固体火箭发动机结构PPT课件
固体火箭发动机燃烧室及内弹道计算PPT文档43页
3、最大限度地行使权力总是令人反感 ；权力 不易确 定之处 始终存 在着危 险。— —塞·约翰逊 4、权力会奴化一切。——塔西佗
5、虽然权力是一头固执的熊，可是金 子可以 拉着它 的鼻子 走。— —莎士 比
31、只有永远躺在泥坑里的人，才不会再掉进坑里。——黑格尔 32、希望的灯一旦熄灭，生活刹那间变成了一片黑暗。——普列姆昌德 33、希望是人生的乳母。——科策布 34、形成天才的决定因素应该是勤奋。——郭沫若 35、学到很多东西的诀窍，就是一下子不要学很多。——洛克
火箭发动机课件
喷气发动机可分为： 空气喷气发动机：喷射的工质是利用大气层中的空气与发 动机所携带的燃料燃烧产生的，因此，其只能在大气层中工作。 火箭发动机：喷射的工质是利用自身携带的氧化剂和燃料 燃烧产生的，因此，既能在大气层中工作又能在大气层外工作。 组合发动机:指两种或两种以上不同类型发动机的组合。
1—燃烧挤贮箱； 3—增压阀门； 5—齿轮箱； 7—燃烧剂泵； 9—推力室； 11—蒸发器；
2—氧化剂贮箱； 4—涡轮； 6—氧化剂泵； 8—主阀门； 10—燃气发生器； 12—火药启动器
图1.2 液体火箭发动机示意图
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分类
1）按推进剂组元数目分为：单组元、双组元、三组元液体火箭发动机 2）按推进剂类型分为：可贮存推进剂、自燃和非自燃推进剂、低温推
1.3.1 电热型电火箭发动机
T图1-11
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1.3.2 静电型电火箭发动机
图1-12
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1.3.3 电磁型电火箭发动机
图1-13
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图1-14
返回
1.4 组合发动机
1.4.1 固体火箭冲压发动机(SDR) SDR(Solid Ducted Rocket)
燃气发生器
助推器
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动力装置的比冲与飞行马赫数的关系
1.1 化学火箭发动机
• 工作原理
燃烧室中
喷管中
化学推进剂
高温燃气
燃烧反应
膨胀加速
反作用 射流
推力
• 分类
液体推进剂 火箭发动机
化学 火箭发动机
固体推进剂 火箭发动机
混合推进剂 火箭发动机
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1.1.1 液体火箭发动机
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。
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。
航天推进理论基础-第五章 固体火箭发动机
( 有限差量表示）
且假设n不随初温而变化，则有：
ln r ln a n ln p
p
ln r
Ti
p
d ln a dTi
48
p
1
r
r Ti
p
ln r
Ti
p
ln r2 T2
ln T1
r1
P
( 有限差量表示）
p
ln r
Ti
p
d ln a dTi
燃速的温度敏感系数也就 是在压强不变的条件下，初温
25
含铝AP复合推进剂燃烧过程示意图
26
AP复合推进剂燃烧区中的主要反应过程有： ① AP的吸热分解和爆燃
• 低温分解阶段： 高温分解阶段：
• 分解产物在气相中的爆燃阶段。
27
② 高分子粘结剂的热解
粘结剂大都是高分子聚合物，不能单独爆燃，只是受热温度升 高以后进行热解，其热解为推进剂的燃烧提供可燃气体或固态的碳 （积聚在燃烧表面 ）。
燃烧时间变化的稳态燃烧。
8
5.2.1 燃烧的基本要求 1. 要求燃烧稳定 2. 要求有尽可能高的燃烧效率 3. 要求燃烧过程按照设计的要求，以预定的 速度生成燃烧产物
9
5.2.2 燃烧过程的研究
燃烧过程的特点
燃烧过程复杂 燃烧反应的速度快、温度高、燃烧反应区窄
燃烧过程的影响因素多
燃烧过程的研究方法
第五章 固体火箭发动机
5.1 固体火箭发动机的基本组成和工作原理 5.2 固体火箭发动机中的稳定燃烧 5.3 固体推进剂的燃速特性 5.4 固体火箭发动机中的不稳定燃烧。 5.5 固体火箭发动机内弹道性能预示 5.6 固体推进剂装药结构等发动机参数与
