火箭发动机

word文档下载后可任意复制编辑

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，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

word文档下载后可任意复制编辑

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狗和蛇 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，

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

word文档下载后可任意复制编辑

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积极向上的英文 ，并可以长期储存备用。

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

2200~2700NS/kg

，但是其

密度大，约为31.6~1.84g/cm，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，固体火箭发动机也存在着一些缺点，如推进剂能量特性低、工作

word文档下载后可任意复制编辑

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：180000NS；

平均推力：60000N(20℃)；

工作时间：

3~3.2s

；

使用条件：-55℃~+55℃；

发动机外径：270mm。

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。

word文档下载后可任意复制编辑

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。

word文档下载后可任意复制编辑

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。

word文档下载后可任意复制编辑

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

word文档下载后可任意复制编辑

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3~3.2s，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。

word文档下载后可任意复制编辑

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610(m/s)

LC45302.850.186

506487.810.06

30GrMnSiA10797.750.139

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30GrMnSiA。

对于喷管，由于工作时间为3~3.2s，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的材料时，选择性能相对较好的

30GrMnSiA

，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。

word文档下载后可任意复制编辑

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：

sppsppp

IImgIVg(2.1)

由上式可见，当

p

V

一定时，

sp

I

p

愈大，则

I

愈大。相反，当

I

一定时，

sp

I

p



愈大，则

p

V

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

sp

I

愈大，

p

m

也愈小，发动机总质量也愈小.综合考虑以上因素，选择AlAPCTPB//

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

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

)(

min

CTcr

eq

pp



(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4~6MPa；

而采用复合推进剂的发动机，临界压力较低，约为2~4MPa，甚至更低。本

word文档下载后可任意复制编辑

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)3MPa。

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

pcnsigna

mmmmmmm

(2.3)

式中

p

m——推进剂质量；

c

m

——燃烧室壳体质量；

n

m——喷管质量；

s

m——绝热层和包覆层质量；

ign

m

——点火器质量；

a

m——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：

0



































t

c

p

c

c

t

c

dp

dm

dp

dm

dp

dm

(2.4)

因推进剂质量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)

将上式代入式(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，

word文档下载后可任意复制编辑

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，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

222

cmmpm

mRLRA(2.7)

式中

R

——燃烧室壳体半径；

m



——燃烧室壳体材料密度；

——壁厚；

L

——燃烧室壳体长度；

p

A

——燃烧室初始通气面积；

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——发动机通气参量(或喉通比)；

max

p——燃烧室最大压力，

max

1.2

c

pp；

word文档下载后可任意复制编辑



F

C

——理论推力系数，

1

2

1

1

k

k

e

F

c

p

k

C

kp

























；

其中绝热指数

k

=1.25时，比热比函数=0.6581[

4

]。

推进剂质量





F

sp

pCC

I

gI

I

m

由计算得到所需数据，分别做出

~

cc

mp

和曲线~

pc

mp曲线，然后叠加

即可以得到

cpc

pmm~

曲线。

图2.1压力时间曲线

word文档下载后可任意复制编辑

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

c

p

=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

e

A

与喷管临界截面面积

t

A

的比值

/

Aet

AA

或喷管出口直径

e

d

与临界截面直径

t

d

之比，

/

det

dd

。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

/

ec

pp

也是一定的。所以膨胀比的选择，实质也是在某一工作压力

c

p

下确定出口压

力

e

p的问题。膨胀比也是发动机的一个主要设计参量，它影响发动机的比冲

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

*

A

(或*

d

)，能使发动机重量比冲最大。或者说，在总冲一定时，*

A

(或*

d

)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：

word文档下载后可任意复制编辑

2.5.1计算喷管质量

n

m

随膨胀比

A



的变化

在喷管质量中，主要是扩张段的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

221

()()(1)

sinsinsin

ett

etetA

RRA

ARRlAA









(2.13)

喷管扩张段的质量可近似地写成

'

1

(1)

sinntAnn

mA





(2.14)

式中

n

—喷管扩张段壳体平均壁厚；

n



—喷管扩张段壳体材料的密度。

由式(2.13)算出'

n

m

，加上喷管上不随

A



变化的其它部分的质量，就可以求

出相应的喷管质量

n

m

。显而易见，

n

m

随

A



线性地增大。

2.5.2计算装药量

p

m

随膨胀比

A



的变化

由固体火箭发动机原理课程可知：

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)

推进剂选定CTPB/AP/Al后，式(2.16)中的特征速度*C、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

A



的变化

由

A

m

曲线取极小值即得*

A

。

word文档下载后可任意复制编辑

由图2.3可以看出，发动机质量随膨胀比

A



的变化关系由曲线取得极小值

*8.65

A

。通常，喷管质量为发动机结构质量的10~20%，有的甚至高达

30~50%。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

sp

I

、实际特征速度*C、和实际推

力系数

F

C

的估算。

2.6.1实际特征速度C的估算

燃烧室效率：

0

/CC

，可以得到



0

CC

(2.18)

本设计中可取燃烧室热效率

=1.0，则

0

CC

=1480s/m

2.6.2实际推力系数

F

C

的估算

为估算发动机的实际推力系数

F

C

，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：

word文档下载后可任意复制编辑

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

cos1

2

1



(2.19)

取扩张段半锥角15，得到983.0。

边界层引起的气流速度损失系数和流量损失系数分别以

1



、

2



表示。通

常可取

1



=0.93

，对于本设计中可取2

=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

21



cf

(2.20)

那么实际推力系数

FcfF

CC=1.543。

2.6.3实际比冲量

sp

I

的估算

燃烧室效率

、喷管效率

cf

求出后，便可求得比冲效率

sp



cfsp

(2.21)

实际比冲量

0spspsp

II，于是，最后得出实际比冲

sp

I233s[4]。

2.7发动机设计参量的估算

2.7.1装药量

p

m

根据设计技术要求规定总冲量

I

，计算装药量

p

m

gI

I

m

sp

peff

(2.22)

式中

peff

m

——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



peff

m(1.01～1.05)gII

sp

/(2.23)

本设计取系数为1.01，由前面的总体设计可以得到

1.0175.6276.37kg

peff

m。

2.7.2喷管喉部面积

t

A

word文档下载后可任意复制编辑

根据规定的推力和选定的压力，计算喷管喉部面积

cF

tpC

F

A(2.24)

式中

F

C

——发动机实际推力系数

由上面的总体设计中可以得到25270mm

t

A，则喷管喉部直径

82mm

t

d，喷管出口直径为241mm

e

d。

2.7.3装药的总燃层厚

1

e

根据工作时间的要求，可计算出装药的总燃层厚(肉厚)

1

e

。本设计中装药

为恒面燃烧，则肉厚和肉厚系数为

b

n

b

taprte

1

(2.25)

1

1/2

i

e

e

D



(2.26)

式中

1e

——肉厚系数；

i

D——燃烧室内径；

b

t——燃烧时间。

本设计中固体推进剂的燃速0.30.34.824.82(7.210.2)17.5rpmm/s，

则由式(2.24)可得装药的总燃层厚为

1

17.5(3~3.2)52.5mme。且燃烧室内

径270mm

i

D，则由式(2.25)可得肉厚系数为1e

=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CTPB/AP/Al。通过计算和实际分析，确定了发动机的工作

