火箭發動機

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第1章緒論

1.1設計背景

固體火箭發動機與液體火箭發動機和其他化學能火箭發動機相比，具有很

多的優點，因而它被廣泛的用作各類小型、近程的軍用火箭和戰術導彈的動力

裝置。

近幾十年來，由于高能推進劑的出現，先進的裝藥設計和大型藥柱澆注工

藝的采用，優異的殼體材料和耐燒蝕材料的問世，以及高效而可靠的推力矢量

控制裝置的研制成功，已在很大程度上克服了固體火箭發動機的缺點，更由于

其結構簡單，使它在競爭中顯示更加優勢的地位。

目前，固體火箭發動機除了用于軍事用途外，也用于其他的很多方向。研

制和使用新型的高能推進劑，進一步提高推進劑的綜合性能，發展無煙推進劑

是火箭推進技術主要的研究和發展方向。

總之，隨著固體推進技術在航天領域和導彈技術中應用不斷發展，會有更

多的新課題出現，許多技術問題有待開發。所以，對固體火箭發動機的研究有

十分重要的意思。

1.2固體火箭發動機簡介

1.2.1固體火箭發動機基本結構

固體火箭發動機主要由固體推進劑、燃燒室、噴管和點火裝置等四大部分

組成。圖1.1為固體火箭發動機示意圖。

1、推進劑裝藥

裝藥是裝入燃燒室中的具有一定形狀和尺寸的推進劑藥柱的總稱，它是固

體火箭發動機的能源。由于裝藥的燃燒，化學能轉化為動能，并且向外做工功，

從而推動發動機的運動。常用的固體推進劑有三類：雙基推進劑、復合推進劑

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和改性雙基推進劑。固體推進劑包含有燃燒劑和氧化劑，它自身能夠形成封閉

的化學反應系統。

2、燃燒室

燃燒室里面裝載了固體推進劑，是發生化學反應的場所。它主要由起支承

作用的燃燒室殼體和起熱防護作用的內絕熱層組成，而燃燒室殼體一般由筒體

和前后封頭組成。大部分燃燒室都制作成圓柱形，他是主要的受力場所。燃燒

室材料大多采用強度很高的材料，也有采用玻璃纖維纏繞加樹脂成型的玻璃鋼

結構，以大幅度減輕燃燒室殼體的重量。

1——藥柱；2——燃燒室；3——噴管；4——點火裝置。

圖1.1固體火箭發動機示意圖

3、噴管

在噴管里氣流的勢能轉化為動能，從而使氣流加速流動，并保持一定的燃

燒室壓力，它主要由殼體和熱防護層組成。對于一般的噴管主要由狗和蛇 收斂段、喉

部和擴張段三部分組成。由于噴管始終承受著高溫、高壓、高速氣流的沖刷，

尤其在喉部情況更加嚴重，因此需要在喉部采用耐高溫耐沖刷的材料(如石墨、

鎢滲銅等)作為喉襯。

4、點火裝置

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點火裝置提供一定的初始熱量和點火壓力，以便點燃裝藥使其穩定燃燒，

它由發火系統和能量釋放系統組成。

1.2.2固體火箭發動機的特點

固體火箭發動機與液體火箭發動機及其它化學能火箭發動機相比，它具有

以下特點[5]：

1、結構簡單

固體火箭發動機結構簡單。除推力矢量控制裝置有活動件外，固體火箭發

動機幾乎沒有活動部件。

2、使用方便、能長期儲存

固體火箭發動機使用方便，勤務處理簡單。由于固體推進劑裝藥成型后能

長期貯存在發動機中，只需要簡單操作就可以發射，所以使用方便。在平時維

護保養方面也十分方便積極向上的英文 ，并可以長期儲存備用。

3、可靠性高

因為結構簡單，零部件很少，固體火箭發動機的可靠度很高。現代固體火

箭發動機的可靠度已達0.99以上，它高于液體火箭發動機的可靠性。

4、質量比高、體積比沖高

雖然固體推進劑比沖較液體推進劑低，一般為

2200~2700NS/kg?

，但是其

密度大，約為31.6~1.84g/cm，而且固體推進劑全部直接裝入發動機燃燒室內，

隨著殼體材料性能不斷提高，因而固體火箭發動機具有較高的質量比(即推進劑

質量與發動機總質量之比)。同理，使得固體火箭發動機比液體火箭發動機具有

較小的體積，故體積比沖大。

此外，固體火箭發動機還有加速性能好、能快速攻擊目標、成本低和生存

能力強等優點。因而廣泛應用于各類小型、近程的軍用火箭和戰術導彈的動力

裝置。但是，固體火箭發動機也存在著一些缺點，如推進劑能量特性低、工作

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時間短、材料燒蝕嚴重、推力矢量不容易控制等。因此，在過去相當長的一段

時期內，限制了它在大型、遠程和戰略武器領域內的應用。

1.3本設計的技術要求與主要內容

1.3.1本設計的技術要求

本設計提出的技術要求如下：

總沖量：180000NS?；

平均推力：60000N(20℃)；

工作時間：

3~3.2s

；

使用條件：-55℃~+55℃；

發動機外徑：270mm。

1.3.2本設計的主要內容

本文的固體火箭發動機設計任務是：

1、發動機的總體設計選擇發動機的結構形式、推進劑和殼體材料，選擇

發動機的直徑、工作壓力和膨脹比等主要設計參數。

2、發動機的裝藥設計選擇藥形、確定藥柱幾何尺寸、計算發動機的熱力

參量等。

3、發動機內彈道計算計算發動機燃燒室內壓強隨時間的變化，并繪制出

內彈道曲線。

4、發動機的燃燒室設計燃燒室的殼體設計、封頭、內絕熱層和包覆層的

設計和校核等。

5、發動機的噴管設計噴管的型面設計、結構設計和熱防護設計等。

6、點火裝置設計點火裝置的類型和結構的選擇，設計發火系統和能量釋

放系統等。

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7、總體驗證計算發動機的總質量，完成對結構合理性的評估。

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第2章總體設計

總體設計對發動機的性能和質量指標有著決定性的影響。只有在完成了總

體設計之后才能進行發動機各組成部分的設計。總體設計的任務是選擇和確定

發動機的結構形式、殼體材料、推進劑和主要設計參量。

2.1固體火箭發動機結構的選擇

發動機的結構形式直接影響到火箭或導彈的結構和性能。因此，在選擇發

動機結構形式時要與總體設計相協調。

2.1.1燃燒室殼體結構的選擇

燃燒室殼體通常由筒體和前、后封頭所組成。筒體是殼體的主要組成部分，

封頭則多以不可拆連接形式與筒體制成一體，對于小型發動機，其前封頭與筒

體常采用可拆連接(這種前封頭通常稱為室蓋)，后封頭則常用噴管的收斂段來

代替筒體結構。殼體結構的選擇不僅包括筒體、封頭或室蓋本身的選擇，也包

括他們之間的連接結構和密封結構的選擇。

1、筒體結構的選擇

筒體結構多種多樣，它與殼體的材料和制造方法等有關。小型發動機的筒

體一般采用熱軋型材或熱沖壓毛坯經機械加工制成，筒體的兩端車制有連接螺

紋；金屬筒體可采用旋壓成形工藝來實現，筒體與封頭制成一體，但必須有一

端是開口的；對于直徑較大或結構較復雜的筒體，為了制造的方便常采用焊接

結構。

本文設計的發動機采用旋壓成形的筒體。因為旋壓成形是一種無屑加工技

術，采用這一技術可使殼體材料消耗降低，機械強度提高，加工壁厚減小和表

面光潔度提高，還可按需要將殼體的材料加工成等壁厚或變壁厚的，勿需經過

機械加工即可達到所需要的尺寸精度。

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2、封頭結構的選擇

對于大、中型發動機的封頭，多采用碟形、橢球形，以減輕結構重量和提

高軸向空間利用率。它們通常與筒體焊接或纏繞成一體。以強度而論，球形封

頭最好，橢球形封頭次之，平板形封頭最差；但是以加工的工藝性和軸向空間

的利用性而言則相反。封頭的壁厚一般都用一些理論或者半經驗的公式來估

算。本次設計選擇橢球形封頭設計，后封頭與筒體旋壓加工成一個整體。

3、連接結構的選擇

燃燒室筒體與封頭、后封頭與噴管、前封頭與點火器等零部件之間都存在

著連接問題。對連接結構的主要要求是：連接可靠、同軸性和密封性好、藥柱

裝填或澆鑄方便、重量輕及加工和裝配方便等。

筒體與前封頭采用焊接方式，后封頭與噴管采用螺柱連接；前封頭與點火

器采用螺紋連接。

4、密封結構的選擇

為了防止發動機工作時燃燒室內高溫高壓燃氣的外泄，在各個連接部位都

應有良好的密封。

平墊圈密封和O型密封圈密封是常見的兩種密封結構，這里采用O型密

封圈密封。O型密封圈廣泛的應用于燃燒室殼體的可拆連接部位。這種密封

結構簡單，拆卸方便，密封可靠，通常只需一至二道密封圈即能可靠的達到密

封效果。

2.1.2噴管結構的選擇

選擇噴管時要考慮噴管數目，總長度要求及擴張段的形狀等。

1、單噴管與多噴管的選擇

長度：多噴管是單噴管長度的一半；重量：多噴管的結構重量比單噴管的

重量輕，但多噴管結構有笨重的管座，綜合考慮，多噴管并不一定輕；加工精

度：單噴管可降低加工精度要求。單噴管具有結構簡單、加工容易、精度要求

低、燒蝕小和效率高等優點，只有對發動機長度有嚴格要求時，或需要發動機

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低速旋轉，或需要利用單噴管實現推力矢量全控制，才考慮采用多噴管結構。

本設計選擇單噴管設計。

2、簡單噴管與復合噴管的選擇

簡單噴管一般指由單一材料制成的噴管，常用于工作時間很短的發動機

中。復合噴管由幾種材料制成，具有良好熱防護層的復合結構噴管，主要用于

工作時間長的發動機中。本文的發動機工作時間3~3.2s，因此采用簡單熱防護

處理的復合噴管。

3、普通噴管與潛入式噴管的選擇

潛入式噴管的部分或全部潛入燃燒室內，它可以使發動機的長度大大縮

短，減小全彈長度，但潛入式噴管結構復雜，加工不方便，而且有很大的能量

損失。普通噴管結構簡單，工藝性好。因此本文采用普通噴管設計。

4、錐形噴管與特型噴管的選擇

由于錐形噴管形狀簡單、工藝性好，在固體火箭發動機中，特別是在中小

型發動機中被廣泛的采用。特型噴管是根據特征線法得到的一種曲線形噴管。

本文發動機尺寸不是很大，由此發動機采用錐形噴管。

2.2固體火箭發動機材料的選擇

發動機殼體材料包括燃燒室殼體材料和噴管殼體材料兩部分。這里先對燃

燒室殼體材料進行選擇，噴管殼體材料的選擇需要綜合考慮其與殼體的連接方

式與工作環境。目前，用作固體火箭發動機燃燒室的殼體材料很多，主要分為

兩大類：金屬材料和非金屬材料。本文設計的發動機推力大、工作時間短，對

殼體質量要求較高，要求材料有良好的機械性能和焊接性能，另外要求高溫性

能要好。本文通過對幾種不同材料綜合性能的比較，將強度極限作為主要的參

考數據，最終選擇一種最優的材料。

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表2.1幾種材料的比強度性質

材料強度極限(MPa)密度(g/cm)比強度610?(m/s)

