固体火箭发动机药柱设计大作业
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
固体火箭发动机设计复习题答案
1. 画简图说明固体火箭发动机的典型结构参考书中的发动机图吧2. 固体火箭发动机的质量比是什么?什么是质量比冲?质量比:推进剂质量与发动机初始质量的比。
质量比冲:单位发动机质量所能产生的冲量。
3. 固体火箭发动机总体设计的任务是什么?依据导弹总体提出的技术要求,选择并确定发动机总体设计方案,计算发动机性能,确定发动机主要设计参数、结构形式和主要结构材料,固体推进剂类别和药柱形式等。
在此基础上提出发动机各部件的具体设计要求。
4.请写出齐奥尔科夫斯基公式式vm 中为导弹理想飞行速度,Is 为发动机比冲,mp 为药柱质量,mm 为发动机结构质量,ml 为导弹载荷量(除发动机以外的一切质量)5.举出两种实现单室双推力的方案(1)不改变喷管喉径,采用不同燃速的两种推进剂药柱,这两种药柱可前后放置,也可同心并列放置。
前者推力比受燃速比的限制较小,后者较大。
(2)不改变喷管喉径,采用一种推进剂的两种药形,通过燃面变化实现双推力。
该方法简单易行,但推力比调节范围较小。
(3)采用不同燃速的推进剂和不同药形,即同时用调节燃速和燃面的方法实现双推力。
该方法有较大的灵活性,推力比调节范围宽,实际应用较为广泛。
(4)采用可调喷管改变推力大小,可得到较宽的推力比调节范围,但结构复杂。
6.什么是最佳长径比?最佳长径比——对应最佳直径的长径比第二章7. 什么是肉厚分数?8.什么是装填密度、装填分数、体积装填分数?ln 1p m s m L m v I m m ⎛⎫=+ ⎪+⎝⎭9.星形装药燃面变化规律与几何参数的关系?参考2-2节,P4910.单根管状装药的设计过程?如何计算?参考2-4节,P6411.什么是线性粘弹性?指当应力值低于某一极限值时,粘弹性态是近似线性的,即在给定的时间内,由阶跃应力所导致的应变与应力值成正比。
12.什么是时温等效原理?各种温度条件下所获得的松弛模量(或其他力学性能数据),可以通过时间标度的适当移动而叠加;这也就是说,材料性能随温度的变化关系可以用改变时间标度相应地(等效)表示出来。
固体火箭发动机随机药柱结构分析参数的灵敏度研究
( . layR pee ti fc rC egu A m v tnD p r e t f eea Sa , hnd 6 03 ,h a 1Mit ersna v Of ef hnd , r yA ii eat n o nrl t C egu 10 5 C i ; ir te i o ao m G f n 2 C lg f eop c n t i nier g N t nl nv f e neT cnl , hnsa 4 07 ,hn ) . o eeo rsaeadMa r E g e n , ai a U i l A ea l n i o .o f s eho g C agh 10 3 C i De o y a
Ab t a t So h si aa trs n i vt fS M r i t cu e w sa ay e a e n v s o lsi tc a t n t lme t s r c : tc a t p r mee e st i o R g an sr t r a n z d b s d o ic ea t so h i f i ee n c i y u l c s ci e
式表达式对药柱结构随机参数灵敏度进行 了分析 。所得结论可为 固体火箭发 动机 工程设计提供参考。
关键 词 : 固体火箭发动机 ; 固体推 进剂 ; 参数灵敏 度 ; 粘弹性随机 有限元
中图分类 号: 4 0 V3 文献标识码 : A 文章编号 :0 62 9 (0 8 0 -0 80 10 - 3 20 ) 1 2 - 7 0 5
(. 1总参陆航部驻成都地 区军事代表室 , 成都 603 ;. 1052 国防科 技大学 航天与材料工程学院 , 长沙 407 ) 103
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。
某型固体火箭发动机点火药盒的改进设计
( 海军潜 艇学院 , 青岛
摘要 : 分析了某型 固体火箭发动 机点火药盒在贮 存期 内产 生气体 、 盒表 面变鼓 问题 的原因 , 提 出了选择不 含镁粉 的
黑火药作为点火 药剂 , 并重新设 计药量及粒度 混装方 案 ; 经过各 项试验 证 明, 新 的点 火药 盒能够满 足该 型发动机点
s i g n e d i g n i t e r c a r t id r g e i s pr o v e d t o me e t t he n e e d o f mo t o r i g n i t i o n .
