固体火箭发动机壳体用材料综述
T1000 级碳纤维及其复合材料研究与应用进展
摘要本文介绍了T1000 级碳纤维的发展历程，综述了T1000 级碳纤维及其复合材料的研究及应用情况，指出了国产T1000 级碳纤维应用研究需要关注的问题。
1引言碳纤维是一种碳元素组成占总质量90％以上，具有高强度、高模量、耐高温等优点的纤维材料。
最早可追溯至18 世纪的爱迪生和斯旺，1959年日本首先发明了聚丙烯腈（PAN）基碳纤维，而当下碳纤维的核心技术和产能被日本、美国以及一些欧洲发达国家和地区掌控。
T1000 级碳纤维作为碳纤维中的高端产品，在航空航天领域有着极大的用途。
高性能碳纤维的研究可以改善固体火箭发动机消极质量、提升载药量、提高质量比，对于先进武器的发展研究以及航天探索有重大意义。
目前国外已经大量使用T1000 级碳纤维的缠绕容器和固体火箭发动机壳体，因此开展国产T1000级碳纤维及其复合材料的应用研究迫在眉睫。
碳纤维的制备包括物理、化学、材料科学等多个领域的内容，总体分为纺丝原液的聚合、聚丙烯腈原丝的纺制、预氧化和碳化三个步骤，有众多因素需要调控。
根据缺陷理论和最弱连接理论，制备过程中产生的缺陷是影响碳纤维性能的主要因素，为保证碳纤维的性能，需要对每个工艺流程中工艺参数精准调控，由于加工过程中的各参数之间相互作用十分复杂，且目前一些工艺流程中的实际形成和演变机理不明，也使得高性能碳纤维，尤其是T1000 级碳纤维的研制有很大困难。
T1000 级碳纤维的研究主要包括碳纤维本身性能的研究、碳纤维复合材料的改性研究、碳纤维复合材料使用性能的研究几个方面。
由于T1000 级碳纤维本身的高性能、价格昂贵等原因，且国产T1000 级碳纤维还没有正式投入应用的报道，在实际应用方面主要介绍国外T1000 级碳纤维在航空航天以及其他领域的应用情况。
2T1000 级碳纤维性能研究现状1962 年正式开展PAN 基碳纤维的研制，1986 年研制出T1000G 碳纤维。
2014 年 3 月，通过碳化精细控制技术在纳米层级内控制纤维结构，成功研发出T1100G 碳纤维，2017 年 6 月强度由6600MPa 更新至7000MPa，目前东丽已完成了T1200 碳纤维的量产。
_固体火箭发动机结构
壳体强度试验
水压试验： Ph 1.1 ~ 1.25Pm
th 30s
用探伤仪检查表面疵病
用x光检查内部夹杂
2016/10/9
5.1.2 连接底设计
类型：平板、曲面
要求：①强度足够，质量轻 ②密封，隔热性能好 ③和战斗部、燃烧室壳体谅解同轴性好 ④结构工艺性好
dPm F 1 n d1b 2 4nb
M
h 3dPm 2nb 2
2016/10/9
三角形螺纹：h 0.325t b 0.875t
M 0.637
dPm nt dP 0.286 m nt dPm nt dP n 0.7 m t
σt
ri re
z
ri 2 p m re2 ri2
燃烧室壳体应力分布图
re ——燃烧室壳体外半径; K p p m50C K p =1.1～1.2 ——燃烧室计算压强, 其值 p m pm 1 Ab 0 0 1 n p m 50C p eqk 40C 1 30 p1 1 60 p 2
re 3 pm re ri 2
燃烧室壳体应力分布图
2016/10/9
（b）按薄壁筒
t
rav
min
pm
r pm
min
pm
忽略 r
re re pm 2 pm / 2 2.3 pm 2 / 3 pm
1 3 2 1——连接底；2——壳体；3——后封头
2016/10/9
焊接结构
1
2
3
1——连接底；2——壳体；3——后封头
微型固体火箭发动机壳体模态分析
地 面试验证 明能够满足强度 要求 ， 在飞行试 验 中均 出现 但
图 ８ ７阶 自振 模 态
过发动机熄火和爆炸 。
管质量对壳体 的影 响 。由于微 型固体 火箭 发动 机推进 剂
燃烧 时间很短 ， 以忽略推进剂燃烧产 生的热载荷 。 所
２ ３ 壳体模态的 Ｐ ／ ｅｈｎｃ 计算 求解 ． ｏ ｒ Ｍ ｃａ ｉ ａ 由于所选 择 的微型 固体火 箭发 动机 壳体 前后 均与其