发动机内弹道性能的关系
固体火箭发动机的结构设计
固体火箭发动机的结构设计首先是推进剂。
固体火箭发动机的推进剂一般采用固态燃料，其中主要成分是氧化剂和燃料。
氧化剂常用的有硝酸铵（AN）和高氯酸铵（HTPB），燃料常用的有铝粉、甲醇和己烷等。
推进剂的选择应根据任务需求和性能要求进行，并考虑安全性、稳定性和可靠性等因素。
其次是燃烧室。
燃烧室是推进剂燃烧的空间，它的设计需要考虑燃烧效率、压力和温度等因素。
燃烧室一般采用圆柱形，其内壁通常采用耐高温和耐腐蚀的材料，例如不锈钢或陶瓷材料，以保证燃烧室的工作寿命。
然后是喷管。
喷管是固体火箭发动机排放高温高压燃气的出口，其结构设计对于发动机的推力性能和效率影响较大。
喷管一般采用膨胀马赫数为2-3的衔接形状，以提高燃气的出口速度。
喷管的材料需要具有耐高温和耐腐蚀性能，并且需要考虑喷管的冷却问题，常见的冷却方式有内冷却和外冷却等。
最后是推进剂注入装置。
推进剂注入装置主要负责将推进剂输送到燃烧室中进行燃烧。
注入装置一般由推进剂储存器、进气阀门、控制系统等组成。
在设计时需要考虑推进剂的供给能力、工作可靠性和安全性等因素，并配备相应的控制系统，确保推进剂在燃烧室中的喷射量和速度的准确控制。
除了上述几个关键部分，固体火箭发动机的结构设计还需考虑整体的重量、尺寸和结构强度等因素。
例如，为了减轻整机重量，可以采用轻质材料制造发动机壳体，同时提高材料的强度；为了提高结构强度和耐振性能，可以采用复合材料或金属层合材料制造壳体，并进行合理的人工振动试验和计算分析。
总的来说，固体火箭发动机的结构设计需要综合考虑推进剂的选择、燃烧室、喷管以及推进剂注入装置等关键部分，以实现火箭的高效推力、稳定燃烧和可靠使用。
同时，还需要考虑发动机的重量、尺寸和结构强度等因素，以提高整体性能和安全性。
在实际应用中，还需要根据具体任务需求进行细化设计和实验验证。
_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
固体火箭发动机设计-火箭发动机设计图
固体火箭发动机设计-火箭发动机设计图固体火箭发动机设计-火箭发动机设计图第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、推进剂装药固体火箭发动机设计-火箭发动机设计图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。
固体火箭发动机学习资料
态）物质。推进剂燃烧后烟雾的来源是固体推进 剂中金属
铝粉的燃烧产物Al2O3,以及作为推进剂的燃烧催 化剂和稳
定2020剂/5/15的金属(铅、铜、铁、锡、铬等)化合物的燃
导弹发动机多媒体教学课件
第三节 装药
装药的主要任务是在燃烧室外形尺寸 及质量 限定的条件下，进行药型、包覆及药柱的 结构完 整性分析，使推进剂按预期的规律燃烧， 以满足 内弹道性能的要求。
2020/5/15
导弹发动机多媒体教学课件
第二节 推进剂选择
• 减少雷达波衰减采取的措施 增加推进剂的氧化剂和燃烧剂之比，也 可以
通过减少金属含量来提高该比值，但这样 会降低
比冲； 向推进剂中加入电子清除剂附加物，即 在配
方中加入电子捕捉剂； 2020/5/1调5 整配方，使燃烧室和喷管出口温度降
2020/5/15
导弹发动机多媒体教学课件
第三节 装药
2020/5/15
导弹发动机多媒体教学课件
第三节 装药
助推器装药
助推器具有推力大，工作时间短的特点，为满足这些 要求，一般采用侧燃装药。
两种药型方案： 一是采用薄肉厚、大燃面的药型。如树枝型和车轮型 装药。这种药型要求用高能量、中等燃速的推进剂，如压 伸或浇铸双基类自由装填药柱； 二是采用大肉厚药型、贴壁浇铸装药。具有装填系数 较大的特点，但对推进剂的燃速提出了较高的要求。装药 裂纹及包覆层的脱粘问题是应着重解决的技术问题。
导弹发动机多媒体教学课件
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
详解固体火箭发动机
详解固体火箭发动机控制了太空，谁就控制了地球！谁控制了太空，谁就控制了未来！固体火箭发动机属于化学火箭发动机，用固态物质（能源和工质）作为推进剂。
固体推进剂点燃后在燃烧室中燃烧，产生高温高压的燃气，即把化学能转化为热能；燃气经喷管膨胀加速，热能转化为动能，以极高的速度从喷管排出从而产生推力推动导弹向前飞行。
固体火箭发动机主要由壳体、固体推进剂、喷管组件、点火装置等四部分组成，其中固体推进剂配方及成型工艺、喷管设计及采用材料与制造工艺、壳体材料及制造工艺是最为关键的环节，直接影响固体发动机的性能。
