_固体火箭发动机结构
中国固体火箭发动机型谱
中国固体火箭发动机型谱
中国固体火箭发动机型谱主要包括4型整体式和2型分段式固体火箭发动机。
这些发动机具有不同的直径和推力，以满足不同任务需求。
整体式固体火箭发动机方面，包括直径1.2米、2米、2.6米和3.5米等四种直径系列的产品。
其中，直径1.2米发动机已经在捷龙一号运载火箭等运载火箭中应用；直径2米系列固体发动机在我国长征系列首型全固体运载火箭长征十一号中使用；直径2.6米固体发动机主要用于捷龙三号等运载火箭；直径3.5米500吨推力发动机已研制成功，是目前世界上直径最大、推力最大的整体式先进固体发动机，使我国大型整体式固体火箭发动机技术步入到世界领先水平。
未来，3.5米系列固体发动机将用于捷龙四号等中大型运载火箭。
分段式固体火箭发动机方面，包括2米/2段式和3米/2段式、3.2米/3段式固体火箭发动机。
其中，2米/2段式固体发动机作为我国新一代中型运载火箭长征六号改固体助推动力，助推我国首型固液捆绑火箭已成功完成了3次发射。
这些固体火箭发动机的成功研制和应用，为我国的航天事业发展提供了强有力的支持。
未来，随着技术的不断进步和应用需求的增加，相信我国固体火箭发动机型谱还将不断完善和扩展。
1。
固体发动机的发展史
固体发动机的发展史
固体火箭发动机（solid rocket motor 简称：SRM）是指使用固体推进剂的化学火箭发动机，又称固体推进剂火箭发动机。
固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管和点火装置等部件组成。
按照燃烧室的结构形式，固体火箭发动机分为整体式固体发动机和分段式固体发动机等类型。
固体火箭发动机的发展历史最早可以追溯到1947年，加州理工大学古根海姆航空实验室团队试飞了一枚名为“雷鸟”的试验火箭，使用的就是聚硫橡胶基推进剂。
近年来，由我国自主研制的世界最大推力整体式固体火箭发动机试车成功，为我国千吨级推力固体发动机的发展奠定了坚实基础，标志着我国固体火箭运载能力实现大幅提升。
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。
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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。
固体火箭发动机原理复习笔记
固体火箭发动机原理第一章绪论1.1绪论火箭发动机：自身携带燃料和氧化剂的喷气发动机（推进剂燃烧不需要依靠空气中的氧气）吸气发动机：自身只携带燃料，燃烧所需要的氧化剂需要吸收空气中的氧气，吸气发动机只能在大气层中工作。
固体火箭发动机（solid propellant rocket engine）:使用固体推进剂，燃料和氧化剂预先均匀混合液体火箭发动机（liquid propellant rocket engine）:使用液体推进剂（由液态燃料和液态氧化剂组成），常见的有单组元推进剂——肼，以及双组元推进剂——液氢和液氧1.2 固体火箭发动机的基本结构和特点固体火箭发动机的基本结构：固体推进剂装药、燃烧室、喷管、点火装置。
固体火箭发动机的类型：固体、液体、固液混合火箭发动机固体推进剂（是固体火箭发动机的能源和工质）种类：双基、复合、复合改双基推进剂装药方式：自由装填（通常需要挡药板使药柱固定）、贴壁浇注包覆层：用阻燃材料对装药的某些部位进行包覆，以控制燃烧面积变化规律燃烧室（是固体火箭发动机的主体，装药燃烧的工作室）特点：有一定的容积，且对高温高压气体具有承载能力材料：合金钢、铝合金、或玻璃纤维缠绕加树脂成型的玻璃钢结构形状：长圆筒型热防护法：在壳体内表面粘贴绝热层或采用喷涂法喷管（是火箭发动机的能量转换部件）拉瓦尔喷管：由收敛段、喉部、扩张段组成中小型火箭多采用锥形拉瓦尔喷管（收敛段和扩张段均为锥形）大型火箭一般使用特型拉瓦尔喷管（扩张段为双圆弧、抛物线等）喷管基本功能：1.通过控制喷管喉部面积大小以控制排出的燃气质量流率，以控制燃烧室内燃气压强2.利用先收敛后扩张的喷管结构使燃气由亚声速加速到超声速喉部材料：（喷喉处工作环境恶劣，常发生烧蚀或沉积现象），需采用耐高温耐冲刷的材料，石墨、钨渗铜等点火装置（提供足够的热量和建立一定的点火压强，使装药的全部燃烧表面瞬时点燃，尽早进入稳态燃烧）组成：电发火管+点火剂（烟火剂或黑火药）或点火发动机（尺寸较大的装药）固体火箭发动机的特点：优点：1.结构简单（固体火箭发动机最主要的优点）。