压力

c

p=7.2MPa和喷管膨胀比

65.8

A



。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1.5mm，有效装药质量

76.37kg

peff

m

，喷管喉部直径

82mm

t

d，喷管出口直径为241mm

e

d，肉厚系数为

1

e=0.396。

word文档下载后可任意复制编辑

第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。

word文档下载后可任意复制编辑

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

1sppspp

IImgISeg(恒面性燃烧)知，当总冲

I

确定时，则燃烧面积S与肉

厚

1

e成反比。

1

e通常用肉厚系数

1

e表示

1

1/2

i

e

e

D

(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

1

_

e

。

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。

word文档下载后可任意复制编辑

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

word文档下载后可任意复制编辑

热层。绝热层可能占据燃烧室容积的5～10%,从而损害了装填系数；(4)点火

困难等;(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e

1

、星角数n、星角、角度系数



、过渡圆弧半径r和星角圆弧半径r

1

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

word文档下载后可任意复制编辑

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r

1

、轮臂圆弧半径r

2

、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1

e

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；由于轮臂处于悬臂状态，受载荷冲击或振动冲击存在强度问

题。

通常，该药形应用在大推力、短时间工作的助推器和点火发动机上。

此外，侧燃药形还有套管形、树枝形以及多孔形药柱。

3.2.3三维药柱

侧、端燃药柱属三维药柱，其特点是燃烧面积大。该药形可以实现大推

力。

侧、端面同时燃烧的药形包括：短管形药柱、短内孔燃烧管型药柱、开

槽管型药柱、锥孔形药柱、翼柱形药柱、和球形药柱等。

由于待设计发动机属于大推力，同时工作时间为3~3.2s，要得到较为平

稳的内弹道曲线，最后选择星形药柱。

3.3星形药柱的设计

星形装药设计比较复杂，首先要根据内弹道要求初步计算出装药的几何

尺寸，然后，还要对设计的装药进行内弹道性能验算和结构完整性分析，并

对初步设计的装药进行必要的修正，最后确定装药尺寸。

word文档下载后可任意复制编辑

3.3.1装药的几何参量与设计参量之间的关系

星形药柱，如图3.2所示，需要确定的独立尺寸参数有8个：药柱外径

D、肉厚

1

e

、再加长度L。还有星孔参数：星角数n、星边夹角、角度系数



、

过渡圆弧半径r和星角圆弧半径r

1

等。

为了确定这些几何参量，必须首先找到它们与设计参量之间的关系。

燃烧面积与几何参量的关系：设药柱两端面包覆阻燃(或长径比很大，忽

略端部影响)，则燃烧面积S可写成

2

i

SsLnsL

(3.2)

式中

s

——药柱周边长；

i

s

——半个星角的周边长；

n

——星角数。

因为燃烧过程中星角数

n

和周长L保持不变，所以燃烧面积S的变化规

律完全取决于半个星角周边长

i

s

的变化。

图3.2星形装药

由图3.2可以看出，周边长的变化可分为两个阶段：星角直边CD消失

前和消失后。在这两个阶段内，周边长的变化规律是不同的。

由图3.2可见，星尖消失点在H，此时燃层厚为*e

。

word文档下载后可任意复制编辑

*

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

，带入式(3.5)、(3.6)得星尖消失时

*

*

sin

()

cos

2

er

n

y

l











(3.5)

下面分别给出这两个不同阶段内燃烧面的变化规律：

1、星尖消失前(*0ee

或*yy

)

由图3.2可得

sin

2(1)()

222

sin

2

s

n

nyctg

lnn























(3.6)

上式给出了周边长(或燃烧面积)随燃层厚的变化规律。由式(3.6)中可得，

周边长与燃层厚的关系是线性的。同时亦可知，当最后一项括号内的数值等

于、大于或小于零时，这个阶段的燃烧面积将呈现恒面性、增面性或减面性。

亦即：

减面性

cot

222n





恒面性

cot

222n





增面性

cot

222n





因此，对于恒面性药柱

word文档下载后可任意复制编辑

sin

2(1)

sin

2

s

n

n

ln

























(3.7)

2、星尖消失后(*

1

eee或*yy

)

仍然由图3.2通过几何得出。

sin

2(1)

22

cos

2

s

n

n

lnn





























(3.8)

在星边消失之后，y足够大时，

sin

arcsin

nn

yy

















代入式(3.8)得

2(1)

s

y

l



(3.9)

由上式不难看出：星边消失后在y足够大时，不管第一阶段是恒面性、

减面性或是增面性，在第二阶段后期皆呈现较强的增面性。

显然星尖消失之前，星边半角/2是恒定的。星尖消失后，星边半角/2

是逐渐增大的。由图3.2可见，星边消失后，有sincos

2

ler

n





故

sin

cos

2

n

y









将上式代入式(3.9)，其中

sin

arcsinarcsin(cos)arcsinsin()

22222

n

y

























于是可得

word文档下载后可任意复制编辑

sin

2(1)

22

cos

2

s

n

n

lnn





























(3.10)

在这里，/sl表达为自变量/2的函数。

下面求/sl的最小值。将式(3.10)对/2角求导数，并令其等于零，得

0

222

ctg

n





(3.11)

将式(3.11)代入式(3.10)得

min

sin

()2(1)

cos

2

s

n

n

ln

























(3.12)

式中

2



——恒面性药柱的星边半角。

3.3.2药柱几何参量的计算

由之前的计算可得，装药量76.37kg

p

m,喷管喉部面积

t

A

=52702mm，

肉厚

1

52.5mme，肉厚系数

1

1

2

e

e

D

=0.396。另取圆弧半径

1

=5mmr

。还需

计算以下参量：

1、计算药柱外径D

22

es

DD

=265mm(3.13)

式中

e

D

——燃烧室壳体的外径；

——燃烧室壳体壁厚(取1.5mm)；

s



——绝热层和包覆层的厚度。(取

s



=1mm)

2、选择星角数

通常，取星角数为3、4、5、6、7、8。本设计选取n=5、6进行计算和

比较。后面会通过对各个参数的对比来对数据进行选择。

3、选取过渡圆弧半径r

光弹实验研究表明：r增大，应力集中系数降低。然而，r增大，装填系

word文档下载后可任意复制编辑

数减低。因此r值应选取适当，一般选取

/rrD

=0.015～0.03。在这个设计

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

4、计算特征长度l，并计算0

y

、1

y

值

12

D

ler

0

r

y

l



(3.14)

1

1

er

y

l





通过上面三式计算得，l=72mm，

1

y

=0.84，

0

y

=0.111。

5、根据增面比

2



的限制，选取角度系数



根据已知的

1

y

，由式(3.11)可得

1

(/)sl

，假定几个



值，再由式(3.14)得

min

(/)sl

。再根据

21min

(/)/(/)1.2slsl

的限制，选取



值。

6、根据增面比1



的限制，选取

2



为了获得平稳的推力曲线，通常希望前期的减面比与后期的增面比相适

应，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，根据已选取的几组n，



，r

1

，r值，由式(3.15)计算

对应的/2角。下面对几组参数进行对比

word文档下载后可任意复制编辑

当n蚕豆米 =5，=0.8时，J=0.494

当n=5，=0.9时，J=0.658

当n=6，=0.8时，J=0.496

第三组的参数较为合理，即为所取。此时

2



=0.446

7、计算装填系数

cp

c

AA

A





(3.17)

所以可得装填系数0

0

81.36

8、计算剩药系数

f

f

c

A

A

(3.18)

计算可得，剩药系数

f

3.81％

9、计算药柱长度

计算药柱长度L时，应考虑药柱的具体结构。药柱只有圆柱段，则

/

peffp

cpf

m

L

AAA







(3.19)

