固体火箭发动机设计
多脉冲固体火箭发动机
多脉冲固体火箭发动机
1. 多脉冲原理，多脉冲固体火箭发动机的设计思想是通过在燃
烧室内设置多个燃烧室或者燃烧孔，使得推进剂在燃烧过程中产生
多个脉冲。
这种设计可以改变推进剂的燃烧速度和燃烧时间，从而
实现对火箭发动机推力和工作时间的控制。
2. 优点：多脉冲固体火箭发动机相比传统的单脉冲固体火箭发
动机具有以下优点：
推力调节能力强，通过控制不同燃烧室或燃烧孔的燃烧程度
和时间，可以实现对推力的精确调节，满足不同任务的需求。
提高火箭的适应性，多脉冲发动机可以适应不同的任务需求，如改变轨道高度、轨道倾角等，提高了火箭的灵活性和适应性。
减少结构负荷，多脉冲发动机可以减少火箭在发射过程中的
结构负荷，提高火箭的可靠性和安全性。
3. 应用领域，多脉冲固体火箭发动机主要应用于一些特殊任务，如轨道交会、星际探测等。
由于其推力调节能力强，可以精确控制
火箭的运行轨迹和速度，因此在这些任务中能够发挥重要作用。
4. 技术挑战，多脉冲固体火箭发动机的设计和制造相对复杂，需要解决多个燃烧室或燃烧孔之间的协调问题，确保各个脉冲的产生和传播能够协调一致。
此外，多脉冲发动机还需要解决燃烧过程中的热管理问题，以避免过高的温度对发动机产生不利影响。
总结起来，多脉冲固体火箭发动机是一种通过控制燃烧室或燃烧孔来产生多个脉冲的火箭发动机。
它具有推力调节能力强、适应性高等优点，主要应用于一些特殊任务。
然而，该技术还存在着一些挑战，需要解决相关的设计和制造问题。
固体火箭发动机推力公式
固体火箭发动机推力公式
固体火箭发动机是一种火箭发动机，常用于发射任务和导弹等领域。
其推力公式是固体火箭发动机设计的重要指标之一，其计算公式为：
F =
G * Isp * (1 - e^-t/T)
其中，F表示推力，G表示燃料的质量流量，Isp为比冲，t表示时间，T为燃烧时间，e为自然对数的底数。
这个公式可以用来计算固体火箭发动机的推力大小和变化规律，为火箭发射和导弹导航等任务的设计和运行提供指导意义。
固体火箭发动机的推力大小和变化规律是由多种因素决定的，例如燃烧流场的特性、燃料的化学组成和物理性质、发动机的几何形状和结构等。
因此，在设计固体火箭发动机和计算推力公式时，需要综合考虑多种参数和变量，以确保发动机能够稳定可靠地工作。
在实际应用中，固体火箭发动机的推力公式可以用来预测发动机的性能和运行情况，为发动机的调试、控制和优化提供支持。
此外，还可以用来分析不同型号固体火箭发动机的性能差异、比较不同火箭发动机的推力大小和效率等，为火箭发射和导弹导航等任务的优化提供依据。
总之，固体火箭发动机的推力公式是固体火箭发动机设计和运行的重要指标和工具，其准确计算和合理应用对于提高发动机的性能、降低成本和提高运行安全性具有重要意义。
论业余模型火箭发动机设计方法5.31(1)
CH4
2.91E-07
2.77E-07
4.03E-07
CO
1.91E-01
1.85E-01
1.62E-01
CO2
1.54E-01
1.57E-01
1.75E-01
H
4.34E-06
2.38E-06
燃料名称 氧化剂 粘结剂
理论最大比冲
KNSU KNO3
蔗糖
137
KNSB KNO3 山梨醇
164
KNDX KNO3 葡萄糖
160
燃速数据如下
表2
图3
对于上述的燃料，可通过 Cprepop 软件进行相关参数的求解，下图为 Cprepop 软件界面
4
中青为科技小组
论业余模型火箭发动机设计方法
图4
