固体火箭发动机塞式喷管结构型式与性能分析
塞式喷管多参数性能优化计算
的理论 依据 ，指导相关设计参数的确定。
关 键 词 ：火 箭 发 动 机 ；推 力 ；优 化 ；塞 式 喷 管 中 图分 类 号 ：Ｖ４ ７ ２ １ 文 献 标 识 码 ：Ａ 文 章 编 号 ：ｌ ０ —３ ８ ２ ０ ） ２０２ —６ ０ ０ １２ （ ０２ Ｏ ０ ８０
Ｏ ｐｔｍ ｉ ｅ ｅ ｆ ｒ ａ ｅ ｃ ｌ ｕ ａ ｉ ｎ ｉ ｕ ｔ— ｒ ｍ ｅ ｅ ｏ ｅ ｏ ｐｉ ｅ ｎｏ ｚ ｅ ｉ ｚ ｄ ｐ ｒ ｏ ｍ ｎｃ ａ ｃ ｌ ｔｏ ｎ ｍ ｌ ｉｐａ ａ ｔ ｒｆ ｒ ａ ｒ ｓ ｋ ｚ ｌ
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第 ２ ３卷第 ２ 期 ２０ ０ ２年 ３月
宇
航
学
报
Ｖ ｏ ．２ ｏ １ ３ Ｎ ．２ Ｍ ａ ２０ ｒ ０２
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塞 式 喷管 多参 数 性 能优 化计 算
Ａｂ ｔａ ｔ Ｆｉｅ ｎ （ ｔｉ ｏ ｔ ｎ ａ ａ ｔ ｒ ， ｈ ｔ ｓｔ ｅ ｏ ｌ ｕｔ ｆｉｔ ｒ ａ ｎ ｚ ｌ ． ｈ ｘ ａ ｓ ｏ ａ ｉ ｏ ｎ ｅ ｓｒ ｃ ： ｖ ３ ｓ ｍｐ ｒ ａ ｔ ｒ ｍｅ ｅ ｓ ｔ ａ ｈ ｂ ｉ ｉｙｏ ｎ ｅ ｎ ｌ ｏ ｚｅ ｔ ｅｅ ｐ ｎ ｉｎ ｒ ｔ ｆｉｔ ｒ Ｉ ｐ ｉ ｑ ｏ ｈ ｌｎ ｚ ｌ ａ ｏ ｚｅ，ｔ ｅｅ ｇ ｎ ｘ ａ ｓｏ ａ ｉ ｈ ｎ ｉｅ ｅ ｐ ｎ ｉ ｎ ｒ ｔ ｏ—ｔ ｅ ｓａ ｎ ｔ ｎ ｐ ｅ ｓ ｒ ｆｔ ｅｇ ｓａ ｄ ｔ ｅ ｎ ｇ ｔａｔｔ ｄ ｈ ｔ ｇ ａ ｉ ｒ ｓ ｕ ｅｏ ｈ ａ ｎ ｈ ｉ ｈ ｌｉｕ ｅ，ａ ｅ ｓ ｌｃ ｅ ｒ ｍ ｏ ｒ ｅ ｅ ｔ ｄ ｆ ｏ
固体火箭发动机型号参数
固体火箭发动机型号参数固体火箭发动机是一种将固体燃料转化为推力的发动机装置，广泛应用于航天领域。
不同型号的固体火箭发动机具有不同的参数和特点，本文将针对几种常见的固体火箭发动机型号进行介绍。
一、锡克斯固体火箭发动机（Sikorsky Solid Rocket Motor）锡克斯固体火箭发动机是一种由锡克斯公司研发的先进固体火箭发动机。
该发动机采用复合材料制造，具有较轻的重量和较高的推力。
其主要参数包括：推力、燃烧时间和质量等。
推力是固体火箭发动机的重要参数之一，表示单位时间内发动机向前推进的力量。
锡克斯固体火箭发动机的推力可根据实际需求进行调整，通常在数百至数千吨之间。
燃烧时间是指锡克斯固体火箭发动机从点火到燃料完全耗尽所需的时间。
燃烧时间的长短直接影响到火箭的有效载荷和飞行距离。
锡克斯固体火箭发动机的燃烧时间通常在几十秒至数分钟之间。
质量是指锡克斯固体火箭发动机的重量。
固体火箭发动机的质量要尽可能轻，以提高整个火箭的载荷能力和飞行效率。
锡克斯固体火箭发动机采用先进的复合材料制造，具有较轻的质量，能够提高整个火箭的性能。
二、波音固体火箭发动机（Boeing Solid Rocket Motor）波音固体火箭发动机是由波音公司开发的一种高性能固体火箭发动机。
该发动机具有较高的推力和较长的燃烧时间，适用于大型火箭的发射任务。
推力是波音固体火箭发动机的重要参数之一，通常在数百吨至数千吨之间。
高推力可以使火箭快速脱离地球引力，实现进入轨道或飞行的目标。
燃烧时间是指波音固体火箭发动机从点火到燃料完全耗尽所需的时间。
波音固体火箭发动机的燃烧时间通常在几十秒至数分钟之间。
较长的燃烧时间可以提供持续的推力，使火箭能够克服大气阻力和重力，顺利进入轨道。
三、洛克希德·马丁固体火箭发动机（Lockheed Martin Solid Rocket Motor）洛克希德·马丁固体火箭发动机是一种由洛克希德·马丁公司研发的先进固体火箭发动机。
火箭发动机的设计和性能分析
火箭发动机的设计和性能分析火箭发动机作为航天领域中至关重要的组件之一，其设计和性能对于宇航器的飞行和任务执行起着至关重要的作用。
本文将对火箭发动机的设计原理、性能要求以及性能分析方法进行探讨，以期为读者提供对火箭发动机的深入了解。
第一部分火箭发动机的设计原理火箭发动机是通过燃烧推进剂产生的喷射气流产生推力，从而推动宇航器飞行。
其基本组成包括燃烧室、喷管、燃烧剂供给系统以及起动装置等。
火箭发动机的设计原理主要包括推力平衡、喷管设计、燃烧室设计和燃烧剂供给等方面。