计算得出1034mmL。

至此，即得到了全部的星孔几何参量的设计值。

3.4本章小结

在本章中，主要进行了装药设计。所设计的发动机采用星形药柱，直接

贴壁浇铸在燃烧室内。经过计算得出药柱相关的几何尺寸如下：

装药量m

p

=76.37kg，喷管喉部面积25270mm

t

A，肉厚系数10.396e

，

圆弧半径

1

5mmr，发动机直径270mmD，8mmr，72mml，

1

0.84y，

0

0.111y，0.8，

2



=1.18，

1



=0.8418，

0.446

2





，3.81

f

%，

1034mmL。

word文档下载后可任意复制编辑

第4章固体火箭发动机内弹道计算

内弹道学是从枪炮技术中引来的一个名词，它研究发射过中弹丸在膛内的

运动和膛内压强的变化。在固体火箭发动机的早期研究中，也将发动机内部工

作过程作为内弹道计算问题来研究，核心问题是确定燃烧室内压强随时间的变

化，所谓内弹道计算就是计算燃烧室的压强。但是，随着发动机的发展，由于

燃气流动速度的增大，燃烧室内的压强不仅随时间变化，而且沿着轴向在变化，

还应该考虑压强在燃烧室流场中的空间分布。因此，燃烧室的压强计算不能涉

及其中的流动过程，实际上已经逐渐发展成为燃烧室内的压强和气动流场计算。

4.1零维内弹道计算

燃烧室压强是由很多因素决定。这是一个装药燃烧和气体流动相互影响的

复杂过程，而且装药通道几何形状十分复杂，因此这是一个多维、有化学反应，

有质量加入的流场计算问题。为简化起见，不考虑流动参数沿轴向的分布，均

取它们沿轴向的平均值。这种计算方法适用于压强沿轴向变化很小的端燃装药

和喉通比J值较小的侧面燃烧的装药，以及计算精度要求不高的一般侧燃装药。

它与一维计算相比，计算简便，因此本设计采用此种计算方式。

零维内弹道计算的基本假设如下：

1、燃气流动参数取其沿轴向的平均值；

2、推进剂装药燃烧完全，燃烧产物组分不变，且燃烧温度等于推进剂定压

燃烧温度；

3、燃气为完全气体，服从完全气体状态方程；

4、装药燃烧服从几何燃烧定律。

为简化设计的计算，本文采用零维内弹道计算方法。

根据质量守恒原理，燃烧内燃气生成率与燃气通过喷管排出的质量流率之

差应等于燃烧室内燃气质量变化率，即

()

cc

bd

dV

mm

dt





(4.1)

word文档下载后可任意复制编辑

其中

bpb

mAr(4.2)

*

ctct

dDct

c

pApA

mCpA

c

RT





(4.3)

式中

p



—推进剂装药密度，

b

A—装药燃烧面积，r—装药平均燃烧速度，

c



—燃气平均密度，

c

V—燃气占有的容积，即燃烧室自由容积，

D

C—流率系

数，—比热比k的函数，

R

—燃气的气体常数，

c

T—燃气温度，*c—推进剂

的特征速度。

式(4.3)表明，任一瞬间燃烧室内燃烧产物质量对时间的变化率等于燃烧产

物的生成率

b

m与流量

t

m之差。

根据能量守恒原理，有



cncbpctpc

d

EVmcTmcT

dt



(4.4)

式中

n

E——单位质量燃烧产物的热内能(

cvn

TcE)；

p

c

——燃烧产物的比定压热容；

c

T——整个燃面的平均定压燃烧温度。

式(4.4)表明，任一瞬时燃烧室中总内能对时间的变化率等于单位时间因燃

烧加入的净能量和从喷管排出燃烧产物的总焓之差。

自由容积

c

V随时间的变化率是由装药燃烧产生的，故

rA

dt

dV

b

c

(4.5)

n

c

apr

燃气状态方程为

ccc

pRT

(4.6)

上式(4.6)和状态方程便构成了计算燃烧室压强—时间曲线的基本方程，将

上述基本方程进行简化，得到一组简化后的基本方程：

word文档下载后可任意复制编辑

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)

方程组(4.7)就是内弹道计算的基本方程。

4.2零维内弹道计算的近似解法

4.2.1工作段燃烧室燃气压强的计算

利用瞬时平衡压强法计算发动机工作段的~pt曲线。

具体计算步骤如下：

(1)将装药的整个燃烧层厚度分成多个(例如m个)微元燃烧距离e；

(2)计算当燃烧距离

e

=0，e，2e,3e，…，me时相应的燃烧面积

bj

A

(j=0，

1，2，…，m)；

(3)计算出相应的燃烧室压强(平衡压强)

j

p

(j=0，1，2，…，m)，画出

c

p~e

关系曲线；

(4)根据

~

c

pe

曲线确定每一个微元燃烧距离

j

e

区间内的相应的平均压强

cj

P；

(5)由j

j

n

c

e

t

ap





，计算出与每一个

j

e

相对应的时间间隔

j

t

(j=0，1，2，…，

m)；

(6)根据

cj

P与

j

t

的对应关系，可以逐点依次画出~pt曲线。

4.2.2上升段燃烧室燃气压强的计算

word文档下载后可任意复制编辑

上升段即为燃烧室压强建立的过程，由于该过程一般时间很短，大约在百

分之几秒内，固体燃剂燃烧掉的部分很少，故而在此过程中可以认为燃室充气

容积和燃烧面面积保持起始值不变，即

b

A、

g

V

、均为初值。

由计算零维内弹道

~pt

曲线的微分方程，并假设装药在点火压强

ig

P下全面

瞬时点燃，对应时间t=0，以此作为起始条件，积分微分方程，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





于是上式可以写成





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)

应用上式即可得到上升段的~pt曲线。

4.2.3后效段燃烧室燃气压强的计算

燃烧室的推进剂燃烧结束后，不再有燃气注入燃烧室，燃烧室自由容积也

不再发生变化，燃烧室的燃气通过喷管向外排放，燃烧室压强同时逐渐降低，

燃烧室中燃气的质量流量也逐渐降低。后效段的排气过程可以近似为等熵膨胀

过程[8]。故以燃室控制容积，根据燃烧室内燃气的质量守恒建立控制方程有：



cc

pbtc

c

dV

ArAp

dt

RT









(4.11)

word文档下载后可任意复制编辑

装药燃烧结束以后，燃气生成率为零，即0

pb

Ar，且燃烧室自由容积保

持不变，故上式变成

ctc

c

d

VAp

dt

RT





(4.12)

绝热膨胀过程中，k

cc

p常量。设燃烧室内装药燃烧结束时(即熄火时)

燃气的压强为

,ceq

p

、密度为

,ceq



，他们的数值都可以从工作段的计算中得到，

在这里作为已知的数值，因此有

1

.

.

k

c

cceq

ceq

p

p













(4.13)

上式两边对时间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)

由状态方程

,

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，并分离变量得：

,

,

1

2

12

2

1

2

ceq

ceq

k

c

k

cc

k

t

V

dtpdp

kA

p





(4.16)

从燃烧结束瞬间算起，进行积分

word文档下载后可任意复制编辑

,

,

,

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)

这就是燃烧结束以后，按照绝热膨胀条件所得到的燃烧室压强随时间变化

的关系式。

4.3内弹道计算方法的修正

如果装药燃面的变化很大，或者对计算的精度要求更高一些，那就需要对

上面这种计算方法加以修正。为此我们分析一下计算方法的误差。对照燃烧室

压强的基本关系

22**

n

ct

Pcb

pA

Vcdpc

apA

cdtc



(4.19)

在瞬时平衡法中[10]，燃气生成率与流率相等，因而(/)0

c

dpdt。燃气的生

成率除了流出流率消耗外，还应有一部分使燃烧室的压强升高。而这一部分在医学知识

瞬时平衡法中却没有考虑到，这就是它的主要误差所在。现在我们来考虑如何

来修正这一误差。

因为n

cccc

c

dpdpdpdp

de

rap

dtdedtdede



代入上面的基本关系式，便得

22**

nn

cctc

cpbc

VdpAp

apAAap

cdec



(4.20)

由此可以化成

word文档下载后可任意复制编辑

1

22

*

*c

pb

n

cc

tt

cAa

Vadp

p

cAdeA





(4.21)

此式右边的第一项又可以用平衡压强表示

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)

这就清楚的表明了平衡压强与当时的真正压强还有一定的差别。这个差别

就是右边的第二项，由于/

c

dpde的存在而不能将它忽略不计。为了修正瞬时平

衡压强法的误差，要把右边的第二项考虑进去。问题是/

c

dpde的数值如何确定。

由于我们还没有确定出真正的

c

pe

的关系，只是确定了它的第一次近似值，也

就是平衡压强

.ceq

pe

的关系。真正的/

c

dpde的数值还无从确定。但是

.ceq

pe关

系既然是

c

pe关系的一次近似值，也就可以用

.