下面以 KNSU 为例，在软件界面中输入相应的配比，这里硝酸钾对蔗糖之比为取 13:7。 可以计算化学平衡流与化学冻结流下的燃料产物组分与相关参数，如燃烧温度 Tf ，燃
固体火箭发动机的特点是通过消耗自身携带的燃料，向后排出高速运动的工质推动 载荷进行运动。一般而言，模型火箭要求其发动机制造价格低廉，结构简单，可快速重 新装填入模型火箭中进行发射作业。故现对一般的固体火箭发动机结构给予适当简化。 模型火箭发动机典型工作时间通常在 1.0s 左右，所以对于火箭发动机内壁的热防护可以 基本不必考虑，隔热层并没有安装的必要。对于市面上大多数模型固体火箭发动机而言， 通常都采用简单的圆孔尾喷管代替一般固体火箭发动机的拉法尔喷管；采用简单的深/ 浅内孔燃烧的管状装药以方便批量生产。可以说，模型火箭牺牲了一部分性能满足了上 述的价格低廉，结构简单的特点。图 1 所示为一般模型火箭发动机结构：
2 模型固体火箭发动机一般设计流程
固体火箭发动机药柱结构完整性及可靠性分析
方法与实验
进行固体火箭发动机可靠性增长试验的方法主要包括实验设计和数据采集。 在实验设计阶段，需要根据初步的有限元分析和蒙特卡洛分析，制定相应的实验 方案，包括实验条件、实验步骤和实验周期等。在数据采集阶段，需要利用各种 传感器和测试设备，实时采集实验过程中的各种数据，如压力、温度、振动等， 以供后续分析使用。
尽管计算机辅助设计技术在固体火箭发动机结构可靠性分析中得到了广泛应 用，但仍存在一些问题和挑战。例如，如何提高数值计算的精度和效率，如何实 现发动机结构的多尺度模拟和分析，以及如何设计出更具有可靠性和安全性的发 动机结构等。因此，未来需要进一步开展相关研究，以推动固体火箭发动机结构 设计技术的发展。
Hale Waihona Puke 1、优化设计：通过优化药柱的设计，提高其可靠性和稳定性。例如，优化 药柱的几何形状、选用高强度材料等措施可以提高药柱的抗疲劳性能和稳定性。
2、提高制造和装配精度：通过提高制造和装配过程中的精度，减少误差， 可以提高药柱的可靠性。例如，采用先进的加工设备和工艺方法，对装配过程进 行严格的质量控制等措施可以降低误差。
3、加强使用和维护：通过正确的使用和维护，可以延长药柱的寿命，提高 其可靠性。例如，定期检查、维护和更换药柱，避免超负荷或不当使用等措施可 以降低药柱故障的风险。
参考内容
本次演示旨在探讨固体火箭发动机结构可靠性的计算机辅助设计研究。首先， 我们将概述固体火箭发动机的基本结构和设计原则，然后介绍计算机辅助设计技 术在发动机结构可靠性分析中的应用，最后讨论未来研究方向和挑战。
谢谢观看
结果与分析
通过对实验数据的分析，可以得出固体火箭发动机在不同工况下的性能表现 和可靠性水平。通过对这些数据的分析和比较，可以评估出固体火箭发动机的薄 弱环节和潜在故障模式，进而针对性地提出可靠性增长方案。此外，通过对实验 结果的分析，还可以进一步优化实验方案，提高实验的效率和准确性。
单室双推力固体火箭发动机
单室双推力固体火箭发动机说到“单室双推力固体火箭发动机”，这名字一听就感觉有点高大上，是不是？其实呢，它虽然名字复杂，但咱们一探究竟，你会发现它其实也不过就是一个“牛气冲天”的火箭引擎罢了。
想象一下，你在地面上看到一枚火箭，那轰轰烈烈的火焰喷射出来，速度飞快，像一颗陨星冲上天。
那背后，正是这种“单室双推力”的发动机在默默地发力。
要是想象得具体一点，就好像一辆车的发动机，它不仅能让你平稳行驶，还能在需要的时候给你加速。
别小看这种发动机，它可是有着两种不同推力模式的，简单来说，它既能在低推力的情况下慢慢提升，也能在高推力时让火箭飞得更远更快，真是“抛砖引玉”，干得漂亮。
