单级固体火箭发动机设计.doc

《单级固体火箭发动机设计.doc》由会员分享，可在线阅读，更多相关《单级固体火箭发动机设计.doc（71页珍藏版）》请在三一办公上搜索。

1、哈尔滨工程大学本科生毕业论文某型单级固体火箭发动机设计院 （系）：航天与建筑工程学院专 业 ：飞行器动力工程学 生 姓 名：指 导 教 师：杨海威 副教授2012年6月某型单级固体火箭发动机设计 哈尔滨工程大学哈尔滨工程大学本科生毕业论文某型单级固体火箭发动机设计院 （系）：航天与建筑工程学院专 业 ：飞行器动力工程学 号 ：学 生 姓 名：指 导 教 师：杨海威 副教授2012年6月摘 要随着固体推进技术的发展，固体火箭发动机在军事、航空、航天以及国民经济的建设中得了广泛的应用。本文根据总体的要求，设计了某型固体火箭发动机。主要设计任务是：1、发动机总体方案设计 选择发动机的结构形式、推进剂

2、和壳体材料，选择并确定发动机的直径、工作压力和膨胀比。2、装药的药型设计 选择药形，确定药柱的几何尺寸，计算发动机的热力参量和内弹道性能等。 3、发动机的燃烧室设计 燃烧室的壳体材料设计和内绝热层设计。4、发动机的喷管设计 喷管的型面设计、结构设计和热防护设计等。5、点火装置设计 选择点火装置的类型和结构，设计发火系统和能量释放系统等。6、总质量的计算 计算固体火箭发动机的总质量，并评估结构的合理性。关键词:固体火箭发动机；设计 ;内弹道ABSTRACTWith the development of the rocket propulsion, the solid propellant roc

3、ket has acquired wide application in many areas, such as military affairs, aviation, spaceflight and economy. In this paper, the design project of the single-stage solid rocket motor based on the technical task that is required by the overall in the following paper is described.The main tasks of thi

4、s design is as follow:1. The design of the overall project includes the structure of solid rocket motor, material of shell, propellant, working pressure and expansion ratio of the nozzle , and the evaluation of the solid rocket motor design parameters;2. The design work to choose the shape of propel

5、lant includes the choice of propellant form, and the calculation of geometry based on the preliminary calculation of options; then calculate the parameter of thrust chamber and the performance of interior ballistic performance;3. The design of thrust chamber includes the choose of the solid rocket m

6、otor material and the design of the interior insulation;4. The design work of nozzle includes the selection of the nozzle shape ,the ensurement of the nozzle structure and the design of the insulation.5. The design work of the ignition device includes the choose of the ignition type ,the detonation

7、equipment and the release system of solid rocket motor.6. The last work of the design of the solid rocket motor is to calculate the total mass, then give a valuation of the overall design.Key words: solid rocket motor motor; design; interior ballistic目 录第1章 绪论11.1 设计背景11.2 固体火箭发动机简介11.2.1 固体火箭发动机基本结

8、构11.2.2 固体火箭发动机的特点31.3 本设计的技术要求与主要内容41.3.1 本设计的技术要求41.3.2 本设计的主要内容4第2章 总体设计62.1 固体火箭发动机结构的选择62.1.1燃烧室壳体结构的选择62.1.2 喷管结构的选择72.2 固体火箭发动机材料的选择82.3 推进剂的选择92.4 工作压力的确定102.4.1 保证推进剂正常燃烧102.4.2 重量比冲大112.5 喷管膨胀比的确定142.5.1 计算喷管质量随膨胀比的变化152.5.2 计算装药量随膨胀比的变化152.5.3 计算发动机质量m随膨胀比的变化162.6 发动机热力参量的估算162.6.1 实际特征速度

9、的估算162.6.2 实际推力系数的估算162.6.3 实际比冲量的估算172.7 发动机设计参量的估算172.7.1 装药量172.7.2 喷管喉部面积182.7.3 装药的总燃层厚182.8 本章小结18第3章 发动机的装药设计203.1 装药设计的基本要求及其选择原则203.1.1 基本要求203.1.2 药型选择的原则203.2 装药形状的选择223.2.1 一维药柱223.2.2 二维药柱233.2.3 三维药柱243.3 星形药柱的设计243.3.1 装药的几何参量与设计参量之间的关系253.3.2 药柱几何参量的计算283.4 本章小结30第4章 固体火箭发动机内弹道计算314.