/

ceq

dpde代替/

c

dpde的数值，

对上式进行修正，这样带来的误差就是更高一阶的微量了。

现在先计算

.

/

ceq

dpde：

根据平衡压强关系式

1

1

.

(*)n

ceqp

pcaK

(4.24)

两边取对数，然后对燃烧距离

e

微分，在只有燃面变化的条件下，得

.

.

1

d1

ceq

ceq

dp

dK

penKde





(4.25)

于是

..

(1)

ceqceq

dpP

dK

deKnde





(4.26)

或

word文档下载后可任意复制编辑

..

(1)

ceqceq

pP

K

eKne









(4.27)

这里/

bt

KAA为燃喉比，因为

t

A为常数，又可写为

..

(1)

ceqceq

b

b

pP

A

eAne









(4.28)

在瞬时平衡法中，已经算出了

.ceq

pe

的关系，对应于一定的燃烧距离，有

其相应的

.ceq

pe

、

K

和/Ke,这样就可以计算出相应的

.

/

ceq

pe，将

.

/

ceq

pe当做/

c

pe的修正值，用公式

11

.

22*c

nn

cc

ceq

t

Vadp

pp

cAde

(4.29)

对相应的压强进行修正，求得更精确的

c

pe

的关系。就可以确定更精确地

确定

pe

的关系了。

4.4求得的压强-时间曲线

因为发动机的规定的工作环境为-55℃~+55℃，这里分别计算发动机20℃、

55℃和-55℃三个温度下发动机工作的内弹道曲线，温度对发动机燃速可由如下

的经验公式得到：

0

()

000

1p

TT

p

rrerTT





(4.30)

式中

0

r—20℃时推进剂的燃速；

p

—燃速温度系数，取0.0021；

0

T—室温；

T

—工作环境温度。

word文档下载后可任意复制编辑

图4.1内弹道曲线（a）

图4.2内弹道曲线（b）

图4.3内弹道曲线（c）

利用零维内弹道的近似解法，分别求出上升段，平衡段，拖尾段的时间-压

强曲线，并采取瞬时平衡修正法进行一次修正，最后综合三个阶段，就可以得

word文档下载后可任意复制编辑

到发动机整体的时间压力-时间曲线。依照此方法，依次算出发动机在三个环境

温度下的内弹道曲线。

4.5本章小结

本章利用零维内弹道瞬时平衡法，分别计算了发动机工作的上升段、工作

段和拖尾段的内弹道特性，并对每个时段做出一定的假设，通过瞬时修正法，

修正内弹道曲线，最后做出发动机工作的压力—时间曲线。

word文档下载后可任意复制编辑

第5章燃烧室的设计

燃烧室是固体火箭发动机的重要部件之一，它为推进剂装药提供了贮存和

燃烧的场所。燃烧室内燃气的压力和温度可以分别高达几十乃至几百个大气压

和摄氏二、三千度以上。同时，燃烧室又是弹体结构的一部分，弹上的很多零

部件都要和它相连接，它还承受一些其他机械载荷的作用，燃烧室设计应满足

如下基本要求，即燃烧室在各种条件下应有足够的强度和刚度，结构重量轻，

连接和密封可靠、工艺性和经济性好，等等。

燃烧室设计的任务是根据总体设计所确定的发动机结构形式和主要设计参

量，对燃烧室进行详细而具体的设计工作。其主要内容包括：合理选择结构；

根据受载情况估算壳体的壁厚；用经典的或近代的理论和方法进行壳体的应力

分析和强度验算，确定壳体的强度储备量；对壳体的可靠性概率做出评价；判

别壳体是否会发生脆性爆炸；以及进行壳体受热分析和热防护设计等。

5.1燃烧室壳体结构

燃烧室壳体包括很多部分，但是圆筒体是主要部分，封头通常是以不可拆

的连接形式与圆筒体制成一体。对于一些小型固体火箭发动机，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。壳体结构的选择包括壳体结构、连接结构和密封结构的选择。对

