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Journal of Projectiles, Rockets, Missiles and Guidance >

2025 , Vol. 45 >Issue 4: 523 - 529

DOI: https://doi.org/10.15892/j.cnki.djzdxb.2025.04.010

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Comprehensive Benefit Analysis of Solid Rocket Motor Combustion Chamber Shell

  • LIN Tianyi ,
  • YANG Ming ,
  • JIANG Zhen ,
  • ZHAN Dongzhi ,
  • LI Dehua
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  • Shanghai Space Propulsion Technology Research Institute, Shanghai 201109, China

Received date: 2024-05-19

  Online published: 2025-09-22

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Abstract

In order to support the selection of materials for the combustion chamber shell of solid rocket motor, an evaluation model for the effective volume, mass, mass ratio, and PV/W coefficient of the cylinder section is established based on thickness. Based on 30CrSiNiMoVA, the variation of the structural characteristics of the cylindrical shell under typical metal and non-metallic material conditions could be obtained through non quantitative derivation analysis and a fast lateral analogy method for the comprehensive benefits of typical material shells is proposed. The results indicate that when calculating various structural features, both metallic and non-metallic materials can be equivalent to the same structural form calculation formula. With the increase of pressure, the change of effective volume and mass ratio of cylinder section caused by material replacement is larger and linear,but it has little effect on the change of mass and volumetric efficiency coefficient of cylinder section; Without considering the material craftsmanship and comparing with metal materials,the use of titanium alloy and fiber materials has advantages in improving the comprehensive performance of the shell,and the advantages of fiber materials are more obvious. When using conventional aluminum alloys, it does not have advantages.

Key words： combustion chamber shell; material; thickness; comprehensive benefit

Cite this article

LIN Tianyi , YANG Ming , JIANG Zhen , ZHAN Dongzhi , LI Dehua . Comprehensive Benefit Analysis of Solid Rocket Motor Combustion Chamber Shell[J]. Journal of Projectiles, Rockets, Missiles and Guidance, 2025 , 45(4) : 523 -529 . DOI: 10.15892/j.cnki.djzdxb.2025.04.010

0 引言

随着武器的多元化发展,战术导弹对发动机结构产品的需求也呈现出多样化发展趋势。轻质、高强材料的应用对发动机结构质量特性影响也日益明显。
国内多家企业已具备多型超高强度钢规模化熔炼能力,超高强高韧化钢广泛应用于特种机械等重要领域[1-2];在高强铝合金与钛合金方面,因其比重轻、比强度高等特点,长期应用于航空航天领域[3-6];在非金属材料方面,以T800、T1000等为代表的高强碳纤维,因其特有的轻质、高强属性广泛应用于压力容器、航天器等结构件中[7-8];金帅、张国庆等[9-10]就航空、航天新材料技术发展进行了总结与展望,内容涵盖高强钢、铝合金、钛合金以及复合材料四个方面;在固体火箭发动机发展方面,武丹、马帅等[11-12]对发动机技术进行了总结,其中长度、直径、质量比等典型参数直接表征发动机整体性能;李莹新、高巨龙等[13-14]对复合材料在固体火箭发动机中应用情况进行分析总结,表明复合材料可有效提升发动机性能。
当前在中大型助推发动机领域,纤维缠绕复合壳体应用较为成熟;以战术武器为代表的中小型发动机中,复合材料壳体的应用仍处于较低水平。长径比、开口比、封头型面等结构参数、基础材料性能及工艺特性对复合材料壳体的特征系数均存在一定的影响。张佳熙等[15]对壳体接头结构进行失效分析,建立了接头受力失效分析模型;许辉、喻琳峰等[16-19]对碳纤维壳体封头进行研究,优化了封头补强结构与仿真分析方法;王立强、陈汝训等[20-22]对固体火箭发动机复合材料壳体特征系数进行研究,基于理论公式分析了壳体特征系数与结构参数间的关系。
受限于战术武器的复杂恶劣载荷,在实现发动机结构质量减重目标过程中,材料选型、结构设计等方面存在较多的不确定性,复合材料与金属材料选用必要性不足,材料应用存在多方案并行验证等问题,直接影响发动机的综合性能提升。为满足中小型固体火箭发动机方案阶段多方案对比需求,支撑研制初期发动机综合性能对比与方案优选,文中以传统超高强度钢、轻合金、纤维类非金属为切入点,以内压条件为载荷输入,开展典型材料设计条件下的筒段壳体结构参数对比,以期为战术武器类固体火箭发动机燃烧室壳体材料选型提供参考。