LC45302.850.186

506487.810.06

30GrMnSiA10797.750.139

對于一般合金鋼，它的冷熱加工和焊接性能都較好，常用作野戰火箭發動

機殼體材料。對于高強度的鋁合金，它們的主要優點是：比強度高，剛性好。

缺點是：耐熱性和焊接性能差，缺口敏感性也較大。一般僅限于壁溫在120℃

以下使用，因此只有在內燃藥柱或殼體有絕熱內襯、工作時間又較短的發動機

上才考慮采用。超高強度合金鋼主要用作大型固體火箭發動機的殼體材料。對

一些質量要求比較高的中、小型發動機也可以采用。它具有高的比強度，從而

可以大大地降低結構重量。綜合考慮以上因素，最后選擇30GrMnSiA。

對于噴管，由于工作時間為3~3.2s，推力相對較大，噴管喉部的燒蝕和沉

積會相對很嚴重，于是在選擇噴管基體的材料時，選擇性能相對較好的

30GrMnSiA

，這樣在與殼體的連接時候相容性較好。

2.3推進劑的選擇

推進劑對發動機的內彈道性能和質量指標影響很大，因此選擇推進劑要十

分慎重。固體推進劑有雙基推進劑、復合推進劑和改性雙基推進劑等三大類。

1、推進劑應具有所需的能量特性；

2、推進劑應具有所要求的內彈道特性；

3、推進劑應具有良好的燃燒特性；

4、推進劑應具有足夠的力學特性；

5、推進劑應具有良好的物理、化學安定性；

6、推進劑應具有最小的危險性和良好的經濟性。

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下面根據以上原則進行推進劑選擇。因為待設計發動機的推力大、工作時

間短，要求推進劑具有很高的能量特性和良好的內彈道性能，因此將能量特性

作為首要考慮的因素。推進劑應具有所需的能量特性和內彈道特性。推進劑的

能量特性是以比沖和密度的乘積來表征的。

發動機的總沖為：

sppsppp

IImgIVg???(2.1)

由上式可見，當

p

V

一定時，

sp

I

p

?愈大，則

I

愈大。相反，當

I

一定時，

sp

I

p

?

愈大，則

p

V

愈小，燃燒室體積也愈小，燃燒室殼體質量也就愈小；同時由于

sp

I

愈大，

p

m

也愈小，發動機總質量也愈小.綜合考慮以上因素，選擇AlAPCTPB//

這種推進劑，其在是室溫的一些特性如下表：

表2.2推進劑的性質

SP

I(s)

C*（m/s）p

?

（g/cm）

K

n

燃速公式(mm)

260～26514801.771.250.320.34.82((kg/cm))rp?

2.4工作壓力的確定

發動機的工作壓力即燃燒室壓力，燃燒室壓力是影響發動機性能的重要參

數之一。壓力的高低不僅影響到發動機工作是否正常和穩定，而且影響到發動

機比沖的大小、發動機工作時間、裝藥尺寸及發動機的結構質量等。通常可以

按照如下原則來選擇發動機工作壓力：

2.4.1保證推進劑正常燃燒

在確定發動機工作壓力時，首先必須保證推進劑在燃燒室內能夠正常燃

燒。這就要求低溫下燃燒室的最低工作壓力應大于(或等于)推進劑穩定燃燒的

臨界壓力，亦即

)(

min

CTcr

eq

pp??

?

(2.2)

通常，采用一般雙基推進劑的發動機，臨界壓力較高，約為4~6MPa；

而采用復合推進劑的發動機，臨界壓力較低，約為2~4MPa，甚至更低。本

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設計選擇的是復合推進劑，臨界壓力較低，初步確定發動機工作壓力大于(或

等于)3MPa。

2.4.2重量比沖大

工作壓力對發動機的重量比沖有很大影響。燃燒室壓力增加，一方面比沖

增加，從而增大沖重比，提高發動機的性能；另一方面卻使壁厚增加，減少沖

重比，降低發動機的性能。因此存在一個最佳壓力，它與沖重比的最大值相對

應。

發動機總質量為

pcnsigna

mmmmmmm??????

(2.3)

式中

p

m——推進劑質量；

c

m

——燃燒室殼體質量；

n

m——噴管質量；

s

m——絕熱層和包覆層質量；

ign

m

——點火器質量；

a

m——其它零件質量。

一般情況下，工作壓力對噴管質量影響不大，其它結構質量可以認為與工

作壓力無關。于是，最優工作壓力的條件為：

0?

?

?

?

?

?

?

?

?

??

?

?

?

?

?

?

?

?

t

c

p

c

c

t

c

dp

dm

dp

dm

dp

dm

(2.4)

因推進劑質量p

sp

I

m

Ig

?

，于是

c

sp

sp

p

c

sp

spc

p

dp

dI

I

m

dp

dI

gI

I

dp

dm

????

?

?

?

?

?

?

?

?

2

1

(2.5)

將上式代入式(2.3)，得

0

11

??

?

?

?

?

?

?

?

?

c

sp

sp

I

c

c

p

dp

dI

Idp

dm

m

(2.6)

求解方程(2.5)便可達到工作壓力的最優值。但是這個方程的解析法求解是

很困難的，這里采用作圖法近似求解。具體方法是，在背景壓力一定的情況下，

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給定一系列工作壓力，分別算出發動機燃燒室殼體質量和裝藥量，把它們疊加

起來，然后繪出曲線，此曲線上極小值所對應的壓力，即方程(2.5)的解，也就

是在某一總沖和燃燒室殼體直徑下能保證發動機重量比沖最大的工作壓力。且

殼體材料強度越大，最優工作壓力就越高。

下面介紹發動機燃燒室殼體質量和裝藥量的具體方法：

在初步估算時，可以將燃燒室殼體簡化為一個兩端為平板形封頭的圓筒

體，后端平板上有面積等于裝藥初始通氣面積的開口，且燃燒室長度等于裝藥

長度，兩端平板厚度等于燃燒室殼體壁厚。

燃燒室殼體的質量為

222

cmmpm

mRLRA???????????(2.7)

式中

R

——燃燒室殼體半徑；

m

?

——燃燒室殼體材料密度；

?——壁厚；

L

——燃燒室殼體長度；

p

A

——燃燒室初始通氣面積；

由于

???

?

?

Rp

max?(2.8)

p

p

AR

V

L

?

?

2?

(2.9)

J

A

At

p

?

(2.10)

tpC

I

A

cF

t

?

?(2.11)

?

?

?

?

?

?

?

?

??

?

?RAR

AR

VR

p

m

p

p

p

m

c

3

2

2

max2

2

][

?

?

?

?

??

(2.12)

式中J——發動機通氣參量(或喉通比)；

max

p——燃燒室最大壓力，

max

1.2

c

pp?；

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?

F

C

——理論推力系數，

1

2

1

1

k

k

e

F

c

p

k

C

kp

?

?

??

??

??

??

??

??

?

??

??

??

；

其中絕熱指數

k

=1.25時，比熱比函數=0.6581[

4

]。

推進劑質量

??

??

F

sp

pCC

I

gI

I

m

由計算得到所需數據，分別做出

~

cc

mp

和曲線~

pc

mp曲線，然后疊加

即可以得到

cpc

pmm~?

曲線。

圖2.1壓力時間曲線

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圖2.2最優壓力的確定

從圖中我們可以清晰看出，最優壓力為7.2MPa，即

c

p

=7.2MPa。

2.5噴管膨脹比的確定

噴管膨脹比是指噴管出口面積

e

A

與噴管臨界截面面積

t

A

的比值

/

Aet

AA??

或噴管出口直徑

e

d

與臨界截面直徑

t

d

之比，

/

det

dd??

。由噴管理論可知，只

要在噴管擴張段內不產生激波和氣流分離，則當膨脹比一定時，壓力比

/

ec

pp

也是一定的。所以膨脹比的選擇，實質也是在某一工作壓力

c

p

下確定出口壓

力

e

p的問題。膨脹比也是發動機的一個主要設計參量，它影響發動機的比沖

及其結構質量。

選擇膨脹比一般有兩個原則：發動機推力或比沖最大原則和發動機重量比

沖最大原則。按發動機推力或比沖最大原則選擇膨脹比時，弊病較多，加之本

發動機的推力已知，故為了克服按照推力最大原則選取噴管膨脹比的弊病，采

用重量比沖最大原則來確定膨脹比則更為合理。

在欠膨脹工作情況下，當噴管膨脹比增大時，比沖增大，噴管重量亦增大。

前者使重量比沖增大，后者使重量比沖減小。可見，必然存在一個最優膨脹比

*

A

?(或*

d

?)，能使發動機重量比沖最大。或者說，在總沖一定時，*

A

?(或*

d

?)能使

發動機質量最小。可以利用圖解法求得這個最優的膨脹比，其求解步驟如下：

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2.5.1計算噴管質量

n

m

隨膨脹比

A

?

的變化

在噴管質量中，主要是擴張段的質量隨膨脹比而變化。設噴管擴張段為錐

形，其擴張半角為，則擴張段的表面積為

221

()()(1)

sinsinsin

ett

etetA

RRA

ARRlAA

??

??

???

?

???????(2.13)

噴管擴張段的質量可近似地寫成

'

1

(1)

sinntAnn

mA???

?

??

(2.14)

式中

n??

—噴管擴張段殼體平均壁厚；

n

?

—噴管擴張段殼體材料的密度。

由式(2.13)算出'

n

m

，加上噴管上不隨

A

?

變化的其它部分的質量，就可以求

出相應的噴管質量

n

m

。顯而易見，

n

m

隨

A

?

線性地增大。

2.5.2計算裝藥量

p

m

隨膨脹比

A

?

的變化

由固體火箭發動機原理課程可知：

p

sp

I

m

gI

?(2.15)

1

*

2

{[1()]()}

1

k

eea

k

spA

ccc

ppp

k

gIC

kppp

?

?

?????

?

(2.16)

1

1

21

21

()

11

=

()()

k

A

k

ee

kk

cc

k

kk

pp

pp

?

?

?

?

??

?

(2.17)

推進劑選定CTPB/AP/Al后，式(2.16)中的特征速度*C、絕熱指數k在表

2.2中已經給定，取決于k的參數可由氣動函數表查得。

2.5.3計算發動機質量m隨膨脹比

A

?

的變化

由

A

m??

曲線取極小值即得*

A

?。

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由圖2.3可以看出，發動機質量隨膨脹比

A

?

的變化關系由曲線取得極小值

*8.65

A

??。通常，噴管質量為發動機結構質量的10~20%，有的甚至高達

30~50%。因此，在選擇膨脹比時不能簡單追求比沖或推力最大，而應該力求

使重量比沖最大。

圖2.3最優膨脹比的確定

2.6發動機熱力參量的估算

熱力參量的估算包括：發動機實際比沖

sp

I

、實際特征速度*C、和實際推

力系數

F

C

的估算。

2.6.1實際特征速度?C的估算

燃燒室效率：????

0

/CC?

，可以得到

????

0

CC?

(2.18)

本設計中可取燃燒室熱效率??

=1.0，則????

0

CC?

=1480s/m

2.6.2實際推力系數

F

C

的估算

為估算發動機的實際推力系數

F

C

，必須考慮噴管內的各種損失。

噴管內的損失包括氣流擴張損失、兩相流損失、化學動力滯后損失、邊界

層損失等。對于一些小型的發動機，多采用簡單的錐形噴管，這種情況下，噴

管的損失可以用簡單的方法進行估算：

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本設計采用簡單的錐形噴管，擴張段半錐角為

?

。由固體火箭發動機原理

課程可知，氣流擴張損失系數為

????cos1

2

1

??

(2.19)

取擴張段半錐角?15??，得到983.0??。

邊界層引起的氣流速度損失系數和流量損失系數分別以

1

?

、

2

?

表示。通

常可取

1

?

=0.93

，對于本設計中可取2

=1.0，同時這類發動機噴管膨脹比較小，

而且噴管較短，通常在計算理論比沖時多按凍結流計算。因此噴管效率可表示

為

21

?????

cf

(2.20)

那么實際推力系數??