Ke y wo r d s :s o l i d r o c k e t mo t o r ;i g n i t e r c a r t id r g e;ma g n e s i u m p o w d e r ;b l a c k p o wd e r
第3 4卷
第 7期
四 川 兵 工 学 报
2 0 1 3年 7月
【 武器装备理论与技术 】
d o i : 1 0 . 1 1 8 0 9 / s c b g x b 2 0 1 3 . 0 7 . O 0 l
某 型 固体 火 箭发 动机 点 火 药 盒 的改进 设计
卢文忠 , 张 磊, 冀 海燕
的点火药 盒 , 置 于头 部 , 结构 如 图 1 所示 。点火 药剂 由 8 5 g
火要求 。
关键词 :固体火箭发动机 ; 点火药盒 ; 镁粉 ; 黑火药
中图分类号 : V 4 3 5 文献标 识码 : A 文章编号 : 1 0 0 6- 0 7 0 7【 2 0 1 3 ) 0 7— 0 0 0 1- 0 3
固体火箭发动机设计大作业
固体火箭发动机设计大作业固体火箭发动机是一种使用固体推进剂进行推力产生的火箭发动机。
它具有结构简单、操作可靠、推力大等优点,因此被广泛应用于火箭发射器、导弹和航天器等领域。
固体火箭发动机的设计是一个复杂的工程问题,需要考虑多个因素,包括推力需求、燃烧效率、结构设计等。
本次大作业将介绍固体火箭发动机的基本原理和设计要点。
首先,固体火箭发动机的基本原理是利用固体推进剂的燃烧过程产生大量高温高压的气体,通过喷射将气体排出来,产生推力。
固体推进剂通常由燃料和氧化剂组成,两者混合后形成可燃的固态混合物。
为了提高燃烧效率,常常会在固体推进剂中添加催化剂和增稠剂等辅助物质。
在固体火箭发动机的设计过程中,推力需求是一个重要的考虑因素。
推力需求取决于所需运载物的质量和所需达到的速度,因此需要根据具体的任务要求来确定推力大小。
通常情况下,固体火箭发动机的推力较大,可以通过增减推进剂的数量来调整推力大小。
燃烧效率是另一个需要考虑的因素。
燃烧效率的高低直接影响到发动机的性能。
为了提高燃烧效率,在设计时需要考虑以下几个因素:首先是固体推进剂的配方和比例,不同的配方和比例会影响燃烧产物的种类和产生速率;其次是燃烧室的设计,燃烧室的形状和尺寸会影响气体流动的速度和混合程度;最后是点火系统的设计,点火系统需要确保固体推进剂能够快速燃烧起来。
此外,固体火箭发动机的结构设计也是一个关键问题。
结构设计需要考虑发动机的重量和结构强度。
发动机的重量必须尽量减小,以提高火箭的有效载荷能力,因此需要选用轻质材料和合理的结构设计。
同时,发动机的结构需要足够强度,以承受高温高压的工作环境。
综上所述,固体火箭发动机的设计涉及到推力需求、燃烧效率和结构设计等多个方面。
通过合理的设计,可以实现高效、可靠的固体火箭发动机。
未来,固体火箭发动机还将继续发展,以满足更高的推力需求和更高的燃烧效率要求,为火箭发射器、导弹和航天器等提供更好的动力支持。
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。
固体火箭发动机药柱整形虚拟轴机床的运动学分析
te J c ba a ac l td,a d t e c n i o s o h i g lr is p e a i g fr te n x n lz ft i ma h n o lw s h a o in w s c lu ae n h o d t n f e sn u a i e r p rn o h e ta ay e o h s i t t c i e to a
证尺寸精 度和形 状 位置 精 度 。所 以固体 火箭 发 动 机 自动整形 工艺是 目前航 天产业 中十分 紧迫的问题 。
本研 究通 过研 制 出性 能 安 全 、 靠 、 效 , 用 可 高 适
的 同时 运动 合 成 了 固定 主 轴 的 动 平 台 的 空 间 三 自
c l u ae ac l td. K e o ds vrua x sm a i o l y w r : it la i chne to ;kie ais;sng a iis;y c bin nm t c i ulrt e ao ap
0 前
言
1 虚拟 轴 机 床
1 1 组 成 .