说到这里，可能你会问：“这‘单室双推力’到底是什么意思？”嘿嘿，好问题！其实它就是把发动机的“推力”分成两档，一个低推力和一个高推力。
咋说呢？就好比是开车，你可以选择经济模式（低推力）慢慢开，也可以选择运动模式（高推力）加速。
火箭发射的时候，刚开始它的推力就不需要特别强，毕竟刚起步，慢慢来比较安全；而一旦过了大气层，飞得够高了，推力就可以全开，速度那是快得飞起，想想看，简直就是速度与激情的结合体。
没错，这样的设计让火箭能够更高效地利用燃料，既能节省成本，又能提高性能。
简直是“既能吃得了大餐，又不浪费每一口菜”。
这两种不同的推力，其实是通过发动机内部一个很巧妙的结构来实现的。
大家知道，固体火箭发动机的燃料是固体的，这种燃料不像液体那样可以调节流量，所以推力的变化就得靠一些聪明的设计来实现。
单室双推力发动机通常是通过调节喷管的开口大小，或者通过改变燃烧室的压力来控制推力。
虽然说起来有点复杂，但其实就是一个“猫腻”十足的小技巧，能让火箭在不同阶段发挥不同的能量。
也就是通过这种巧妙的调整，火箭才能在发射初期保持稳定的速度，在后期又能释放出强大的动力，真的是“无敌了”。
这样的发动机有什么优势呢？省事。
你想啊，火箭发射需要经过多个阶段，传统的发动机往往要换来换去，好像换了几个“心脏”，既麻烦又费钱。
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。
火箭发动机原理教学大纲
《火箭发动机原理》课程教学大纲课程代码：110132307课程英文名称：Solid Rocket Motor课程总学时：32 讲课：32 实验：0 上机：0适用专业：弹药工程与爆炸技术大纲编写（修订）时间：2017.10一、大纲使用说明（一）课程的地位及教学目标本门课程是弹药工程与爆炸技术专业的一门专业选修课。
固体火箭发动机是卫星、火箭、飞机、导弹等产品的动力装置，它在现代科学技术研究，国民经济的发展，人们日常生活的改善等方面有着很大的利用价值，在本专业中对于火箭、导弹或炮弹增程有着极其重要的作用。
通过本课程的学习，学生将达到以下要求：1．熟练掌握固体火箭发动机的基本结构、工作原理，燃气在喷管与燃烧室内的流动过程，掌握固体火箭发动机内弹道的计算方法。
2．掌握固体火箭发动机的总体结构设计方法。
3．要求学生能将所学知识灵活运用于产品的设计和生活实践当中。
（二）知识、能力及技能方面的基本要求要求学生理解并掌握《火箭发动机原理》这门课程，使学生对固体火箭发动机有一定的认识。
1.掌握固体火箭发动机原理的主要内容，包括固体火箭发动机的工作原理、固体火箭推进剂以及固体火箭推进剂在燃烧室中的燃烧过程、燃气在喷管中的流动过程、固体火箭发动机性能参数、固体火箭发动机的热力计算、固体火箭发动机的内弹道计算方法等方面的知识。
2.掌握固体火箭发动机设计的主要内容，包括固体火箭发动机的基本结构，主要设计参量的选择，发动机结构的初步设计等。
3.了解固体火箭发动机的应用及发展趋势，并能用所学知识指导在本领域的技术研究和产品的设计。
（三）实施说明1．教学方法：课堂讲授中重点对固体火箭发动机的基本概念，工作原理和设计方法进行讲解。
培养学生的思考能力和分析问题的能力。
在讲授中注意采用理论知识与实际应用相结合的方法，提高学生分析问题、解决问题的能力。
2．教学手段：在教学中主要采用电子教案、CAI 课件及多媒体教学系统等教学手段相结合。
固体火箭发动机锥形喷管设计及损失估算
固体火箭发动机锥形喷管设计及损失估算摘要：本文提出了一种基于固体火箭发动机锥形喷管设计的方法，该方法不仅包括锥形喷管制造、加工及性能测试，而且还有损失估算。