的 Ｍｅｈｎｃ 模块在应用 范 围、业有 限元 分析 软件 ， 但其 建模 功能 强 ， 完成一 些 趋势分析方便快捷 。用 ＰｏＥ ｇ ｅｒ 立的发动机 三维模 ｒ ｎｉ ｅ建 ／ ｎ
型如 图 ｌ 所示 。
他部件连接 ， 其两端 的模 态受到抑 制。但壳体 侧部 的振 动 将极 大地 影 响壳体 与 药柱 的强 度 ， 不稳 定燃 烧 的激励 在
豢 收稿 日期 ：００— ３—１ ２１ ０ ４ 作 者简介 ： 吕忠波 （９ ４ ） 男 ， １６ 一 ， 高级 工程 师 ， 主要从事枪械 、 弹药质量工作研究 。
图 ２ １阶 自振 模 态
图 ５ ４阶 自振 模 态
图 ３ ２阶 自 模 态 振
图 ５ ５阶 自振 模 态
图 ４ ３阶 自振 模 态
图 ７ ５阶 自 模 态 振
３ ８
四 川 兵 工 学 报
３ 结 果 分 析
推进剂 的燃 烧波 动会 造成燃 烧室 即发 动机壳 体 内的 压力波动 ， 这种压 力波 动会 成为发 动机 壳体 振动激 励 ， 而 发动机壳体 的振 动会 引起 推进剂燃烧 的更大波 动 ， 如此循
火箭发动机壳体结构
火箭发动机壳体结构
火箭发动机壳体结构是火箭发动机的重要组成部分，它承受着巨大的压力和温度。
为了确保火箭能够顺利发射并完成任务，火箭发动机壳体结构必须具备一定的特点和设计要求。
火箭发动机壳体结构需要具备高强度和轻量化的特点。
因为火箭的载荷要求越来越高，为了减轻整个火箭的重量，壳体结构需要采用高强度材料，并且尽可能减少其自重。
目前常用的材料有铝合金、钛合金和复合材料等，这些材料具有良好的强度和重量比。
火箭发动机壳体结构需要具备优良的隔热性能。
在火箭发射过程中，发动机会产生巨大的热量，如果不加以有效的隔热措施，壳体结构可能会因高温而失效。
因此，壳体结构通常会采用隔热材料进行包覆，以减少热量的传导和辐射。
火箭发动机壳体结构还需要具备良好的密封性能和抗振性能。
密封性能可以防止燃料泄漏和气体泄露，确保火箭发动机的正常工作。
抗振性能可以减少振动对壳体结构的影响，保证火箭的稳定性。
为了满足以上要求，火箭发动机壳体结构通常采用多层结构设计。
内层是负责承受高压燃气的压力壳体，外层则负责隔热和保护内层壳体。
在壳体结构的设计中，还需要考虑到各个部件的连接方式和固定方式，以确保整个结构的稳定性和可靠性。
火箭发动机壳体结构是火箭发射过程中至关重要的组成部分。
它的
设计要求必须满足高强度、轻量化、隔热性能、密封性能和抗振性能等要求。
只有在满足这些要求的前提下，火箭发动机才能够安全可靠地发射，并成功完成任务。
固体发动机复合材料壳体成型技术介绍
固体发动机复合材料壳体成型技术介绍固体发动机是一种推动航天器进入太空的动力装置，而复合材料壳体成型技术则是制造固体发动机壳体的一种关键技术。
本文将对固体发动机复合材料壳体成型技术进行详细介绍。
一、固体发动机复合材料壳体成型技术的定义和重要性复合材料是由两种或两种以上不同性质的材料通过一定的工艺方法制成的材料，具有高强度、高刚度、轻质等优点，因此被广泛应用于航空航天领域。
固体发动机复合材料壳体成型技术即是利用复合材料制造固体发动机的外壳。
作为固体发动机的关键部件，复合材料壳体的制造技术对于发动机的性能和可靠性具有重要影响。
二、固体发动机复合材料壳体成型技术的工艺流程1. 材料准备：选择适合的复合材料进行壳体的制造。
一般常用的复合材料有碳纤维增强复合材料和玻璃纤维增强复合材料。
根据具体要求，选择不同的纤维材料和树脂基体进行配比。
2. 模具设计：根据固体发动机壳体的形状和尺寸要求，设计制造模具。
模具应具有高精度和高强度，以保证最终成型的壳体尺寸和表面质量。
3. 预制材料：将选定的复合材料与树脂进行预制，制成具有一定形状的预制体。
预制体的制造需要经过纤维叠层、树脂浸渍、预固化等工艺步骤。
4. 壳体成型：将预制体放置在模具中，根据固体发动机壳体的形状要求施加压力和热处理，使预制体完全形成固体壳体。