FcfF

CC?=1.543。

2.6.3實際比沖量

sp

I

的估算

燃燒室效率??

、噴管效率

cf

?求出后，便可求得比沖效率

sp

?

cfsp

?????(2.21)

實際比沖量

0spspsp

II??，于是，最后得出實際比沖?

sp

I233s[4]。

2.7發動機設計參量的估算

2.7.1裝藥量

p

m

根據設計技術要求規定總沖量

I

，計算裝藥量

p

m

gI

I

m

sp

peff

?(2.22)

式中

peff

m

——有效裝藥量。

考慮到推進劑制造上可能造成的性能誤差和裝藥尺寸偏差，取

?

peff

m(1.01～1.05)gII

sp

/(2.23)

本設計取系數為1.01，由前面的總體設計可以得到

1.0175.6276.37kg

peff

m???。

2.7.2噴管喉部面積

t

A

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根據規定的推力和選定的壓力，計算噴管喉部面積

cF

tpC

F

A?(2.24)

式中

F

C

——發動機實際推力系數

由上面的總體設計中可以得到25270mm

t

A?，則噴管喉部直徑

82mm

t

d?，噴管出口直徑為241mm

e

d?。

2.7.3裝藥的總燃層厚

1

e

根據工作時間的要求，可計算出裝藥的總燃層厚(肉厚)

1

e

。本設計中裝藥

為恒面燃燒，則肉厚和肉厚系數為

b

n

b

taprte??

1

(2.25)

1

1/2

i

e

e

D

?

(2.26)

式中

1e

——肉厚系數；

i

D——燃燒室內徑；

b

t——燃燒時間。

本設計中固體推進劑的燃速0.30.34.824.82(7.210.2)17.5rp?????mm/s，

則由式(2.24)可得裝藥的總燃層厚為

1

17.5(3~3.2)52.5mme???。且燃燒室內

徑270mm

i

D?，則由式(2.25)可得肉厚系數為1e

=0.396。

2.8本章小結

固體火箭發動機總體設計參數對導彈性能有直接影響，本章進行了固體火

箭發動機總體設計。首先確定了發動機的結構形式，以此為基礎，選擇了發動

機的主要結構材料和推進劑，發動機殼體材料選用合金鋼30GrMnSiA，推進

劑選用復合推進劑CTPB/AP/Al。通過計算和實際分析，確定了發動機的工作

壓力

c

p=7.2MPa和噴管膨脹比

65.8?

A

?

。此外，本章對發動機的一些熱力參

量和設計參量也進行了計算，為后面的設計工作提供了一定的依據和參考。其

中燃燒室殼體厚度1.5mm??，有效裝藥質量

76.37kg

peff

m?

，噴管喉部直徑

82mm

t

d?，噴管出口直徑為241mm

e

d?，肉厚系數為

1

e=0.396。

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第3章發動機的裝藥設計

裝藥是裝填入燃燒室中的具有一定形狀和尺寸的推進劑藥柱的總稱，他

是發動機的能源。裝藥的幾何形狀和尺寸決定了發動機的燃氣生成率及其變

化規律，從而也決定了發動機的推力、壓力隨時間的變化。同時，裝藥體積

又決定了燃燒室的容積和重量。所以，固體火箭發動機的裝藥設計在很大程

度上決定了發動機的內彈道性能和質量指標的優劣。

3.1裝藥設計的基本要求及其選擇原則

3.1.1基本要求

1、具有規定的裝藥量，以保證發動機具有規定的總沖量[3]；

2、具有規定的燃燒面積和總燃層厚，以保證發動機具有規定的推力和

工作時間；

3、能夠恒面燃燒，從而獲得等推力、等壓力的工作過程；

4、通氣參量不能超過臨界值，保證不產生大的壓力峰；

5、裝填系數盡量高，剩藥系數盡量低，使發動機的結構重量小，重量

比沖和體積比沖大；

6、藥柱有足夠的強度，等等。

3.1.2藥型選擇的原則

1、具有適當的燃燒面變化規律

燃燒面變化規律反映了推力和壓力的變化規律。增面性藥形得到漸增的

推力和壓力曲線；減面性藥形得到漸減的推力和壓力曲線；恒面性藥形則得

到等推力和等壓力曲線，如下圖3.1所示。

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圖3.1不同燃面變化規律下壓強—時間變化曲線

2、使發動機具有較高的裝填系數

端面燃燒藥柱和各種三維藥柱具有較高的裝填系數，而大多數二維藥柱

的裝填系數比較低。由火箭發動機原理知，大推力發動機的臨界裝填系數低，

而小推力發動機的臨界裝填系數高。因此，能否采用高裝填系數的藥形還受

發動機規定推力的約束。

3、具有足夠的燃燒面積

為獲得規定的推力，藥柱必須具有足夠大的燃燒面積。由

1sppspp

IImgISeg???(恒面性燃燒)知，當總沖

I

確定時，則燃燒面積S與肉

厚

1

e成反比。

1

e通常用肉厚系數

1

e表示

1

1/2

i

e

e

D

?(3.1)

所以，要求所選擇的藥形具有足夠的燃燒面積，也就是要求所選藥形具

有所需的肉厚系數

1

_

e

。

4、在燃燒結束時應該無剩藥或剩藥量最少

剩藥會造成能量損失和不穩定的后效沖量。通常，簡單的圓孔藥柱無剩

藥，而具有復雜內孔的藥柱都有剩藥。在選用后者時應適當選擇內孔形狀和

尺寸來使剩藥量最小。

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5、藥柱對燃燒室壁有絕熱作用

內燃藥柱對室壁有絕熱作用。因此，長時間工作的大型發動機無例外地

皆采用內燃藥柱。外燃藥柱或端燃藥柱對室壁皆無絕熱作用。因此，它們通

常只用于短時間工作的小型發動機和各種助推器上。

6、藥柱強度高、工藝性好

端燃、外燃和內外燃藥柱皆具有較好的強度，特別是前兩種藥柱具有固

有的高強度特性。內燃藥柱強度較差，特別是內孔形狀復雜的藥柱還有應力

集中現象，使藥柱強度更差。

而且顯然，如果藥形簡單，不僅使模具加工容易，而且也使藥柱成型容

易，因而也易于保證質量。

綜上所述，選擇和確定藥形時主要應考慮：(1)藥柱的工藝性;(2)內彈道

特性(如恒面性要求、肉厚系數和裝填系數等)；(3)藥柱的結構完整性。

3.2裝藥形狀的選擇

裝藥的幾何形狀和尺寸決定了發動機的燃氣的生成率和變化規律，因此

也就決定了發動機的內彈道性能。同時，裝藥的體積又決定了燃燒室的容積

和質量，故裝藥設計是非常重要的技術。對于大型的固體火箭發動機，裝藥

設計內容還包括藥柱結構完整性的設計。

3.2.1一維藥柱

這種結構的側表面及其一端是用包覆層來阻燃的。燃燒只在其另一端進

行，燃燒方向垂直于端面。

端燃藥柱的主要優點是：(1)工作時間可以很長；(2)能恒面性燃燒；(3)

裝填系數大；(4)形狀簡單、制造容易；(5)不會出現初始壓力峰；(6)具有固

有的高強度等。

這種藥柱的缺點是：(1)燃燒面積很小，因而推力很小；(2)在燃燒過程中

發動機重心移動很大；(3)高溫燃氣與燃燒室壁接觸，因此必須要有很厚的絕

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熱層。絕熱層可能占據燃燒室容積的5～10%,從而損害了裝填系數；(4)點火

困難等;(5)發動機推力、壓力曲線上升緩慢(有所謂“爬升”現象)，需要采取

措施彌補。

3.2.2二維藥柱

側燃藥柱是燃燒只在藥柱的側面進行，一般是兩端包覆阻燃，對于管狀

藥柱也可能有一個端面包覆阻燃，側燃藥柱屬于二維燃燒藥柱。

側燃藥柱具有較大的燃燒面積，使發動機能夠產生較大的推力。目前，

側燃藥柱在固體火箭發動機中廣泛采用。側燃藥柱種類很多，可以實現不同

的燃燒面變化規律。

1、星形藥柱

側燃藥柱中，最具代表性的當屬星形藥柱，這種藥形由藥柱外徑D、肉

厚e

1

、星角數n、星角?、角度系數

?

、過渡圓弧半徑r和星角圓弧半徑r

1

等7個獨立變量來定義。

星形藥柱的優點：可以通過改變星角參數而獲得恒面性、減面性或增面

性的燃面變化規律；澆鑄成型的星形藥柱，高溫燃氣不直接與燃燒室接觸，

而藥柱本身起著絕熱的作用，解決了發動機殼體受熱問題；澆鑄成型工藝解

決了大尺寸藥柱的制造以及藥柱的支撐問題，同時藥柱對殼體的剛度有增強

作用。其缺點是：藥柱較為復雜，使藥柱芯模制造有難度；藥柱內孔在星尖

處有較大的應力集中，使藥柱強度減弱，易出現裂紋；星形藥柱燃燒后有剩

藥，易造成浪費，使發動機的推力、壓力曲線有很長的拖尾段。

目前，長時間工作的大推力的固體火箭發動機廣泛采用星形藥柱。

2、管形藥柱

嚴格的講，必須是兩端面包覆阻燃的管型藥柱才是側燃藥柱，一般是內

外側面同時燃燒。這種藥形由藥柱外徑D、內徑d來定義。

管型藥柱作為裝藥有單根和多根之分。管形藥柱的優點是：具有固有的

恒面性；藥形簡單，制造容易；具有很高的強度；藥柱燃燒無剩藥。其缺點

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是：藥柱必須有支撐部件（包括徑向和軸向）；燃氣直接與燃燒室直接接觸，

較長時間工作時，必須考慮熱防護問題。

管型藥柱應用于小型火箭發動機居多，如果多根管形藥柱使用，可應用

于短時間工作、大推力的發動機上，如助推發動機或發射發動機上。所以，

它的應用也較為廣泛。

3、車輪形藥柱

這種藥形由外徑D、肉厚e、輪臂數n、輪臂角?、角度系數

?

、過渡圓

弧半徑r、輪臂角圓弧半徑r

1

、輪臂圓弧半徑r

2

、輪臂高度h來定義。

該藥形與星形藥柱相類似，除具有星形藥柱的特點外，還有如下特點：

肉厚系數1

e

低；裝填系數低；星形藥柱更為復雜；改變肉厚輪臂厚度可以得

到多推力方案；由于輪臂處于懸臂狀態，受載荷沖擊或振動沖擊存在強度問

題。

通常，該藥形應用在大推力、短時間工作的助推器和點火發動機上。

此外，側燃藥形還有套管形、樹枝形以及多孔形藥柱。

3.2.3三維藥柱

側、端燃藥柱屬三維藥柱，其特點是燃燒面積大。該藥形可以實現大推

力。

側、端面同時燃燒的藥形包括：短管形藥柱、短內孔燃燒管型藥柱、開

槽管型藥柱、錐孔形藥柱、翼柱形藥柱、和球形藥柱等。

由于待設計發動機屬于大推力，同時工作時間為3~3.2s，要得到較為平

穩的內彈道曲線，最后選擇星形藥柱。

3.3星形藥柱的設計

星形裝藥設計比較復雜，首先要根據內彈道要求初步計算出裝藥的幾何

尺寸，然后，還要對設計的裝藥進行內彈道性能驗算和結構完整性分析，并

對初步設計的裝藥進行必要的修正，最后確定裝藥尺寸。

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3.3.1裝藥的幾何參量與設計參量之間的關系

星形藥柱，如圖3.2所示，需要確定的獨立尺寸參數有8個：藥柱外徑

D、肉厚

1

e

、再加長度L。還有星孔參數：星角數n、星邊夾角、角度系數

?

