固体火箭发动机设计

工作时间： tk ≤1.8 秒 工作温度：TH = -40℃~50℃ 燃烧室外径： DH ≤0.426 米，发动机总长： L ≤2.52 米 附加条件：选用一种推进剂，装药采用多根管状药柱，为确
保同温度下的推力在允许范围内，可采用更换喷管。
三、课程设计任务：
1 分析原始条件，确定设计方案，进行发动机结构设计
2．1 发动机结构形式 ............................................................................................ 5 2．2 推进剂及药型选择 ........................................................................................ 5 2．3 壳体材料 ........................................................................................................ 6 2．4 发动机主要设计参数选择 ............................................................................ 7 三、 发动机的装药设计： ..................................................................................... 9 3．1 药柱基本参数 ................................................................................................ 9 3．2 药柱尺寸的确定 .......................................................................................... 10 四、 发动机燃烧室设计 ....................................................................................... 12 4．1 燃烧室结构，材料以及尺寸 ...................................................................... 12 4．2 燃烧室应力分析以及强度校核 .................................................................. 15 五、 发动机喷管设计 ........................................................................................... 15 5．1 喷管的气动设计 .......................................................................................... 15 5．2 喷管壁厚 ...................................................................................................... 17 5．3 喷管的热防护 .............................................................................................. 17 5．4 喷管堵盖 ...................................................................................................... 17 六、 喉部设计及校验计算 ................................................................................... 18 6．1 设计喉部尺寸 dt .......................................................................................... 18 6．2 温度区间—喉衬尺寸 如下表示： ............................................................ 25 七、 内弹道计算 ................................................................................................... 25 7．1 内弹道计算基本方程 .................................................................................. 25
课程设计的内容和要求
1． 进行发动机部件和组件的基本设计； 2． 系统地运用所学理论知识，练习设计一个完整发动机。
王乐 38153224 于 2011~12~31 在北京航空航天大学
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一、 设计思路
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在初温 20 的条件下，选取燃烧室压强，发动机的推力 以及发动机总冲进行发动机的总体结构设计。由于为导弹发动机 推力大而工作时间短。因此推进剂选用双基推进剂，多根管型药 柱，端面阻燃的药柱，采用倾斜的喷管结构使发动机便于安装并 且使导弹实现力矩控制。
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7．2 曲线绘制 ...................................................................................................... 26 7．3 源程序（M 文件）：.................................................................................... 27 八、 点火装置设计 ............................................................................................... 29 8．1 点火药的选择 .............................................................................................. 29 8．2 点火药量的计算 .......................................................................................... 29 8．3 点火药盒设计 .............................................................................................. 30 九、 总结 ............................................................................................................... 30
参考文献 ....................................................................................................... 30
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前言
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课程设计的目的和作用
以“火箭发动机”为主要内容的课程设计是发动机专业学生学习过程中的一 个重要环节。在学习了发动机原理、发动机设计相关理论课程后，学生第一次进 行完整发动机的具体设计。从方案设计到设计计算再至最后的草图绘制整个过程 都基本由学生自己独立完成，可以说这是对下学期毕业设计所做的准备环节。同 时，这个过程也促进了学生深入具体地理解所学相关理论课程，增强解决实际问 题的能力。而且也进一步提高工程计算、绘图与使用技术资料的能力，通过完成 课程设计的各个环节，达到以下目的： 1． 培养查资料的能力 2． 培养计算和具体设计的能力 3． 培养用图纸和设计说明书表达设计意图的能力 4． 培养计算和具体设计对象的能力 5． 对一个完整发动机整体布局的把握能力； 6． 逐步树立正确的设计观点。
北京航空航天大学
课程设计说明书
专业名称：飞行器动力工程（航天） 班级：381532 学生：王乐（38153224） 指导教师：袁军娅
2011 年 12 月 31 日
课程设计任务书
一、课程设计题目：
海防导弹固体火箭助推器设计
二、课程设计题目的原始数据及设计技术要求
总冲量：I≥400 千牛·秒
推力：F=300~400 千牛
这里采用可换喷管，通过更换喉部衬套来实现，其优点是方 法简易实现，缺点是无法实现连续调节。
为使发动机在规定温度的范围内满足推力要求，温度要求和 工作时间的要求，采用可换喷管来保证燃烧室在各个温度下压强 恒为 Pc 6.86Mpa 。并由初温上限T0 50℃，下限T0 40℃，设 计喷管喉部直径的上限值d max 和d min ，从而给出“可换喷管”的极 限尺寸。
参考国外火药性能手册（兵器工业出版社）一书，本方案中选用 N—5（美制）作
为此助推级的推进剂，且其相关参数如下：
（1）、配方（%）：
硝化硝化甘油
34.9
2-硝基二苯胺
2.0
苯二甲酸二乙脂
10.5
水杨酸铅
1.2
2-乙基己酸铅
1.2
小烛树蜡
0.2
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目录
一、 设计思路 ......................................................................................................... 4 二、 发动机总体设计 ............................................................................................. 5
mmmm25204223621050综上所述喷管总长喷管与发动机轴向夹角11mmmm2520236411cos422174011cos52喷管壁厚喷管材料同样采用30simncrmova喷管壁厚取与燃烧室壁厚相同mm53喷管的热防护助推器由于工作时间短其热防护重点是喉部因为喉部燃气流量密度大由巴兹公式对流换热系数可知喉部换热系数大温度最高喉部尺寸因烧蚀而增大时将引起压力与推力曲线变化喷管效率降低推力矢量偏心
2 装药验算和内弹道计算，绘制常温下的推力 F~t 曲线
3 完成发动机总装图
4 主要零件设计：
5 撰写设计说明书
四、课程设计日期：自 2011 年 12 月 12 日至 2011 年 12 月 30 日
学 生： 王 乐（38153224） 指 导 教 师：袁军娅
班 级： 381532 班
教研室主任：刘 宇
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二、 发动机总体设计
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2．1 发动机结构形式
海鹰 2 号海防导弹为两级发动机并联，助推级采用斜喷管，以使助推级发动机推 力矢量通过导弹的重心，支撑续航发动机重量并起到助推作用。
2．2 推进剂及药型选择
1. 推进剂的选择
用于起飞的助推级发动机要求“大推力、小工作时间”，应当选用高的燃烧室压力。 双基推进剂燃烧的临界压力高，充分均匀，不会出现不稳定燃烧导致的压力波动，且 压伸成型工艺简单，适用于做助推级的装药。
（2）、燃速—压力关系，如下表示：
压力（Mpa） 2.94 4.9
燃速 （mm/s)
50℃ 20℃ -54℃
7.21 6.35 5.33
11.06 10.62 9.82
（3）、性能参数（20℃）：
密度： p 1550kg / m 3
特征速度：c * 1368m / s 比热比： k 1.243