具体成型工艺可分为压缩成型和热固化两种。
5. 后续工艺：经过壳体成型后，需要对其进行去模具、修整、打磨等处理，以保证壳体的表面质量和尺寸精度。
三、固体发动机复合材料壳体成型技术的优势1. 高强度和高刚度：复合材料具有较高的强度和刚度，能够承受更高的压力和负荷，提高发动机的性能和可靠性。
2. 轻量化设计：相比于传统的金属材料，复合材料具有较低的密度，可以实现固体发动机的轻量化设计，减轻整个航天器的重量，提高有效载荷。
3. 耐高温性能：固体发动机在工作过程中会产生高温，复合材料具有较好的耐高温性能，能够承受高温环境下的工作条件。
固体发动机 成分
固体发动机成分
固体发动机是一种使用固体推进剂作为动力源的发动机，广泛应用于导弹、火箭、航天器等领域。
固体发动机的成分主要包括固体推进剂、壳体、点火装置等。
其中，固体推进剂是固体发动机的核心成分，由多种材料组成，包括燃料、氧化剂、粘合剂、稳定剂、增塑剂等。
燃料是推进剂的主要成分，常用的有铝粉、镁粉、硼粉等，它们能够提供推进剂所需的能量。
氧化剂则是与燃料反应产生能量的物质，常用的有硝酸铵、高氯酸铵等。
粘合剂则用于将燃料和氧化剂粘结在一起，形成一个整体，常用的有聚氨酯、聚丁二烯等。
稳定剂和增塑剂则用于调节推进剂的性能，如改善其机械性能、延长其储存寿命等。
壳体是固体发动机的主要承受力部件，一般由高强度、高刚度的金属材料制成，如钢、铝合金等。
壳体的作用是保护固体推进剂，防止其在工作过程中受到破坏，并将推进剂产生的推力传递给导弹或火箭等载具。
点火装置是固体发动机的重要组成部分，用于点燃固体推进剂。
点火装置通常由点火药、点火器、传火管等组成。
当点火指令发出时，点火药被点燃，产生高温高压火焰，通过传火管将火焰传递到固体推进剂中，从而点燃推进剂。
总之，固体发动机的成分复杂多样，每种成分都扮演着重要的角色。
通过合理的配方和工艺设计，可以制造出性能稳定、可靠的固体发动机，为导弹、火箭等载具提供强大的动力支持。
双脉冲火箭发动机设计文献综述
---------------------------------------------------------------范文最新推荐------------------------------------------------------ 双脉冲火箭发动机设计+文献综述摘要20世纪50年代，固体火箭在技术上取得突破，并广泛应用于弹道导弹和运载火箭。
20世纪60年代起，国外在可控推力固体火箭发动机的理论和实验研究方面作了大量的工作，探索出了很多技术途径和设计方案。
固体火箭发动机具有使用安全性好、可靠性高、储存性能好、密度比冲高及勤务处理方便等优点，使其在战略、战术导弹武器领域内成为主要的动力装臵。
脉冲固体火箭发动机是兴起于20世纪末期的新型固体火箭发动机，它的出现为推进系统的发展开辟了新的发展方向，在航天和军事领域都有着潜在的应用价值。
本论文主要研究双脉冲火箭发动机总体结构、装药结构设计、燃烧室设计、喷管设计、点火装臵设计以及内弹道计算。
通过对双脉冲固体火箭发动机的设计了解了双脉冲固体火箭发动机的结构以及关键技术，为研制高性能固体火箭发动机奠定坚实的基础。
60131 / 16关键词脉冲固体火箭发动机动力装臵总体结构装药结构毕业设计说明书（论文）外文摘要TitleDouble Pulse Solid Rocket Motor DesignAbstractIn the 1950's, the solid rocket breakthrough a lot in the technical field , and the solid rocket motor are widely used in ballistic missiles and launch vehicles. In the 1960's, the foreign countries made a great mass of works in theoretical and