、

過渡圓弧半徑r和星角圓弧半徑r

1

等。

為了確定這些幾何參量，必須首先找到它們與設計參量之間的關系。

燃燒面積與幾何參量的關系：設藥柱兩端面包覆阻燃(或長徑比很大，忽

略端部影響)，則燃燒面積S可寫成

2

i

SsLnsL??

(3.2)

式中

s

——藥柱周邊長；

i

s

——半個星角的周邊長；

n

——星角數。

因為燃燒過程中星角數

n

和周長L保持不變，所以燃燒面積S的變化規

律完全取決于半個星角周邊長

i

s

的變化。

圖3.2星形裝藥

由圖3.2可以看出，周邊長的變化可分為兩個階段：星角直邊CD消失

前和消失后。在這兩個階段內，周邊長的變化規律是不同的。

由圖3.2可見，星尖消失點在H，此時燃層厚為*e

。

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*

sin

'

'

coscos

22

l

OM

n

erOH

?

?

??

????

(3.3)

式中l——特征尺寸，且

1

()

2

D

ler???

(3.4)

令

()/erly??

和**()/erly??

，帶入式(3.5)、(3.6)得星尖消失時

*

*

sin

()

cos

2

er

n

y

l

?

?

?

?

??

(3.5)

下面分別給出這兩個不同階段內燃燒面的變化規律：

1、星尖消失前(*0ee??

或*yy?

)

由圖3.2可得

sin

2(1)()

222

sin

2

s

n

nyctg

lnn

?

?

?????

?

?

??

??

???????

??

??

??

(3.6)

上式給出了周邊長(或燃燒面積)隨燃層厚的變化規律。由式(3.6)中可得，

周邊長與燃層厚的關系是線性的。同時亦可知，當最后一項括號內的數值等

于、大于或小于零時，這個階段的燃燒面積將呈現恒面性、增面性或減面性。

亦即：

減面性

cot

222n

????

???

恒面性

cot

222n

????

???

增面性

cot

222n

????

???

因此，對于恒面性藥柱

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sin

2(1)

sin

2

s

n

n

ln

?

?

?

?

?

??

??

???

??

??

??

??

(3.7)

2、星尖消失后(*

1

eee??或*yy?

)

仍然由圖3.2通過幾何得出。

sin

2(1)

22

cos

2

s

n

n

lnn

?

?

????

?

?

??

??

??

?????

??

??

??

??

??

(3.8)

在星邊消失之后，y足夠大時，

sin

arcsin

nn

yy

??

??

??

??

?

??

??

??

代入式(3.8)得

2(1)

s

y

l

???

(3.9)

由上式不難看出：星邊消失后在y足夠大時，不管第一階段是恒面性、

減面性或是增面性，在第二階段后期皆呈現較強的增面性。

顯然星尖消失之前，星邊半角/2?是恒定的。星尖消失后，星邊半角/2?

是逐漸增大的。由圖3.2可見，星邊消失后，有??sincos

2

ler

n

??

???

故

sin

cos

2

n

y

?

?

?

?

將上式代入式(3.9)，其中

sin

arcsinarcsin(cos)arcsinsin()

22222

n

y

?

?

?????

??

??

??

?????

??

??

??

??

??

于是可得

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sin

2(1)

22

cos

2

s

n

n

lnn

?

?

????

?

?

??

??

??

?????

??

??

??

??

??

(3.10)

在這里，/sl表達為自變量/2?的函數。

下面求/sl的最小值。將式(3.10)對/2?角求導數，并令其等于零，得

0

222

ctg

n

????

????

(3.11)

將式(3.11)代入式(3.10)得

min

sin

()2(1)

cos

2

s

n

n

ln

?

?

?

?

?

??

??

???

??

??

??

??

(3.12)

式中

2

?

——恒面性藥柱的星邊半角。

3.3.2藥柱幾何參量的計算

由之前的計算可得，裝藥量76.37kg

p

m?,噴管喉部面積

t

A

=52702mm，

肉厚

1

52.5mme?，肉厚系數

1

1

2

e

e

D

?=0.396。另取圓弧半徑

1

=5mmr

。還需

計算以下參量：

1、計算藥柱外徑D

22

es

DD?????

=265mm(3.13)

式中

e

D

——燃燒室殼體的外徑；

?——燃燒室殼體壁厚(取1.5mm??)；

s

?

——絕熱層和包覆層的厚度。(取

s

?

=1mm)

2、選擇星角數

通常，取星角數為3、4、5、6、7、8。本設計選取n=5、6進行計算和

比較。后面會通過對各個參數的對比來對數據進行選擇。

3、選取過渡圓弧半徑r

光彈實驗研究表明：r增大，應力集中系數降低。然而，r增大，裝填系

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數減低。因此r值應選取適當，一般選取

/rrD?

=0.015～0.03。在這個設計

中，取上限值，即r=0.03，所以，7.8mmr?，向上取整，最后取8mmr?

4、計算特征長度l，并計算0

y

、1

y

值

12

D

ler???

0

r

y

l

?

(3.14)

1

1

er

y

l

?

?

通過上面三式計算得，l=72mm，

1

y

=0.84，

0

y

=0.111。

5、根據增面比

2

?

的限制，選取角度系數

?

根據已知的

1

y

，由式(3.11)可得

1

(/)sl

，假定幾個

?

值，再由式(3.14)得

min

(/)sl

。再根據

21min

(/)/(/)1.2slsl???

的限制，選取

?

值。

6、根據增面比1

?

的限制，選取

2

?

為了獲得平穩的推力曲線，通常希望前期的減面比與后期的增面比相適

應，亦即使

12

1?????

。

再由

min

min

1

max()

max()

()

()

s

S

l

s

S

l

???

前

前

(3.15)

式中

max()

S

前

——前期最大燃面。

因式中

min

(/)sl

已知，于是便得出

max()

(/)sl

前

值。

再由

1

1

sin

()2(1)()

222

sin

2

r

rr

s

n

nctg

lnln

?

?

?????

?

?

??

??

?

???????

??

??

??

(3.16)

利用Excel表格，根據已選取的幾組n，

?

，r

1

，r值，由式(3.15)計算

對應的/2?角。下面對幾組參數進行對比

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當n蠶豆米 =5，=0.8時，J=0.494

當n=5，=0.9時，J=0.658

當n=6，=0.8時，J=0.496

第三組的參數較為合理，即為所取。此時

2

?

=0.446

7、計算裝填系數

cp

c

AA

A

?

?

?(3.17)

所以可得裝填系數0

0

81.36??

8、計算剩藥系數

f

f

c

A

A

??(3.18)

計算可得，剩藥系數

f

??3.81％

9、計算藥柱長度

計算藥柱長度L時，應考慮藥柱的具體結構。藥柱只有圓柱段，則

/

peffp

cpf

m

L

AAA

?

?

??

(3.19)

計算得出1034mmL?。

至此，即得到了全部的星孔幾何參量的設計值。

3.4本章小結

在本章中，主要進行了裝藥設計。所設計的發動機采用星形藥柱，直接

貼壁澆鑄在燃燒室內。經過計算得出藥柱相關的幾何尺寸如下：

裝藥量m

p

=76.37kg，噴管喉部面積25270mm

t

A?，肉厚系數10.396e?

，

圓弧半徑

1

5mmr?，發動機直徑270mmD?，8mmr?，72mml?，

1

0.84y?，

0

0.111y?，0.8??，

2

?

=1.18，

1

?

=0.8418，

0.446

2

?

?

，3.81

f

%??，

1034mmL?。

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第4章固體火箭發動機內彈道計算

內彈道學是從槍炮技術中引來的一個名詞，它研究發射過中彈丸在膛內的

運動和膛內壓強的變化。在固體火箭發動機的早期研究中，也將發動機內部工

作過程作為內彈道計算問題來研究，核心問題是確定燃燒室內壓強隨時間的變

化，所謂內彈道計算就是計算燃燒室的壓強。但是，隨著發動機的發展，由于

燃氣流動速度的增大，燃燒室內的壓強不僅隨時間變化，而且沿著軸向在變化，

還應該考慮壓強在燃燒室流場中的空間分布。因此，燃燒室的壓強計算不能涉

及其中的流動過程，實際上已經逐漸發展成為燃燒室內的壓強和氣動流場計算。

4.1零維內彈道計算

燃燒室壓強是由很多因素決定。這是一個裝藥燃燒和氣體流動相互影響的

復雜過程，而且裝藥通道幾何形狀十分復雜，因此這是一個多維、有化學反應，

有質量加入的流場計算問題。為簡化起見，不考慮流動參數沿軸向的分布，均

取它們沿軸向的平均值。這種計算方法適用于壓強沿軸向變化很小的端燃裝藥

和喉通比J值較小的側面燃燒的裝藥，以及計算精度要求不高的一般側燃裝藥。

它與一維計算相比，計算簡便，因此本設計采用此種計算方式。

零維內彈道計算的基本假設如下：

1、燃氣流動參數取其沿軸向的平均值；

2、推進劑裝藥燃燒完全，燃燒產物組分不變，且燃燒溫度等于推進劑定壓

燃燒溫度；

3、燃氣為完全氣體，服從完全氣體狀態方程；

4、裝藥燃燒服從幾何燃燒定律。

為簡化設計的計算，本文采用零維內彈道計算方法。

根據質量守恒原理，燃燒內燃氣生成率與燃氣通過噴管排出的質量流率之

差應等于燃燒室內燃氣質量變化率，即

()

cc

bd

dV

mm

dt

?

??

(4.1)

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其中

bpb

mAr??(4.2)

*

ctct

dDct

c

pApA

mCpA

c

RT

?

???

(4.3)

式中

p

?

—推進劑裝藥密度，

b

A—裝藥燃燒面積，r—裝藥平均燃燒速度，

c

?

—燃氣平均密度，

c

V—燃氣占有的容積，即燃燒室自由容積，

D

C—流率系

數，?—比熱比k的函數，

R

—燃氣的氣體常數，

c

T—燃氣溫度，*c—推進劑

的特征速度。

式(4.3)表明，任一瞬間燃燒室內燃燒產物質量對時間的變化率等于燃燒產

物的生成率

b

m與流量

t

m之差。

根據能量守恒原理，有

??

cncbpctpc

d

EVmcTmcT

dt

???

(4.4)

式中

n

E——單位質量燃燒產物的熱內能(

cvn

TcE?)；

p

c

——燃燒產物的比定壓熱容；

c

T——整個燃面的平均定壓燃燒溫度。

式(4.4)表明，任一瞬時燃燒室中總內能對時間的變化率等于單位時間因燃

燒加入的凈能量和從噴管排出燃燒產物的總焓之差。

自由容積

c

V隨時間的變化率是由裝藥燃燒產生的，故

rA

dt

dV

b

c?

(4.5)

n

c

apr?

燃氣狀態方程為

ccc

pRT??

(4.6)

上式(4.6)和狀態方程便構成了計算燃燒室壓強—時間曲線的基本方程，將

上述基本方程進行簡化，得到一組簡化后的基本方程：

word文檔下載后可任意復制編輯

cct

cpb

c

c

b

ccc

n

c

cct

cpbpc

c

dpA

VAr

dt

RT

dV

Ar

dt

pRT

rap

dppA

VArkTRkRT

dt

RT

?

?

?

?

?

??

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

??

?

?

?

?

(4.7)

方程組(4.7)就是內彈道計算的基本方程。

4.2零維內彈道計算的近似解法

4.2.1工作段燃燒室燃氣壓強的計算

利用瞬時平衡壓強法計算發動機工作段的~pt曲線。

具體計算步驟如下：

(1)將裝藥的整個燃燒層厚度分成多個(例如m個)微元燃燒距離e?；

(2)計算當燃燒距離

e

=0，e?，2e?,3e?，…，me?時相應的燃燒面積

bj

A

(j=0，

1，2，…，m)；

(3)計算出相應的燃燒室壓強(平衡壓強)

j

p

(j=0，1，2，…，m)，畫出

c

p~e

關系曲線；

(4)根據

~

c

pe

曲線確定每一個微元燃燒距離

j

e?