于自由装填式发动机，还应该包括药柱支承结构的选择。

5.1.1圆筒体

圆筒体的结构与材料和制造方法有关。它可分为金属筒体结构、玻璃纤维

缠绕筒体结构和双层材料结构。在本设计中，采用的是金属筒体结构。

发动机的筒体的工艺有多种形式，可以用旋压加工，有时还可以采用热冲

压毛坯将筒体和前封头制成一体。

金属筒体还可以采用旋压成形工艺来实现。筒体可与封头制成一体，但是

必须一端开口。旋压成形是一种无屑加工工艺，采用这一技术可使壳体我的人生理想 的材料

word文档下载后可任意复制编辑

消耗降低，机械强度提高，加工壁厚减小和表面光洁度提高，无需进行机械加

工就可达到所需的尺寸精度。

对于直径较大或结构较复杂的筒体，为方便制造，常采用焊接结构。筒体

的焊接方法，一般是先将钢板在卷板机上卷成所需的圆筒形，然后将其纵向接

缝焊接起来。若筒体较长，可用几个焊好的圆筒同轴对接后周向焊接成形。但

在焊接时应避免相邻圆筒的纵向焊接位于同一母线上，以保证筒体不发生过大

的焊接变形和强度降低。采用焊接结构时，圆筒体与前、后封头一般也用焊接

连接。

在本设计中，利用强力旋压机，通过旋压成型工艺来加工筒体。并通过冷

旋，控制一定的精度。筒体与后封头旋压成为一个整体，并在在尾部开口，用

来和喷管连接。

5.1.2封头

圆筒形燃烧室的封头一般采用半球、椭球和蝶形。只有在小型发动机上采

用平底封头。半球形封头的强度最好，椭球形、蝶形封头次之，平板形封头最

差。封头选择应考虑以下因素：质量小，包络容积大，轴向深度小，制造简便

和成本低。

平底封头结构最简单、加工容易、但受力情况最差、厚度大、质量大。一

般在野战火箭上多应用此类结构的封头。

半球形封头的强度高，壁厚薄，质量小，但封头的轴向深度大，制造困难，

一般如果不是由于特殊要求，很少采用这种结构的封头。

椭球形封头是由椭圆曲线绕其短轴旋转而成的。与半球形封头不同，椭球

形封头上的应力在不同经线位置上都是变化的，但应力变化是连续的，只在封

头与圆筒段连接处会出现高的局部弯曲应力。椭球形封头的受力虽然没有半球

形封头好，但是其比半球形封头更容易加工，从而成为目前广泛采用的封头结

构形式。椭球形的长短轴之比的选取十分重要，一般取椭球比为2，可使封头的

壁厚与圆筒段壁厚近似相等。

word文档下载后可任意复制编辑

蝶形封头是由于用于加工椭球形封头的磨具制造困难而采用的，一般蝶形

封头的尺寸应与椭球等深度、等强度[3]。

在本设计中，综合考虑各种因素的影响，采用椭球形结构的封头。

5.1.3连接和密封结构

1、连接结构

金属壳体的连接方式由可拆和不可拆两种。可拆连接有螺纹连接、螺柱连

接、卡环连接和销钉连接；不可拆连接有焊接、铆接、过盈连接和胶结等[7]。

其中可拆连接中，螺纹连接的优点是结构紧凑，连接可靠，小尺寸的螺纹

连接制造容易，装配方便，但是大尺寸的螺纹加工比较困难，因此，这种连接

方式常用与中小型发动机上。螺柱连接的优点是连接可靠，同轴性和密封性好，

大尺寸连接结构的制造和装配方便；缺点是连接部位的结构质量大，故适用于

大型发动机。销钉连接的结构简单、质量小，但是制造精度要求高、装配麻烦。

不可拆连接的特点是结构简单、工作可靠、质量小。焊接具有连接可靠性高、

结构简单和重量轻等优点，因而是不可拆连接中应用最为广泛的一种。为了装

填药柱或浇铸推进剂的需要，壳体两端的连接部位至少要有一个应采用可拆结

构。

在本设计中，发动机燃烧室壳体与后封头是通过旋压成形一体制造而成的。

首先，发动机前封头与点火器的连接，考虑到点火器的使用情况，连接方式选

为可拆式连接，这里采用的是螺纹连接。然后，发动机燃烧室壳体与前封头的

连接，考虑到药柱的装填工作，也应选用可拆式连接，采用螺纹连接结构进行

连接即能满足要求。最后，后封头与喷管壳体的连接问题，作为喷管与发动机

壳体的连接，考虑到连接的可靠性和以后维护等问题，选择的连接方式为螺柱

连接，把喷管壳体与后封头壳体用螺柱连接上。

2、密封结构

燃烧室密封的作用是防止发动机工作时高温高压燃气外泄以及在贮存、勤

务处理时防潮、防腐蚀等。否则，在发动机工作时，外泄燃气不仅会破坏发动

word文档下载后可任意复制编辑

机的内弹道性能，还会烧穿壳体的连接部位，引起更大的事故。若贮存时密封

不可靠，低温下装药表面可能会凝结成霜，使点火不可靠。在多雨潮湿地区，

水蒸汽进入燃烧室可能引起装药变质等。因此，壳体连接部位的密封设计是十

分重要的。

平垫圈密封主要用于端面密封。其密封性与垫圈的材料的弹性、接触面的

形状以及预紧力的大小有关。垫圈材料可采用退火紫铜和橡胶石棉板等。接触

面的形状对密封性的好坏影响很大，若在接触面上开一至两条三角形截面的沟

槽或突缘，可大大改善密封性。

O形环密封不需要大的预紧力，而是由于装在密封沟槽中，依靠它在安装

时受压缩产生的弹力和燃气压强作用来达到密封。密封环的材料有硅橡胶、氟

橡胶、丁腈橡胶等。

在本设计中密封结构主要作用在发动机前封头与点火器的连接处和前封头

和燃烧室壳体处，这里均采用螺纹连接；后封头与喷管采用螺柱连接。由于这

几处的定位面都是固定的，所以采用O形环密封即可达到要求[3]。

5.2燃烧室壁厚的估算

5.2.1金属筒体壁厚度的估算

由于金属筒体的壁厚与其直径之比一般很小，故可将筒体视为受内压力作

用的薄壁圆筒来处理。由材料力学可知，薄壁圆筒在内压

p

的作用下，其轴向

应力

x



和切向应力各





为

4

2

x

pD

pD





























(5.1)

式中：D——圆筒的平均直径；——圆筒的壁厚。

根据最大应力强度理论，圆筒的最小壁厚为

max

min2[]

p





(5.2)

word文档下载后可任意复制编辑

式中

max

p

——高温下壳内的最大工作压力；



——压力波动系数；

[]——材料的许用应力；

——焊接强度系数。

在应用(5.2)计算壳体厚度时，考虑到因装药和喷喉尺寸的偏差以及各批推

进剂性能的偏差而引起的压力波动，通常取=1.1~1.2；考虑到因焊接缺陷、焊

接应力和脱碳等引起的壳体强度衰减，可取=0.9~1.0。综合本发动机所选材料

及压力特点，取



=1.2，=1.0。所以由(5.2)式可得

min

1.34mm

。在考虑到筒

体加工的尺寸偏差，以及热处理引起的烧蚀和脱碳，取筒体的厚度1.5mm。

5.2.2封头壁厚的估算

椭球形封头是由半个椭球和高度为h的圆筒段组成的，如下图5.1所示

图5.1椭球形封头

当椭球形封头与筒体相连接构成壳体时，在交接处由于曲率半径突变，将

出现边缘力。为避免应力最大点不处于焊缝上，并考虑到焊接的方便，通常在

封头上附有高度为h的圆筒段。但圆筒段不能太高，否则冲压成形困难。一般

取h不小于3倍的壁厚。

封头壁厚的计算式为

mp

mDp

i

max

max

4







(5.3)

式中

m

——椭圆比。

word文档下载后可任意复制编辑

对于椭球形封头来讲，其椭圆比

m

的选取是一个重要问题。通常，封头和

筒体宜做成等壁厚的。即取椭圆比2m，此时封头内的最大应力与筒体内的最

大应力相等，即封头与筒体等强度，这种封头的典型的椭球形封头。即取封头

壁厚1.5mm，圆筒段高度5mmh。

5.3燃烧室壳体的受热计算及其热防护

在铸装式发动机燃烧室壳体中，燃烧室壳体的封头和筒体需要用绝热层来

防护，这种绝热层称为内绝热层。

5.3.1绝热层材料

对于绝热层材料的基本要求：

1、绝热性能好。材料的导热系数要低，融化热、蒸发热要大，要有吸热的

热解反应；

2、力学性能好。材料的弹性模量要低，延伸率要高和抗张强度要大；

3、与推进剂相溶性好；

4、与壳体的粘接性能好；

5、材料的密度小。这一点，对于高质量比的发动机，例如末级发动机和远

地点发动机，尤为重要；

6、材料的工艺性好和成本低。对于选择助推级发动机的绝热层材料是重要

的。

基于以上的考虑，最后选择P

107

作为绝热层的材料[11]，它的柔性较好，烧

蚀率低，结炭层坚硬，绝热效果好，工艺简单，流动性好，粘接和压铸工艺均

可以使用

图5.1绝热层材料的配方

材料名称基本配方（重量）

丁晴-18

100

S2.5

word文档下载后可任意复制编辑

促进剂M

1

防老剂D

1

氧化锌

6

硬脂酸

1.5

磷酸三苯脂

20

石棉

20

糠酮树脂

120

5.3.2绝热层厚度

由于这些绝热层材料是消融材料，在高温燃气作用下，绝热层表面不断退

缩（烧蚀），并在绝热层内形成区域：炭化区域、分解层和原始材料层，如下

图所示。

图5.2绝热层消融的模型

下面对绝热层材料的厚度进行计算。由于发动机的工作时间是大约在3s左

右，则在这段时间内烧蚀的绝热层厚度为

bb

rt(5.4)

为了保证燃烧末期有良好的绝热作用，应留足一定的余量，一般可取它为

烧蚀厚度

b



的0.25～0.5倍。于是，绝热层的厚度为

(1.25~1.5)(1.25~1.5)

sbb

rt(5.5)

word文档下载后可任意复制编辑

式中

b



为烧蚀速率，绝热层的烧蚀速率与各部位的热流度有关，随热流密

度的增大而增大。查得P

107

的烧蚀速率为

(0.16mm/s)