推力平衡是火箭发动机设计的关键步骤之一。
在设计过程中，需要通过调整燃烧室和喷管的结构参数，使得火箭发动机燃烧产生的高温高压气体能够顺利喷出，并且形成一定的喷射角度，从而产生推力。
喷管的设计中，需要考虑喷管入口和出口的形状，以及喷管的膨胀比等参数。
燃烧室的设计中，需要考虑燃烧室的容积、燃烧室壁面材料和冷却方式等因素。
燃烧剂供给系统的设计中，需要考虑燃烧剂的储存和供给方式，以及燃烧剂的流量控制等关键问题。
第二部分火箭发动机的性能要求火箭发动机的性能要求直接影响着宇航器的飞行性能和任务执行能力。
主要包括推力、比冲、工作时间和可调性等指标。
推力是火箭发动机的重要性能指标之一，它决定了火箭的加速能力和负载能力。
在设计过程中，需要根据任务需求和宇航器的质量，确定合适数值的推力。
比冲是火箭发动机的性能指标之一，表示单位质量推进剂所能提供的推力大小。
比冲越高，说明火箭发动机的推进效率越高。
比冲的提高对于提高火箭的有效载荷和续航能力具有重要意义。
工作时间是指火箭发动机能够持续工作的时间。
在实际任务中，往往需要火箭发动机能够连续工作一段时间才能完成任务，因此工作时间是一个重要的性能指标。
可调性是指火箭发动机在工作过程中能够适应不同工况的能力。
在不同飞行阶段和任务要求下，火箭发动机可能需要调整推力大小和工作时间等指标，以适应不同需求。
第三部分火箭发动机性能分析方法火箭发动机的性能分析是设计过程中不可或缺的一环。
塞式喷管设计和性能验证
第 ２６卷 第 ２期 ２００８年 ｏ６月
文 章编 号 ：０２５８—１８２５（２００８）０２．０１３９—０６
空 气பைடு நூலகம்动 力 学 学 报
Ａ ＣＴＡ ＡＥＲｏ ＤＹＮＡＭ ＩＣＡ ＳＩＮＩＣＡ
塞 式 喷 管 设 计 和 性 能 验 证
Ｖｏ１．２６， Ｎｏ．２ Ｊｕｎ．，２００８
用angelino方法设计的塞锥被称为理想塞锥在管热试车实验l3j1999年至2001年开展了气氧酒精理想均匀流动条件下可以获得很好的性能已被广泛气液涡流喷嘴和喷注器的设计研究成功进行了两单应用于塞式喷管的型面设计ll元四单元和十四单元气氧酒精推进剂塞式喷管发到的型面是一系列离散点不易于严格保证由离散点动机高低空模拟实验4巧j初步对塞式喷管的高度补联结而成型面的连续和光滑也不易于对型面进行优偿性能进行了验证
１ 型 面 设 计 和 优 化
１９６４年 ，Ａｎｇｅｌｉｎｏ提 出 了一种 塞 式 喷管 型 面 的近 似设计 方 法 Ｊ。该 方 法 假 设 塞 锥 人 口燃 气 是 均 匀 的 一 维分 布 ，这样 ，塞 式 喷管 内喷 管 出 口上 缘 端 点 发 出 的扇形 膨胀 波 都是 直 线型 的 ，每道膨胀 波 上 的流动 参 数 分 布是均 匀 的 。照此 假设 ，对 于 内膨 胀 比为 １的塞 式 喷管 ，其 型面 只与 燃 气 比热 比 ｙ和 总 面积 比 Ｅ 有 关 。用 Ａｎｇｅｌｉｎｏ方法 设 计 的塞锥 被 称为 理 想 塞锥 ，在 理想 均匀 流 动条 件 下可 以获 得很好 的性 能 ，已被 广泛 应用 于塞 式 喷 管 的 型 面设 计 Ｌｌ。。。但 Ａｎｇｅｌｉｎｏ方法 得 到 的型面 是 一系列 离 散点 ，不 易于严 格保 证 由离 散点 联结 而成 型 面 的连续 和光 滑 ，也不 易于对 型 面进行 优 化筛选 以获得 最 优 的总 体 性 能 。为 了快 速 、准 确 、有 效地进 行 塞式 喷管 的型面设 计 ，特别 是对 型面 进行 优 化 筛选 ，本 文将 内喷管 型 面和塞 锥型 面用 简单 的几 何 曲线进 行 近似 。把 这 些 几 何 曲线用 简 单 的 数 学 方 程 来描述 ，通 过几 何 和 气 动 的 约束 条 件 确 定 型 面 方 程 ， 这对 型面 设计 和 型 面优化 来说都 不失 为一 种好 方 法 。
火箭发动机的分类
火箭发动机的分类火箭发动机是现代航天技术中至关重要的关键组件之一，它们驱动着火箭在太空中进行各种任务。
根据工作原理和性能特点的不同，火箭发动机可以分为多种不同的分类。
本文将针对火箭发动机的分类进行详细的介绍。
一、依据推进剂分类1. 固体火箭发动机固体火箭发动机是一种常见的推进系统，其内部包含固体燃料。
它具有简单结构、可靠性高的优点，并且能够提供高推力。
由于采用固体燃料，这种发动机使用起来非常方便，适用于一次性任务，如导弹发射和航天器的发射。
然而，固体火箭发动机无法控制推力大小和工作时间，因此在某些特定任务中可能并不适用。