區間內的相應的平均壓強

cj

P；

(5)由j

j

n

c

e

t

ap

?

??

，計算出與每一個

j

e?

相對應的時間間隔

j

t?

(j=0，1，2，…，

m)；

(6)根據

cj

P與

j

t?

的對應關系，可以逐點依次畫出~pt曲線。

4.2.2上升段燃燒室燃氣壓強的計算

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上升段即為燃燒室壓強建立的過程，由于該過程一般時間很短，大約在百

分之幾秒內，固體燃劑燃燒掉的部分很少，故而在此過程中可以認為燃室充氣

容積和燃燒面面積保持起始值不變，即

b

A、

g

V

、均為初值。

由計算零維內彈道

~pt

曲線的微分方程，并假設裝藥在點火壓強

ig

P下全面

瞬時點燃，對應時間t=0，以此作為起始條件，積分微分方程，得到

1

1

0

0

1

1

2

0

1

ln

1

ig

n

n

pN

g

n

n

t

pN

CaKP

V

t

nCA

CaKP

?

?

?

?

?

?

?

?

?

??

??

?

??

??

?

??

??

??

?

??

??

??

(4.8)

令0

2

1

1

g

t

V

nCA

?

?

?

??

并引用

1

0

n

pNeq

CaKp??

?

?

于是上式可以寫成

??

??

1

0

1

0

1/

ln

1/

n

ig

eq

n

eq

Pp

t

Pp

?

?

?

??

?

??

?

??

?

??

??

(4.9)

求解P，得到

1

1

/

00

11

n

n

ig

t

eqeq

p

p

e

pp

?

?

?

?

??

??

??

??

???

??

??

??

??

??

??

??

??

(4.10)

應用上式即可得到上升段的~pt曲線。

4.2.3后效段燃燒室燃氣壓強的計算

燃燒室的推進劑燃燒結束后，不再有燃氣注入燃燒室，燃燒室自由容積也

不再發生變化，燃燒室的燃氣通過噴管向外排放，燃燒室壓強同時逐漸降低，

燃燒室中燃氣的質量流量也逐漸降低。后效段的排氣過程可以近似為等熵膨脹

過程[8]。故以燃室控制容積，根據燃燒室內燃氣的質量守恒建立控制方程有：

??

cc

pbtc

c

dV

ArAp

dt

RT

?

?

?

??

(4.11)

word文檔下載后可任意復制編輯

裝藥燃燒結束以后，燃氣生成率為零，即0

pb

Ar??，且燃燒室自由容積保

持不變，故上式變成

ctc

c

d

VAp

dt

RT

??

??

(4.12)

絕熱膨脹過程中，k

cc

p??常量。設燃燒室內裝藥燃燒結束時(即熄火時)

燃氣的壓強為

,ceq

p

、密度為

,ceq

?

，他們的數值都可以從工作段的計算中得到，

在這里作為已知的數值，因此有

1

.

.

k

c

cceq

ceq

p

p

??

??

?

??

??

??

(4.13)

上式兩邊對時間t微分

1

.

1

.

k

ceq

cc

k

c

k

ceq

ddp

p

dtdt

kp

?

??

?

代入(4.14)式得

,

1

,

1

ceq

k

cceq

c

k

ctC

k

V

dp

pAp

dt

RT

kp

??

??(4.14)

由狀態方程

,

1

1

1

1

,

,

,

()

ceq

k

cc

k

c

c

k

cceq

ceq

ceq

p

pp

RTp

p

p

??

?

????

代入上式得

,

1

11

2

,.

2

11

2

.

ceq

kk

cceqceq

c

kk

ctC

kk

ceq

V

dp

pAp

dt

RT

kpp

????

??

(4.15)

整理上式，并分離變量得：

,

,

1

2

12

2

1

2

ceq

ceq

k

c

k

cc

k

t

V

dtpdp

kA

p

??

??

(4.16)

從燃燒結束瞬間算起，進行積分

word文檔下載后可任意復制編輯

,

,

,

1

2

12

2

1

0

2

c

ceq

ceq

ceq

k

tp

c

k

cc

p

k

t

V

dtpdp

kA

p

??

????

可得

??

1

22

1

1

k

k

cff

c

ft

Vp

t

p

kRTA

???

??

??

??

??

??

?

??

??

??

(4.17)

解出

c

p，得

2

1

,

2

2(1)

k

k

c

cceq

cft

V

pp

VRTAkt

???

??

?

??

??

??

(4.18)

這就是燃燒結束以后，按照絕熱膨脹條件所得到的燃燒室壓強隨時間變化

的關系式。

4.3內彈道計算方法的修正

如果裝藥燃面的變化很大，或者對計算的精度要求更高一些，那就需要對

上面這種計算方法加以修正。為此我們分析一下計算方法的誤差。對照燃燒室

壓強的基本關系

22**

n

ct

Pcb

pA

Vcdpc

apA

cdtc

???

(4.19)

在瞬時平衡法中[10]，燃氣生成率與流率相等，因而(/)0

c

dpdt?。燃氣的生

成率除了流出流率消耗外，還應有一部分使燃燒室的壓強升高。而這一部分在醫學知識

瞬時平衡法中卻沒有考慮到，這就是它的主要誤差所在。現在我們來考慮如何

來修正這一誤差。

因為n

cccc

c

dpdpdpdp

de

rap

dtdedtdede

???

代入上面的基本關系式，便得

22**

nn

cctc

cpbc

VdpAp

apAAap

cdec

???

(4.20)

由此可以化成

word文檔下載后可任意復制編輯

1

22

*

*c

pb

n

cc

tt

cAa

Vadp

p

cAdeA

?

???

(4.21)

此式右邊的第一項又可以用平衡壓強表示

1

.

*

pb

n

ceq

t

cAa

p

A

?

??

于是

11

.

22*c

nn

cc

ceq

t

Vadp

pp

cAde

????(4.22)

最后得

11

.

22*c

nn

cc

ceq

t

Vadp

pp

cAde

????(4.23)

這就清楚的表明了平衡壓強與當時的真正壓強還有一定的差別。這個差別

就是右邊的第二項，由于/

c

dpde的存在而不能將它忽略不計。為了修正瞬時平

衡壓強法的誤差，要把右邊的第二項考慮進去。問題是/

c

dpde的數值如何確定。

由于我們還沒有確定出真正的

c

pe?

的關系，只是確定了它的第一次近似值，也

就是平衡壓強

.ceq

pe?

的關系。真正的/

c

dpde的數值還無從確定。但是

.ceq

pe?關

系既然是

c

pe?關系的一次近似值，也就可以用

.

/

ceq

dpde代替/

c

dpde的數值，

對上式進行修正，這樣帶來的誤差就是更高一階的微量了。

現在先計算

.

/

ceq

dpde：

根據平衡壓強關系式

1

1

.

(*)n

ceqp

pcaK???

(4.24)

兩邊取對數，然后對燃燒距離

e

微分，在只有燃面變化的條件下，得

.

.

1

d1

ceq

ceq

dp

dK

penKde

?

?

(4.25)

于是

..

(1)

ceqceq

dpP

dK

deKnde

?

?

(4.26)

或

word文檔下載后可任意復制編輯

..

(1)

ceqceq

pP

K

eKne

?

?

?

???

(4.27)

這里/

bt

KAA?為燃喉比，因為

t

A為常數，又可寫為

..

(1)

ceqceq

b

b

pP

A

eAne

?

?

?

???

(4.28)

在瞬時平衡法中，已經算出了

.ceq

pe?

的關系，對應于一定的燃燒距離，有

其相應的

.ceq

pe?

、

K

和/Ke??,這樣就可以計算出相應的

.

/

ceq

pe??，將

.

/

ceq

pe??當做/

c

pe??的修正值，用公式

11

.

22*c

nn

cc

ceq

t

Vadp

pp

cAde

????(4.29)

對相應的壓強進行修正，求得更精確的

c

pe?

的關系。就可以確定更精確地

確定

pe?

的關系了。

4.4求得的壓強-時間曲線

因為發動機的規定的工作環境為-55℃~+55℃，這里分別計算發動機20℃、

55℃和-55℃三個溫度下發動機工作的內彈道曲線，溫度對發動機燃速可由如下

的經驗公式得到：

??0

()

000

1p

TT

p

rrerTT?????

????

??

(4.30)

式中

0

r—20℃時推進劑的燃速；

p

?—燃速溫度系數，取0.0021；

0

T—室溫；

T

—工作環境溫度。

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圖4.1內彈道曲線（a）

圖4.2內彈道曲線（b）

圖4.3內彈道曲線（c）

利用零維內彈道的近似解法，分別求出上升段，平衡段，拖尾段的時間-壓

強曲線，并采取瞬時平衡修正法進行一次修正，最后綜合三個階段，就可以得

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到發動機整體的時間壓力-時間曲線。依照此方法，依次算出發動機在三個環境

溫度下的內彈道曲線。

4.5本章小結

本章利用零維內彈道瞬時平衡法，分別計算了發動機工作的上升段、工作

段和拖尾段的內彈道特性，并對每個時段做出一定的假設，通過瞬時修正法，

修正內彈道曲線，最后做出發動機工作的壓力—時間曲線。

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第5章燃燒室的設計

燃燒室是固體火箭發動機的重要部件之一，它為推進劑裝藥提供了貯存和

燃燒的場所。燃燒室內燃氣的壓力和溫度可以分別高達幾十乃至幾百個大氣壓

和攝氏二、三千度以上。同時，燃燒室又是彈體結構的一部分，彈上的很多零

部件都要和它相連接，它還承受一些其他機械載荷的作用，燃燒室設計應滿足

如下基本要求，即燃燒室在各種條件下應有足夠的強度和剛度，結構重量輕，

連接和密封可靠、工藝性和經濟性好，等等。

燃燒室設計的任務是根據總體設計所確定的發動機結構形式和主要設計參

量，對燃燒室進行詳細而具體的設計工作。其主要內容包括：合理選擇結構；

根據受載情況估算殼體的壁厚；用經典的或近代的理論和方法進行殼體的應力

分析和強度驗算，確定殼體的強度儲備量；對殼體的可靠性概率做出評價；判

別殼體是否會發生脆性爆炸；以及進行殼體受熱分析和熱防護設計等。

5.1燃燒室殼體結構

燃燒室殼體包括很多部分，但是圓筒體是主要部分，封頭通常是以不可拆

的連接形式與圓筒體制成一體。對于一些小型固體火箭發動機，其前封頭與筒

體常采用可拆連接(這種前封頭通常稱為室蓋)，后封頭則常用噴管的收斂段來代

替筒體結構。殼體結構的選擇包括殼體結構、連接結構和密封結構的選擇。對

于自由裝填式發動機，還應該包括藥柱支承結構的選擇。

5.1.1圓筒體

圓筒體的結構與材料和制造方法有關。它可分為金屬筒體結構、玻璃纖維

纏繞筒體結構和雙層材料結構。在本設計中，采用的是金屬筒體結構。

發動機的筒體的工藝有多種形式，可以用旋壓加工，有時還可以采用熱沖

壓毛坯將筒體和前封頭制成一體。

金屬筒體還可以采用旋壓成形工藝來實現。筒體可與封頭制成一體，但是

必須一端開口。旋壓成形是一種無屑加工工藝，采用這一技術可使殼體我的人生理想 的材料

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消耗降低，機械強度提高，加工壁厚減小和表面光潔度提高，無需進行機械加