experimental studies of controllable thrust solid rocket motor to explore a lot of technical approaches and designs. Solid rocket motor with the advantage of security, reliability, and storage performance density than the ascribed and service processing advantages of convenience, it become a major power plant in the strategic field of tactical missiles weapons. Pulse solid rocket motor is a new type of solid rocket motor which risen in the late 20th century, its---------------------------------------------------------------范文最新推荐------------------------------------------------------propulsion system development has opened a new direction of development, have potential applications in the aerospace and military fields. This paper mainly studies the dual-pulse rocket engine general structure, propellant structure design, the combustion chamber design, nozzle design, the ignition system design and interior ballistic calculation. The purpose of designing dual-pulse solid rocket motor is to understand the structure and key technology of dual-pulse solid rocket motor, and lay a solid foundation for the development of high-performance solid rocket motor.4．7燃烧室的强度校核255发动机喷管设计265．1喷管的型面设计265．2喷管壁厚273 / 165．3喷管的热防护276点火装臵的设计296．1点火药的选择296．2点火药量的计算296．3点火药盒设计307内弹道的计算317．1内弹道计算的基本方程31 7．2四阶龙格-库塔法介绍31 7．3计算步骤327．4曲线绘制33结论35---------------------------------------------------------------范文最新推荐------------------------------------------------------ 致谢36参考文献371绪论1．1课题的研究背景20世纪50年代，固体火箭在技术上取得突破，并广泛应用于弹道导弹和运载火箭。
固体火箭发动机的结构设计
固体火箭发动机的结构设计首先是推进剂。
固体火箭发动机的推进剂一般采用固态燃料，其中主要成分是氧化剂和燃料。
氧化剂常用的有硝酸铵（AN）和高氯酸铵（HTPB），燃料常用的有铝粉、甲醇和己烷等。
推进剂的选择应根据任务需求和性能要求进行，并考虑安全性、稳定性和可靠性等因素。
其次是燃烧室。
燃烧室是推进剂燃烧的空间，它的设计需要考虑燃烧效率、压力和温度等因素。