文中还提出了一种新的射流特性模拟方法，旨在改善喷管内部流动模拟，以更精确地估算失效损失。
关键词：固体火箭发动机，锥形喷管，损失估算。
正文：本文提出的锥形喷管设计方法是基于固体火箭发动机的，旨在满足工作流体要求的性能要求。
它涉及多种材料的选择，比如钢，铜，铝以及多孔材料来实现高效的散热性能和高压损失率。
其中涉及到多种加工工艺，如激光切割、氩弧焊接、压力测试等。
为了估算喷管内部的损失，我们使用了一种新的射流特性模拟方法，即K-ε模型，它能够更加准确地模拟流动，并准确估算喷管内部损失。
本论文还给出了研究中受到影响的参数，包括压力，喷管长度，射流角度，阻力系数和流量等。
总的来说，这项研究提供了一种有效的喷管设计方法和损失估算方法，可以满足各种火箭发动机的要求。
应用：这项研究的应用范围非常广泛，可以用于不同型号的固体火箭发动机。
具体来说，本文提出的方法可以用于改善固体火箭发动机的性能，优化喷管的结构，降低发动机的损失。
此外，还可以用于火箭发动机的故障诊断和修复，使其在短时间内达到最优状态，有效地增加火箭发动机的续航能力。
此外，本文提出的损失估算方法可以用于对固体火箭发动机的失效损失进行定量分析，从而使得火箭发动机的设计和制造更加安全高效。
另外，本文提出的技术也可以应用于航空领域，以实现飞行器的更高性能。
例如，本文提出的喷管设计方法可以用于提高飞机的速度和加速度，改善飞机的操纵能力，并降低其耗油量。
此外，本文提出的损失估算方法还可以用于优化航空器内部流动特性，以提高其巡航效率和耗油率。
因此，本文提出的技术不仅可以用于固体火箭发动机，也可以应用于航空领域。
此外，本文提出的喷管设计方法也可以应用于气体动力系统，例如液体火箭发动机。
因为它具有高效的散热性能和高压损失率，可以有效提高液体火箭发动机的性能，并降低其损耗。
固体火箭发动机装药设计
计算出的装药尺寸装不进燃烧室，引入极限充满系数εl 。极限充满 系数是装药外径为极限直径时所对应的充满系数。装药的极限直径是 指外径相等的多根单孔管状药对应于一定的装药根数和排列方式，所
有装药都能装入燃烧室时，装药的最大外径，记为Dl 。
1 D1 / Di
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第二节 单孔管状药的装药设计
2.3.1 装药尺寸与设计参量的关系
星孔装药的几何尺寸包括：装药外径D、长度L、肉厚e1、星角数n、 角分数ε、特征长度l、星根半角θ/2及星尖圆弧半径r和星根圆弧半 径r1等。星孔装药的设计参量主要有燃烧面积Ab、通气面积Ap和余药 质量mf等。
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第三节 星孔药的装药设计
一、星孔装药燃烧面变化规律 1.第一阶段(星边消失前)的燃烧面变化规律
1. 单孔管状药燃烧面变化规律 实际燃烧过程中燃烧面的变化相当复杂。下面的推导是按照几何
燃烧定律——在整个燃烧过程中，装药按平行层燃烧规律逐层燃烧进 行推导的。因此推导得到的是装药燃烧面理论上的变化规律。
图2-2 为无包覆单孔管状药燃烧面变化示意图。 总燃面的变化规律为
Ab Ab0 4 (D d )e
由上式可知，当单孔管状药两端不包覆时，呈线性减面性燃烧。 用同样方法可得到装药一端或两端包覆时燃烧面变化规律。
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第二节 单孔管状药的装药设计
2.通气参量与装药尺寸的关系