工就可達到所需的尺寸精度。

對于直徑較大或結構較復雜的筒體，為方便制造，常采用焊接結構。筒體

的焊接方法，一般是先將鋼板在卷板機上卷成所需的圓筒形，然后將其縱向接

縫焊接起來。若筒體較長，可用幾個焊好的圓筒同軸對接后周向焊接成形。但

在焊接時應避免相鄰圓筒的縱向焊接位于同一母線上，以保證筒體不發生過大

的焊接變形和強度降低。采用焊接結構時，圓筒體與前、后封頭一般也用焊接

連接。

在本設計中，利用強力旋壓機，通過旋壓成型工藝來加工筒體。并通過冷

旋，控制一定的精度。筒體與后封頭旋壓成為一個整體，并在在尾部開口，用

來和噴管連接。

5.1.2封頭

圓筒形燃燒室的封頭一般采用半球、橢球和蝶形。只有在小型發動機上采

用平底封頭。半球形封頭的強度最好，橢球形、蝶形封頭次之，平板形封頭最

差。封頭選擇應考慮以下因素：質量小，包絡容積大，軸向深度小，制造簡便

和成本低。

平底封頭結構最簡單、加工容易、但受力情況最差、厚度大、質量大。一

般在野戰火箭上多應用此類結構的封頭。

半球形封頭的強度高，壁厚薄，質量小，但封頭的軸向深度大，制造困難，

一般如果不是由于特殊要求，很少采用這種結構的封頭。

橢球形封頭是由橢圓曲線繞其短軸旋轉而成的。與半球形封頭不同，橢球

形封頭上的應力在不同經線位置上都是變化的，但應力變化是連續的，只在封

頭與圓筒段連接處會出現高的局部彎曲應力。橢球形封頭的受力雖然沒有半球

形封頭好，但是其比半球形封頭更容易加工，從而成為目前廣泛采用的封頭結

構形式。橢球形的長短軸之比的選取十分重要，一般取橢球比為2，可使封頭的

壁厚與圓筒段壁厚近似相等。

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蝶形封頭是由于用于加工橢球形封頭的磨具制造困難而采用的，一般蝶形

封頭的尺寸應與橢球等深度、等強度[3]。

在本設計中，綜合考慮各種因素的影響，采用橢球形結構的封頭。

5.1.3連接和密封結構

1、連接結構

金屬殼體的連接方式由可拆和不可拆兩種。可拆連接有螺紋連接、螺柱連

接、卡環連接和銷釘連接；不可拆連接有焊接、鉚接、過盈連接和膠結等[7]。

其中可拆連接中，螺紋連接的優點是結構緊湊，連接可靠，小尺寸的螺紋

連接制造容易，裝配方便，但是大尺寸的螺紋加工比較困難，因此，這種連接

方式常用與中小型發動機上。螺柱連接的優點是連接可靠，同軸性和密封性好，

大尺寸連接結構的制造和裝配方便；缺點是連接部位的結構質量大，故適用于

大型發動機。銷釘連接的結構簡單、質量小，但是制造精度要求高、裝配麻煩。

不可拆連接的特點是結構簡單、工作可靠、質量小。焊接具有連接可靠性高、

結構簡單和重量輕等優點，因而是不可拆連接中應用最為廣泛的一種。為了裝

填藥柱或澆鑄推進劑的需要，殼體兩端的連接部位至少要有一個應采用可拆結

構。

在本設計中，發動機燃燒室殼體與后封頭是通過旋壓成形一體制造而成的。

首先，發動機前封頭與點火器的連接，考慮到點火器的使用情況，連接方式選

為可拆式連接，這里采用的是螺紋連接。然后，發動機燃燒室殼體與前封頭的

連接，考慮到藥柱的裝填工作，也應選用可拆式連接，采用螺紋連接結構進行

連接即能滿足要求。最后，后封頭與噴管殼體的連接問題，作為噴管與發動機

殼體的連接，考慮到連接的可靠性和以后維護等問題，選擇的連接方式為螺柱

連接，把噴管殼體與后封頭殼體用螺柱連接上。

2、密封結構

燃燒室密封的作用是防止發動機工作時高溫高壓燃氣外泄以及在貯存、勤

務處理時防潮、防腐蝕等。否則，在發動機工作時，外泄燃氣不僅會破壞發動

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機的內彈道性能，還會燒穿殼體的連接部位，引起更大的事故。若貯存時密封

不可靠，低溫下裝藥表面可能會凝結成霜，使點火不可靠。在多雨潮濕地區，

水蒸汽進入燃燒室可能引起裝藥變質等。因此，殼體連接部位的密封設計是十

分重要的。

平墊圈密封主要用于端面密封。其密封性與墊圈的材料的彈性、接觸面的

形狀以及預緊力的大小有關。墊圈材料可采用退火紫銅和橡膠石棉板等。接觸

面的形狀對密封性的好壞影響很大，若在接觸面上開一至兩條三角形截面的溝

槽或突緣，可大大改善密封性。

O形環密封不需要大的預緊力，而是由于裝在密封溝槽中，依靠它在安裝

時受壓縮產生的彈力和燃氣壓強作用來達到密封。密封環的材料有硅橡膠、氟

橡膠、丁腈橡膠等。

在本設計中密封結構主要作用在發動機前封頭與點火器的連接處和前封頭

和燃燒室殼體處，這里均采用螺紋連接；后封頭與噴管采用螺柱連接。由于這

幾處的定位面都是固定的，所以采用O形環密封即可達到要求[3]。

5.2燃燒室壁厚的估算

5.2.1金屬筒體壁厚度的估算

由于金屬筒體的壁厚與其直徑之比一般很小，故可將筒體視為受內壓力作

用的薄壁圓筒來處理。由材料力學可知，薄壁圓筒在內壓

p

的作用下，其軸向

應力

x

?

和切向應力各

?

?

為

4

2

x

pD

pD

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

?

(5.1)

式中：D——圓筒的平均直徑；?——圓筒的壁厚。

根據最大應力強度理論，圓筒的最小壁厚為

max

min2[]

p?

?

??

?(5.2)

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式中

max

p

——高溫下殼內的最大工作壓力；

?

——壓力波動系數；

[]?——材料的許用應力；

?——焊接強度系數。

在應用(5.2)計算殼體厚度時，考慮到因裝藥和噴喉尺寸的偏差以及各批推

進劑性能的偏差而引起的壓力波動，通常取?=1.1~1.2；考慮到因焊接缺陷、焊

接應力和脫碳等引起的殼體強度衰減，可取?=0.9~1.0。綜合本發動機所選材料

及壓力特點，取

?

=1.2，?=1.0。所以由(5.2)式可得

min

1.34mm??

。在考慮到筒

體加工的尺寸偏差，以及熱處理引起的燒蝕和脫碳，取筒體的厚度1.5mm??。

5.2.2封頭壁厚的估算

橢球形封頭是由半個橢球和高度為h的圓筒段組成的，如下圖5.1所示

圖5.1橢球形封頭

當橢球形封頭與筒體相連接構成殼體時，在交接處由于曲率半徑突變，將

出現邊緣力。為避免應力最大點不處于焊縫上，并考慮到焊接的方便，通常在

封頭上附有高度為h的圓筒段。但圓筒段不能太高，否則沖壓成形困難。一般

取h不小于3倍的壁厚。

封頭壁厚的計算式為

??mp

mDp

i

max

max

4??

?

?

?

?(5.3)

式中

m

——橢圓比。

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對于橢球形封頭來講，其橢圓比

m

的選取是一個重要問題。通常，封頭和

筒體宜做成等壁厚的。即取橢圓比2?m，此時封頭內的最大應力與筒體內的最

大應力相等，即封頭與筒體等強度，這種封頭的典型的橢球形封頭。即取封頭

壁厚1.5mm??，圓筒段高度5mmh?。

5.3燃燒室殼體的受熱計算及其熱防護

在鑄裝式發動機燃燒室殼體中，燃燒室殼體的封頭和筒體需要用絕熱層來

防護，這種絕熱層稱為內絕熱層。

5.3.1絕熱層材料

對于絕熱層材料的基本要求：

1、絕熱性能好。材料的導熱系數要低，融化熱、蒸發熱要大，要有吸熱的

熱解反應；

2、力學性能好。材料的彈性模量要低，延伸率要高和抗張強度要大；

3、與推進劑相溶性好；

4、與殼體的粘接性能好；

5、材料的密度小。這一點，對于高質量比的發動機，例如末級發動機和遠

地點發動機，尤為重要；

6、材料的工藝性好和成本低。對于選擇助推級發動機的絕熱層材料是重要

的。

基于以上的考慮，最后選擇P

107

作為絕熱層的材料[11]，它的柔性較好，燒

蝕率低，結炭層堅硬，絕熱效果好，工藝簡單，流動性好，粘接和壓鑄工藝均

可以使用

圖5.1絕熱層材料的配方

材料名稱基本配方（重量）

丁晴-18

100

S2.5

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促進劑M

1

防老劑D

1

氧化鋅

6

硬脂酸

1.5

磷酸三苯脂

20

石棉

20

糠酮樹脂

120

5.3.2絕熱層厚度

由于這些絕熱層材料是消融材料，在高溫燃氣作用下，絕熱層表面不斷退

縮（燒蝕），并在絕熱層內形成區域：炭化區域、分解層和原始材料層，如下

圖所示。

圖5.2絕熱層消融的模型

下面對絕熱層材料的厚度進行計算。由于發動機的工作時間是大約在3s左

右，則在這段時間內燒蝕的絕熱層厚度為

bb

rt??(5.4)

為了保證燃燒末期有良好的絕熱作用，應留足一定的余量，一般可取它為

燒蝕厚度

b

?

的0.25～0.5倍。于是，絕熱層的厚度為

(1.25~1.5)(1.25~1.5)

sbb

rt????(5.5)

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式中

b

?

為燒蝕速率，絕熱層的燒蝕速率與各部位的熱流度有關，隨熱流密

度的增大而增大。查得P

107

的燒蝕速率為

(0.16mm/s)?

，代入上面的公式計算，

取1.5

sb

rt??

，可得0.72mm

s

??，取1mm

s

??。

5.4本章小結

本章主要進行了固體火箭發動機燃燒室設計。選擇金屬筒體，燃燒室與后

封頭通過旋壓一體成形；燃燒室的封頭選擇橢球形，取m=2，即封頭的厚度和

殼體的厚度一致；前封頭與燃燒室殼體采用了螺紋連接，后封頭與噴管采用螺

柱連接；密封方式統一采用O形環密封結構。在計算殼體的壁厚時，將筒體簡

化為受內壓作用的薄壁圓筒來處理，最終計算可得筒體的壁厚為1.5mm。絕熱

層的材料選用

107

p

，考慮自身的物性參數和工作時間的影響，且保留一定的工作

余量，經計算，確定絕熱層的厚度為1mm

。

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第6章噴管設計

噴管是固體火箭發動機的能量轉換裝置，使高溫燃氣的熱能轉換為動能，

從而產生推力；同時，噴管又是燃氣流量的控制裝置，使燃燒室內建立一定的

工作壓強。噴管內有高溫燃氣加速流動，工作條件惡劣。噴管設計直接關系到

發動機的效率和可靠性。

6.1噴管設計的基本要求

故噴管設計時應保證以下基本要求：

1、效率高，為此噴管要有適當的膨脹比，有良好的型面，使摩擦損失、散

熱損失和兩相流等損失小。

2、工作過程中保持喉部尺寸和型面完整。因此，噴管要有良好的熱防護。

3、結構質量小。因此噴管要選用合適的膨脹比和適當的材料。

4、噴管各部分的幾何同心度高，減小發動機的推力偏心。

5、結構工藝性和經濟性好。

6.2噴管的型面設計

本設計中我們選擇的噴管是普通噴管，其型面結構如下圖6.1所示。

圖6.1噴管型面結構

總體設計時已確定了噴管的膨脹比和喉部面積，噴管喉部直徑82mm

t

d?和

膨脹比8.65??是已確定的參數，這樣可以確定噴管的出口直徑是241mm

e

d?。

噴管型面設計主要是確定噴管內表面的形狀。它影響噴管的效率，重量，耐燒

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蝕性和外部尺寸等。噴管型面是由收斂段，臨界段和擴張段組成的。

6.2.1收斂段

普通噴管收斂段為錐面，它的主要幾何參數是收斂半角?。?小時，收斂

段長度大，使結構重量大，但是噴管燒蝕小；?大時，喉部附近附面層厚度增

大，產生頸縮現象，造成較大的流量損失，同時噴管燒蝕和凝固相沉積嚴重。

一般選取?=30?～60?，常取?45??

