前言
随着人类太空活动需求的日益扩张，太空活动的区域逐渐从近地空间向深空拓展。
随着大陆航天事业的发展，月球探测、火星探测、空间站建设以及载人航天任务等持续推进，迫切需要发展大型/重型运载火箭，而影响大型/重型运载火箭研制进度的主要原因是火箭发动机动力不足。
固体火箭发动机推力大、推重比高、结构简单，在降低重力损失、提升质量比方面具有较大优势，已广泛应用于航天运载领域。
例如，美国航天飞机、空间发射系统（spacelaunchsystem，SLS）运载火箭均采用了大推力固体火箭发动机，提升了运载能力，有效降低了系统复杂性。
大型固体火箭发动机（solidrocketmotor,SRM)是大型/重型运载的高性能动力装置，是实现大型/重型运载的一种核心技术途径。
目前，美国、欧洲均已实现直径3m以上、推力数百吨至千吨级大型固体火箭发动机的工程应用，印度直径3.2m、推力500t级固体火箭助推器（solidrocketbooster，SRB）也已成功试飞。
而大陆先进大推力固体火箭发动机起步晚，基础还较为薄弱，与国外差距显著。为推动大陆航天事业发展、提升火箭运载能力，迫切需要开展先进大型固体火箭发动机技术研究，追赶世界先进水平。
一、火箭发动机研究
（一）分段式固体火箭发动机
国内从“十一五”期间全面开展了分段式固体火箭发动机技术攻关，2010年初成功完成了国内首台1m直径分段式固体火箭发动机地面热试车，2016年完成首台直径3m、2段式、钢壳体固体火箭发动机热试车。
2020年12月，完成直径3.2m、3分段、钢壳体固体火箭发动机地面热试车，进一步验证了大陆大型分段式固体火箭发动机关键技术（如图1、2所示）。
图1 印度S-200固体火箭发动机
图2 直径3.2m、3分段固体火箭发动机
（二）整体式固体火箭发动机
在以快舟系列火箭为代表的商业航天引领下，大陆近年来大型整体式固体火箭发动机发展迅速。
2016年，KZ-11运载火箭一级发动机地面试车成功，发动机直径2.2m，是当时大陆尺寸最大、推力最大的复合材料壳体固体火箭发动机（如图3、4所示）。
2019年，直径2.6m、装药量71t的固体火箭发动机试车成功。同年，航天三江自主研发的推力500t级大型固体火箭发动机地面试车成功，这标志着大陆大推力、高质量比整体式固体火箭发动机关键技术取得重要突破。
图3 直径2.2m大型整体式固体火箭发动机1
图4 直径2.2m大型整体式固体火箭发动机2
二、发展趋势
本文总结世界各主要航天强国在大推力固体火箭发动机方面的研制历程，大型固体火箭发动机呈现出如下技术特点和发展趋势：
（一）大型固体火箭发动机直接用作运载火箭芯级受到各国重视
将大型固体火箭发动机用作运载火箭芯级可有效减少发动机的并联数，进而可提高大型运载火箭的可靠性。因此，作为大型重型运载火箭发展途径之一，芯级使用固体火箭发动机逐渐受到各航天强国的重点关注。
目前已经投入使用大中型运载火箭芯级的固体火箭发动机为欧洲的“织女星”运载火箭、日本M-V运载火箭、印度PSLV运载火箭等。国外其他已规划论证的大型固体运载火箭主要包括美国战神-1运载火箭、NGL系列运载火箭等。
其中，NGL是由美国科学轨道公司（2017年该公司被诺斯罗普·格鲁曼公司收购）为美国空军研制的一型面向大中型有效载荷发射的固体运载火箭，规划为起飞推力600t和1000t量级的2种型号，均采用二级固体动力加一级液体动力的三级构型（见图5）。
图5 美国NGL固体运载火箭
（二）为满足未来运载火箭发展，大推力固体火箭
发动机的规模不断增大随着设备能力的提升以及更高运载能力的需求，发展更大直径的固体火箭发动机也被提上日程。美国国家航空航天局在《2015技术路线图草案》中计划在2030年前发展直径4m的复合材料壳体火箭发动机，实现推力达到2000t的目标要求，并降低惰性质量和成本。
欧洲在“ELV2020”计划中提出了一种装药量500t级大型固体火箭发
动机方案（P500），该发动机采用碳纤维壳体、HT‑PB推进剂和柔性喷管，直径4.6m、长度25m、推进剂质量450t、真空比冲2744N·s/kg、惰性质量30.0t。
（三）整体式固体火箭发动机发展取代分段式固
体火箭发动机趋势明显分段式固体火箭发动机通过中间段增加可实现大吨位装药，进而实现发动机的大推力和运载能力的提升。但是，分段对接的结构使得分段式固体火箭发动机面临质量比低、工艺设备要求高等问题。
整体式固体火箭发动机无需解决分段对接、绝热对接等技术难题，在可靠性、质量比、制造成本等方面优势明显。基于此，日本H-2A运载火箭在H-2运载火箭基础上，采用装药量66t、质量比为0.86的整体式固体火箭发动机取代H-2运载火箭装药量59t、质量比为0.84的分段式固体火箭发动机。
“阿里安6”运载火箭最终方案也是采用整体式P120C固体火箭发动机取代“阿里安5”的分段式固体助推器P230。