固体推进剂配方各种组分的混合物可以用压伸成型工艺预制成药柱再装填到壳体内，也可以直接在壳体内进行贴壁浇铸。
壳体直接用作燃烧室。
喷管用于超音速排出燃气，产生推力；喷管组件还要有推力矢量控制（TVC）系统来控制导弹的飞行姿势。
点火装置在点火指令控制下解除安全保险并点燃发火药产生高温高压火焰用于点燃壳体内的推进剂。
固体发动机的水平与复合材料工业和高分子化学材料工业的科技水平密不可分，可以说是一个国家科技水平的缩影。
固体火箭发动机结构图（潜入式全轴柔性摆动喷管）中、远程以上的固体弹道导弹通常由两级以上火箭发动机和前端系统（包括仪器舱、弹头、整流罩等）构成。
为了给弹头提供较为精确的关机点速度，有些末级固体发动机（如美国的民兵3导弹的第三级和我国巨浪-1的第二级）的前封头装有推力终止装置，接到关机指令，推力终止孔打开进行反向喷射，燃烧室迅速泄压，火焰熄灭，推力也就终止了，同时反向喷射提供了末级分离的推力；先进的弹道导弹（如美国的三叉戟C4/D5，法国的M4/M45/M51）则采用优化控制飞行弹道和姿势（即所谓能量管理）使推进剂耗尽关机的方法。
分导式多弹头（MIRV）导弹除多个主级发动机外还有一个末助推级（PBV，又称弹头母舱，由姿控系统、仪器舱及弹头支承/释放平台构成，一些先进单弹头导弹也有PBV），姿控发动机精确调整速度和姿势并逐个投放多弹头和诱饵对多个目标实施打击。
固体火箭发动机的结构设计
力大，且容易被烧蚀，而烧蚀产生的熔融金属流，又会使喷管喉部 被冲刷成深槽，产生较大的气动偏心。 (8) 工艺性要好，制造和装配应方便，适于成批生产的要求。
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燃烧室壳体的安全与可靠具有特别重要的意义，不仅在设计过程 中应仔细地计算、校核，在制造过程中也要百分之百地进行非破坏性 强度试验。
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第一节 燃烧室设计
5.1.2 连接底设计
连接底(或称前封头)与燃烧室壳体构成火箭装药的封闭端。它还 具有连接战斗部或仪器舱，以及调整全弹质量和成为杀伤破片的作用。
(1) (2) (3) (4)
连接底设计的主要任务是确定结构及根据强度计算确定连接底的 厚度。 一、 平板连接底
R pm' /[ ]
二、 曲面连接底
碟形连接底的壁厚可根据相应的椭圆比利用椭球形连 接底的壁厚计算式(5-28)和式(5-29)来估算。
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第一节 燃烧室设计
5.1.3 燃烧室内壁的隔热与防护
纹结构。 内螺纹结构 图5－1(d)、(e)、(f)所示为内螺纹结构，是目
前火箭弹常用的结构。
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第一节 燃烧室设计
2）纤维缠绕结构
图5－3所示的结构是一种用经过树脂浸渍过的玻璃纤维在缠绕机 的芯模上缠绕而成的玻璃钢燃烧室。
2.连接结构
燃烧室壳体与连接底(前封头)或喷管、连接底与点火具之间都存 在连接问题。连接结构可分为可拆卸连接与不可拆卸连接两种： 可 拆卸连接有螺纹连接、螺柱连接和卡环连接；不可拆卸连接有焊接、 铆接、过盈配合和粘接等。
固体火箭发动机的结构设计共39页PPT
35、不要以为自己成功一次就可以了 ，也不 要以为 过去的 光荣可 以被永 远肯定 。
▪
26、要使整个人生都过得舒适、愉快，这是不可能的，因为人类必须具备一种能应付逆境的态度。——卢梭
▪
27、只有把抱怨环境的心情，化为上进的力量，才是成功的保证。——罗曼·罗兰
▪
28、知之者不如好之者，好之者不如乐之者。——孔子
固体火箭发动机的结构设计
31、别人笑我太疯癫，我笑他人看不 穿。(名 言网) 32、我不想听失意者的哭泣，抱怨者 的牢骚 ，这是 羊群中 的瘟疫 ，我不 能被它 传染。 我要尽 量避免 绝望， 辛勤耕 耘，忍 受苦楚 。我一 试再试 ，争取 每天的 成功， 避免以 失败收 常在别 人停滞 不前时 ，我继 续拼搏 。
▪
29、勇猛、大胆和坚定的决心能够抵得上武器的精良。——达·芬奇
▪
30、意志是一个强壮的盲人，倚靠在明眼的跛子肩上。——叔本华
谢谢！
39
固体火箭发动机结构
主销内倾角
定义：主销在前轴或悬架上安装时， 上端略微向内倾斜一个角度。
主销内倾角
原理：
主销内倾角
主销内倾角
作用：
1、帮助转向轮自动回正；