1 壳体结构参数

如图1所示,典型固体火箭发动机燃烧室壳体包括筒段、封头、裙等部分,其中筒段部分直接影响壳体综合性能,在常规结构设计中复合材料壳体与金属壳体裙与封头在结构形式上基本一致,且对应结构质量不随筒段长度变化而改变,壳体筒段结构质量占比随着壳体长径比的增加出现明显提升,尤其是壳体长径比达到3以上时,筒段结构特征直接影响壳体的综合性能。文中选取固体火箭发动机燃烧室筒段壳体性能表征参数进行研究,包括壁厚h、有效容积V、结构质量与PV/W系数等。
图1 壳体结构示意图

Fig.1 Schematic diagram of shell structure

根据网格理论及第一强度理论分别开展复合材料壳体与金属材料壳体的壁厚计算,通过单位长度有效容积,结构质量计算,获得筒段壳体PV/W系数与质量比评估公式[23]。

1.1 壁厚计算

对于复合材料壳体,在网格理论及应力平衡假定前提下[21-22],其壁厚计算公式为:
hF= ( 2 k s + 1 ) 4 k s σ f b V fKsafePmaxD
式中:D为壳体外径;Pmax为最大设计压强;Ksafe为设计安全系数;ks为应力平衡系数;σfb为纤维许用强度;Vf为纤维体积含量。
对于钢制壳体,其壁厚计算公式为:
hS= P m a x D 2.3 [ σ ] + P m a x+Δ
式中:Δ为工艺减薄量;[σ]为材料许用强度。
为便于对比壳体典型参数变化特征,评估壳体综合效益,在复合材料壳体壁厚估算过程中应力平衡系数Ks对于碳纤维一般为0.75~0.85[14],纤维体积含量Vf一般为0.6~0.62,安全系数Ksafe取1.3~1.5,根据设计经验取Ks=0.75、Vf=0.6、Ksafe=1.3对上述复合材料壳体计算公式进行简化。
对于常规固体火箭发动机,通常Pmax≤30 MPa,当材料为超高强度钢时,其许用强度一般[σ]≥800 MPa,则有2.3[σ]远大于Pmax(占比约1%~1.6%),(2.3[σ]+Pmax)中忽略Pmax作用,对钢制壳体计算公式进行简化。则复合材料壳体、钢制壳体壁厚为:
h F ≈ 1.805 σ f b P m a x D h S ≈ 1 2.3 [ σ ] P m a x D
由壁厚计算公式可知,在不考虑材料工艺性及最薄成型能力情况下,燃烧室壳体壁厚无论使用金属材料还是非金属材料,与壳体最大设计压强及直径呈线性正相关,与材料许用强度呈倒数负相关。

1.2 有效容积与装药量

为评估筒段壳体单位长度有效容积情况,根据壁厚计算公式分别对复合材料壳体、钢制壳体有效容积进行计算。
壳体筒段单位长度有效容积可由壳体内外径差计算,其表达式为:
V= π ( D - 2 h ) 2 4ΔL
式中ΔL为壳体筒段单位长度。
对于复合材料壳体与钢制壳体,则有
V F ≈ π D 2 Δ L 4 1 - 7.22 σ f b P m a x V S ≈ π D 2 Δ L 4 1 - 4 2.3 [ σ ] P m a x
取推进剂密度ρgr为1.78 g/cm3(经验值),则有推进剂装药量为:
m g r , F ≈ 1.78 π D 2 Δ L 4 1 - 7.22 σ f b P m a x m g r , S ≈ 1.78 π D 2 Δ L 4 1 - 4 2.3 [ σ ] P m a x
由筒段壳体有效容积计算公式及推进剂质量计算公式可知,燃烧室壳体无论使用金属材料还是非金属材料,壳体有效容积(装药量)与最大设计压强呈线性负相关,与材料许用强度呈倒数正相关,与筒段直径呈指数正相关。

1.3 结构质量

为评估筒段壳体单位长度结构质量情况,根据壁厚计算公式分别对复合材料壳体、钢制壳体结构质量进行计算。
壳体筒段单位长度结构质量也可由壳体内外径差计算,具体公式为:
W=π D 2 - ( D - 2 h ) 2 4ΔLρ
式中ρ为材料密度。
对于复合材料壳体与钢制壳体,则有
W F ≈ π D 2 Δ L 4 7.22 σ f b ρ F P m a x W S ≈ π D 2 Δ L 4 4 2.3 [ σ ] ρ S P m a x
由筒段壳体结构质量计算公式可知,燃烧室壳体无论使用金属材料还是非金属材料,壳体的结构质量与最大设计压强呈线性正相关,与材料许用强度呈倒数负相关,与筒段直径呈指数正相关。