，代入上面的公式计算，

取1.5

sb

rt

，可得0.72mm

s

，取1mm

s

。

5.4本章小结

本章主要进行了固体火箭发动机燃烧室设计。选择金属筒体，燃烧室与后

封头通过旋压一体成形；燃烧室的封头选择椭球形，取m=2，即封头的厚度和

壳体的厚度一致；前封头与燃烧室壳体采用了螺纹连接，后封头与喷管采用螺

柱连接；密封方式统一采用O形环密封结构。在计算壳体的壁厚时，将筒体简

化为受内压作用的薄壁圆筒来处理，最终计算可得筒体的壁厚为1.5mm。绝热

层的材料选用

107

p

，考虑自身的物性参数和工作时间的影响，且保留一定的工作

余量，经计算，确定绝热层的厚度为1mm

。

word文档下载后可任意复制编辑

第6章喷管设计

喷管是固体火箭发动机的能量转换装置，使高温燃气的热能转换为动能，

从而产生推力；同时，喷管又是燃气流量的控制装置，使燃烧室内建立一定的

工作压强。喷管内有高温燃气加速流动，工作条件恶劣。喷管设计直接关系到

发动机的效率和可靠性。

6.1喷管设计的基本要求

故喷管设计时应保证以下基本要求：

1、效率高，为此喷管要有适当的膨胀比，有良好的型面，使摩擦损失、散

热损失和两相流等损失小。

2、工作过程中保持喉部尺寸和型面完整。因此，喷管要有良好的热防护。

3、结构质量小。因此喷管要选用合适的膨胀比和适当的材料。

4、喷管各部分的几何同心度高，减小发动机的推力偏心。

5、结构工艺性和经济性好。

6.2喷管的型面设计

本设计中我们选择的喷管是普通喷管，其型面结构如下图6.1所示。

图6.1喷管型面结构

总体设计时已确定了喷管的膨胀比和喉部面积，喷管喉部直径82mm

t

d和

膨胀比8.65是已确定的参数，这样可以确定喷管的出口直径是241mm

e

d。

喷管型面设计主要是确定喷管内表面的形状。它影响喷管的效率，重量，耐烧

word文档下载后可任意复制编辑

蚀性和外部尺寸等。喷管型面是由收敛段，临界段和扩张段组成的。

6.2.1收敛段

普通喷管收敛段为锥面，它的主要几何参数是收敛半角。小时，收敛

段长度大，使结构重量大，但是喷管烧蚀小；大时，喉部附近附面层厚度增

大，产生颈缩现象，造成较大的流量损失，同时喷管烧蚀和凝固相沉积严重。

一般选取=30～60，常取45

。在本设计中，选择收敛半角45

。

6.2.2临界段

喉部通常由上游过渡圆弧和下游过渡圆弧在临界面处相切而形成，上游圆

弧

1

r

对喷管的烧蚀和沉淀有影响，增大

1

r

会减小烧蚀和沉淀，但使喷管收敛段长

度增加，常取上游圆弧半径

1

(1~2)

t

rR

。下游圆弧半径

2

(1~2)

t

rR

，倾向于减

小圆弧半径

2

r

，这样做对性能没有明显的影响，却能明显缩短喷管长度和减轻

重量。

大多数喷管在喉部处有一短圆柱体

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证。装配时可以利用此圆柱段作为定位面来对

准喷管。圆柱段还可以使喉部烧蚀明显降低。

在本设计中，选取喷管的上游圆弧半径

1

45mm

t

rR，下游圆弧半径

2

45mm

t

rR，喷管喉部短圆柱段的长度30mm

t

L。

6.2.3扩张段

锥形喷管扩张段的主要几何参量是扩张半角



。

扩张半角



小时，扩张段长度大，也使结构质量大，散热损失和摩擦损失

大，但扩张损失小；相反，则扩张损失大。扩张损失系数0.51cos（），

一般取6~28。本设计中，取扩张半角15。

6.3喷管的热防护

喷管热防护的作用是：

word文档下载后可任意复制编辑

1、保持喷管型面在工作过程中不发生变化，特别是喉部尺寸；

2、降低喷管壳体的受热，保持它有足够的强度和刚度。

喷管的热防护原理是依靠烧蚀一部分烧蚀层来消耗燃气传给喷管燃面的

热，并以辐射、热阻塞效应等方式耗散一部分能量；另外，又依靠绝热层的隔

热性能，阻止热量传入到喷管结构内部，确保喷管结构在允许的温度范围内可

靠地工作。烧蚀层在烧蚀过程中，以相变、潜热和燃气的化学反应吸收大量的

热，这种化学反应吸热是辐射吸热和材料热容吸热所不能比拟的。

6.3.1喉衬

喉衬应采用内热性最好的材料制造，它应该有最小的烧蚀率，且均匀烧蚀。

本设计发动机采用的喉衬材料是热解石墨,热解石墨是碳氢化合物气体在高温下

裂化而沉积的固态碳，沿沉积基体表面方向(晶体ba、向)结晶成六角晶体，沿

垂直与基体表面方向(晶体

c

向)层积而成。热解石墨具有烧蚀率低、能够均匀烧

蚀及强度随温度升高而明显增强的特性，石墨烧蚀主要是表面与燃气的化学反

应而引起，同时还表现出很大的各向异性。目前热解石墨的定向沉积后的一般

不超过6~7

mm

，一般采用片状多层结构。其特性如表6.1

表6.1热解石墨的特性

b

(kg/mm2)

s

(kg/mm2)

b

r

(mm/s)(%)T(C)

m

(g/cm3)

62.1310.059~0..2

(1)热解石墨有一定的烧蚀率，要考虑它的烧蚀对压力曲线的影响；

(2)热解石墨导热系数高，喉衬背面需有良好的绝热层；

(3)热解石墨是片状多层结构，需要提供良好的支撑；

(4)需要预留轴向和径向的膨胀间隙。

本设计工作时间大约为3秒，且热解石墨的烧蚀速率0.013~0.015mm/s，

可以近似认为无烧蚀，即认为对压力曲线没有影响。

word文档下载后可任意复制编辑

6.3.2热防护层

除喷管需要用喉衬来热防护外，与高温燃气直接接触的喷管其余表面皆需

要用耐烧蚀层热防护。采用这些增强塑料来制作耐烧蚀层时应注意如下几点：

(1)增强材料的取向应适当。取向平行于气流时，由于气流剥离作用，耐烧

蚀性差，取向垂直于气流时，则绝热性差。因此要合理安排；

(2)各类烧蚀层段间接缝应顺着气流方向，且与气流方向夹角小；

(3)接缝要用密封剂密封。

在本设计中，选用石墨布作为热防护层材料[11]，其一些基本特性如下表6.2

所示

表6.2热防护层材料的基本特性(石墨布)

(3cm/g)

a

(Kkg/J)(Km/W)

b

r(mm/s)

1.4510063.960.199~0.270

热防护层厚度等于烧蚀厚度

b



、炭化层厚度

c



、裕量

d



之和。

亦即

dcb

(6.1)

烧蚀厚度

tr

bb



(6.2)

式中

b

r

—热防护层的烧蚀速率。

在本设计中，热防护层得烧蚀速率

b

r

=0.2mm/s由式(6.2)可得，热防护层得

烧蚀厚度

b



=0.6

mm

。

炭化层厚度

c



，可以用如下经验公式估算：

)/(qBm

c

At

(6.3)

式中

q

——热流密度(2W/m)，

)(

0

_

TTq

g



；

mBA、、

——经验常数。

本设计选择的热防护层材料，

A

=0.914，51055.7B，68.0m，热交换

系数

_

2835.4W/(mK)，经过计算可以得出炭化层厚度0.6mm

c

。安全裕

word文档下载后可任意复制编辑

度为

d



(0.2~0.5)

。

经计算可得，热防护层厚度1.5mm。

6.4喷管壳体壁厚

喷管所承受的载荷有：

1、燃气内压载荷；

2、热防护层膨胀引起的附加内压载荷；

3、推力矢量控制装置所施加的载荷；

4、惯性载荷等。

根据载荷，由于喷管喉部工作环境最为恶劣，故将其作为壁厚估算点[6]。

喉部压强

2

1

1

(1)

2tc

ppMa













(6.4)

由于喉部的马赫数为1，可得4MPa

t

p。

壳体厚度：

max

2

t

pD







(6.5)