A bsr c t a t:Th ot r n a d r ft e vru la sm a hne to r umma ie es f wa e a d h r wae o h it a xi c i o lwe e s rz d,a d te de re o r e o o n h ge ffe d m f te ma hne to scac lt d. Ba e n te sr tr ft s ma hie t o . iv r e a o'a d kie ais we e s tu h c i o lwa l u ae s d o h tucu e o hi c n o 1 n e s nd f i r n m t r e p. w c
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
利用嵌金属丝药柱调节固体火箭发动机推力的计算研究
A src :A e h ia c e o d utn h u to oi o k tmoo sr ai d b sn h m— b ta t tc ncl h mef ra jsig t r s fsl r c e trwa e l e y u ig t ee s d z
be d d wie g an a d i g t e n g tv e tfo .Th c a s o hes h me i h tt e mo o d e — r r i nd a d n h e a ie h a lw e me h nim ft c e st a h t r wo k n r s u e whih me n he mo o hr s ,i ha g d b d i g t e n ga ie h a l w r ig p e s r, c a st t r t u t sc n e y a d n h e tv e tfo
,o b s in v l iy ao he wie o t e e p s d pa to h r n t o — a ha get an c m u to eoct lng t r ,t h x o e r ft e wie i he c r n
张 有 为,王晓 宏
( 国 科 学 技术 大 学 热 科 学 和 能 源 工 程 系 ,安 徽 合肥 2 0 2 ) 中 3 0 6
摘要 :提 出一种 组合应 用嵌 金属 丝药柱 和 引入 负热流 的方 法实现 火 箭发 动机 推 力调 节 的技 术 方 案, 即通过在 金属 丝暴 露在 燃气部 分加 入 负热流 改 变沿金属 丝燃 速来 改 变发动机 工 作压 力, 实现 对推 力 的调 节。 可行 性研 究 的初 步计 算结 果表 明, 方 案 能够 在 一定 范 围 内实现 对 火箭 发 动 机 工 该 作特性 的调 节, 力大 小随 负热 流密度 的增 加而 减小 ; 推 从加 入 负热流 密度到 推力 重新 稳定有 一 段滞
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;
药柱设计
固体火箭发动机药柱的设计已知:药柱ɸ =200mm,L=500mm,水下航行器采用双推力且F1=25kN,t1=0.5s;F2=8kN,t2=2s求: 药柱的材料,以及药柱的尺寸。
查知资料:双基推进剂(均质推进剂),其主要由硝化纤维素、硝化甘油(NG)和一些添加剂组成。
理论比冲为1660~2150牛·秒/千克,实际比冲一般为1666~2156N.s/kg,密度1.54~1.65克/立方厘米。
燃烧速度一般为5~40mm/s(6.86MPa)。
采用参数:比冲i=1905牛·秒/千克,ρ=1.60克/立方厘米,燃速v=18mm/s,装填系数ŋ=0.91。
设计思路:既然是双推力系统,则可设计两种不同空心直径的药柱由于采用侧面内外双向均质燃烧,所以可以根据药柱肉厚控制燃烧时间,两种药柱同时燃烧0.5s并产25kN推力,肉厚小的先燃完,肉厚大的继续燃烧2s并产生8kN推力。
计算过程:由于需保证药柱外侧面也可燃烧,则:ŋ=(π*D^2/4)/(π* ɸ^2/4)所以,D=191 mm当药柱燃烧1s时,要产生推力F1和F2,需满足:d=D-4*1*v=119 mmS=π*(D^2-d^2)/4=17530 mm^2L1=1*(F1-F2)/(i*ρ*S)=318 mmL2=(1*F2)/(i*ρ*S)=150 mmL=L1+L2=468 mm结合药柱燃烧时间t1和t2,可得空心直径为:d1=D-4*t1*v=155 mmd2=D-4*(t2+t1)*v=11 mm结论:由此,可得出药柱轴向剖面图如下:(注:该设计要求药柱燃速不能大于19 mm/s。
)(单位:mm)设计人:胡博设计日期:2015年3月31日。
固体火箭发动机设计
word文档下载后可任意复制编辑第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word文档下载后可任意复制编辑和改性双基推进剂。
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。
固体火箭发动机药柱
固体火箭发动机药柱固体火箭发动机药柱是固体火箭发动机中最为关键和核心的部分,也是固体火箭发动机能否顺利发射,达到预期效果的重要因素之一。
固体火箭发动机药柱作为固体火箭发动机的核心组件,主要由推进剂和粘结剂组成。
推进剂是指具有高能量密度和释放速率的高能量物质,而粘结剂则是将推进剂和其它相关组件全部粘结在一起的辅助物质。
随着固体火箭技术的不断发展,固体火箭发动机药柱所采用的推进剂也在不断更新。