1.4 PV/W系数

对于壳体综合效率系数PV/W,则有
ξ=0.1 P b V W= 0.1 P b ρ 1 1 1 - 2 h D 2 - 1
式中Pb为爆破压强。
对于复合材料壳体与钢制壳体,则有
ξ F ≈ 0.1 P b ρ F σ f b 7.22 P m a x - 1 ξ S ≈ 0.1 P b ρ S 2.3 [ σ ] 4 P m a x - 1
由筒段壳体PV/W系数计算公式可知,燃烧室壳体无论使用金属材料还是非金属材料,筒段壳体PV/W系数与最大设计压强呈负相关,与材料许用强度呈正相关,与筒段直径无关。

1.5 质量比

根据发动机总体计算公式可知,发动机质量比为推进剂质量与总质量之比[24],则有
λ= m g r m T= m g r m g r + W + Δ m
式中:mgr为推进剂质量;Δm为壳体筒段单位长度内绝热层、衬层、粘接剂等其余质量总和。
假定在有效空间内实现推进剂最大装填,有效容积V均装填推进剂,不考虑绝热层等空间使用,取Δm=0。
对于复合材料壳体与钢制壳体,则有
λ F ≈ 1 1 + 4.057 ρ F σ f b P m a x - 7.22 λ S ≈ 1 1 + 0.977 ρ S [ σ ] P m a x - 1.74
由筒段壳体质量比计算公式可知,燃烧室壳体无论使用金属材料还是非金属材料,筒段壳体质量比与最大设计压强呈负相关,与材料许用强度呈正相关,与筒段直径无关。

2 典型材料对比

常见的固体火箭发动机燃烧室壳体用材料如表1所示,其中对于金属材料许用强度取材料屈服强度;对于非金属材料,许用强度取纤维强度的80%(经验值),表中材料强度为纤维强度;对于纤维/环氧材料密度,取纤维体积含量为60%,树脂密度为1.28 g/cm3(经验值)。
表1 物性参数

Table 1 Physical properties

Material σ/MPa [σ]/MPa ρ/(g/cm3)
30Cr3SiNiMoVA 1 700 1 370 7.80
30CrMnSiA 1 080 835 7.85
TC4 895 825 4.43
TC11 1 030 900 4.53
7075 AL 550 440 2.85
T700/EP 4 900 3 920 1.59
T800/EP 5 900 4 720 1.59
T1000/EP 6 400 5 120 1.59
PBO-HM/EP 5 800 4 640 1.45

2.1 壁厚

在同等压强Pmax、同等直径D设计条件下,采用纤维/树脂材料设计的壳体壁厚与金属材料设计的壳体壁厚存在如下关系:
h F - h S h S=4.15 [ σ ] σ f b-1
对于典型材料,在同等压强Pmax、同等直径D条件下,以30Cr3SiNiMoVA材料设计壁厚为基准进行比例系数计算,结果如图2所示。
图2 筒段厚度变化百分比(典型材料)

Fig.2 Percentage change in thickness (typical material)

由图2可见,采用30Cr3SiNiMoVA材料时厚度最薄,采用表中纤维材料时均厚于30Cr3SiNiMoVA,但均薄于表中其余金属材料,其中铝合金厚度增加最为明显,可达211%。

2.2 有效容积

在同等压强Pmax、同等直径D设计条件下,装药空间变化百分比可表示为:
V F - V S V S= 1 - 7.22 σ f b P m a x 1 - 1.74 [ σ ] P m a x-1
对于典型材料,在同等直径D条件下,以30Cr3SiNiMoVA材料为基准,分别计算对应压强Pmax下筒段有效空间变化情况,结果如图3所示。
图3 筒段有效空间变化百分比(典型材料)

Fig.3 Percentage change in effective space (typical material)

由图3可见,壳体采用30Cr3SiNiMoVA材料时其筒段有效容积最大,采用表中纤维材料时均少于30Cr3SiNiMoVA,但均多于表中其余金属材料;随着压强的增加对于筒段壳体由材料替换引起的有效空间变化越大,可近似为线性变化趋势。