其中——为喷管材料许用应力；

t

D——喷管喉部直径；

——压力波动，通常取1.1~1.2；

t

p——喷管喉部压力；

n



——喷管材料密度。

计算得壁厚为0.3mm，考虑到其与壳体的连接性能，这里设计喷管厚度

为1.5mm，喷管热防护主要针对耐热性进行设计。

6.5本章小结

在本章中，进行了固体火箭发动机喷管的设计。选用了复合、锥形喷管，

在此基础上，计算了喷管的收敛段、喉部和扩张段参数，并对喉衬以及整个喷

管的热防护进行了设计。因为不同部位受热不同，从经济性的角度来考虑，选

word文档下载后可任意复制编辑

取分段热防护。收敛段和扩张段因为受热不显著，可以采用石墨布，喉部受到

气流的冲刷作用更加明显，因此采用热解石墨。最后通过参数的计算，算出相

应的厚度。

word文档下载后可任意复制编辑

第7章固体火箭发动机点火装置的设计

点火装置能在极短的时间内可靠的点燃发动机的主装药，使发动机开始稳

定的工作。它是固体火箭发动机的启动装置，是最危险的部件，也是最容易发

生故障的部件。

点火装置由发火系统、能量释放系统和连接件组成。点火器一般分为烟火

剂、点火器和点火发动机，点火器中的点火药能在极短时间内产生大量炽热燃

气，包围并加热主装药表面，从而点燃主装药。发火管则产生初始热冲量来引

燃能量释放系统的点火药。连接件是用来保证这两个主要系统可靠工作的。

7.1点火装置的设计要求

1、具有良好的点火性能，即要求点火装置能在规定的工作温度和工作高度

下迅速的点燃主装药，使发动机的点火性能均能满足战术技术要求；

2、工作可靠性高，亦即点火装置不失效、不瞎火；

3、使用安全性好，能在承受规定的杂散电流、静电感应和射频的电磁感应

时不引起发火系统发火；

4、点火装置的尺寸要与发动机结构相适应，重量满足规定的要求；

5、检修方便，经济性好。

以上各项要求中，点火药性能、工作可靠性高和使用安全性好是最基本的

要求，必须着重解决。

7.2发火系统的设计

7.2.1点火装置的选择

根据本设计中发动机的大小、类型、装药形状等，这里我们选择的是烟火

剂点火器[3]。

烟火剂点火器(以下简称点火器)是固体火箭发动机常用的点火装置，多用于

小型的、装药为自由装填的发动机点火。通常，点火器有如下类型：根据发火

word文档下载后可任意复制编辑

系统(或发火管)与能量释放系统(或点火药)的相互联系，点火器有整体式，分装

式和组合式三种类型。

(1)整体式点火器：其发火管与点火药做成一体，放置在点火药盒内。这种

点火器的优点是结构简单，点火滞后小。缺点是发火管损坏时则整个点火器损

坏，不经济。常用于小型发动机中。

(2)分装式点火器：其发火管与点火药是分别安装的，如图所示。这种点火

器的优点是更换损坏的发火管时不损坏点火器的其它部件，经济性好；点火药、

发火管可以分别运输和存放，安全性好。多用于大、中型自由装填式的发动机

中。

(3)组合式点火器：其发火管与点火药组合在一起，这种点火装置安全性好，

多用于中小型铸装式发动机中。

综合考虑以上各个因素，这里选用组合式点火器。

7.2.2电发火管的设计

发动机点火器采用的发火管是电发火管，基本原件有：电桥丝、发火药和

引线组成。当电源接通后，电桥丝加热，使涂在电桥丝上的发火药发火，从而

引燃点火药。

电桥丝采用镍铬合金丝、康铜丝和铂铱合金丝制成。发火药可采用：

(1)三硝基间苯二酚铅；

(2)氯酸钾50%+硫氰化铅47%+铬酸铅3%；

(3)氯酸钾50%+硫氰化铅50%。

组合式点火器的发火系统，由于发火管与点火药相距较远，发火药的热量

还不足以引燃点火药，需要强化火焰，设置有火焰加强药块。发火系统的加强

药块通常与点火线、发火药等做成一体，为发火管的组成部分。加强药块能产

生较强的火焰，烧穿点火药盒并引燃点火药。加强药块常用压制的黑火药制成，

药块的大小和压紧程度决定了火焰的强度。药块越大，压得越紧，则火焰越长，

燃烧时间越长。为了强化火焰喷射速度和控制喷射方向，发火管座上还有喷嘴。

word文档下载后可任意复制编辑

7.3能量释放系统的设计

7.3.1点火药的选择

合理的点火药，应该要有如下特性：

1、热感度高，即点燃温度低；

2、在可能的工作环境下易于点燃；

3、能量特性高；

4、燃烧产物有大量的固体微粒，也有适量的气体成分。固体微粒含量高，

可以增加炽热固体微粒接触导热和辐射导热；适量的气体含量能够建立适当的

点火压力和迅速包围主装药；

5、有适当的燃烧速度，以便提供必要的能量释放速率；

6、性能稳定，包括不吸潮，不氧化，不变质等。

能够基本满足上述要求，可用作点火药的有如下几种：黑火药、烟火剂和

推进剂。本次设计选择烟火剂作为点火药，并根据性能特点，选择了

3

B-KNO作

为点火药，它具有低压下易于点燃的特性。

7.3.2点火药量的计算

点火药选定后，便可以根据已知条件(推进剂和点火药的性质、点火器的类

型、发动机的结构和设计参量、工作环境等)确定所需的点火药量。

通常烟火剂用于复合推进剂发动机的点火。

用烟火剂点火时点火药量的估算：

(1)根据所需的点火能量估算的经验公式

7

1

E

Q

S

Cm

ig



(7.1)

式中S——燃烧面积(mm)；

7

E——在7千克力/厘米压力下，主装药的临界点火能量(cal/mm)；

1

Q——点火药的爆热(cal/g)；

C——比例常数，取决于点火药。

word文档下载后可任意复制编辑

因此，对于确定的点火药和推进剂，

ig

m

是燃烧面积S的函数，亦即

ig

mKS(7.2)

比例常数

K

，可以根据现有的同类发动机的点火药量和燃烧面积来确定。

于是，

)(

0

0S

S

mm

igig



(7.3)

式中

ig

m

和

0

S是现有同类发动机的点火药量和燃烧面积。

(2)根据所需的点火压力估算点火药量

当喷管堵盖爆破压力足够大或喷喉较小时，可以认为点火药是在密闭的燃

烧室内燃烧的。根据气体状态方程，可得

310

)1(







gg

gig

igTR

Vp

m



(7.4)

式中

ig

p

——平均点火压力(Pa)；

g

V

——自由容积(m)；



——燃气中固体微粒相对含量；

——能量损失修正系数；

g

R

——气体常数(J/(kgK))。

在点火药量估算时，选择了根据点火压力估算点火药量。对于B-KNO

3

烟

火剂，有

20.2910

igigg

mpV

(7.5)

对于多数复合推进剂，当压力超过0.35～0.70MPa时，所需的点火能量便

与压力无关，于是在计算点火药量的时候选用0.7MPa进行计算，可求得燃烧室

自由容积310353442mm

g

V，则所需点火药量为21.02

ig

mg，为了点火的可靠

性，所需要的点火药量通常多于计算，取点火药量25

ig

mg。

7.3.3点火药盒的设计

分装式点火器的点火药，一般皆盛装在点火药盒内。点火药盒还起密封作

用，以免点火药受潮。对点火药盒由如下要求：

word文档下载后可任意复制编辑

1、密封性好，点火药受潮后，严重影响点火性能；

2、有足够强度，对于点火器来说，要求点火药盒有足够的强度以减小点火

延迟时间，但是如果强度过高，又有冲坏主装药的危险；

3、无破坏作用，点火药盒破碎后，不应产生大的破片；

4、有适当的装填密度，点火药不能再盒内晃动。

点火药盒可以采用铝板、镀锡铁皮和塑料制造。常采用0.3~0.5mm厚的铝

板制造，因为它易于冲压成形，能够迅速烧毁，且适宜长期贮存。在本设计中，

采用0.5mm厚的铝板作为制造点火药盒的材料。

最后，还要考虑到防备点火装置意外发火的安全措施。人体静电、雷电、

雷达、电台、高压线路的电磁辐射等都可能引起点火装置的意外发火而造成严

重后果，因此，提高点火装置的安全性，解决它的安全问题具有十分重要的意

义。所设计工作中也应考虑到这些情况，并做出相应的方案来加以解决。

7.4本章小结

本章主要进行了固体火箭发动机点火装置的设计。选择了组合式的点火器，

并根据发动机的尺寸和对点火装置的要求，对发动机的发火系统和能量释放系

统进行了设计，包括点火药的选择以及点火药盒的设计。同时对点火药量进行

了初步的估算，由于点火器通常是向专门的厂家定做，这里不对点火器的具体

尺寸做出计算，只是对点火药量做出估算和对点火器的类型做出选择。

word文档下载后可任意复制编辑

第8章固体火箭发动机总质量的估算

发动机的总质量是一个整体的参数，可以对结构的合理性做出评估。一个

合理的发动机重量比冲要大，这就要求在总冲一定的情况下，尽可能的减少发

动机的总质量。从某种意义上说，发动机的总质量可以从侧面反映发动机的性

能。下面是对发动机总质量的计算：

发动机的总质量

pcnsigna

mmmmmmm(8.1)