燃烧室一般采用圆柱形，其内壁通常采用耐高温和耐腐蚀的材料，例如不锈钢或陶瓷材料，以保证燃烧室的工作寿命。
然后是喷管。
喷管是固体火箭发动机排放高温高压燃气的出口，其结构设计对于发动机的推力性能和效率影响较大。
喷管一般采用膨胀马赫数为2-3的衔接形状，以提高燃气的出口速度。
喷管的材料需要具有耐高温和耐腐蚀性能，并且需要考虑喷管的冷却问题，常见的冷却方式有内冷却和外冷却等。
最后是推进剂注入装置。
推进剂注入装置主要负责将推进剂输送到燃烧室中进行燃烧。
注入装置一般由推进剂储存器、进气阀门、控制系统等组成。
在设计时需要考虑推进剂的供给能力、工作可靠性和安全性等因素，并配备相应的控制系统，确保推进剂在燃烧室中的喷射量和速度的准确控制。
除了上述几个关键部分，固体火箭发动机的结构设计还需考虑整体的重量、尺寸和结构强度等因素。
例如，为了减轻整机重量，可以采用轻质材料制造发动机壳体，同时提高材料的强度；为了提高结构强度和耐振性能，可以采用复合材料或金属层合材料制造壳体，并进行合理的人工振动试验和计算分析。
总的来说，固体火箭发动机的结构设计需要综合考虑推进剂的选择、燃烧室、喷管以及推进剂注入装置等关键部分，以实现火箭的高效推力、稳定燃烧和可靠使用。
同时，还需要考虑发动机的重量、尺寸和结构强度等因素，以提高整体性能和安全性。
在实际应用中，还需要根据具体任务需求进行细化设计和实验验证。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
固体火箭发动机壳体用材料综述摘要：概述了国内外固体火箭发动机壳体用先进复合材料研究应用现状，同时对固体火箭发动机壳体的纤维缠绕成型工艺进行了阐述。
关键词：固体火箭发动机复合材料树脂基体纤维缠绕成型1 固体火箭发动机简介固体火箭发动机是当今各种导弹武器的主要动力装置，在航空航天领域也有相当广泛的应用。
它的特点是结构简单，因而具有机动、可靠、易于维护等一系列优点，非常适合现代化战争和航天事业的需要。
但固体火箭发动机部件在工作中要承受高温、高压和化学气氛下的各种复杂载荷作用，因此其材料通常具有极优异的性能，往往代表着当代材料科学的最先进水平。
标志当代高性能固体发动机的主要特征是：“高能、轻质、可控”，这三者都是以先进材料为基础和支柱的，选用具有优良比强度和卓越耐热性能的先进复合材料已成为提高发动机性能的一项决定性因素。
2 固体火箭发动机壳体用材料固体火箭发动机壳体既是推进剂贮箱又是燃烧室，同时还是火箭或导弹的弹体，因此，在进行发动机壳体材料设计时，应考虑如下几个基本原则[1]：a. 固体火箭发动机壳体就其工作方式来讲，是一个内压容器，所以壳体承受内压的能力是衡量其技术水平的首要指标；b. 发动机壳体是导弹整体结构的一部分，所以又要求壳体具有适当结构刚度；c. 作为航天产品，不仅要求结构强度高，而且要求材料密度小；d. 发动机点火工作时，壳体将受到来自内部燃气的加热，而壳体结构材料，尤其是壳体结构复合材料的强度对温度的敏感性较强，所以，在设计壳体结构材料时，不能仅限于其常温力学性能，而应充分考虑其在发动机工作过程中，可能遇到的温度范围内的全面性能。
评价和鉴定壳体材料的性能水平，固然要以最终产品是否满足使用要求为原则，但从设计选材的角度来说，也应有衡量的指标和尺度。
60年代以前一直沿用航空材料常用的比强度和比模量作为主要衡量指标。
70年代以后，考虑到固体发动机是一种高压容器，选用反映材料容器效率的容器特性系数PV/W 作为衡量指标。
目前为止，发动机壳体材料大体经历了四代发展过程，第一代为金属材料；第二代为玻璃纤维复合材料；第三代为有机芳纶复合材料；第四代为高强中模碳纤维复合材料。
2.1金属材料金属材料是最早应用的固体火箭发动机壳体材料，其中主要是低合金钢。
其优点是成本低、工艺成熟、便于大批量生产，特别是后来在断裂韧性方面有了重大突破，因此即便新型复合材料发展迅速，但在质量比要求不十分苛刻的发动机上仍大量使用。