在固体火箭发动机原理中，介绍过通气参量 œ ，它定义为在固 体火箭发动机燃烧室中所研究的x截面前的装药燃烧面积 Abx 与该截 面的燃气通道截面积 Apx 之比，它在装药未燃烧时靠近喷管处一端 最大，称为起始通气参量 œ0，其计算公式为
(1) 当装药厚度e 1和装药根数n已限定时
双室双推力固体火箭发动机
双室双推力固体火箭发动机
双室双推力固体火箭发动机（Dual Chamber Dual Thrust Solid Rocket Motor）是一种先进的固体火箭推进技术，它在一个发动机壳体内设计有两个燃烧室。
每个燃烧室各自配备有独立的推进剂和喷管系统，可以根据任务需求灵活调整推力。
在工作过程中，首先启动第一燃烧室提供初始推力将火箭送入预定轨道或达到一定速度，当第一阶段任务完成后，通过控制机构点燃第二燃烧室，提供额外的推力以满足后续飞行阶段的需求，如变轨、加速或者姿态调整等。
这种设计的优点包括：
1)灵活性：可以按照不同的时间序列和推力需求进行推力分配，实现多级火箭
的功能，优化整个飞行过程中的能量管理和效率。
2)结构紧凑：相比于传统的多级火箭，双室双推力固体火箭发动机减少了结构
复杂性和重量，提高了整体集成度。
3)控制方便：由于推力可调，因此对于飞行器的姿态控制和轨道修正具有更高
的精度和响应速度。
这种发动机在航天发射、导弹技术和空间探索等领域都有潜在的应用价值。
_固体火箭发动机结构
2020/1/25
对钢材u=0.3
2
0.34Pm
R
2
0.34Pm R2
考虑周边并非固支，燃烧室有变形及受热
边缘处：
t
r
3u 4
Pm
通常取 c e / 2
用焊接： c min n m
n ——板材厚度的负公差值; m ——热处理中所损失的总厚度。
注意：退刀槽 产生应力集中
re De/2
ri
δ c1 Di/2
re
Δc
ri Δc
δ c2
re De/2
δ c3
燃烧室的壁厚与公差
2020/1/25
ri
Di/2
2020/1/25
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：
sin 0
2m 1 m 12 1
H1 b
R0
R
1 m2
1
1 2
m
1
m
12
1
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、
壳体外径公差可选基轴制，内径公差可选基孔制。内外直径尺寸精 度可选11～12级；定心部、定位面尺寸精度可选10～11级。 螺纹精度可选H6（h6）～H7（h7）级。 螺纹对定心部或定位面的不同轴度，可参考同类定性产品选定。 螺纹的端面定位面用不垂直度表示。实际用端面单面缝隙。 表面粗糙度：定心部和定位面可选＝1.6～3.2um
固体火箭发动机0
固体火箭发动机0.5%高精度测试系统研制摘要:本文讨论了基于固体火箭发动机0.5％高精度测试系统的研究发展。
它介绍了火箭发动机模型，提出了固体火箭发动机0.5％高精度测试系统的设计、分析与实现。
其中，模拟仿真建立了固体火箭发动机0.5％的数字模型，实验验证了模型的准确性，并采用埃弗里特方法来评估机构的动平衡性和抗扰性。
最后，分析结果表明，本工作的测试系统可以满足实际应用要求，能够准确地检测固体火箭发动机0.5％的性能数据。
关键词：固体火箭发动机，高精度测试系统，模拟仿真，埃弗里特方法，动平衡，抗扰性。
正文：1. 引言：固体火箭发动机是太空航行的一种重要能源来源之一，其性能数据的准确性对于太空航行的安全性有着至关重要的影响。