2. 液体火箭发动机液体火箭发动机使用液体燃料和氧化剂进行推进。
它具有较高的比冲和可调整的推力，可以进行长时间的燃烧。
液体火箭发动机可以通过控制燃料和氧化剂的供给来实现推力的调整，因此广泛应用于载人和无人航天器。
然而，液体火箭发动机的结构复杂，可靠性相对较低，而且使用起来需要较多的操作和维护。
3. 混合式火箭发动机混合式火箭发动机是固体火箭发动机和液体火箭发动机的结合体。
它的燃料是固体燃料，而氧化剂是液体氧气。
混合式火箭发动机综合了固体火箭发动机和液体火箭发动机的优点，具有较高的比冲和可调节的推力。
此外，混合式火箭发动机相对于液体火箭发动机来说，结构更简单，可靠性更高。
然而，混合式火箭发动机的燃烧控制较为复杂，对燃料的加工制造要求较高。
二、依据推进剂状态分类1. 化学火箭发动机化学火箭发动机以燃烧化学燃料来产生高温高压气体，通过排放气体产生推力。
这是目前最常见和主要使用的火箭发动机类型之一，其燃料和氧化剂通常是可燃烧的液体或固体。
化学火箭发动机具有简单、可靠的优点，适用于大多数的空间任务。
然而，由于化学反应的局限性，其比冲相对较低，可能无法满足某些特殊任务的需求。
2. 核火箭发动机核火箭发动机是利用核裂变或核聚变的能量来产生高温高压气体，并通过排放气体产生推力的发动机。
由于核反应能量的巨大储备，核火箭发动机具有相对较高的比冲，能够提供极高的推力和长时间的燃烧。
固体火箭发动机
固体火箭发动机固体火箭发动机定义与原理固体火箭发动机为使用固体推进剂的化学火箭发动机。
固体推进剂点燃后在燃烧室中燃烧，化学能转换为热能，生成高温高压的燃烧产物。
燃烧产物流经喷管，在其中膨胀加速，热能转变为动能，以极高的速度从喷管排出而产生推力。
固体推进剂有聚氨酯、聚丁二烯、端羟基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚等。
固体火箭发动机组成固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置等组成。
药柱是由推进剂与少量添加剂制成的中空圆柱体（中空部分为燃烧面，其横截面形状有圆形、星形等）。
药柱置于燃烧室（一般即为发动机壳体）中。
在推进剂燃烧时，燃烧室须承受2500～3500度的高温和102～2×107帕的高压力，所以须用高强度合金钢、钛合金或复合材料制造，并在药柱与燃烧内壁间装备隔热衬。
点火装置用于点燃药柱，通常由电发火管和火药盒（装黑火药或烟火剂）组成。
通电后由电热丝点燃黑火药，再由黑火药点火燃药拄。
喷管除使燃气膨胀加速产生推力外，为了控制推力方向，常与推力向量控制系统组成喷管组件。
该系统能改变燃气喷射角度，从而实现推力方向的改变。
药柱燃烧完毕，发动机便停止工作。
固体火箭发动机的优缺点分析及适用范围固体火箭发动机与液体火箭发动机相比较，具有结构简单，推进剂密度大，推进剂可以储存在燃烧到中常备待用和操纵方便可靠等优点。
缺点是“比冲”小（也叫比推力，是发动机推力与每秒消耗推进剂重量的比值，单位为秒）。
固体火箭发动机比冲在250～300秒，工作时间短，加速度大导致推力不易控制，重复起动困难，从而不利于载人飞行。
固体火箭发动机主要用作火箭弹、导弹和探空火箭的发动机，以及航天器发射和飞机起飞的助推发动机。
固体火箭发动机的关键设计固体火箭发动机药柱燃烧过程中燃面面积的精确计算在固体火箭发动机设计中一直占有重要地位，国内外学者对此也提出了很多计算方法，像通用坐标法、有限元素法和边界坐标法等，但这些方法基本都是数值法，其输入复杂，无法显示燃烧过程中燃面的精确变化，计算精度不高且容易产生燃面波动。
固体火箭发动机测试与试验技术
应急演练实施
定期组织应急演练，提高人员的应急处置能力 和协同配合能力。
应急资源准备
提前准备必要的应急资源，如消防器材、急救药品等，确保在紧急情况下能够 及时响应。
07
总结与展望
研究成果总结回顾
固体火箭发动机性能提升
通过改进燃料配方、优化燃烧室设计等方式，提高了固体火箭发动机的推力和比冲性能 。
测试与试验技术创新
X射线或中子成像技术
通过非破坏性地对发动机内部结构进行成像，了解其内部缺陷、燃烧产物分布等情况。这 需要专门的成像设备和辐射防护措施。
激光诊断技术
利用激光干涉、激光多普勒等激光诊断技术，对发动机内部的流场、温度场等进行高精度 测量，为性能评估和优化设计提供重要依据。
03
固体火箭发动机试验技术
地面试验技术
半实物仿真
结合实物部件和计算机仿真模型 ，构建半实物仿真系统，对固体 火箭发动机进行更贴近实际的测 试和验证。
