固体火箭发动机设计

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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

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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

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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

，但是其虽然固体推进剂比冲较液体推进剂低，一般为2200~2700N S/kg

密度大，约为3

1.6~1.84g/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

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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：180000N S ；

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。

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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。

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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。

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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

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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。

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表2.1 几种材料的比强度性质

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。

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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：

sp p sp p p I I m g I V g ρ==

(2.1) 由上式可见，当p V 一定时，sp I p ρ愈大，则I 愈大。相反，当I 一定时，sp I p ρ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Al AP CTPB //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

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

)(m i n C T cr eq p p -≥ (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