10、1 零维内弹道计算314.2 零维内弹道计算的近似解法334.2.1 工作段燃烧室燃气压强的计算334.2.2 上升段燃烧室燃气压强的计算344.2.3 后效段燃烧室燃气压强的计算344.3 内弹道计算方法的修正364.4 求得的压强-时间曲线384.5 本章小结39第5章 燃烧室的设计405.1 燃烧室壳体结构405.1.1 圆筒体405.1.2 封头415.1.3 连接和密封结构425.2 燃烧室壁厚的估算435.2.1 金属筒体壁厚度的估算435.2.2 封头壁厚的估算445.3 燃烧室壳体的受热计算及其热防护455.3.1 绝热层材料455.3.2 绝热层厚度465.4 本章小结47第

11、6章 喷管设计486.1 喷管设计的基本要求486.2 喷管的型面设计486.2.1 收敛段496.2.2 临界段496.2.3 扩张段496.3 喷管的热防护496.3.1 喉衬506.3.2 热防护层516.4 喷管壳体壁厚526.5 本章小结52第7章 固体火箭发动机点火装置的设计547.1 点火装置的设计要求547.2 发火系统的设计547.2.1 点火装置的选择547.2.2 电发火管的设计557.3 能量释放系统的设计567.3.1 点火药的选择567.3.2 点火药量的计算567.3.3 点火药盒的设计577.4 本章小结58第8 章 固体火箭发动机总质量的估算59结 论60参考

12、文献62致 谢63第1章 绪论1.1设计背景固体火箭发动机与液体火箭发动机和其他化学能火箭发动机相比，具有很多的优点，因而它被广泛的用作各类小型、近程的军用火箭和战术导弹的动力装置。近几十年来，由于高能推进剂的出现，先进的装药设计和大型药柱浇注工艺的采用，优异的壳体材料和耐烧蚀材料的问世，以及高效而可靠的推力矢量控制装置的研制成功，已在很大程度上克服了固体火箭发动机的缺点，更由于其结构简单，使它在竞争中显示更加优势的地位。目前，固体火箭发动机除了用于军事用途外，也用于其他的很多方向。研制和使用新型的高能推进剂，进一步提高推进剂的综合性能，发展无烟推进剂是火箭推进技术主要的研究和发展方向。总之，

13、随着固体推进技术在航天领域和导弹技术中应用不断发展，会有更多的新课题出现，许多技术问题有待开发。所以，对固体火箭发动机的研究有十分重要的意思。1.2 固体火箭发动机简介1.2.1 固体火箭发动机基本结构固体火箭发动机主要由固体推进剂、燃烧室、喷管和点火装置等四大部分组成。图1.1为固体火箭发动机示意图。1、推进剂装药 装药是装入燃烧室中的具有一定形状和尺寸的推进剂药柱的总称，它是固体火箭发动机的能源。由于装药的燃烧，化学能转化为动能，并且向外做工功，从而推动发动机的运动。常用的固体推进剂有三类：双基推进剂、复合推进剂和改性双基推进剂。固体推进剂包含有燃烧剂和氧化剂，它自身能够形成封闭的化学反应

14、系统。2、燃烧室 燃烧室里面装载了固体推进剂，是发生化学反应的场所。它主要由起支承作用的燃烧室壳体和起热防护作用的内绝热层组成，而燃烧室壳体一般由筒体和前后封头组成。大部分燃烧室都制作成圆柱形，他是主要的受力场所。燃烧室材料大多采用强度很高的材料，也有采用玻璃纤维缠绕加树脂成型的玻璃钢结构，以大幅度减轻燃烧室壳体的重量。1药柱；2燃烧室；3喷管；4点火装置。图1.1 固体火箭发动机示意图3、喷管 在喷管里气流的势能转化为动能，从而使气流加速流动，并保持一定的燃烧室压力，它主要由壳体和热防护层组成。对于一般的喷管主要由收敛段、喉部和扩张段三部分组成。由于喷管始终承受着高温、高压、高速气流的冲刷，