04
测试与试验数据处理及分析
数据处理基本方法
1 2
数据清洗
去除重复、无效和异常数据，保证数据质量。
数据转换
将数据转换为适合分析的形式，如标准化、归一 化等。
3
数据压缩
降低数据存储和处理成本，同时保留关键信息。
故障诊断与性能评估
故障特征提取
从测试数据中提取故障特征，如振动、温度等异常信号。
故障识别与分类
利用模式识别、机器学习等方法对故障进行识别和分类。
性能评估指标
制定评估指标，如推力、比冲、燃烧效率等，对发动机性能进行 量化评估。
结果可视化展示
数据可视化
将处理后的数据以图表、图像等形式展示，便于直观 理解数据分布和规律。
火箭发动机专业综合实验(2.2.3)--典型实例——火箭发动机通用喷管实验系统习题答案
1.什么是气蚀文氏管？文氏管是先收敛后扩散的管子，在其中流动的是液体，一般液体流动是在喉部不产生汽蚀。
若在工作时喉部截面以后产生稳定的汽蚀区，则称为汽蚀文氏管。
所谓汽蚀就是在液体流动时，当其压力低于液体当地温度下的饱和蒸汽压时液体汽化出大量气泡的现象，此时为汽液混合流动。
2.塞式喷管的构成、主要结构参数的定义。
目前的塞式喷管一般是由内喷管（也称为主喷管或侧喷管）、塞锥和底部三部分组成的。
不论塞式喷管的类型如何，都可以将燃气流的膨胀过程分为内膨胀和外膨胀两部分。
内膨胀3.塞式喷管自动高度补偿的机理由于塞锥独特的结构特点，使得塞式喷管具有高度补偿能力。
主流在塞锥上的流动外边界是一个自由压力边界，它受外界反压影响较大。
在工作压比等于或大于设计压比时，塞锥上的流动仍然是膨胀流动，膨胀程度由内喷管出口点发出的扇形膨胀波簇来决定，在理想塞锥型面条件下，膨胀波簇传播到塞锥壁面时会被消去而不发生反射，如图1.5(a)。
此类工况下的塞式喷管推力特性与钟形喷管是相同的。
在低于设计压力比的工况下，燃气流在没有达到塞锥终点时就已经膨胀到环境压强，在随后的流动中，由于塞锥壁面的偏转以及外界反压的作用使得流动过程受到压缩，产生的压缩波到达自由压力边界后会发生发射，成为膨胀波，这时的塞锥型面又会将膨胀波重新反射到自由压力边界，于是波系在塞锥壁面和自由压力边界之间不断反射，导致塞锥上间隔着这种膨胀－压缩－膨胀的过程，使得塞锥壁面压强出现近似的周期振荡变化，因而使得推力增加，达到了性能补偿的效果，如图1.5(b)和(c)(a) 设计条件下的塞锥流场 (b)不同工况下的塞式喷管工作状况塞锥被截短后，在底部会产生一个被超音速燃气流包围的亚音速回流区，为了提高底部压强，将少量的二次流引入底部，与塞锥上喷出的燃气相互作用，形成一个气动锥，因此截短型塞式喷管常常被称为气动塞式喷管。
由于塞锥被截短，会使得补偿能力有所降低，另外底部的复杂流动性质也会影响到塞式喷管性能。
高度补偿喷管发动机在运载火箭上的应用
（ ｅ ｉｇＩｓｔｔ ｏ ｐ ｃ ｙｔｍ Ｅ ｇｎｅ ｎ ， Ｂ Ｏｎ ， １ ０ ７ ） Ｂ ｉｎ ｔｕｅ ｆ ａｅＳ ｓ ｎ ｉｅｒ ｇ ｅ ｉｇ ０ ０ ６ ｊ ｎｉ Ｓ ｅ ｉ
ｔ ａ ｔ ｅ ｔ ｃｉ ｎ ｎ ｔ ｅ ｄ ａ ｔ ｒ ａ ｄ ｌ ｎ ｔ ｆＣｈ ｎ ’ ｅ ｉｔ ｇ ｌ ｕ ｃ ｅ ｉｌ ｓ ｈ ｓ ｇ ｆａ ｒ ｓ ｉ ｅ ｎ ｚ ｌ ｎ ｉ ｅ ｉ ｈ ｔｗｉｈ ｒ ｓｒ ｔ ｓ ｏ ｈ ｉ ｍｅ ｅ ｎ ｅ ｇ ｈ ｏ ｉ ａ Ｓ ｘ ｓｉ ａ ｎ ｈ ｖ ｈ ｃ ｅ ，ｔ ｅ ｕ ａ ｅ ｏ ｅ ｏ ｐ ｋ ｏ ｚｅ ｅ ｇ ｎ ｎ ｉ ｏ ｎ
０ 引 言
塞 式 喷管 发动机 是 一种 具有连 续 自动 高度补 偿 的 先进 发动机 ， 由于 喷管 的燃气 与 大气相 通 ，外边 界 能
但 是其动 力装 置— — 塞式 喷管 发动 机技 术经 过 了多 次 热试 车 的考 核 ，性 能 高度补偿 的特 点得 到 了验 证 。 单级 入轨 飞行 器 的飞行 高 度变 化大 ，能充分 发挥
１ 塞 式 喷 管 发 动机 的概 念
１１ 概念 ．
比相 同时长 度 比钟 型喷 管短 ，重量可 以减轻 。
１９ ９ ６年 ， 洛克希 德． 马丁公 司 以塞 式喷 管发动机 为
动力 的 冒险 星单 级入轨 可 重复使 用运 载器 计划 被美 国 国家 航空航 天局 （ ＡＳ 选 中，并开 始实施 作为先 期 Ｎ Ａ）
程 中的高度 一般在 ０ １０ｋ 同样 能体 现塞 式喷 管的 ～ ０ ｍ，
高度 补偿 特 性 ，故对 塞式 喷管 发动 机技 术在 多 级运 载
固体火箭发动机结构
尾翼式火箭弹燃烧室壳体壁厚计算
计算假设：