为了使得测量固体火箭发动机的精度有限的性能数据更加精确，本文探讨了基于固体火箭发动机0.5%高精度测试系统的研究发展。
2. 固体火箭发动机模型：首先，本文建立了固体火箭发动机0.5％数字模型，它包括了推力/燃气流及其变化规律，固体火箭发动机燃料粒度及其变化规律，固体火箭发动机燃烧室内部的介质流动特性和内部温度场的变化规律。
本文使用单元空间有限差分方法来建立模型，并结合有限元管理理论的封闭形式求解方法得到模型解。
3. 高精度测试系统的设计:本文提出了一种基于固体火箭发动机0.5％高精度测试系统的设计。
固体火箭发动机0.5％高精度测试系统由测量信号分析软件，模拟和测试系统硬件组成，采用埃弗里特法来分析机构的动平衡性和抗扰性，从而将固体火箭发动机实时采集的数据进行提取，然后将固体火箭发动机的性能数据进行更准确的测量及诊断。
4. 结果与分析：本文的模拟仿真和实验结果证明，本文提出的高精度测试系统能够满足实际应用的要求，能够准确地检测固体火箭发动机0.5％的性能数据，使得太空航行的安全性得到更好的保障。
5. 结论：本文提出的固体火箭发动机0.5％高精度测试系统具有良好的测量精度，系统可以实时测量固体火箭发动机0.5％性能数据并能够进行诊断，从而为太空航行安全提供更好的保障。
阵列式固体火箭发动机
阵列式固体火箭发动机阵列式固体火箭发动机是一种新型的火箭发动机设计，采用多个固体火箭发动机的阵列布置，以提高火箭的推力和灵活性。
这种设计在航天领域具有重要的意义和应用价值。
阵列式固体火箭发动机的设计思路源于对传统单个固体火箭发动机的优化和改进。
传统的固体火箭发动机由于推力和灵活性有限，对于大型载荷的发射和航天器的精确操控存在着一些问题。
而阵列式固体火箭发动机的出现，打破了传统的限制，为航天领域带来了更多可能性。
阵列式固体火箭发动机通过将多个固体火箭发动机布置在航天器的不同位置，可以实现推力的叠加效应。
这样一来，火箭的总推力将大大提高，可以轻松应对更大的运载需求。
例如，适用于载人登月任务的阵列式固体火箭发动机可以提供更强大的推力，使得登月舱能够顺利抵达月球表面，同时也提高了返回地球的安全性。
此外，阵列式固体火箭发动机的阵列布置也使得航天器的灵活性大大提高。
传统的火箭通常只能在一个方向上提供推力，而阵列式固体火箭发动机则可以根据需要调整火箭的推力方向和力度。
这为航天器的操控和姿态调整提供了更多选择，提高了航天任务的精确性和成功率。
尽管阵列式固体火箭发动机具有很多优势，但它也面临着一些挑战和问题。
首先是火箭发动机之间的协同问题。
由于阵列式固体火箭发动机由多个独立的单元组成，需要通过复杂的控制系统来实现各个单元之间的协同作用。
这要求火箭设计师具备高水平的技术能力和协同能力。
其次是阵列式固体火箭发动机的成本问题。
由于需要生产并维护多个固体火箭发动机单元，阵列式固体火箭发动机的成本相对较高。
因此，在使用阵列式固体火箭发动机时，需要在推力和成本之间进行权衡和考量，确保火箭设计的可行性和经济性。
综合来看，阵列式固体火箭发动机是一项具有重要发展前景的技术。
它的出现为航天领域带来了推力和灵活性的双重提升，为载人航天和深空探索等领域的发展提供了新的可能性。
然而，要实现阵列式固体火箭发动机的商业化应用，还需要进一步的技术研究和经济分析。
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。
固体火箭发动机壳体
固体⽕箭发动机壳体固体⽕箭发动机壳体成型⼯艺固体⽕箭发动机是当今各种导弹武器的主要动⼒装置，在航空航天领域也有相当⼴泛的应⽤。
它的特点是结构简单，因⽽具有机动，可靠，易于维护等⼀系列优点，⾮常适合现代化战争和航天事业的需要。