15、尤其在喉部情况更加严重，因此需要在喉部采用耐高温耐冲刷的材料(如石墨、钨渗铜等)作为喉衬。4、点火装置 点火装置提供一定的初始热量和点火压力，以便点燃装药使其稳定燃烧，它由发火系统和能量释放系统组成。1.2.2 固体火箭发动机的特点固体火箭发动机与液体火箭发动机及其它化学能火箭发动机相比，它具有以下特点5：1、结构简单 固体火箭发动机结构简单。除推力矢量控制装置有活动件外，固体火箭发动机几乎没有活动部件。2、使用方便、能长期储存 固体火箭发动机使用方便，勤务处理简单。由于固体推进剂装药成型后能长期贮存在发动机中，只需要简单操作就可以发射，所以使用方便。在平时维护保养方面也十分方便，并可以长期储

16、存备用。3、可靠性高 因为结构简单，零部件很少，固体火箭发动机的可靠度很高。现代固体火箭发动机的可靠度已达0.99以上，它高于液体火箭发动机的可靠性。4、质量比高、体积比冲高 虽然固体推进剂比冲较液体推进剂低，一般为，但是其密度大，约为，而且固体推进剂全部直接装入发动机燃烧室内，随着壳体材料性能不断提高，因而固体火箭发动机具有较高的质量比(即推进剂质量与发动机总质量之比)。同理，使得固体火箭发动机比液体火箭发动机具有较小的体积，故体积比冲大。此外，固体火箭发动机还有加速性能好、能快速攻击目标、成本低和生存能力强等优点。因而广泛应用于各类小型、近程的军用火箭和战术导弹的动力装置。但是，固体火箭发

17、动机也存在着一些缺点，如推进剂能量特性低、工作时间短、材料烧蚀严重、推力矢量不容易控制等。因此，在过去相当长的一段时期内，限制了它在大型、远程和战略武器领域内的应用。1.3本设计的技术要求与主要内容1.3.1 本设计的技术要求本设计提出的技术要求如下：总冲量：； 平均推力：(20)；工作时间：；使用条件：-55+55；发动机外径：。1.3.2 本设计的主要内容 本文的固体火箭发动机设计任务是：1、发动机的总体设计 选择发动机的结构形式、推进剂和壳体材料，选择发动机的直径、工作压力和膨胀比等主要设计参数。2、发动机的装药设计 选择药形、确定药柱几何尺寸、计算发动机的热力参量等。3、发动机内弹道计

18、算 计算发动机燃烧室内压强随时间的变化，并绘制出内弹道曲线。4、发动机的燃烧室设计 燃烧室的壳体设计、封头、内绝热层和包覆层的设计和校核等。5、发动机的喷管设计 喷管的型面设计、结构设计和热防护设计等。6、点火装置设计 点火装置的类型和结构的选择，设计发火系统和能量释放系统等。7、总体验证 计算发动机的总质量，完成对结构合理性的评估。第2章 总体设计总体设计对发动机的性能和质量指标有着决定性的影响。只有在完成了总体设计之后才能进行发动机各组成部分的设计。总体设计的任务是选择和确定发动机的结构形式、壳体材料、推进剂和主要设计参量。2.1固体火箭发动机结构的选择发动机的结构形式直接影响到火箭或导弹

19、的结构和性能。因此，在选择发动机结构形式时要与总体设计相协调。2.1.1燃烧室壳体结构的选择燃烧室壳体通常由筒体和前、后封头所组成。筒体是壳体的主要组成部分，封头则多以不可拆连接形式与筒体制成一体，对于小型发动机，其前封头与筒体常采用可拆连接(这种前封头通常称为室盖)，后封头则常用喷管的收敛段来代替筒体结构。壳体结构的选择不仅包括筒体、封头或室盖本身的选择，也包括他们之间的连接结构和密封结构的选择。1、筒体结构的选择筒体结构多种多样，它与壳体的材料和制造方法等有关。小型发动机的筒体一般采用热轧型材或热冲压毛坯经机械加工制成，筒体的两端车制有连接螺纹；金属筒体可采用旋压成形工艺来实现，筒体与封头