式中

c

m

——燃烧室壳体质量；

p

m

——推进剂的质量；

n

m

——喷管质量；

s

m

——绝热层和包覆层质量；

ign

m

——点火器质量；

a

m

——其它零件质量。

在之前的计算中已经得出76.37kg

p

m，

c

8.84mkg，m

n

=2.27kg。下面计

算其他部分质量。

1、绝热层和包覆层质量

燃烧室包覆层质量

1

=1.27kg

s

mD

包

；药柱前后端面包覆层质量

2

=0.166kgm；半径方向为a、b向热解石墨

3

=0.586kgm；半径方向为c向的热

解石墨质量

4

=0.053kgm，喷管的包覆层质量

5

m=0.36kg，综上可得：

12345

=++=2.435kg

s

mmmmmm(8.2)

2、点火器质量

点火器质量分为两部分：点火药质量=0.025kg

ig

m，点火器结构质量

=0.6kg

n

m。因此点火器质量：

=0.625kg

ignnig

mmm(8.3)

3、其他部件质量

前封头质量计算：

圆筒段=1.844kgm

前1

，球缺质量

2

=1.01kgm

前

；前封头与壳体，壳体与喷管

间连接部分质量=1.026kgm

连

。综上得：

1

+=3.88kg

a

mmmm

前前2连

(8.4)

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

word文档下载后可任意复制编辑

结论

本文根据总体提出的指标对某型单级固体火箭发动机作了设计。该发动机

的推力大、工作时间相对较短。本文根据这些具体的特点，做了如下的设计工

作：

1、发动机的总体设计

由于发动机的推力较大，本文采用了星形装药，既可以实现增面、减面和

恒面燃烧，又可以满足大推力的要求，通过比较几种材料的参数，最后选择了

30GrMnSi

作为壳体材料。在满足重量比冲最大的原则下，确定了发动机的工作

压强和喷管的膨胀比，具体的参数是工作压强为7.2MPa，膨胀比为8.65，在考

虑一定的热力学损失后，最终确定发动机实际的推力系数并计算出喉部的实际

面积。

2、发动机的装药设计

通过对各个参数的计算，在满足通气参量和装填系数的前提下，对星形装

药的尺寸进行确定。并根据相应的增面比和减面比的限制，对其中的一些参数

进行选取。本设计的星角数为6，特征长度为72mm，肉厚为过渡圆弧半径选为

8mm，圆弧半径取5mm，星角系数0.8。

3、内弹道的计算

利用零维内弹道瞬时平衡法，确定发动机工作时间与压强的关系，为了提

高计算的准确性，利用瞬时平衡修正法对零维内弹道计算进行了修正。最后，

做出发动机内弹道工作的曲线。

4、发动机的燃烧室设计

通过总装给定的要求，确定了发动机筒体的材料和直径。在此基础上，设

计了封头的结构和连接形式。然后对强度进行了校核，最终确定了绝热层材料

和厚度，主要的参数如下：

筒体的壁厚1.5mm，椭球比2m，即封头的厚度与壳体的相同，绝热

层材料选用P

107

，绝热层的厚度取1mm，密封结构统一采用O形密封圈。

word文档下载后可任意复制编辑

5、发动机喷管设计

首先选择了喷管的形式。喷管选用锥形、复合喷管。收敛段的角度和扩张

段的角度分别为45和15，喉部的直径为82mm，出口的直径为241mm。喷管

的整体防护材料选用石墨布，喉部选用热解石墨。石墨布的厚度取为1.5mm，

喷管壳体厚度的计算以喉部为参照，经过计算并考虑其与壳体的连接性能，最

终取喷管厚度为1.5mm。

6、点火装置的设计

这里点火装置的设计不做具体尺寸的计算，主要对于点火剂和点火药量的

估算。这里点火剂选用

3

B-KNO，点火药量经过估算可得25g

ig

m

。

本设计满足总体给出的全部任务指标和技术要求，设计的发动机比较合理。

这次的毕业设计让我对以前的所学的知识有了更加深刻的认识，能够将所学的

知识都能够规整起来用于实际的设计，而且对于之前学习中的疏漏能够做懒人设计 到补

充，让我整体上有了提高。本设计难免有不足之处，希望老师批评指正。

word文档下载后可任意复制编辑

参考文献

[1]王光林.固体火箭发动机设计[M].航空高等院校教材，1984：45-102.

[2]李宜敏，张中钦.固体火箭发动机原理[M].国防工业出版社，1985：208-266.

[3]王元有.固体火箭发动机设计[M].国防工业出版社，1984:4-67,70-300,363-384.

[4]董师颜，张兆良.固体火箭发动机原理[M].北京理工大学出版社，

1996:182-199.

[5]王春利.航空航天推进系统[M].北京理工大学出版社，2003:140-203.

[6]王新月.气体动力学基础[M].西北工业大学出版社，2006:178-219.

[7]张勇，张生坦，张晓欣.现代工程制图[M].哈尔滨工程大学出版社，2006：

124-140,155-167,282．

[8]沈维道，蒋智敏，童钧耕.工程热力学[M].高等教育出版社，2001:80-106．

[9]王新月.气体动力学基础[M].西北工业大学出版社，2006:178-219.

[10]李宜敏.固体火箭发动机原理[M].北京航空航天大学出版社，1991：223-228

[11].哈尔滨工程大学内部资料.

word文档下载后可任意复制编辑

致谢

本设计是在杨海威副教授的指导下完成的，在进行设计的整个过程中都得

到杨老师的大力支持。杨老师是不仅是我的班主任，同时我毕业设计的指导老

师，在整个毕业设计过程中，杨老师治学严谨、一丝不苟，无论是大问题还是

小问题，杨老师都会和我们细致的讨论，毕业设计的圆满完成和杨老师的细致

帮助和严格要求是分不开的。在以后的日子里，杨老师的思想将一直影响我的

人生。

在画图的过程中，李昌植老师经常来为我们解答设计过程中遇到的一些疑

难问题。深入浅出的讲解让我对固体火箭发动机设计工作有了更加深刻的理解，

李老师渊博的知识和丰富的经验开阔了我们的眼界，同时李老师耐心的讲解让

我们领略了大师的风范，在这里对李老师的辛勤付出说声感谢。

感谢我的所有专业老师，正是由于你们平时的悉心教诲，让我打下坚实的

理论基础，才会让我的毕设做的很顺利。你们的一言一行都是我以后的榜样。

感谢背后一直默默付出的父母，感谢永远都一直支持我的哥哥、姐姐，你

们是我一生地财富，一辈子割舍不掉的情结。

感谢班级里所有的同学，感谢261这个集体，是你们让我虽然来自远方但

是体会到了家的温暖，让哈尔滨的冬天不再寒冷。

感谢所有曾经帮助过我的人。

最后，感谢评审的各位老师在百忙之中对本论文进行评阅，祝工作顺利，

身体健康。