➢忽略外部大气压强 ➢忽略切向惯性力、摆动惯性力以及空气动力和力矩 ➢忽略燃烧室壳体两端轴向力的差异，认为两端拉力相等 ➢壳体为内壁受均布压力的密封容器
尾翼式火箭弹燃烧室壳体壁厚计算
（a）按厚壁圆筒
应力分布：t
ri2pm re2 ri2
1
re2 r2
r
形状如图所示
厚度计算公式：
pm Dim
4 pm m
m——椭圆比
经验公式：
pm Di
2 pm
K
k——形状系数
当2时，连接底和燃烧室等强度
m a/bR /b k m2 2 b
2.碟形：组成：球冠+过渡圆弧+圆柱
形状如图所示 碟形与椭球形等强度的条件：
R
m2
两者之间的参数关系：
sin0
2m1
种类及特性
1）金属：（a）优质碳素钢 （b）合金结构钢 （c）高强度铝合金
种类及特性
2）复合材料：各种异性材料 基本材料：玻璃纤维 碳纤维、硼纤维 粘接材料：环氧树脂
（3）燃烧室壳体壁厚计算 主要任务
➢按强度要求确定燃烧室壁的厚度 ➢根据燃烧室壁厚作强度校核 燃烧室载荷分析 ➢燃气压力 ➢旋转时离心惯性力 ➢运输时振动冲击力 ➢弹道上运动的惯性力
m12 1
H1 b
R R 0m 12 11 2m1m121
碟形连接底壁厚，按椭球形设计
设计方法：先按椭球形设计，求得m、H、
然后用上三式确定
0
、R
、R 0
PR
5.1.3 燃烧室内壁的隔热与防护
内绝热层一般有两种类型：
1）对装药自由装填式的发动机由于燃气直接与燃烧室壳 体内壁接触，因此要涂耐热绝热层；
高效能固体火箭发动机推进剂设计与性能评估
高效能固体火箭发动机推进剂设计与性能评估高效能固体火箭发动机推进剂设计与性能评估引言固体火箭发动机是一种推进剂与氧化剂被固态混合后形成的混合推进剂燃烧产生高温高压气体推进火箭前进的发动机。
相对于液体火箭发动机，固体火箭发动机更加简单、结构更为紧凑，更容易进行长期储存与运输。
因此，在实际应用中，固体火箭发动机在许多场景中得到了广泛使用。
设计原则高效能固体火箭发动机推进剂的设计需要遵循几个关键原则：1. 高能量密度：为了提高火箭的推力，推进剂应具有高能量密度，即单位体积内含有更多的能量。
这可以通过控制固体推进剂的组分以及氧化剂与燃料的混合比例来实现。
2. 稳定性和可储存性：固体火箭发动机在储存和运输过程中需要保持稳定性，以避免固体推进剂的分解、剧烈震荡或泄漏。
因此，推进剂的设计应尽可能具备良好的稳定性和可储存性。
3. 高燃烧效率：固体火箭发动机的燃烧效率直接影响到推进剂的推力性能。
通过优化固体推进剂的化学组分以及火箭发动机的设计，可以实现更高的燃烧效率。
推进剂设计在设计高效能固体火箭发动机的推进剂时，主要有三种类型的化合物可供选择，包括单体、固体推进剂和液体推进剂。
1. 单体推进剂：单体推进剂是由一种可燃气体或液体组成的推进剂。
它具有高能量密度和较好的燃烧性能，但由于单体的易燃和易挥发性，需要注意在储存和运输过程中的安全性。
2. 固体推进剂：固体推进剂是由固态材料和氧化剂组成的推进剂。
固体推进剂具有较高的稳定性和可储存性，但由于密度较低，需要更大的体积来存储，限制了其在一些空间受限的应用中的使用。
3. 液体推进剂：液体推进剂是由一种或多种液体组成的推进剂。
液体推进剂具有较高的能量密度和燃烧效率，但由于需要液体容器来存储，增加了储存和运输的复杂度。
性能评估评估固体火箭发动机推进剂的性能主要包括以下几个方面：1. 推力性能：推力性能是固体火箭发动机最重要的性能指标之一。
通过推力性能的评估，可以了解火箭发动机在不同工况下的推力大小及其变化情况。
固体火箭发动机质量综合评价方法综述
固体火箭发动机质量综合评价方法综述
固体火箭发动机的质量综合评价是火箭发动机质量控制的关键环节，也是确保发动机可靠安全性能的重要保障。
随着国家对火箭发动
机质量要求的不断提升，采用多种评价方法对固体火箭发动机进行综
合评价变得越来越重要。
综合评价方法大致可分为五种：定量评价、
定性评价、故障树分析、可靠性分析和失效诊断分析。
定量评价是传统的质量评价方法，它基于统计原理，依据火箭发
动机图形检测结果使用图形质量技术对发动机贮存、操作、维护等参
数进行定量评价。
定性评价以发动机参数归类、比较和分析为主要内容，涵盖发动
机性能参数、结构参数、发动机使用环境参数等多方面内容，获取发
动机总体质量状况和评价指标，主要用于火箭发动机的性能诊断。
故障树技术的应用基于火箭发动机的工作原理，用系统思维结合
项目管理技术，将发动机系统的故障可能性用图形表示出来，从而方
便了系统的分析与诊断，加强了发动机的可靠性分析，找出发动机系