20、制成一体，但必须有一端是开口的；对于直径较大或结构较复杂的筒体，为了制造的方便常采用焊接结构。本文设计的发动机采用旋压成形的筒体。因为旋压成形是一种无屑加工技术，采用这一技术可使壳体材料消耗降低，机械强度提高，加工壁厚减小和表面光洁度提高，还可按需要将壳体的材料加工成等壁厚或变壁厚的，勿需经过机械加工即可达到所需要的尺寸精度。2、封头结构的选择对于大、中型发动机的封头，多采用碟形、椭球形，以减轻结构重量和提高轴向空间利用率。它们通常与筒体焊接或缠绕成一体。以强度而论，球形封头最好，椭球形封头次之，平板形封头最差；但是以加工的工艺性和轴向空间的利用性而言则相反。封头的壁厚一般都用一些理论或者半经

21、验的公式来估算。本次设计选择椭球形封头设计，后封头与筒体旋压加工成一个整体。3、连接结构的选择燃烧室筒体与封头、后封头与喷管、前封头与点火器等零部件之间都存在着连接问题。对连接结构的主要要求是：连接可靠、同轴性和密封性好、药柱装填或浇铸方便、重量轻及加工和装配方便等。筒体与前封头采用焊接方式，后封头与喷管采用螺柱连接；前封头与点火器采用螺纹连接。4、密封结构的选择为了防止发动机工作时燃烧室内高温高压燃气的外泄，在各个连接部位都应有良好的密封。平垫圈密封和O型密封圈密封是常见的两种密封结构，这里采用O型密封圈密封。 O型密封圈广泛的应用于燃烧室壳体的可拆连接部位。这种密封结构简单，拆卸方便，密封

22、可靠，通常只需一至二道密封圈即能可靠的达到密封效果。2.1.2 喷管结构的选择 选择喷管时要考虑喷管数目，总长度要求及扩张段的形状等。1、单喷管与多喷管的选择长度：多喷管是单喷管长度的一半；重量：多喷管的结构重量比单喷管的重量轻，但多喷管结构有笨重的管座，综合考虑，多喷管并不一定轻；加工精度：单喷管可降低加工精度要求。单喷管具有结构简单、加工容易、精度要求低、烧蚀小和效率高等优点，只有对发动机长度有严格要求时，或需要发动机低速旋转，或需要利用单喷管实现推力矢量全控制，才考虑采用多喷管结构。本设计选择单喷管设计。2、简单喷管与复合喷管的选择简单喷管一般指由单一材料制成的喷管，常用于工作时间很短的

23、发动机中。复合喷管由几种材料制成，具有良好热防护层的复合结构喷管，主要用于工作时间长的发动机中。本文的发动机工作时间33.2s，因此采用简单热防护处理的复合喷管。3、普通喷管与潜入式喷管的选择潜入式喷管的部分或全部潜入燃烧室内，它可以使发动机的长度大大缩短，减小全弹长度，但潜入式喷管结构复杂，加工不方便，而且有很大的能量损失。普通喷管结构简单，工艺性好。因此本文采用普通喷管设计。4、锥形喷管与特型喷管的选择由于锥形喷管形状简单、工艺性好，在固体火箭发动机中，特别是在中小型发动机中被广泛的采用。特型喷管是根据特征线法得到的一种曲线形喷管。本文发动机尺寸不是很大，由此发动机采用锥形喷管。2.2 固

24、体火箭发动机材料的选择发动机壳体材料包括燃烧室壳体材料和喷管壳体材料两部分。这里先对燃烧室壳体材料进行选择，喷管壳体材料的选择需要综合考虑其与壳体的连接方式与工作环境。目前，用作固体火箭发动机燃烧室的壳体材料很多，主要分为两大类：金属材料和非金属材料。本文设计的发动机推力大、工作时间短，对壳体质量要求较高，要求材料有良好的机械性能和焊接性能，另外要求高温性能要好。本文通过对几种不同材料综合性能的比较，将强度极限作为主要的参考数据，最终选择一种最优的材料。表2.1 几种材料的比强度性质材料强度极限(MPa)密度(g/cm)比强度(m/s)LC45302.850.186506487.810.063

25、0GrMnSiA10797.750.139对于一般合金钢，它的冷热加工和焊接性能都较好，常用作野战火箭发动机壳体材料。对于高强度的铝合金，它们的主要优点是：比强度高，刚性好。缺点是：耐热性和焊接性能差，缺口敏感性也较大。一般仅限于壁温在120以下使用，因此只有在内燃药柱或壳体有绝热内衬、工作时间又较短的发动机上才考虑采用。超高强度合金钢主要用作大型固体火箭发动机的壳体材料。对一些质量要求比较高的中、小型发动机也可以采用。它具有高的比强度，从而可以大大地降低结构重量。综合考虑以上因素，最后选择。对于喷管，由于工作时间为33.2s，推力相对较大，喷管喉部的烧蚀和沉积会相对很严重，于是在选择喷管基体