（四）复合材料结构件在大型固体火箭发动机的应用日益广泛
随着高性能复合材料的发展，将具有高比强度、比模量的复合材料应用于固体火箭发动机壳体或喷管可显著提升发动机的性能和质量比。改进型固体火箭发动机采用IM-7石墨纤维/环氧复合材料壳体，可使运载火箭的有效载荷能力增加25%以上。
升级版SLS助推器使用复合材料代替钢制外壳，相较于目前的助推器成本降低40%、可靠性增加24%，可使SLS的有效载荷发射能力从130t提升至150t。P80发动机使用碳纤维缠绕壳体，相较于其他3m级钢壳体固体火箭发动机，质量比有较大提升，达到0.923。
基于复合缠绕壳体的优点，阿里安特技术系统公司新研的用于美国NGL的Castor-300、600、1200三型固体火箭发动机，欧洲新研的P120C发动机以及大陆正在研制的KZ-11运载火箭固体火箭发动机均采用复合材料壳体。复合材料壳体的应用已成为国际研究和开发应用的主要方向。
三、关键技术
在大型固体火箭发动机领域，大陆与世界先进水平有明显差距，尤其是千吨级推力固体火箭发动机的缺乏严重制约了大陆月球探测、火星探测以及载人航天任务等重大工程项目的开展。
为满足大型/重型运载火箭对固体动力的需求，发展大型固体火箭发动机，急需开展大型固体火箭发动机总体设计技术、大尺寸复合材料壳体技术、长时间大流量喷管技术、大型固体火箭发动机检测及试验技术等关键技术研究。
（一）大推力固体火箭发动机总体技术
固体火箭发动机主要由推进剂药柱、燃烧室壳体、喷管和点火装置等组成。随着直径的增加，固体火箭发动机研制难度将呈几何倍数上升。
减轻大型固体火箭发动机系统的结构重量、提高其质量比，实现发动机的总体优化，对于提升火箭的运载能尤为重要和迫切。
大型固体火箭发动机的参数优化不仅需要根据火箭弹道特点确定发动机的最优工作压强、喷管喉径、扩张比等参数，还需基于现有制造水平，考虑各组件设计方案的可实现性。
（二）大吨位装药技术
为了解决大吨位装药难题，国际上大型固体火箭发动机普遍采用壳体分段技术，主要是将燃烧室分为若干段，每段燃烧室独立浇注，最终通过模块化组合装配，实现有限直径内大装药、大推力的技术需求。
但是，分段技术仍然无法避免推进剂大吨位连续混合、搅拌、一次浇注、成型和大尺寸装药芯模制造、脱模等难题。同时，在控制大肉厚药柱应力释放、包覆层无损检测方面也存在很大的难度。
美国SLS助推器SRB每段装药量都突破了100t，欧洲P120C发动机一次装药量更是达到了142t，而大陆目前一次装药能力仅70t级，仍有一定差距。
在短期内发展大陆大型固体火箭发动机，必须要进行装药技术创新，突破目前设备能力限制。创新装药技术可以从设计入手，在现有设备能力基础上，通过创新装药形式实现大吨位装药。
（三）大尺寸碳纤维壳体技术
复合材料具有各向异性、不连续性、不均匀性和本构关系非线性等一系列的力学特点，这使得复合材料的力学问题与均匀、连续、各向同性的材料相比要复杂得多。
纤维缠绕壳体力学特性与原材料性能、结构设计、制造工艺等因素有关，设计时应综合考虑。同时，随着纤维缠绕壳体尺寸增加，现有工艺中的技术难点成为技术瓶颈，制约着壳体生产的可实现性，需重点解决缠绕芯模技术、碳纤维原材料供应问题、复合裙制备及一致性问题、接头制造及模压工艺等问题。
（四）长时间大流量喷管技术
大型固体火箭发动机的喷管结构尺寸大且工作时间长（一般在百秒以上），喷管内型面要承受高压、高温、高速气流的作用，喷管的设计和制造是一个特别突出的难题。
此外，随着结构尺寸的增加，大型固体火箭发动机喉径较大，喉衬成型工艺对喉衬的力学和烧蚀性能影响较大，在生产中存在化学气象沉积周期长、喉衬内部及表面性能差异大等缺点。需要针对上述问题开展大尺寸喷管设计、成型及工艺可行性研究。
（五）大推力固体火箭发动机检测与试验技术
复合材料壳体的大型固体火箭发动机直径大、壳体壁厚大、装药肉厚大，目前暂无设备可用于复合材料壳体及装药后的界面无损检测。
对此，可借鉴固体火箭发动机健康监测系统，将传感器内嵌于火箭发动机壳体、装药等部件中，跟踪各部件生产、储存、工作情况，实时监测发动机界面状况。在试验方面，对推力200t以上试验测试技术方面研究较少。
随着大陆大型固体火箭发动机的研制，需要开展大推力试车台建设及大推力高精度试验技术研究，满足大推力火箭发动机地面试验推力测量需求。
总结
航天发展、动力先行。大型固体火箭发动机是实现大型/重型运载的一种核心技术途径。
本文总结了国内外主要运载火箭采用的大型固体火箭发动机的发展现状，分析了大型固体火箭发动机的性能变化和技术特点，综述了未来大型固体火箭发动机的发展趋势，阐述了影响大型固体火箭发动机发展的关键技术。
通过对大型固体火箭发动机发展的研究和关键技术的梳理，提出大型固体火箭发动机的发展建议，为大陆大型固体火箭发动机的研发提供参考。