统的潜在故障源，形成可靠性分析报告。
可靠性分析侧重对火箭发动机各元件可靠性度量，使用概率因子、可靠性模型和MTBF等分析方法，进行评定与比较，确定可靠性水平。
失效诊断分析从失效原因和失效机理出发，依据火箭发动机失效
信息分析，完成失效诊断和故障诊断，从而发现实施技术改进的途经。
以上五种火箭发动机质量综合评价方法，各司其职，深度结合，
可有效提升火箭发动机质量可靠性，获得更高质量保障，从而确保火
箭发动机能够正常使用。
固体火箭超燃冲压发动机结构
固体火箭超燃冲压发动机结构固体火箭超燃冲压发动机的结构一般由以下几个主要部分组成：燃烧室、喷管、推进剂、燃料、起爆装置、增压器和控制系统等。
下面我们来详细介绍固体火箭超燃冲压发动机的结构和工作原理。
1. 燃烧室固体火箭超燃冲压发动机的燃烧室是燃烧燃料和氧化剂的地方，它的设计非常关键，直接影响到燃烧效率和推力输出。
燃烧室一般由耐高温高压的材料制成，如金属或陶瓷材料。
燃烧室的内部表面一般会进行特殊的处理，以增加其抗热和抗腐蚀性能。
2. 喷管固体火箭超燃冲压发动机的喷管位于燃烧室的尾部，是气体喷出的通道，其设计对推进效率和推力输出也有重要影响。
喷管一般为锥形或聚焦结构，可以有效地将燃烧产生的高温高压气体加速喷出，产生更大的推力。
3. 推进剂固体火箭超燃冲压发动机的推进剂是燃料和氧化剂的组合，一般采用固体燃料和氧化剂的混合物。
推进剂的选择对火箭的性能和推力输出有重要影响，一般需要考虑推进剂的能量密度、燃烧速度、热值等参数。
4. 燃料固体火箭超燃冲压发动机的燃料一般为固体燃料，如固体燃料推进剂、石墨烯等。
固体燃料具有能量密度高、稳定性好、操作简单等优点，适合用于火箭推进系统。
5. 起爆装置固体火箭超燃冲压发动机的起爆装置用于引燃燃料和氧化剂，在火箭发射前需要通过起爆装置点燃燃料和氧化剂，启动火箭发动机。
起爆装置一般采用电火花或火药点火的方式，能够可靠地引燃推进剂。
6. 增压器固体火箭超燃冲压发动机在燃烧过程中会产生高温高压气体，为了提高燃烧效率和推力输出，通常会使用增压器来增加燃料和氧化剂的压力，促进燃烧反应。
增压器一般采用涡轮增压或液压增压的方式，能够有效提高发动机的性能。
7. 控制系统固体火箭超燃冲压发动机的控制系统用于监测和控制发动机的工作状态，根据需要调节推力输出和燃烧效率。
控制系统包括传感器、执行器、控制器等部分，能够确保发动机的正常运行和安全性。
综上所述，固体火箭超燃冲压发动机是一种高效推进系统，其结构复杂，但在现代航天领域有着重要的应用价值。
塞式喷管发动机的性能预示
第２ ７卷
完全膨胀状 态 。在波 Ｏ Ｋ之后 ， 由于气 流的流 动方 向
与下游 塞锥 型 面 的切线 方 向不一 致 以及 外 界环境 压
其 中 ， 为 喷 管 喉部 面积 ， 为 燃 烧 室压 强 ，０为 Ｐ 塞式 喷管塞 锥 壁 面上 的切 向角 ；
力 的作 用 ， 致气流在继续流 动的过程 中产生膨 胀 一 导
０ 引 言
动机 内外 表 面所 有 作 用 力 的 分 布示 意 图 ， 塞 式 喷 则
管 的推 力 Ｆ可 以表示 为 ：
ｒ
塞式喷 管 由于具 有 高度 补偿 特性 而拥 有 比钟 型 喷管 高 的性 能 。对 塞式 喷管 的性 能预 示 国 内外 也 进
Ｆ ＝ ＩＰ （ 一Ｐ ）Ａ 。ｄ
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第 ２卷第 ５ ７ 期
２０ ０ ６年 ９月
宇 航 学 报
Ｊ ｕ ｎ ｌ ｆＡ ｔ ｎ ｕｉｓ ｏ ｒ ａ ｓ ｏ ａ ｔ ｏ ｒ ｃ
Ｖｏ ． Ｉ２７
Ｎｏ． ５
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塞 式 喷 管 发 动 机 的性 能预 示
型的 、 虑底 部推 力 的 以及 带 有 底 部 二 次 流 的塞 式 考
喷管进 行性 能预 示 。 塞式 喷 管 的结 构 相 对 比较 复杂 ， 且 由于 部分 并 燃气 直接 与 环 境 相 互 作 用 ， 以燃 气 流 动 很 复 杂 。 所
由于 环喉式 塞式 喷 管 的 轴 对 称 布 局 ， 单 元 直 排式 一
图 ２ 塞 式 喷 管 的 流 场 结 构 不 恿 图
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固体火箭发动机
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导弹发动机多媒体教学课件