26、的材料时，选择性能相对较好的，这样在与壳体的连接时候相容性较好。2.3 推进剂的选择推进剂对发动机的内弹道性能和质量指标影响很大，因此选择推进剂要十分慎重。固体推进剂有双基推进剂、复合推进剂和改性双基推进剂等三大类。1、推进剂应具有所需的能量特性；2、推进剂应具有所要求的内弹道特性；3、推进剂应具有良好的燃烧特性；4、推进剂应具有足够的力学特性；5、推进剂应具有良好的物理、化学安定性；6、推进剂应具有最小的危险性和良好的经济性。下面根据以上原则进行推进剂选择。因为待设计发动机的推力大、工作时间短，要求推进剂具有很高的能量特性和良好的内弹道性能，因此将能量特性作为首要考虑的因素。推进剂应具有所需

27、的能量特性和内弹道特性。推进剂的能量特性是以比冲和密度的乘积来表征的。发动机的总冲为： (2.1)由上式可见，当一定时，愈大，则愈大。相反，当一定时，愈大，则愈小，燃烧室体积也愈小，燃烧室壳体质量也就愈小；同时由于愈大，也愈小，发动机总质量也愈小.综合考虑以上因素，选择这种推进剂，其在是室温的一些特性如下表：表2.2 推进剂的性质(s)C*（m/s）（g/cm）Kn燃速公式(mm)26026514801.771.250.32.4 工作压力的确定发动机的工作压力即燃烧室压力，燃烧室压力是影响发动机性能的重要参数之一。压力的高低不仅影响到发动机工作是否正常和稳定，而且影响到发动机比冲的大小、发动机

28、工作时间、装药尺寸及发动机的结构质量等。通常可以按照如下原则来选择发动机工作压力：2.4.1 保证推进剂正常燃烧在确定发动机工作压力时，首先必须保证推进剂在燃烧室内能够正常燃烧。这就要求低温下燃烧室的最低工作压力应大于(或等于)推进剂稳定燃烧的临界压力，亦即 (2.2)通常，采用一般双基推进剂的发动机，临界压力较高，约为；而采用复合推进剂的发动机，临界压力较低，约为，甚至更低。本设计选择的是复合推进剂，临界压力较低，初步确定发动机工作压力大于(或等于)。2.4.2 重量比冲大工作压力对发动机的重量比冲有很大影响。燃烧室压力增加，一方面比冲增加，从而增大冲重比，提高发动机的性能；另一方面却使壁厚

29、增加，减少冲重比，降低发动机的性能。因此存在一个最佳压力，它与冲重比的最大值相对应。发动机总质量为(2.3)式中 推进剂质量； 燃烧室壳体质量； 喷管质量； 绝热层和包覆层质量； 点火器质量；其它零件质量。一般情况下，工作压力对喷管质量影响不大，其它结构质量可以认为与工作压力无关。于是，最优工作压力的条件为：(2.4)因推进剂质量，于是 (2.5)将上式代入式(2.3)，得(2.6)求解方程(2.5)便可达到工作压力的最优值。但是这个方程的解析法求解是很困难的，这里采用作图法近似求解。具体方法是，在背景压力一定的情况下，给定一系列工作压力，分别算出发动机燃烧室壳体质量和装药量，把它们叠加起来，

30、然后绘出曲线，此曲线上极小值所对应的压力，即方程(2.5)的解，也就是在某一总冲和燃烧室壳体直径下能保证发动机重量比冲最大的工作压力。且壳体材料强度越大，最优工作压力就越高。下面介绍发动机燃烧室壳体质量和装药量的具体方法：在初步估算时，可以将燃烧室壳体简化为一个两端为平板形封头的圆筒体，后端平板上有面积等于装药初始通气面积的开口，且燃烧室长度等于装药长度，两端平板厚度等于燃烧室壳体壁厚。燃烧室壳体的质量为 (2.7)式中 燃烧室壳体半径； 燃烧室壳体材料密度； 壁厚； 燃烧室壳体长度； 燃烧室初始通气面积；由于 (2.8) (2.9) (2.10) (2.11) (2.12)式中 发动机通气参

