O降低28％。与此同时，中国的双基、复合改性双基和XLDB推进剂也得到重大发展。高能推进剂研究取得重要进展，理论比冲2658.7N·s/kg，小发动机实测比冲2509N·s/kg，比冲效率0.944，工艺性能和力学性能十分优异。为进一步提高推进剂性能，中国对高能量密度材料也进行了大量研究，如GAP，AND和CL－20等。
在新世纪中，中国将不断推进固体火箭发动机技术进步，继续为各种航天任务提供高性能、高可靠性和低成本的推进系统。当前小卫星的发射迫切需要提供相应的小型运载火箭的固体发动机，特别是有效载荷500kg、轨道高度500～1000km的运载火箭用固体发动机。中国还将探索进一步提高能量和发动机其它性能的途径。与此同时，中国也有意扩大相关领域的国际交流和合作，积极提供各种形式的技术服务，为人类航天事业做出更大贡献。
表1列出了这4种发动机的性能 ?
表1， 2 ， 3？？？
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好