利用汽车的重心力对销轴产生偏转力矩。
2、使转向轻便。
低速时汽车行驶稳定性主要依靠主销内倾 角；而中高速时汽车行驶稳定性主要依靠主 销后倾角。
危害：
加大轮胎的侧滑量；
转向器中速摆振；
转向变重；
轮胎异常磨损。
正前束 负前束
前束
前束的测量方法： 1、用米尺进行粗略测量
独立悬架/非独立悬架的测量方法； 前束值mm：两轮胎后端距离-前端距离。 通常为±5mm内。 2、用测滑试验台对测滑进行测量 侧滑标准：﹤=5m/km 3、使用四轮定位仪进行测量 对四轮进行全方位的测量。
定义：
是车轮偏转轴线与铅垂线之间由车辆侧向
看去的夹角。 原理：
拖车和推车
由于汽车离心力的作用，转弯时，路面对
轮胎产生侧向作用力，这个反作用力由于偏 离主销轴线，产生了使车轮回位的偏转力矩。
故主销后倾角可使车轮转向稳定，转弯时
能在车轮上产生使方向自动回正的回转力矩。 一般为2~3°。加大后倾角，可使方向变
四轮定位
主销的不同形式： 1、大王针（主销） 2、悬架系统 常见四轮定位角： ◆ 主销后倾角 ◆ 主销内倾角 ◆ 车轮外倾角 ◆ 前束 ◆ 推进角、包容角、转向角…
主销
主销的定义：汽车前轴荷通过谁传给转向 轮，转向轮又始终围绛谁在旋转。
主销后倾角
主销后倾角
主销后倾角
主销后倾拖距
主销后倾角
主销内倾角
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05.08.2020
3）卡环连接：同轴性好，装配方便 ，承压性能差，装配工艺性差。 中小口径发动机用的较少。
卡环连接结构图
4）不可拆卸连接：焊接 工艺简单，密封性好，质量轻，工艺要求高。 铆接 过盈连接
05.08.2020
（2）燃烧室壳体材料选择
基本要求：
➢比强度高； ➢韧性好：不发生脆性破坏，冲击韧性和断裂韧性； ➢加工工艺性好：延伸率、焊接性、热处理性能等； ➢来源广，价格好。
05.08.2020
5.1 燃烧室设计
燃烧室的用途： ➢平时贮存推进剂、 点火装置等； ➢工作时密封高温高压气体。
基本要求： ➢ 在刚度和强度足够时，应尽量减轻质量； 比强度高 ➢ 燃烧室与战斗部及喷管的连接要可靠，同轴性好； ➢ 连接部位密封性要好。
1
2
3
1——连接底；2——壳体；3——后封头
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b
h
F n
π d1
螺纹展开图
MW Mn6d F1b2 h3 2d n2P 1d b m h 2
对中大口径火箭： d1d2d
剪切力：
F 1
n d1b2
dPm 4nb
M
3dPmh 2nb2
t
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三角形螺纹：h0.32t5b0.87t5
M
0.637dPm nt
0.286dPm
nt
用第三强度理论：3 M22
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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
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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
σx
σr
σt
σt
ri
σr
re
燃烧室壳体应力分布图
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（b）按薄壁筒
t
rav
min
pm
r pm
m in2/p 3 m r epm /22.3 2 p m repm
z
rav
2 min
pm
t z r
忽略 r
m in2/p 3 m r i pm /22.3 2 p m ripm
固体火箭发动机简图（浇注）
1—顶盖；2—点火装置；3—燃烧室壳体；4—药柱； 5—底盖；6—喷管；7—石墨衬套；8—堵盖。
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整体概述
概况一
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概况二
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概况三
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s/ns