31、量(或喉通比)； 燃烧室最大压力，； 理论推力系数，；其中绝热指数=1.25时，比热比函数=0.65814。推进剂质量 由计算得到所需数据，分别做出和曲线曲线，然后叠加即可以得到曲线。图2.1 压力时间曲线图2.2 最优压力的确定从图中我们可以清晰看出，最优压力为7.2MPa，即=7.2MPa。2.5 喷管膨胀比的确定喷管膨胀比是指喷管出口面积与喷管临界截面面积的比值或喷管出口直径与临界截面直径之比，。由喷管理论可知，只要在喷管扩张段内不产生激波和气流分离，则当膨胀比一定时，压力比也是一定的。所以膨胀比的选择，实质也是在某一工作压力下确定出口压力的问题。膨胀比也是发动机的一个主要设计参量，它影

32、响发动机的比冲及其结构质量。选择膨胀比一般有两个原则：发动机推力或比冲最大原则和发动机重量比冲最大原则。按发动机推力或比冲最大原则选择膨胀比时，弊病较多，加之本发动机的推力已知，故为了克服按照推力最大原则选取喷管膨胀比的弊病，采用重量比冲最大原则来确定膨胀比则更为合理。在欠膨胀工作情况下，当喷管膨胀比增大时，比冲增大，喷管重量亦增大。前者使重量比冲增大，后者使重量比冲减小。可见，必然存在一个最优膨胀比(或)，能使发动机重量比冲最大。或者说，在总冲一定时，(或)能使发动机质量最小。可以利用图解法求得这个最优的膨胀比，其求解步骤如下：2.5.1计算喷管质量随膨胀比的变化在喷管质量中，主要是扩张段的

33、质量随膨胀比而变化。设喷管扩张段为锥形，其扩张半角为，则扩张段的表面积为(2.13)喷管扩张段的质量可近似地写成(2.14)式中喷管扩张段壳体平均壁厚；喷管扩张段壳体材料的密度。由式(2.13)算出，加上喷管上不随变化的其它部分的质量，就可以求出相应的喷管质量。显而易见，随线性地增大。2.5.2 计算装药量随膨胀比的变化由固体火箭发动机原理课程可知：(2.15)(2.16) (2.17)推进剂选定CTPB/AP/Al后，式(2.16)中的特征速度、绝热指数k在表2.2中已经给定，取决于k的参数可由气动函数表查得。2.5.3 计算发动机质量m随膨胀比的变化由曲线取极小值即得。由图2.3可以看出，

34、发动机质量随膨胀比的变化关系由曲线取得极小值。通常，喷管质量为发动机结构质量的1020%，有的甚至高达3050%。因此，在选择膨胀比时不能简单追求比冲或推力最大，而应该力求使重量比冲最大。图2.3 最优膨胀比的确定2.6 发动机热力参量的估算热力参量的估算包括：发动机实际比冲、实际特征速度、和实际推力系数的估算。2.6.1 实际特征速度的估算燃烧室效率：，可以得到(2.18)本设计中可取燃烧室热效率=1.0，则=14802.6.2 实际推力系数的估算为估算发动机的实际推力系数，必须考虑喷管内的各种损失。喷管内的损失包括气流扩张损失、两相流损失、化学动力滞后损失、边界层损失等。对于一些小型的发动

35、机，多采用简单的锥形喷管，这种情况下，喷管的损失可以用简单的方法进行估算：本设计采用简单的锥形喷管，扩张段半锥角为。由固体火箭发动机原理课程可知，气流扩张损失系数为(2.19)取扩张段半锥角，得到。边界层引起的气流速度损失系数和流量损失系数分别以、表示。通常可取=0.93，对于本设计中可取=1.0，同时这类发动机喷管膨胀比较小，而且喷管较短，通常在计算理论比冲时多按冻结流计算。因此喷管效率可表示为 (2.20)那么实际推力系数=1.543。2.6.3 实际比冲量的估算燃烧室效率、喷管效率求出后，便可求得比冲效率 (2.21)实际比冲量，于是，最后得出实际比冲233s4。2.7 发动机设计参量的