不同的推进剂根据其特点,分为多种类型,如坩埚推进剂、复合推进剂、混合推进剂等等,在推进剂性能方面都各自具有独特的优势和应用领域。
其中比较典型的混合推进剂,由于其能够同时兼顾推进剂与粘结剂的双重作用,被广泛应用于目前的固体火箭发动机药柱中。
混合推进剂的主要优势在于:相比其他推进剂,其存储和运输较为方便,且加工工艺上也较为简单,可以采用全自动化生产,从而有效降低了人工因素带来的误差,提高了生产效率和质量。
但是相比坩埚推进剂和复合推进剂,混合推进剂的燃烧速率稍弱,同时其比冲也较小,这也就意味着药柱所需要的推进剂和药柱本身的质量也较大。
因此,对于固体火箭发动机药柱来说,合理设计和合理选择是非常关键的。
此外,固体火箭发动机药柱在设计上还需要考虑到其各个方面的工艺可行性、生产成本、燃烧效率等方面,以确保药柱的质量与性能。
需要注意的是,在固体火箭发动机中,药柱往往是一次性的,因此其可靠性和稳定性非常重要。
一旦发生了问题,就可能会引发全面故障,甚至对发射任务带来影响。
总之,固体火箭发动机药柱不仅是整个发动机的核心部件,同时也是固体火箭技术发展的标志性代表,因此,在今后的发展中,其研发和创新仍然是科技工作者不断追求的目标。
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//面积单元 A(1,1) RM[1][1]=R; RL[1][1]=R-e1; ANG[1][1]=(1-EE)*pi/n; yc1[1][1]=0; yc2[1][1]=e1; //面积单元 A(2,1) RM[2][1]=e1+r; RL[2][1]=r; ANG[2][1]=asin(R/Rm*sin(EE*pi/n)); yc1[2][1]=0; yc2[2][1]=e1; //面积单元 A(3,1) RM[3][1]=B;
RM[1][6]=R; RL[1][6]=e1+r; ANG[1][6]=EE*pi/n; yc1[1][6]=e1; yc2[1][6]=Rm-r;
i=0; for (e=0;e<Rm-r;e=e+0.1) { fun1(&cup1,&cup2,e,yc1[1][1],yc2[1][1],RM[1][1],RL[1][1],ANG[1][1]); sc[i]=sc[i]+cup1; fc[i]=fc[i]+cup2; fun1(&cup1,&cup2,e,yc1[2][1],yc2[2][1],RM[2][1],RL[2][1],ANG[2][1]); sc[i]=sc[i]+cup1; fc[i]=fc[i]+cup2; fun1(&cup1,&cup2,e,yc1[3][1],yc2[3][1],RM[3][1],RL[3][1],ANG[3][1]); sc[i]=sc[i]+cup1; fc[i]=fc[i]+cup2; fun4(&cup1,&cup2,e,yc1[1][4],yc2[1][4],RM[1][4],RL[1][4]); sc[i]=sc[i]+cup1; fc[i]=fc[i]+cup2; fun5(&cup1,&cup2,e,yc1[1][5],yc2[1][5],RM[1][5],RL[1][5],ANG[1][5]); sc[i]=sc[i]+cup1; fc[i]=fc[i]+cup2; fun6(&cup1,&cup2,e,yc1[1][6],yc2[1][6],RM[1][6],RL[1][6],ANG[1][6]); sc[i]=sc[i]+cup1; fc[i]=fc[i]+cup2;
固体药柱设计大作业
组员 1:学 号 组员 2:学 号 组员 3:学 号 组员 4:学 号 组员 5:学 号
12151175 12151171 12151165 12151185 12151158
姓 名 姓 名 姓 名 姓 名 姓 名
陈志远 段 毓 李诗凝 宋鹏翔 谢冰莹
2015 年 12 月 9 日
变量 pi sita e1 sita_1
含义
变量 D R EE r1
含义 药柱外径 药柱半径
3.14159
星边夹角(等面)
药柱肉厚
0.6 星角系数
r ' 星根角处半径
星边夹角(减面)
cup1,cup2
用作数据传递的寄存器
mode
模式选择
3、具体计算程序 [本程序为 c 语言程序] #include <stdio.h> #include <stdlib.h> #include <math.h> void fun1(float* sc,float*fc,float yc,float yc1,float yc2,float R1,float r1,float sita1); void fun2(float* sc,float*fc,float yc,float yc1,float yc2,float R2,float r2,float sita2); void fun3(float* sc,float*fc,float yc,float yc1,float yc2,float b3,float h3); void fun4(float* sc,float*fc,float yc,float yc1,float yc2,float b4,float h4); void fun5(float* sc,float*fc,float yc,float yc1,float yc2,float R5,float r5,float H); void fun6(float* sc,float*fc,float yc,float yc1,float yc2,float R6,float r6,float aerfa);