412 t2z2tz
n s =1～1.15 ，安全系数
=0.9～1，焊缝修正系数
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燃烧室图纸尺寸
(D e图 D i图 )/2cmin
可能不满足强度要求
cmi n1 2D eD ic
min——强度计算的最小壁厚；
De ——外径的下偏差值； Di ——内径的上偏差值； c ——内外圆心最大偏心距，
1
pm 5C 0peq 4 kC 0130 p 1160 p2 A b0 A b k 0 1 n
跳动系数
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由上式可知：在r=ri处， r 、 t最大， z 为常量
∴
t
re2 ri2 re2 ri2
pm
பைடு நூலகம்
z
ri2 re2 ri2
pm
r pm
可见： t zr
用第四强度理论：
41 t z2 z r2 r t2
2
4 3pm re2re2ri2 []
mi n reri ri
1 3pm
或
minreri re1
3pm
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若 re min则 (reri)/2re
由
4
3pm
re2 re2 ri2
得
minre ri
3pm re
2
下限为安全性界限
由经验选取
上限为强度储备界限
按薄壁筒： pb b
2 c0
n1
3
rav
c0 min 壳体初始壁厚
n：材料的应变强化指数 ，由下式计算：0.2
0.002E
n
b n
E：弹性模量
由实验得出的安全系数一般为：1.5~2.0
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（5）连接强度计算
表5-4 螺纹螺距选择范围
通常取 ce/2
用焊接：cmi nnm
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
cδ1 Di/2
re
Δc
ri Δc
δc2
re De/2
δc3
ri
Di/2
燃烧室的壁厚与公差
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（4）燃烧室壳体强度校核
安全系数： 最破 大坏 实载 际荷 载PPm b荷 室壳 内体 最破 大坏 实压 际力 压力
0.7dPm
nt
n
0.7
dPm
t
锯齿形螺纹：h0.35t
b0.7t4 0.2
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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
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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
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（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
➢焊接结构
1
2
3
1——连接底；2——壳体；3——后封头
2）纤维缠绕结构：比强度高，加工复杂、成本高 用高强度纤维在芯模上缠绕而成 不能加工螺纹，用金属环作为连接件
1——金属连接环；2——垫块；3——金属端环；4，8——高硅氧模压封头 5——玻璃纤维布；6——隔热层；7——玻璃纤维；9——金属环；10——模压件
弹径（mm） 螺距（mm）
< 100 1.5~2
100~200 2~3
螺纹受力： F
d22
4
pm
d 2 ：可用螺纹中径
将螺纹展开，按悬臂梁考虑，F均分布几圈上
受力：剪切、弯矩
＞200 3~4
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M
M W
M(Fh)/n h d2 d1
2
db 2 W
——牙根抗弯截面系数
6
b ——牙根宽度
1
re2 r2
r
ri2pm re2 ri2
1
re2 r2
σx
σr
σt
σt
ri
σr
re
z
ri2 p m re2 ri2
燃烧室壳体应力分布图
ri ——燃烧室壳体内半径;
r ——燃烧室壳体径向距离;
re ——燃烧室壳体外半径; pm ——燃烧室计算压强, 其值 pm Kppm50C K p =1.1～1.2