36、估算2.7.1 装药量根据设计技术要求规定总冲量，计算装药量 (2.22)式中有效装药量。考虑到推进剂制造上可能造成的性能误差和装药尺寸偏差，取(1.011.05) (2.23)本设计取系数为1.01，由前面的总体设计可以得到 。2.7.2 喷管喉部面积根据规定的推力和选定的压力，计算喷管喉部面积 (2.24)式中 发动机实际推力系数由上面的总体设计中可以得到，则喷管喉部直径，喷管出口直径为。2.7.3 装药的总燃层厚根据工作时间的要求，可计算出装药的总燃层厚(肉厚)。本设计中装药为恒面燃烧，则肉厚和肉厚系数为 (2.25)(2.26)式中 肉厚系数； 燃烧室内径； 燃烧时间。本设计中固体推进

37、剂的燃速，则由式(2.24)可得装药的总燃层厚为。且燃烧室内径，则由式(2.25)可得肉厚系数为=0.396。2.8 本章小结固体火箭发动机总体设计参数对导弹性能有直接影响，本章进行了固体火箭发动机总体设计。首先确定了发动机的结构形式，以此为基础，选择了发动机的主要结构材料和推进剂，发动机壳体材料选用合金钢30GrMnSiA，推进剂选用复合推进剂。通过计算和实际分析，确定了发动机的工作压力=7.2和喷管膨胀比。此外，本章对发动机的一些热力参量和设计参量也进行了计算，为后面的设计工作提供了一定的依据和参考。其中燃烧室壳体厚度，有效装药质量，喷管喉部直径，喷管出口直径为，肉厚系数为=0.396。第

38、3章 发动机的装药设计装药是装填入燃烧室中的具有一定形状和尺寸的推进剂药柱的总称，他是发动机的能源。装药的几何形状和尺寸决定了发动机的燃气生成率及其变化规律，从而也决定了发动机的推力、压力随时间的变化。同时，装药体积又决定了燃烧室的容积和重量。所以，固体火箭发动机的装药设计在很大程度上决定了发动机的内弹道性能和质量指标的优劣。3.1 装药设计的基本要求及其选择原则3.1.1 基本要求1、具有规定的装药量，以保证发动机具有规定的总冲量3；2、具有规定的燃烧面积和总燃层厚，以保证发动机具有规定的推力和工作时间；3、能够恒面燃烧，从而获得等推力、等压力的工作过程；4、通气参量不能超过临界值，保证不产

39、生大的压力峰；5、装填系数尽量高，剩药系数尽量低，使发动机的结构重量小，重量比冲和体积比冲大；6、药柱有足够的强度，等等。3.1.2 药型选择的原则1、具有适当的燃烧面变化规律燃烧面变化规律反映了推力和压力的变化规律。增面性药形得到渐增的推力和压力曲线；减面性药形得到渐减的推力和压力曲线；恒面性药形则得到等推力和等压力曲线，如下图3.1所示。图3.1 不同燃面变化规律下压强时间变化曲线2、使发动机具有较高的装填系数端面燃烧药柱和各种三维药柱具有较高的装填系数，而大多数二维药柱的装填系数比较低。由火箭发动机原理知，大推力发动机的临界装填系数低，而小推力发动机的临界装填系数高。因此，能否采用高装填

40、系数的药形还受发动机规定推力的约束。3、具有足够的燃烧面积为获得规定的推力，药柱必须具有足够大的燃烧面积。由(恒面性燃烧)知，当总冲确定时，则燃烧面积与肉厚成反比。通常用肉厚系数表示 (3.1)所以，要求所选择的药形具有足够的燃烧面积，也就是要求所选药形具有所需的肉厚系数。4、在燃烧结束时应该无剩药或剩药量最少剩药会造成能量损失和不稳定的后效冲量。通常，简单的圆孔药柱无剩药，而具有复杂内孔的药柱都有剩药。在选用后者时应适当选择内孔形状和尺寸来使剩药量最小。5、药柱对燃烧室壁有绝热作用内燃药柱对室壁有绝热作用。因此，长时间工作的大型发动机无例外地皆采用内燃药柱。外燃药柱或端燃药柱对室壁皆无绝热作