yc2[1][6]=Rm-r;
i=0; for (e=0;e<Rm-r;e=e+0.1) { fun1(&cup1,&cup2,e,yc1[1][1],yc2[1][1],RM[1][1],RL[1][1],ANG[1][1]); sc[i]=sc[i]+cup1; fc[i]=fc[i]+cup2; fun1(&cup1,&cup2,e,yc1[2][1],yc2[2][1],RM[2][1],RL[2][1],ANG[2][1]); sc[i]=sc[i]+cup1; fc[i]=fc[i]+cup2; fun1(&cup1,&cup2,e,yc1[3][1],yc2[3][1],RM[3][1],RL[3][1],ANG[3][1]); sc[i]=sc[i]+cup1; fc[i]=fc[i]+cup2; fun2(&cup1,&cup2,e,yc1[1][2],yc2[1][2],RM[1][2],RL[1][2],ANG[1][2]); sc[i]=sc[i]+cup1; fc[i]=fc[i]+cup2; fun3(&cup1,&cup2,e,yc1[1][3],yc2[1][3],RM[1][3],RL[1][3]); sc[i]=sc[i]+cup1; fc[i]=fc[i]+cup2; fun4(&cup1,&cup2,e,yc1[1][4],yc2[1][4],RM[1][4],RL[1][4]); sc[i]=sc[i]+cup1; fc[i]=fc[i]+cup2; fun5(&cup1,&cup2,e,yc1[1][5],yc2[1][5],RM[1][5],RL[1][5],ANG[1][5]); sc[i]=sc[i]+cup1; fc[i]=fc[i]+cup2; fun6(&cup1,&cup2,e,yc1[1][6],yc2[1][6],RM[1][6],RL[1][6],ANG[1][6]); sc[i]=sc[i]+cup1; fc[i]=fc[i]+cup2;
RL[3][1]=r; ANG[3][1]=acos(H/Rm)-sita/2.0; yc1[3][1]=0; yc2[3][1]=B-r; //面积单元 A(1,2) RM[1][2]=r_1; RL[1][2]=0; ANG[1][2]=(pi-sita)/2.0; yc1[1][2]=0; yc2[1][2]=r_1; //面积单元 A(1,3) RM[1][3]=(B-r-r_1)/tan(sita/2.0); RL[1][3]=r_1; yc1[1][3]=0; yc2[1][3]=r_1; //面积单元 A(1,4) RM[1][4]=(B-r-r_1)/tan(sita/2.0); RL[1][4]=B-r-r_1; yc1[1][4]=r_1; yc2[1][4]=B-r; //面积单元 A(1,5) RM[1][5]=Rm; RL[1][5]=B; ANG[1][5]=H; yc1[1][5]=B-r; yc2[1][5]=Rm-r; //面积单元 A(1,6) RM[1][6]=R; RL[1][6]=e1+r; ANG[1][6]=EE*pi/n; yc1[1][6]=e1;
printf("e=%-8.1fSc=%-13fFc=%-13fS=%-13fAp=%-13f\n",e,sc[i],fc[i],2*n*sc[i],pi* R*R-2*n*fc[i]); i++;
} goto exit;
NoStarRoot: if (mode==3); else if(mode==4) sita=sita_1; else {printf("错误, 请重新输入:\n");
int main() { float pi=3.14159; //药柱基本几何尺寸 float D=170; float R=85; float e1=45; float l=36; float n=6;float r=4;float r_1=3; float sita=67.06*pi/180; float sita_1=60*pi/180; float EE=0.6 ; int i; float e; float cup1,cup2; float sc[600]={0}; float fc[600]={0}; int mode; //燃烧线长度累加器、剩余燃烧面积累加器 //模式选择,选择 4 种药柱中的一种进行计算 //烧去肉厚 //寄存器 //星角系数
goto begin;} //面积单元 A(1,1) RM[1][1]=R; RL[1][1]=R-e1; ANG[1][1]=(1-EE)*pi/n; yc1[1][1]=0; yc2[1][1]=e1; //面积单元 A(2,1) RM[2][1]=e1+r; RL[2][1]=r; ANG[2][1]=asin(R/Rm*sin(EE*pi/n)); yc1[2][1]=0; yc2[2][1]=e1; //面积单元 A(3,1) RM[3][1]=B; RL[3][1]=r; ANG[3][1]=acos(H/Rm)-sita/2.0; yc1[3][1]=0; yc2[3][1]=B-r; //面积单元 A(1,4) RM[1][4]=(B-r)/tan(sita/2.0); RL[1][4]=B-r; yc1[1][4]=0; yc2[1][4]=B-r; //面积单元 A(1,5) RM[1][5]=Rm; RL[1][5]=B; ANG[1][5]=H; yc1[1][5]=B-r; yc2[1][5]=Rm-r; //面积单元 A(1,6)