第三节 装药
药型选择 • 药型分类：
氮气
按燃面的变化规律可分为:等面、减面
和增面药柱；
按燃烧表面所处的位置分：端燃药柱、
侧燃药柱、端侧燃药柱；
按燃烧方向的维数分：有一维、二维、
三维药柱。
燃和绝热，使推进剂按所需的规律燃烧，把外界 温度对推进剂的影响限制在允许的范围内，保证 推进剂燃烧的平稳性。对于贴壁浇药，包覆层还 可起到粘接剂的作用，缓冲壳体应变向推进剂传 递，阻挡化学成分的迁移。
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第三节 装药
药柱的包覆和装填工艺与装药类型有关。 如内孔侧燃装药,通常用离心或喷涂的方法进行 包覆,而后浇药;而端燃药柱,一般采用自由脱粘 或自由装填方案。
时间长,发动机的热防护问题很突出,一般采用能 量较低的推进剂,如燃温较低的无烟或少烟双基 药,燃烧室设计压力也较低。
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第三节 装药
药型 固体火箭发动机的内弹道性能：总冲量、推
力大小及其变化规律和后效冲量是直接由装药的 燃面大小及其变化规律决定的，发动机的装填系 数及药柱的强度也与药型有关。
或丁二烯同其他材料的共聚物。 特点： 比冲比较高，密度也高，燃速的调节范围宽。
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第二节 推进剂选择
• 聚氨酯推进剂 主要是以聚氨酯弹性体为基体，在其中分散
有一定力度的无机氧化剂盐、铝粉和其它附加成 分的一种连续的复合高分子橡胶制品。
自由装填药柱的包覆
• 应选取强度、模量大的推进剂，使包覆药柱在存放 或运输的过程中，不因为自重而产生过大的变形；
_固体火箭发动机结构
_固体火箭发动机结构固体火箭发动机是一种使用固体燃料推动的火箭发动机，具有结构简单、启动方便和推力大等优点。
下面将详细介绍固体火箭发动机的结构。
固体火箭发动机主要由推进剂、喷管、推力调节装置和点火系统等几个关键部分组成。
首先是推进剂。
固体火箭发动机的推进剂是固态燃料，通常由燃料和氧化剂两部分组成。
燃料一般采用可燃性材料，如高能量的聚合物或金属粉末，这些材料在燃烧过程中可以释放大量的能量。
氧化剂则用于提供燃料燃烧所需的氧气，具有氧化性质。
推进剂是在固体火箭发动机中储存和燃烧的关键物质，它决定了火箭发动机的性能和推力大小。
其次是喷管。
喷管是固体火箭发动机中的关键部件，它起到将燃气释放出来，并将燃气的能量转化为喷射动能的作用。
固体火箭发动机的喷管通常由金属材料制成，能够承受高温和高压的燃气流动。
喷管内壁一般采用膨胀式结构，可以减少射流速度，提高喷射速度，以增加推力和燃烧效果。
此外，固体火箭发动机还需要推力调节装置来调节火箭的推力大小。
推力调节装置主要通过改变燃烧速率和燃烧面积来实现推力调节。
推力调节装置主要包括喷孔可调节器和燃烧沟槽等，通过改变喷孔的大小和数量，或改变燃烧沟槽的形状和尺寸来实现推力调节。
最后是点火系统。
固体火箭发动机需要点火系统来启动火箭发动机。
点火系统一般包括点火器和点火装置。
点火器负责提供点火能量，将火花引燃燃料；点火装置负责将点火能量传递到点火器以点燃燃料。
点火系统是火箭发动机启动的关键，保证了火箭正常起飞和工作。
除了上述关键部件，固体火箭发动机还包括固体助推器等辅助部件，用于提供额外的推力。
固体助推器与固体火箭发动机相似，使用相同的推进剂和结构，但在设计上更便于与主火箭发动机进行组装和分离。
总而言之，固体火箭发动机由推进剂、喷管、推力调节装置和点火系统等重要部件组成。
每个部件都起到关键作用，共同保证了固体火箭发动机的正常工作和推力输出。
固体火箭发动机的结构简单、启动方便和推力大，适用于许多应用场景，如航天器发射、导弹武器等。
塞式喷管主喷管角度特性
塞式喷管主喷管角度特性前言塞式喷管是一种广泛应用于火箭、导弹等航空航天领域的喷管结构。
主喷管是塞式喷管最重要的组成部分，其喷口角度对于喷出的高速气流强度和方向产生重要影响。
本文将详细介绍塞式喷管主喷管角度特性。
塞式喷管主喷管的基本结构塞式喷管的主喷管由进口锥、扩散段、喉部、喷嘴和尾喷管组成。
其中，喷嘴是喷出高速气流的地方，其喷口角度对于气流的强度和方向有着重要的影响。
塞式喷管主喷管角度特性喷管角度是指喷口与喉部中心轴线之间的夹角。
不同喷口角度对喷流的性质有着不同的影响。
下面将进一步介绍塞式喷管主喷管角度特性。