。在本設計中，選擇收斂半角?45??

。

6.2.2臨界段

喉部通常由上游過渡圓弧和下游過渡圓弧在臨界面處相切而形成，上游圓

弧

1

r

對噴管的燒蝕和沉淀有影響，增大

1

r

會減小燒蝕和沉淀，但使噴管收斂段長

度增加，常取上游圓弧半徑

1

(1~2)

t

rR?

。下游圓弧半徑

2

(1~2)

t

rR?

，傾向于減

小圓弧半徑

2

r

，這樣做對性能沒有明顯的影響，卻能明顯縮短噴管長度和減輕

重量。

大多數噴管在喉部處有一短圓柱體

t

L，常取(0.5~1)

tt

LR?。它能改善喉部

加工性，使喉部尺寸精度易于保證。裝配時可以利用此圓柱段作為定位面來對

準噴管。圓柱段還可以使喉部燒蝕明顯降低。

在本設計中，選取噴管的上游圓弧半徑

1

45mm

t

rR??，下游圓弧半徑

2

45mm

t

rR??，噴管喉部短圓柱段的長度30mm

t

L?。

6.2.3擴張段

錐形噴管擴張段的主要幾何參量是擴張半角

?

。

擴張半角

?

小時，擴張段長度大，也使結構質量大，散熱損失和摩擦損失

大，但擴張損失小；相反，則擴張損失大。擴張損失系數0.51cos????（），

一般取?6??~28?。本設計中，取擴張半角15??。

6.3噴管的熱防護

噴管熱防護的作用是：

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1、保持噴管型面在工作過程中不發生變化，特別是喉部尺寸；

2、降低噴管殼體的受熱，保持它有足夠的強度和剛度。

噴管的熱防護原理是依靠燒蝕一部分燒蝕層來消耗燃氣傳給噴管燃面的

熱，并以輻射、熱阻塞效應等方式耗散一部分能量；另外，又依靠絕熱層的隔

熱性能，阻止熱量傳入到噴管結構內部，確保噴管結構在允許的溫度范圍內可

靠地工作。燒蝕層在燒蝕過程中，以相變、潛熱和燃氣的化學反應吸收大量的

熱，這種化學反應吸熱是輻射吸熱和材料熱容吸熱所不能比擬的。

6.3.1喉襯

喉襯應采用內熱性最好的材料制造，它應該有最小的燒蝕率，且均勻燒蝕。

本設計發動機采用的喉襯材料是熱解石墨,熱解石墨是碳氫化合物氣體在高溫下

裂化而沉積的固態碳，沿沉積基體表面方向(晶體ba、向)結晶成六角晶體，沿

垂直與基體表面方向(晶體

c

向)層積而成。熱解石墨具有燒蝕率低、能夠均勻燒

蝕及強度隨溫度升高而明顯增強的特性，石墨燒蝕主要是表面與燃氣的化學反

應而引起，同時還表現出很大的各向異性。目前熱解石墨的定向沉積后的一般

不超過6~7

mm

，一般采用片狀多層結構。其特性如表6.1

表6.1熱解石墨的特性

b

?(kg/mm2)

s

?(kg/mm2)

b

r

(mm/s)?(%)T(C?)

m

?(g/cm3)

62.1310.059~0..2

(1)熱解石墨有一定的燒蝕率，要考慮它的燒蝕對壓力曲線的影響；

(2)熱解石墨導熱系數高，喉襯背面需有良好的絕熱層；

(3)熱解石墨是片狀多層結構，需要提供良好的支撐；

(4)需要預留軸向和徑向的膨脹間隙。

本設計工作時間大約為3秒，且熱解石墨的燒蝕速率0.013~0.015mm/s，

可以近似認為無燒蝕，即認為對壓力曲線沒有影響。

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6.3.2熱防護層

除噴管需要用喉襯來熱防護外，與高溫燃氣直接接觸的噴管其余表面皆需

要用耐燒蝕層熱防護。采用這些增強塑料來制作耐燒蝕層時應注意如下幾點：

(1)增強材料的取向應適當。取向平行于氣流時，由于氣流剝離作用，耐燒

蝕性差，取向垂直于氣流時，則絕熱性差。因此要合理安排；

(2)各類燒蝕層段間接縫應順著氣流方向，且與氣流方向夾角小；

(3)接縫要用密封劑密封。

在本設計中，選用石墨布作為熱防護層材料[11]，其一些基本特性如下表6.2

所示

表6.2熱防護層材料的基本特性(石墨布)

?(3cm/g)

a

(Kkg/J?)?(Km/W?)

b

r(mm/s)

1.4510063.960.199~0.270

熱防護層厚度?等于燒蝕厚度

b

?

、炭化層厚度

c

?

、裕量

d

?

之和。

亦即

dcb

???????(6.1)

燒蝕厚度

tr

bb

??

(6.2)

式中

b

r

—熱防護層的燒蝕速率。

在本設計中，熱防護層得燒蝕速率

b

r

=0.2mm/s由式(6.2)可得，熱防護層得

燒蝕厚度

b

?

=0.6

mm

。

炭化層厚度

c

?

，可以用如下經驗公式估算：

)/(qBm

c

At???

(6.3)

式中

q

——熱流密度(2W/m)，

)(

0

_

TTq

g

???

；

mBA、、

——經驗常數。

本設計選擇的熱防護層材料，

A

=0.914，51055.7??B，68.0?m，熱交換

系數

_

2835.4W/(mK)???，經過計算可以得出炭化層厚度0.6mm

c

??。安全裕

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度為?

d

?

(0.2~0.5)?

。

經計算可得，熱防護層厚度1.5mm??。

6.4噴管殼體壁厚

噴管所承受的載荷有：

1、燃氣內壓載荷；

2、熱防護層膨脹引起的附加內壓載荷；

3、推力矢量控制裝置所施加的載荷；

4、慣性載荷等。

根據載荷，由于噴管喉部工作環境最為惡劣，故將其作為壁厚估算點[6]。

喉部壓強

2

1

1

(1)

2tc

ppMa

?

?

??

?

?

??

(6.4)

由于喉部的馬赫數為1，可得4MPa

t

p?。

殼體厚度：

??max

2

t

pD?

?

?

?

(6.5)

其中???——為噴管材料許用應力；

t

D——噴管喉部直徑；

?——壓力波動，通常取1.1~1.2；

t

p——噴管喉部壓力；

n

?

——噴管材料密度。

計算得壁厚為0.3??mm，考慮到其與殼體的連接性能，這里設計噴管厚度

為1.5mm，噴管熱防護主要針對耐熱性進行設計。

6.5本章小結

在本章中，進行了固體火箭發動機噴管的設計。選用了復合、錐形噴管，

在此基礎上，計算了噴管的收斂段、喉部和擴張段參數，并對喉襯以及整個噴

管的熱防護進行了設計。因為不同部位受熱不同，從經濟性的角度來考慮，選

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取分段熱防護。收斂段和擴張段因為受熱不顯著，可以采用石墨布，喉部受到

氣流的沖刷作用更加明顯，因此采用熱解石墨。最后通過參數的計算，算出相

應的厚度。

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第7章固體火箭發動機點火裝置的設計

點火裝置能在極短的時間內可靠的點燃發動機的主裝藥，使發動機開始穩

定的工作。它是固體火箭發動機的啟動裝置，是最危險的部件，也是最容易發

生故障的部件。

點火裝置由發火系統、能量釋放系統和連接件組成。點火器一般分為煙火

劑、點火器和點火發動機，點火器中的點火藥能在極短時間內產生大量熾熱燃

氣，包圍并加熱主裝藥表面，從而點燃主裝藥。發火管則產生初始熱沖量來引

燃能量釋放系統的點火藥。連接件是用來保證這兩個主要系統可靠工作的。

7.1點火裝置的設計要求

1、具有良好的點火性能，即要求點火裝置能在規定的工作溫度和工作高度

下迅速的點燃主裝藥，使發動機的點火性能均能滿足戰術技術要求；

2、工作可靠性高，亦即點火裝置不失效、不瞎火；

3、使用安全性好，能在承受規定的雜散電流、靜電感應和射頻的電磁感應

時不引起發火系統發火；

4、點火裝置的尺寸要與發動機結構相適應，重量滿足規定的要求；

5、檢修方便，經濟性好。

以上各項要求中，點火藥性能、工作可靠性高和使用安全性好是最基本的

要求，必須著重解決。

7.2發火系統的設計

7.2.1點火裝置的選擇

根據本設計中發動機的大小、類型、裝藥形狀等，這里我們選擇的是煙火

劑點火器[3]。

煙火劑點火器(以下簡稱點火器)是固體火箭發動機常用的點火裝置，多用于

小型的、裝藥為自由裝填的發動機點火。通常，點火器有如下類型：根據發火

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系統(或發火管)與能量釋放系統(或點火藥)的相互聯系，點火器有整體式，分裝

式和組合式三種類型。

(1)整體式點火器：其發火管與點火藥做成一體，放置在點火藥盒內。這種

點火器的優點是結構簡單，點火滯后小。缺點是發火管損壞時則整個點火器損

壞，不經濟。常用于小型發動機中。

(2)分裝式點火器：其發火管與點火藥是分別安裝的，如圖所示。這種點火

器的優點是更換損壞的發火管時不損壞點火器的其它部件，經濟性好；點火藥、

發火管可以分別運輸和存放，安全性好。多用于大、中型自由裝填式的發動機

中。

(3)組合式點火器：其發火管與點火藥組合在一起，這種點火裝置安全性好，

多用于中小型鑄裝式發動機中。

綜合考慮以上各個因素，這里選用組合式點火器。

7.2.2電發火管的設計

發動機點火器采用的發火管是電發火管，基本原件有：電橋絲、發火藥和

引線組成。當電源接通后，電橋絲加熱，使涂在電橋絲上的發火藥發火，從而

引燃點火藥。

電橋絲采用鎳鉻合金絲、康銅絲和鉑銥合金絲制成。發火藥可采用：

(1)三硝基間苯二酚鉛；

(2)氯酸鉀50%+硫氰化鉛47%+鉻酸鉛3%；

(3)氯酸鉀50%+硫氰化鉛50%。

組合式點火器的發火系統，由于發火管與點火藥相距較遠，發火藥的熱量

還不足以引燃點火藥，需要強化火焰，設置有火焰加強藥塊。發火系統的加強

藥塊通常與點火線、發火藥等做成一體，為發火管的組成部分。加強藥塊能產

生較強的火焰，燒穿點火藥盒并引燃點火藥。加強藥塊常用壓制的黑火藥制成，

藥塊的大小和壓緊程度決定了火焰的強度。藥塊越大，壓得越緊，則火焰越長，

燃燒時間越長。為了強化火焰噴射速度和控制噴射方向，發火管座上還有噴嘴。

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7.3能量釋放系統的設計

7.3.1點火藥的選擇

合理的點火藥，應該要有如下特性：

1、熱感度高，即點燃溫度低；

2、在可能的工作環境下易于點燃；

3、能量特性高；

4、燃燒產物有大量的固體微粒，也有適量的氣體成分。固體微粒含量高，

可以增加熾熱固體微粒接觸導熱和輻射導熱；適量的氣體含量能夠建立適當的

點火壓力和迅速包圍主裝藥；

5、有適當的燃燒速度，以便提供必要的能量釋放速率；

6、性能穩定，包括不吸潮，不氧化，不變質等。

能夠基本滿足上述要求，可用作點火藥的有如下幾種：黑火藥、煙火劑和

推進劑。本次設計選擇煙火劑作為點火藥，并根據性能特點，選擇了

3

B-KNO作

為點火藥，它具有低壓下易于點燃的特性。

7.3.2點火藥量的計算

點火藥選定后，便可以根據已知條件(推進劑和點火藥的性質、點火器的類

型、發動機的結構和設計參量、工作環境等)確定所需的點火藥量。

通常煙火劑用于復合推進劑發動機的點火。

用煙火劑點火時點火藥量的估算：

(1)根據所需的點火能量估算的經驗公式

7

1

E

Q

S

Cm

ig

?