从容器特性系数PV/W来看，金属材料壳体的特性系数都很低，超高强度钢通常为5km~8km，钛合金也只有7km~11km，远不能满足先进固体发动机的要求，因此壳体复合材料化将是大势所趋。
2.2纤维缠绕复合材料利用纤维缠绕工艺制造固体发动机壳体是近代复合材料发展史上的一个重要里程碑。
这种缠绕制品除了具有复合材料共有的优点外，由于缠绕结构的方向强度比可根据结构要求而定，因此可设计成能充分发挥材料效率的结构，其各部位载荷要求的强度都与各部位材料提供的实际强度相适应，这是金属材料所做不到的。
因此这种结构可获得同种材料的最高比强度，同时它还具有工艺简单、制造周期短、成本低等优点。
2.2.1玻璃纤维复合材料固体火箭发动机壳体使用的第一代复合材料是玻璃纤维复合材料。
第一个成功的范例是20世纪60年代初期的“北极星A2”导弹发动机壳体，它比“北极星A1”的合金钢壳体重量减轻了60%以上，成本降低了66%。
近年来我国玻璃钢壳体的研制也取得了重大进展。
尤其采用国内2#玻璃纤维/环氧树脂复合材料的壳体已成功地应用于多种发动机。
资料表明，国内已成功应用于型号发动机的玻璃钢壳体与目前法国M4导弹的402V发动机壳体水平相当，但比最先进的“海神”导弹发动机壳体的复合强度约低10%。
然而，玻璃钢虽然具有比强度较高的优点，但它的弹性模量偏低，仅有0.6×105MPa（单向环）。
这是由于复合材料中提供主要模量分数的高强2#玻璃纤维的弹性模量太低（0.85×105MPa，只是钢的2/5）的缘故，这一缺点引起发动机工作时变形量大，其应变一般为1.5%，甚至更大，而传统的金属壳体的应变一般小于0.8%。
这样大的变形量会给导弹总体带来很多不利因素；为了保证壳体的结构刚度，不得不增加厚度，从而造成强度富裕，消极重量增加等。
2.2.2芳纶复合材料为了满足高性能火箭发动机的高质量比要求（战略导弹发动机质量比要求在0.9 以上，某些宇航发动机的质量比已达到0.94），必须选用同时具有高比强度和高比模量的先进复合材料作为壳体的第二代材料，逐步取代玻璃纤维复合材料。
60 年代，美国杜邦公司首先对芳纶纤维进行了探索性研究，1965 年获得突破性进展。
其研制的“芳香族聚芳酰胺”高性能纤维（商品名为Kevlar）于1972 年开始了工业化生产。
继美国杜邦公司开发芳纶纤维之后，俄罗斯、荷兰、日本及中国等也相继开发了具有各自特色的一系列芳纶纤维。
表1列出了几种典型的航天用芳纶纤维力学性能。
芳纶纤维及其树脂基复合材料的问世，立即引起航空和导弹专家们的高度兴趣。
70年代初，美国将Kevlar49纤维增强环氧基复合材料成功地应用于固体导弹“三叉戟Ⅰ（C3）”的第一、二、三级发动机；至70年代末，美国又将Kevlar49纤维增强环氧基复合材料应用于洲际导弹MX，其发动机壳体采用Kevlar49纤维/HBRF缠绕结构，壳体由18个螺旋缠绕循环和51个环向缠绕循环构成。
还有最新的“三叉戟Ⅱ（C5）”导弹的第三级发动机也是由Kevlar49复合材料壳体制成，特别是美国新的战术导弹“潘新Ⅱ”两级发动机都是Kevlar49复合材料壳体。
还有前苏联的SS 20、SS 24和SS 25导弹各级发动机均采用APMOC纤维/环氧复合材料。
国内结合高质量比的固体发动机预研工作，也开展了芳纶复合材料的应用研究。
从1980年开始，利用进口的Kevlar49纤维进行了浸胶复丝的力学性能测试研究，与芳酰胺纤维相容性好的高性能树脂基体配方和预浸工艺研究，单向环、Φ150 小容器和Φ480 模拟容器的缠绕和性能测试；并在这些基础上结合设计部门的结构试验，开展了直径1m和2m的模样发动机壳体材料工艺试验。
研究资料表明：对于相同尺寸的发动机壳体，Kevlar49与高强2#玻璃纤维相比，Kevlar49复合材料容器效率提高近1/3，重量减轻1/3以上，同时，Kevlar49与高强2#玻璃纤维相比，Kevlar49复合材料容器环向应变减少35%，纵向应变减少26.4%，轴向伸长减少30.7%径向伸长减少33.8%，其刚度大为提高。
2.2.3碳纤维复合材料80 年代以来，碳纤维在力学性能方面取得重大突破，它的比强度、比模量跃居各先进纤维之首。