2.3 结构质量

在同等压强Pmax、同等直径D设计条件下,结构质量变化百分比可表示为:
W F - W S W S=4.15 ρ F ρ S [ σ ] σ f b-1
对于典型材料,在同等直径D条件下,以30Cr3SiNiMoVA材料为基准,分别计算对应压强Pmax下筒段有效空间变化情况,结果如图4所示。
图4 筒段结构质量变化百分比(典型材料)

Fig.4 Percentage change in structural weight (typical material)

由图4可见,壳体采用30CrMnSiA材料时其筒段结构质量较30Cr3SiNiMoVA材料有明显的增加约64%,采用钛合金时结构质量有一定程度减少,仅为6%~12%,采用铝合金时会存在一定程度的增加11%~13%,采用纤维/树脂体系时减重可达70%~77%;压强对于筒段壳体由材料替换引起质量变化影响极小,可以忽略。

2.4 PV/W系数

在同等压强Pmax设计条件下,结构筒段容积效率系数变化百分比可表示为:
ξ F - ξ S ξ S= ρ S ρ F σ f b 7.22 P m a x - 1 2.3 [ σ ] 4 P m a x - 1-1
由图5可见,20 MPa下壳体采用30CrMnSiA材料时其筒段容积效率系数下降明显可达40.2%,采用7075铝合金时质量比也有所下降约15.7%,采用钛合金时略有升高约4.7%(TC4)与12%(TC11),采用纤维时有筒段质量比有明显的升高,可达235%~340%;压强对于筒段壳体由材料替换引起的容积效率变化影响极小,可以忽略。
图5 筒段容积效率系数变化百分比(典型材料)

Fig.5 Percentage change in PV/W (typical material)

2.5 质量比

在同等压强Pmax、以及相同推进剂条件下,结构质量比变化百分比变化可表示为:
λ F - λ S λ S= 1 + 0.977 ρ S [ σ ] P m a x - 1.74 1 + 4.057 ρ F σ f b P m a x - 7.22
由图6可见,20 MPa下壳体采用30CrMnSiA材料时其筒段质量比下降明显可达6.3%,采用7075铝合金时质量比也有所下降约1.7%,采用钛合金时略有升高约0.5%(TC4)与1.1%(TC11),采用纤维时有筒段质量比有明显的升高,可达7.6%~8.5%;随着压强的增加对于筒段壳体由材料替换引起的筒段质量比变化越大,可近似为线性变化趋势。
图6 筒段质量比变化百分比(典型材料)

Fig.6 Percentage change in mass fraction(typical material)

2.6 综合对比

以30Cr3SiNiMoVA为基准,在相同内压与筒段直径条件下,对标其余典型金属材料与非金属材料,通过计算与化简,可得其余材料与30Cr3SiNiMoVA在厚度、有效容积、结构质量、质量比、PV/W系数等比例关系如表2所示。
表2 典型参数比例系数

Table 2 Typical parameter proportion coefficient

Material h W PV/W V λ
30Cr3SiNiMoVA 1 1 1 1 1
30CrMnSiA 1.64 1.645 0.599 1-0.824×10-3Pmax 1-3.078×10-3Pmax
TC4 1.66 0.940 1.048 1-0.849×10-3Pmax 1+0.218×10-3Pmax
TC11 1.52 0.881 1.121 1-0.672×10-3Pmax 1+0.527×10-3Pmax
7075 AL 3.11 1.124 0.848 1-2.679×10-3Pmax 1-0.875×10-3Pmax
T1000/EP 1.11 0.226 4.408 1-0.143×10-3Pmax 1+4.205×10-3Pmax
T800/EP 1.20 0.245 4.057 1-0.265×10-3Pmax 1+4.082×10-3Pmax
T700/EP 1.45 0.295 3.355 1-0.581×10-3Pmax 1+3.761×10-3Pmax
PBO-HM/EP 1.22 0.228 4.372 1-0.292×10-3Pmax 1+4.192×10-3Pmax
表2提供了一种燃烧室壳体结构设计时材料选择评估方法,以30Cr3SiNiMoVA为基准实现其他材料选型时的壳体参数快速对比。
结合上述结果可见,采用金属材料与非金属材料特征参数计算公式均可表达为相同形式。有效容积及质量比可表达为与最大设计压强相关的线型比例系数。