(7.1)

式中S——燃燒面積(mm)；

7

E——在7千克力/厘米壓力下，主裝藥的臨界點火能量(cal/mm)；

1

Q——點火藥的爆熱(cal/g)；

C——比例常數，取決于點火藥。

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因此，對于確定的點火藥和推進劑，

ig

m

是燃燒面積S的函數，亦即

ig

mKS?(7.2)

比例常數

K

，可以根據現有的同類發動機的點火藥量和燃燒面積來確定。

于是，

)(

0

0S

S

mm

igig

?

(7.3)

式中

ig

m

和

0

S是現有同類發動機的點火藥量和燃燒面積。

(2)根據所需的點火壓力估算點火藥量

當噴管堵蓋爆破壓力足夠大或噴喉較小時，可以認為點火藥是在密閉的燃

燒室內燃燒的。根據氣體狀態方程，可得

310

)1(

?

?

?

gg

gig

igTR

Vp

m

??

(7.4)

式中

ig

p

——平均點火壓力(Pa)；

g

V

——自由容積(m)；

?

——燃氣中固體微粒相對含量；

?——能量損失修正系數；

g

R

——氣體常數(J/(kgK))。

在點火藥量估算時，選擇了根據點火壓力估算點火藥量。對于B-KNO

3

煙

火劑，有

20.2910

igigg

mpV???

(7.5)

對于多數復合推進劑，當壓力超過0.35～0.70MPa時，所需的點火能量便

與壓力無關，于是在計算點火藥量的時候選用0.7MPa進行計算，可求得燃燒室

自由容積310353442mm

g

V?，則所需點火藥量為21.02

ig

m?g，為了點火的可靠

性，所需要的點火藥量通常多于計算，取點火藥量25

ig

m?g。

7.3.3點火藥盒的設計

分裝式點火器的點火藥，一般皆盛裝在點火藥盒內。點火藥盒還起密封作

用，以免點火藥受潮。對點火藥盒由如下要求：

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1、密封性好，點火藥受潮后，嚴重影響點火性能；

2、有足夠強度，對于點火器來說，要求點火藥盒有足夠的強度以減小點火

延遲時間，但是如果強度過高，又有沖壞主裝藥的危險；

3、無破壞作用，點火藥盒破碎后，不應產生大的破片；

4、有適當的裝填密度，點火藥不能再盒內晃動。

點火藥盒可以采用鋁板、鍍錫鐵皮和塑料制造。常采用0.3~0.5mm厚的鋁

板制造，因為它易于沖壓成形，能夠迅速燒毀，且適宜長期貯存。在本設計中，

采用0.5mm厚的鋁板作為制造點火藥盒的材料。

最后，還要考慮到防備點火裝置意外發火的安全措施。人體靜電、雷電、

雷達、電臺、高壓線路的電磁輻射等都可能引起點火裝置的意外發火而造成嚴

重后果，因此，提高點火裝置的安全性，解決它的安全問題具有十分重要的意

義。所設計工作中也應考慮到這些情況，并做出相應的方案來加以解決。

7.4本章小結

本章主要進行了固體火箭發動機點火裝置的設計。選擇了組合式的點火器，

并根據發動機的尺寸和對點火裝置的要求，對發動機的發火系統和能量釋放系

統進行了設計，包括點火藥的選擇以及點火藥盒的設計。同時對點火藥量進行

了初步的估算，由于點火器通常是向專門的廠家定做，這里不對點火器的具體

尺寸做出計算，只是對點火藥量做出估算和對點火器的類型做出選擇。

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第8章固體火箭發動機總質量的估算

發動機的總質量是一個整體的參數，可以對結構的合理性做出評估。一個

合理的發動機重量比沖要大，這就要求在總沖一定的情況下，盡可能的減少發

動機的總質量。從某種意義上說，發動機的總質量可以從側面反映發動機的性

能。下面是對發動機總質量的計算：

發動機的總質量

pcnsigna

mmmmmmm??????(8.1)

式中

c

m

——燃燒室殼體質量；

p

m

——推進劑的質量；

n

m

——噴管質量；

s

m

——絕熱層和包覆層質量；

ign

m

——點火器質量；

a

m

——其它零件質量。

在之前的計算中已經得出76.37kg

p

m?，

c

8.84m?kg，m

n

=2.27kg。下面計

算其他部分質量。

1、絕熱層和包覆層質量

燃燒室包覆層質量

1

=1.27kg

s

mD????

包

；藥柱前后端面包覆層質量

2

=0.166kgm；半徑方向為a、b向熱解石墨

3

=0.586kgm；半徑方向為c向的熱

解石墨質量

4

=0.053kgm，噴管的包覆層質量

5

m=0.36kg，綜上可得：

12345

=++=2.435kg

s

mmmmmm??(8.2)

2、點火器質量

點火器質量分為兩部分：點火藥質量=0.025kg

ig

m，點火器結構質量

=0.6kg

n

m。因此點火器質量：

=0.625kg

ignnig

mmm??(8.3)

3、其他部件質量

前封頭質量計算：

圓筒段=1.844kgm

前1

，球缺質量

2

=1.01kgm

前

；前封頭與殼體，殼體與噴管

間連接部分質量=1.026kgm

連

。綜上得：

1

+=3.88kg

a

mmmm??

前前2連

(8.4)

綜上可得m=(76.3+8.84+2.27+2.435+0.625)kg=90.47kg。

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結論

本文根據總體提出的指標對某型單級固體火箭發動機作了設計。該發動機

的推力大、工作時間相對較短。本文根據這些具體的特點，做了如下的設計工

作：

1、發動機的總體設計

由于發動機的推力較大，本文采用了星形裝藥，既可以實現增面、減面和

恒面燃燒，又可以滿足大推力的要求，通過比較幾種材料的參數，最后選擇了

30GrMnSi

作為殼體材料。在滿足重量比沖最大的原則下，確定了發動機的工作

壓強和噴管的膨脹比，具體的參數是工作壓強為7.2MPa，膨脹比為8.65，在考

慮一定的熱力學損失后，最終確定發動機實際的推力系數并計算出喉部的實際

面積。

2、發動機的裝藥設計

通過對各個參數的計算，在滿足通氣參量和裝填系數的前提下，對星形裝

藥的尺寸進行確定。并根據相應的增面比和減面比的限制，對其中的一些參數

進行選取。本設計的星角數為6，特征長度為72mm，肉厚為過渡圓弧半徑選為

8mm，圓弧半徑取5mm，星角系數0.8??。

3、內彈道的計算

利用零維內彈道瞬時平衡法，確定發動機工作時間與壓強的關系，為了提

高計算的準確性，利用瞬時平衡修正法對零維內彈道計算進行了修正。最后，

做出發動機內彈道工作的曲線。

4、發動機的燃燒室設計

通過總裝給定的要求，確定了發動機筒體的材料和直徑。在此基礎上，設

計了封頭的結構和連接形式。然后對強度進行了校核，最終確定了絕熱層材料

和厚度，主要的參數如下：

筒體的壁厚1.5mm??，橢球比2m?，即封頭的厚度與殼體的相同，絕熱

層材料選用P

107

，絕熱層的厚度取1mm，密封結構統一采用O形密封圈。

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5、發動機噴管設計

首先選擇了噴管的形式。噴管選用錐形、復合噴管。收斂段的角度和擴張

段的角度分別為45和15，喉部的直徑為82mm，出口的直徑為241mm。噴管

的整體防護材料選用石墨布，喉部選用熱解石墨。石墨布的厚度取為1.5mm，

噴管殼體厚度的計算以喉部為參照，經過計算并考慮其與殼體的連接性能，最

終取噴管厚度為1.5mm。

6、點火裝置的設計

這里點火裝置的設計不做具體尺寸的計算，主要對于點火劑和點火藥量的

估算。這里點火劑選用

3

B-KNO，點火藥量經過估算可得25g

ig

m?

。

本設計滿足總體給出的全部任務指標和技術要求，設計的發動機比較合理。

這次的畢業設計讓我對以前的所學的知識有了更加深刻的認識，能夠將所學的

知識都能夠規整起來用于實際的設計，而且對于之前學習中的疏漏能夠做懶人設計 到補

充，讓我整體上有了提高。本設計難免有不足之處，希望老師批評指正。

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參考文獻

[1]王光林.固體火箭發動機設計[M].航空高等院校教材，1984：45-102.

[2]李宜敏，張中欽.固體火箭發動機原理[M].國防工業出版社，1985：208-266.

[3]王元有.固體火箭發動機設計[M].國防工業出版社，1984:4-67,70-300,363-384.

[4]董師顏，張兆良.固體火箭發動機原理[M].北京理工大學出版社，

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[5]王春利.航空航天推進系統[M].北京理工大學出版社，2003:140-203.

[6]王新月.氣體動力學基礎[M].西北工業大學出版社，2006:178-219.

[7]張勇，張生坦，張曉欣.現代工程制圖[M].哈爾濱工程大學出版社，2006：

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[8]沈維道，蔣智敏，童鈞耕.工程熱力學[M].高等教育出版社，2001:80-106．

[9]王新月.氣體動力學基礎[M].西北工業大學出版社，2006:178-219.

[10]李宜敏.固體火箭發動機原理[M].北京航空航天大學出版社，1991：223-228

[11].哈爾濱工程大學內部資料.

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致謝

本設計是在楊海威副教授的指導下完成的，在進行設計的整個過程中都得

到楊老師的大力支持。楊老師是不僅是我的班主任，同時我畢業設計的指導老

師，在整個畢業設計過程中，楊老師治學嚴謹、一絲不茍，無論是大問題還是

小問題，楊老師都會和我們細致的討論，畢業設計的圓滿完成和楊老師的細致

幫助和嚴格要求是分不開的。在以后的日子里，楊老師的思想將一直影響我的

人生。

在畫圖的過程中，李昌植老師經常來為我們解答設計過程中遇到的一些疑

難問題。深入淺出的講解讓我對固體火箭發動機設計工作有了更加深刻的理解，

李老師淵博的知識和豐富的經驗開闊了我們的眼界，同時李老師耐心的講解讓

我們領略了大師的風范，在這里對李老師的辛勤付出說聲感謝。

感謝我的所有專業老師，正是由于你們平時的悉心教誨，讓我打下堅實的

理論基礎，才會讓我的畢設做的很順利。你們的一言一行都是我以后的榜樣。

感謝背后一直默默付出的父母，感謝永遠都一直支持我的哥哥、姐姐，你

們是我一生地財富，一輩子割舍不掉的情結。

感謝班級里所有的同學，感謝261這個集體，是你們讓我雖然來自遠方但

是體會到了家的溫暖，讓哈爾濱的冬天不再寒冷。

感謝所有曾經幫助過我的人。

最后，感謝評審的各位老師在百忙之中對本論文進行評閱，祝工作順利，

身體健康。