固体火箭发动机壳体要求复合材料具有高的比强度、比模量和断裂应变。
拉伸模量为265~320GPa，拉伸强度在5GPa左右，断裂延伸率约为1.7%的高强中模碳纤维是理想的壳体增强材料，因而近年来各国都在大力开发高强中模碳纤维。
表2列出了几种典型的航天用高强中模碳纤维力学性能。
碳纤维复合材料壳体PV/W 值是Kevlar49/环氧的1.3～1.4倍，可使壳体重量再度减轻30%，使发动机质量比高达0.93以上。
如美国最新的“三叉戟Ⅱ（C5）”导弹的第一、二级壳体及“侏儒”导弹的第一、二、三级壳体均采用IM 7碳纤维/环氧复合材料。
另外，碳纤维复合材料还具有有机纤维/环氧所不及的其它优良性能：比模量高，热胀系数小、尺寸稳定性好，层间剪切强度及纤维强度转化率都较高，不易产生静电聚集，使用温度高、不会产生热失强，并有吸收雷达波的隐身功能。
另外，目前最有希望解决未来发动机飞行生存能力的基本材料，预计用高性能碳纤维，加上多功能基体通过特种工艺技术途径，有可能使“三抗”结构材料成为现实。
2.3树脂基体2.3.1树脂基体的选择原则固体火箭发动机壳体就其主要工作方式而言，是一个内压容器。
它作为航天产品，不仅要求具有足够的强度、刚度和模量，而且要求密度低，即要求具有高的容器特性（PV/W）值[2]。
影响PV/W值的因素很多，基体树脂的性能是其中之一。
此外，发动机工作后，为使壳体在内部高温燃气的加热下仍保持足够的强度和刚度，树脂基体又应具有较高的热变形温度。
固体火箭发动机壳体用复合材料树脂基体的选择遵循如下原则[2]：第一个原则是热力学应变能原则。
树脂基体的热变形温度不低于120℃。
在树脂力学性能方面，主要考察拉伸性能，而拉伸性能的优劣应以拉伸强度和断裂伸长率的乘积—相对应变能来衡量。
相对应变能高的树脂基体其相应容器爆破压强将会高些。
对于大型发动机壳体制造用的环氧树脂应具有下列物理力学性能：拉伸强度≥80MPa；拉伸模量>2800MPa；断裂伸长率为4%~8%；热变形温度>120℃。
第二个原则是树脂体系的工艺性。
对于湿法缠绕来说，树脂系统在缠绕条件下的粘度及粘度的稳定性是最重要的工艺性要求。
为了得到较佳的容器性能，树脂系统在缠绕条件下的粘度一般应在0.2~0.8Pa·s范围，适用期在5h以上。
对于干法缠绕来说，树脂系统的使用期表现在预浸胶纱带的使用期上。
所选树脂系统应使预浸胶纱带的室温使用期不低于30h，一般应在两天以上，否则难于保证复合材料质量的稳定和可靠。
第三个原则是原材料的来源、毒性和经济性，还应考虑原材料性能的已知性。
2.3.2 树脂基体的现状与发展环氧树脂是普遍应用的先进复合材料树脂基体，它是最早应用的大型固体火箭发动机壳体缠绕用树脂。
按照增强材料分，固体火箭发动机壳体发展经历了三个阶段[3]，从玻璃纤维到碳纤维，目前各国在新研制的固体火箭发动机上几乎都采用了碳纤维壳体，但基体树脂仍普遍采用环氧树脂，这是与环氧树脂较好的耐热性、良好的粘接性以及优异的工艺性能分不开的。
近年来，为了满足新型航空航天器的需要，不断提高热固性树脂基复合材料的使用温度及力学性能，各国都相继开发了许多新型耐高温树脂，主要有双马来酰亚胺（BMI）和聚酰亚胺（PI）等。
但由于其工艺性和价格等因素的制约，目前，火箭发动机壳体用树脂基体仍以环氧树脂为主。
许多科技工作者都致力于开发高性能环氧树脂，以与不断提高的纤维性能相匹配，更好地适应航空航天技术的发展。
目前，对于环氧树脂的改性，存在着两种不同的看法：一种认为断裂延伸率是影响容器特性（PV/W）的主要因素，应致力于开发高延伸率的高韧性环氧树脂；一种认为耐热性是主要因素，应致力于开发高耐热性的环氧树脂。
鉴于两种不同的观点，将就两个方面（耐热性与高延伸高韧）分别展开论述，这也代表了当今环氧改性的两个主要的方向。
（1）环氧树脂的增韧改性随着纤维增强材料性能的提高，如碳纤维，其延伸率可达2.3%左右，为了充分发挥增强纤维的性能，提高容器PV/W值，必须开发高延伸率的环氧树脂。