3 结论

经过对比分析可得如下结论:
1)在计算各类结构特征时,选用金属材料与非金属材料均可等效为相同结构形式计算公式,两者无明显差异;
2)随着压强的增加由材料替换引起的筒段有效容积及质量比变化越大呈线性变化趋势,但对筒段壳体质量及容积效率系数变化影响极小,无明显变化;
3)在不考虑材料工艺性前提下,相较于金属材料,使用钛合金及纤维材料在提升壳体综合性能方面具有优势,且纤维材料优势更明显,选用常规铝合金时不具有优势;
4)在固体火箭发动机燃烧室壳体结构设计时,选用不同典型材料可参考表2进行快速对比,其中壁厚、结构质量及PV/W系数均可表达为常数比例系数,有效容积及质量比可表达为与最大设计压强相关的线型比例系数。
固体火箭发动机燃烧室壳体在设计时可能存在复杂载荷(过载、疲劳、气动热等)综合作用的影响,同时也受限于成本,实际设计时应综合评估,以期发动机燃烧室壳体性能满足总体指标要求。

References

Publishing order | Descend order by publishing year | Descend order by cited within
[1]
王飞, 李建新, 张玉春. 抚顺特钢高强钢及超高强度钢发展现状[J]. 特殊钢, 2021, 42(5): 30-35.

WANG F, LI J X, ZHANG Y C. Development status for high-strength steel and ultra-high strength steels at Fushun Special Steel[J]. Special Steel, 2021, 42(5): 30-35.

[2]
罗海文, 沈国慧. 超高强高韧化钢的研究进展和展望[J]. 金属学报, 2020, 56(4): 494-512.

DOI

LUO H W, SHEN G H. Progress and perspective of ultra-high strength steels having high toughness[J]. Acta Metallurgica Sinica, 2020, 56(4): 494-512.

DOI

[3]
熊柏青, 闫宏伟, 张永安, 等. 我国航空铝合金产业发展战略研究[J]. 中国工程科学, 2023, 25(1): 88-95.

DOI

XIONG B Q, YAN H W, ZHANG Y A, et al. Development strategy for the aviation-grade aluminum alloy industry in China[J]. Strategic Study of CAE, 2023, 25(1): 88-95.

DOI

[4]
李志强, 焦燏烽, 刘小蔚. 7系高强铝合金力学性能研究现状及发展趋势[J]. 建筑结构, 2023, 53(S2): 1215-1221.

LI Z Q, JIAO Y F, LIU X W. Research status and development trends of mechanical performance of 7-series high strength aluminum alloy[J]. Building Structure, 2023, 53(S2): 1215-1221.

[5]
李鸿举, 刘时兵, 赵军, 等. 高强高韧钛合金研究现状与进展[C]// 中国机械工程学会, 铸造行业生产力促进中心. 2023中国铸造活动周论文集. [出版地不详: 出版者不详], 2023: 12-19.

LI H J, LIU S B, ZHAO J, et al. Status and progress of research on high-strength titanium alloys[C]// Foundry Productivity Promotion Center, Chinese Mechanical Engineering Society. Collection of Essays on China Foundry Week 2023. [S.l.:s.n.], 2023: 12-19.

[6]
周宗熠, 相志磊, 马小昭, 等. 高强β钛合金的发展现状与强化方法[J]. 北京工业大学学报, 2024, 50(5): 620-631.

ZHOU Z Y, XIANG Z L, MA X Z, et al. Development status and strengthening methods of high-strength β-titanium alloys[J]. Journal of Beijing University of Technology, 2024, 50(5): 620-631.

[7]
彭公秋, 李国丽, 石峰晖, 等. 第三代聚丙烯腈基碳纤维发展现状与分析[J]. 化工新型材料, 2023, 51(S2): 65-70.

PENG G Q, LI G L, SHI F H, et al. Development status and suggestion of the third generation PAN-based carbon fiber[J]. New Chemical Materials, 2023, 51(S2): 65-70.

[8]
张殿波, 白金旺, 钟蔚华, 等. 聚对苯撑苯并二噁唑纤维共聚改性研究进展[J]. 现代纺织技术, 2024, 32(11): 123-133.

ZHANG D B, BAI J W, ZHONG W H, et al. Research progress on copolymerization modification of Poly (p-phenylene benzobisoxazole) fibers[J]. Advanced Textile Technology, 2024, 32(11): 123-133.

[9]
金帅, 罗丹青, 刘永华, 等. 航空新材料研究进展及发展趋势探析[J]. 机电产品开发与创新, 2023, 36(4): 29-33.

JIN S, LUO D Q, LIU Y H, et al. Research progress and development of new aviation materials[J]. Development & Innovation of Machinery & Electrical Products, 2023, 36(4): 29-33.