超音速光流喷口在超音速光流喷口中，当喷口角度大于45度时，会导致气流的转动，产生旋转流，此时气流速度会降低，喷流弧线性变化。
同时，喷流的强度也会降低，这和喷口角度的变化是直接相关的。
超音速密流喷口在超音速密流喷口中，当喷口角度较小时，气流会逐渐在喷嘴中加速，达到最高速度后，喷流会扩散，流场也会相应地变宽。
当喷口角度过小时，喷流会受到限制和阻碍，出现较大的压力损失。
当喷口角度逐渐增大时，气流会逐渐减速，在某一喷口角度范围内，喷流的速度将保持最高点，同时喷流覆盖的面积也保持不变。
超音速膨胀喷口在超音速膨胀喷口中，喷口角度决定了冲击波的扩展程度和位置，同时也改变了喷口流场中的压力和温度分布。
当喷口角度过小时，会出现下降区，底部会出现逆向流，同时还会引起较大的喷流扩散角。
当喷口角度逐渐增大时，下降区会间断出现，喷流强度增加，同时喷流扩散角逐渐变小。
当喷口角度达到最大值后，下降区消失，喷流扩散角最小，喷流强度也最大。
结论塞式喷管主喷管角度对喷出气流的强度和方向有着重要的影响。
在不同的喷口角度下，喷流的性质会发生变化，因此在实际应用中需要根据实际需求进行优化设计。
在设计中还需要注意保持喷口扩散角在一定范围内，以提高喷流的强度和覆盖面积，从而实现更好的喷流效果。
单基固体火箭发动机
单基固体火箭发动机是一种使用单基推进剂的化学火箭发动机。
单基推进剂由燃料、氧化剂和其他添加剂组成的固态混合物。
由于其成分和制作工艺的特殊性，单基推进剂具有较高的燃烧效率和能量水平，因此被广泛应用于火箭发动机中。
单基固体火箭发动机由燃烧室、喷管和点火装置等组成。
在发动机工作时，单基推进剂在燃烧室内点燃后迅速燃烧，产生高温高压的燃气。
燃气经过喷管加速后以高速排出，产生推力。
由于单基推进剂的燃烧速度较慢，因此发动机的燃烧室和喷管设计需要更加精确和优化，以确保燃气的高效流动和排出的顺畅。
此外，单基固体火箭发动机也有一些优点。
首先，它的结构简单，易于维护和操作。
其次，由于单基推进剂的燃烧温度较低，发动机的寿命较长，可靠性较高。
最后，由于其推进剂是固态的，因此不需要加压或输送管线，使得发动机的重量较轻。
然而，单基固体火箭发动机也有一些缺点。
首先，其推进剂燃烧速度较慢，可能导致发动机的燃烧效率和推力较低。
其次，单基推进剂的能量水平相对较低，可能无法满足某些高能要求的应用场景。
最后，由于单基推进剂中包含一些有毒成分，因此在生产和处理过程中需要采取一定的安全措施。
总的来说，单基固体火箭发动机是一种具有优缺点、适用于特定应用场景的化学火箭发动机。
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摘要 ： 对可应用 于固体 火箭发 动机 的 ３种环 状塞式喷管构型 ， 用有 限体 积法进行计算 ， 针 采 通过流场 结构 分析 和性能 比较 ， 明单元 间隙较 小的 多单元环 簇型塞式喷管在整个飞行 高度下均具有较 高的推力效率 ， 表 适合作为 固体火箭发 动机 用 塞式喷管的基本构型 。在此基础上 ， 采用颗粒轨道模 型模拟 了 ２ ０单元环簇 型塞式喷 管的两相流场 ， 由于颗粒 的存在使 得 两相流 场较 纯 气相 的形 态有较 大改 变 ， 主流分 布 范围 变大 ， 马赫数产 生滞后 ， 且颗 粒直径 越 大喷 管效率越 低 ， 颗粒 直径
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ｌ ｍ时的喷管性能相对纯 气相 下降９ ０ ％左右。 关键词 ： 固体 火箭发 动机 ； 塞式喷 管； 结构型式 ； 两相流 中图分类号 ： ４ ５ Ｖ ３ 文献标 识码 ： Ａ 文章编号 ： ０ －７ ３ ２ １ ） ２０ ５ －５ １ ６２９ （ ０ １ ０ －１６０ ０
Ｓ ｒ ｃｕ ｅ ｔ ｐ ｎ ｅ ｆ ｒ ａ ｃ ｎ ｌｓｓｏ ｅ ｏ ｐ ｋ ｏ ｚｅ ｔ ｕ ｔ ｒ ｙ ｅ ａ ｄ ｐ ｒ ｏ ｍ ｎ ｅ ａ ａｙ ｉ ｆａ ｒ ｓ ｉ ｅ ｎ ｚ ｌ
固 体 火 箭 技 术 第３ ４卷第 ２期
Ｊｕ ｎｌｏ ｏｉ ｃ ｅ ｅ ｈ ｏｏ ｙ ｏ ｒ ａ ｆＳ ｌ Ｒｏ ｋ ｔＴ ｃ ｎ ｌｇ ｄ
固体 火 箭 发 动 机 塞 式 喷 管 结构 型 式 与 性 能分 析①
陈 涛， 刘 宇， 程 诚， 任军学 ， 王一 白
１０ ９ ） ０ １ １ （ 北京航空航天大学 宇航学 院， 北京
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