但是固体⽕箭发动机部件在⼯作中要承受⾼温，⾼压和化学⽓氛下的各种复杂载荷作⽤，因此其材料通常具有极优异的性能，往往代表着当代材料科学的最先进⽔平。
固体⽕箭发动机壳体既是推进剂贮箱⼜是燃烧室，同时还是⽕箭或导弹的弹体，因此，在进⾏发动机壳体材料设计时，要考虑以下⼏个基本原则：(1)固体⽕箭发动机壳体就其⼯作⽅式来讲，是⼀个内压容器，所以壳体承受内压的能⼒是衡量其技术⽔平的⾸要指标；(2)发动机壳体是导弹整体结构的⼀部分，所以⼜要求壳体具有适当结构刚度；(3)作为航天产品，不仅要求结构强度⾼，⽽且要求材料密度⼩；(4)发动机点⽕⼯作时，壳体受到来⾃内部燃⽓的加热，⽽壳体结构材料，尤其是壳体结构复合材料的强度对温度敏感性较强，所以，在设计壳体结构材料时，不能仅限于其常温⼒学性能，⽽应充分考虑其在发动机⼯作过程中，可能遇到的温度范围内的全⾯性能。
结构图⼀、选材1.1、增强纤维：碳纤维固体⽕箭发动机壳体要求复合材料具有⾼的⽐强度，⽐模量和断裂应变。
各种纤维相⽐，碳纤维具有密度⼩，拉伸模量和⽐模量⼤；耐磨耐疲劳等机械性能优秀；耐腐蚀性能好；热膨胀系数⼩，导热率⾼，⾼温下尺⼨稳定性好，不燃，分解温度⾼；具有润滑性；层间剪切强度及纤维强度转化率都⽐较⾼，不易产⽣静电聚集，使⽤温度⾼，不会产⽣热失强，并有吸收雷达波的隐⾝功能等优点。
飞机结构材料要求轻质⾼强，耐疲劳、耐腐蚀性能好，尺⼨稳定，所以碳纤维是最理想的材料。
拉伸模量为262~320GPa，拉伸强度在5GPa左右，断裂延伸率约为1.7%的⾼强中模碳纤维是理想的壳体增强材料。
碳纤维复合材料壳体PV/W值是Keclar49/环氧的1.3~1.4倍，可使壳体质量再度减轻30%，使发动机质量⽐⾼达0.93以上。
火箭发动机专业综合实验(13.1)--固体火箭发动机直列式点火实验指导书
宇航推进专业综合实验指导书固体火箭发动机直列式点火综合实验报告人：班 级：同组人：指导老师：日 期：固体火箭发动机直列式点火实验指导书1．实验目的1.考察点火管零件参数与点火条件之间的关系提供分析依据2.了解微型脉冲功率装置组成和工作原理，学会使用电流互感器和电压探头并通过示波器记录波形，掌握微型脉冲功率装置使用要点，能独立完成脉冲放电和测试实验。
3.掌握导弹发动机点火系统的工作原理和安全特性，了解固体火箭发动机点火系统实验过程，了解硼/硝酸钾的钝感特性，能独立完成点火实验，有条件下测试点火延迟时间，并分析不同实验条件下延迟时间的一致性范围。
2．实验背景介绍固体火箭发动机常用点火装置由起爆器、点火器和一些辅助部件组成。
起爆器在电能和其他非电能量的激发下使起爆器起爆，继而点燃点火器，点火器所产生的炽热火焰点燃发动机主装药。
按激发能源不同，起爆器可分为电起爆器和非电起爆器。
按起爆器和点火药是否安装在一起，点火器可分为整体式和分装式。
国内目前导弹和火箭发动机点火系统安全设计思想是以结构钝感为主，对药剂以防护为主，安全要求是满足1A/1W 不发火。
固体火箭发动机直列式点火系统与目前点火系统最大的不同在于取消了电爆管，直接点燃点火药，这时，点火药成为了始发药，点火装置的安全性不再受电爆管的起爆药感度限制，极大的提高了点火装置的安全性。
从而可将结构钝感的安全设计思想和药剂钝感思想结合起来必将极大的提高点火系统的安全性能。
因此以冲击片点火技术为基础的新型固体火箭发动机点火装置可以设计成直列式点火序列。