41、用。因此，它们通常只用于短时间工作的小型发动机和各种助推器上。6、药柱强度高、工艺性好端燃、外燃和内外燃药柱皆具有较好的强度，特别是前两种药柱具有固有的高强度特性。内燃药柱强度较差，特别是内孔形状复杂的药柱还有应力集中现象，使药柱强度更差。而且显然，如果药形简单，不仅使模具加工容易，而且也使药柱成型容易，因而也易于保证质量。综上所述，选择和确定药形时主要应考虑：(1)药柱的工艺性; (2)内弹道特性(如恒面性要求、肉厚系数和装填系数等)；(3)药柱的结构完整性。3.2 装药形状的选择装药的几何形状和尺寸决定了发动机的燃气的生成率和变化规律，因此也就决定了发动机的内弹道性能。同时，装药的体积又决

42、定了燃烧室的容积和质量，故装药设计是非常重要的技术。对于大型的固体火箭发动机，装药设计内容还包括药柱结构完整性的设计。3.2.1一维药柱这种结构的侧表面及其一端是用包覆层来阻燃的。燃烧只在其另一端进行，燃烧方向垂直于端面。端燃药柱的主要优点是：(1)工作时间可以很长；(2)能恒面性燃烧；(3)装填系数大；(4)形状简单、制造容易；(5)不会出现初始压力峰； (6)具有固有的高强度等。这种药柱的缺点是：(1)燃烧面积很小，因而推力很小；(2)在燃烧过程中发动机重心移动很大；(3)高温燃气与燃烧室壁接触，因此必须要有很厚的绝热层。绝热层可能占据燃烧室容积的510%,从而损害了装填系数；(4)点火困

43、难等;(5)发动机推力、压力曲线上升缓慢(有所谓“爬升”现象)，需要采取措施弥补。3.2.2二维药柱 侧燃药柱是燃烧只在药柱的侧面进行，一般是两端包覆阻燃，对于管状药柱也可能有一个端面包覆阻燃，侧燃药柱属于二维燃烧药柱。侧燃药柱具有较大的燃烧面积，使发动机能够产生较大的推力。目前，侧燃药柱在固体火箭发动机中广泛采用。侧燃药柱种类很多，可以实现不同的燃烧面变化规律。1、星形药柱侧燃药柱中，最具代表性的当属星形药柱，这种药形由药柱外径D、肉厚e1、星角数n、星角、角度系数、过渡圆弧半径r和星角圆弧半径r1等7个独立变量来定义。星形药柱的优点：可以通过改变星角参数而获得恒面性、减面性或增面性的燃面变

44、化规律；浇铸成型的星形药柱，高温燃气不直接与燃烧室接触，而药柱本身起着绝热的作用，解决了发动机壳体受热问题；浇铸成型工艺解决了大尺寸药柱的制造以及药柱的支撑问题，同时药柱对壳体的刚度有增强作用。其缺点是：药柱较为复杂，使药柱芯模制造有难度；药柱内孔在星尖处有较大的应力集中，使药柱强度减弱，易出现裂纹；星形药柱燃烧后有剩药，易造成浪费，使发动机的推力、压力曲线有很长的拖尾段。目前，长时间工作的大推力的固体火箭发动机广泛采用星形药柱。2、管形药柱严格的讲，必须是两端面包覆阻燃的管型药柱才是侧燃药柱，一般是内外侧面同时燃烧。这种药形由药柱外径D、内径d来定义。管型药柱作为装药有单根和多根之分。管形药

45、柱的优点是：具有固有的恒面性；药形简单，制造容易；具有很高的强度；药柱燃烧无剩药。其缺点是：药柱必须有支撑部件（包括径向和轴向）；燃气直接与燃烧室直接接触，较长时间工作时，必须考虑热防护问题。管型药柱应用于小型火箭发动机居多，如果多根管形药柱使用，可应用于短时间工作、大推力的发动机上，如助推发动机或发射发动机上。所以，它的应用也较为广泛。3、车轮形药柱这种药形由外径D、肉厚e、轮臂数n、轮臂角、角度系数、过渡圆弧半径r、轮臂角圆弧半径r1、轮臂圆弧半径r2、轮臂高度h来定义。该药形与星形药柱相类似，除具有星形药柱的特点外，还有如下特点：肉厚系数低；装填系数低；星形药柱更为复杂；改变肉厚轮臂厚度可以得到多推力方案；由