[10]
张国庆, 滕超逸. 航空航天先进结构材料技术现状及发展趋势[J]. 航空材料学报, 2024, 44(2): 1-12.

DOI

ZHANG G Q, TENG C Y. Current status and development trend of advanced structural materials technology in aerospace field[J]. Journal of Aeronautical Materials, 2024, 44(2): 1-12.

DOI

[11]
武丹, 陈文杰, 司学龙, 等. 大型固体火箭发动机发展趋势及关键技术分析[J]. 武汉大学学报(工学版), 2021, 54(2): 102-107.

WU D, CHEN W J, SI X L, et al. Research on development trend and key technologies of large solid rocket motor[J]. Engineering Journal of Wuhan University 2021, 54(2): 102-107.

[12]
马帅, 郭健鑫, 周磊, 等. 固体火箭发动机技术发展综述[J]. 火箭推进, 2023, 49(2): 1-14.

MA S, GUO J X, ZHOU L, et al. Review on technology development of solid rocket motor[J]. Journal of Rocket Propulsion, 2023, 49(2): 1-14.

[13]
李莹新, 莫纪安, 王秀云, 等. 固体火箭发动机壳体复合材料研究进展[J]. 航天制造技术, 2020(4): 65-69.

LI Y X, MO J A, WANG X Y, et al. Progress of composite for solid rocket motor case[J]. Aerospace Manufacturing Technology, 2020(4): 65-69.

[14]
高巨龙, 于锦生. 复合材料发动机壳体在航天运载中的应用[J]. 纤维复合材料, 2005(3): 53-54.

GAO J L, YU J S. Application of composite motor case in space carrier rocket[J]. Fiber Composites, 2005(3): 53-54.

[15]
张佳熙, 史宏斌, 丁文辉, 等. 固体火箭发动机复合材料壳体铝合金接头失效有限元分析[J]. 固体火箭技术, 2024, 47(2): 269-277.

ZHANG J X, SHI H B, DING W H, et al. Finite element analysis of aluminum joint failure in composite case of solid rocket motor[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2024, 47(2): 269-277.

[16]
许辉. 固体火箭发动机复合材料壳体封头精细化补强机理研究[D]. 合肥: 合肥工业大学, 2022.

XU H. Study on the mechanism of dome reinforcement based on refinement modelling for composite solid rocket motor cases[D]. Hefei: Hefei University of Technology, 2022.

[17]
喻琳峰, 任全彬, 张爱华, 等. 某大型固体发动机T800碳纤维壳体封头结构仿真分析和优化设计[J]. 固体火箭技术, 2023, 46(4): 611-620.

YU L F, REN Q B, ZHANG A H, et al. Simulation analysis and optimization design od domestic T800 carbon fiber composite case dome of a large-scale SRM[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2023, 46(4): 611-620.

[18]
PARK J S, HONG C S, KIM C G, et al. Analysis of filament wound composite structures considering the change of winding angles through the thickness direction[J]. Composite Structures, 2002, 55(1): 63-71.

[19]
SEBER G, BAKER M L, ROUGHEN K, et al. A process for shape optimization of filament wound pressure vessels: AIAA 2006-6931[R]. Reston: AIAA, 2006.

[20]
王立强, 史佳伟, 张佳熙. 固体火箭发动机复合材料壳体特征系数研究[J]. 固体火箭技术, 2022, 45(6): 838-843.

WANG L Q, SHI J W, ZHANG J X. Study on performance factor of solod rocket motor composite case[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2022, 45(6): 838-843.

[21]
陈汝训. 纤维缠绕壳体的应力平衡系数和圆筒缠绕角[J]. 固体火箭技术, 2009, 32(6): 677-679.

CHEN R X. Stress equilibrium factor and the cylinder wound angle of the filament-wound case[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2009, 32(6): 677-679.

[22]
陈汝训. 纤维缠绕壳体设计的网格分析方法[J]. 固体火箭技术, 2003, 26(1): 30-32.

CHEN R X. Netting analysis method for the filament-wound case design[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2003, 26(1): 30-32.

[23]
MORRIS E. Composite fiber/metal pressure vessels for pro-pulsion systems: AIAA 83-1329[R]. Reston: AIAA, 1983.

[24]
鲍福廷, 侯晓. 固体火箭发动机设计[M]. 北京: 中国宇航出版社, 2016: 13-14.

BAO F T, HOU X. Solid rocket motor design[M]. Beijing: China Aerospace Publishing House, 2016: 13-14.

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