直列式点火管是直列式引爆概念的延申，是直列式火工品的一种，美国军用标准中还有用非隔断式爆炸序列（Non-interrupted explosive trains）这种说法，而直列式火工品的特点主要体现在以下几个方面：首先，直列式火工品的使用方式与错位式火工品不同，按照美国海军武器系统炸药安全审查局（WSESRB）的技术手册——《非隔断式爆炸序列电子安全与解除保险装置技术手册》（Technical Manual for Electronic Safety and Arming Devices With Non-Interrupted Explosive Trains）的说法：弹药引信历史上一直使用敏感的炸药元件，在解除保险之前它的输出被机械地隔断，在这些引信中解除保险过程的控制是用机械方法完成的，固态电子器件的出现和迅速发展为引信安全设计带来了变化，近年来炸药爆炸元件的发展提供了一种选择，即爆炸序列的机械隔断不再是必需的了。
一种固体火箭发动机热球窝接头结构设计[发明专利]
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(19)国家知识产权局(12)发明专利(10)授权公告号 (45)授权公告日 (21)申请号 201910396002.X (22)申请日 2019.05.15(65)同一申请的已公布的文献号申请公布号 CN 110529293 A (43)申请公布日 2019.12.03(73)专利权人 内蒙古工业大学地址 010000 内蒙古自治区呼和浩特市新城区爱民街49号(72)发明人 刘文芝 陈野 (74)专利代理机构 北京睿智保诚专利代理事务所(普通合伙) 11732专利代理师 周新楣(51)Int.Cl.F02K 9/97(2006.01)F02K 9/84(2006.01)(56)对比文件CN 207609489 U ,2018.07.13CN 2428402 Y ,2001.05.02CN 2428402 Y ,2001.05.02CN 107448325 A ,2017.12.08CN 105736183 A ,2016.07.06CN 106217921 A ,2016.12.14审查员 胡浩(54)发明名称一种固体火箭发动机热球窝接头结构设计(57)摘要本发明公开了一种固体火箭发动机热球窝接头的设计方案，属于航天器推进系统技术领域，一种固体火箭发动机热球窝接头包括阳球和阴球，阳球通过外球面和阴球内球面形成球带配合，从而构成了可自由摆动的喷管接头，该球窝结构可增强系统稳定性，从而使摆心漂移量减小，另外，由于阳球和阴球均使用性能优越的三维碳/碳编织复合材料，使热球窝接头喷管相对于之前的喷管具有部件少、重量轻、密封性好、作动力矩小、系统稳定性好、可靠性更高的优点，从而在整体上提高了发动机的性能，促进了航天事业的进步。
权利要求书1页 说明书2页 附图1页CN 110529293 B 2022.06.21C N 110529293B1.一种固体火箭发动机热球窝接头结构， 包括阳球和阴球，其特征在于：所述阳球外球面为大尺寸球面的球头，阳球内型面为先收敛后扩张的拉瓦尔型内型面，下部为用于和喷管连接的法兰；所述阴球为球窝，阴球内球面和外球面均为大尺寸球面；所述阳球外球面半径和阴球内球面半径均为115.25mm；所述阳球内型面由收敛段、喉部、发散段组成；所述阳球收敛段入口半径为100mm；所述阳球内型面喉部半径为70mm；所述阴球外球面半径为125.25mm；所述阴球内球面中心处和球心的连线与阳球中轴向夹角(接触角)为73.425°；所述阴球内球面中心处和球心的连线与球面上(或下)端面和球心的连线夹角(接触范围)为10.513°；所述阳球和阴球均由三维碳/碳编织复合材料制成。