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。
西工大固体火箭发动机知识点精品总结
一、固体火箭发动机：由燃烧室，主装药，点火器，喷管等部件组成。
工作过程：通过点火器将主装药点燃，主装药燃烧，其化学能转变为热能，形成高温高压燃气，然后通过喷管加速流动，膨胀做功，进而将燃气的热能转化为动能，当超声速气流通过喷管排出时，其反作用力推动火箭飞行器前进。
工作原理：1能量的产生过程2热能到射流动能的转化过程优点：结构简单，使用、维护方便，能长期保持在备战状态，工作可靠性高，质量比高。
缺点：比冲较低，工作时间较短，发动机性能受气温影响较大，可控性能较差，保证装药稳定燃烧的临界压强较高。
二、1.推力是发动机工作时内外表面所受气体压力的合力。
F=F 内+F 外 F=mu e +Ae(Pe-Pa) 当发动机在真空中工作时Pa=0.这时的推力为真空推力。
把Pe=Pa 的状态，叫做喷管的设计状态，设计状态下产生的推力叫做特征推力。
2.把火箭发动机动，静推力全部等效为动推力时所对应的喷气速度，称为等效喷气速度u ef 。
3影响喷气速度的因素来自两个方面：a).推进剂本身的性质b) 燃气在喷管中的膨胀程度3.流量系数的倒数为特征速度C ∗,他的值取决于推进剂燃烧产物的热力学特性，即与燃烧温度，燃烧产物的气体常数和比热比K 值有关，而与喷管喉部下游的流动过程无关。
4.推力系数C F 是表征喷管性能的参数，影响推力系数的主要因素是面积比和压强比。
当Pe=Pa 时，为特征推力系数，是给定压强比下的最大推力系数，Pa=0时为真空推力系数。
5.发动机的工作时间包括其产生推力的全部时间,即从点火启动，产生推力开始，到发动机排气过程结束,推力下降到零为止。
确定工作时间的方法：以发动机点火后推力上升到10%最大推力或其他规定推力的一点为起点,到下降到10%最大推力一点为终点,之间的时间间隔。
6.燃烧时间是指从点火启动，装药开始燃烧到装药燃烧层厚度烧完为止的时间，不包括拖尾段。
确定燃烧时间的方法：起点同工作时间，将在推力时间曲线上的工作段后部和下降段前部各做切线，两切线夹角的角等分线与曲线的交点作为计算燃烧时间的终点。
_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。
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。
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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
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。
固体火箭发动机原理 武晓松
固体火箭发动机的基本原理1. 引言固体火箭发动机是一种常见的火箭发动机类型，广泛应用于航天领域。
它具有结构简单、可靠性高、发射准备时间短等优点，被广泛用于火箭发射、导弹和卫星发射等任务。
本文将详细介绍固体火箭发动机的基本原理。
2. 发动机构成固体火箭发动机主要由推进剂、推进剂燃烧室、喷管和点火系统等组成。
2.1 推进剂推进剂是固体火箭发动机的燃料，通常由含有氧化剂和燃料的混合物组成。
常见的推进剂有硝酸铵、硝胺、聚合物等。
在发动机点火后，推进剂被点燃产生大量的燃烧气体，推动火箭发射。
2.2 推进剂燃烧室推进剂燃烧室是固体火箭发动机的燃烧区域，推进剂在其中燃烧。
燃烧室通常由耐高温材料制成，能够承受高温和高压的环境。
燃烧室内的燃烧反应产生的高温高压气体将向喷管方向喷出。
2.3 喷管喷管是固体火箭发动机的出口部分，用于将高温高压气体喷出，产生推力。
喷管通常由耐高温材料制成，具有特殊的形状，能够将气体的能量转化为喷射速度。
2.4 点火系统点火系统用于引发推进剂的燃烧，使发动机开始工作。
常见的点火系统包括电火花点火系统和火药点火系统。
点火系统的设计需要考虑到可靠性和安全性，确保能够在任何条件下成功点火。
3. 工作原理固体火箭发动机的工作原理可以简单分为点火、燃烧和喷射三个阶段。
3.1 点火点火是固体火箭发动机开始工作的第一步。
当点火系统触发时，点火系统将点火信号传递给发动机内的起爆药，起爆药点燃推进剂。
推进剂燃烧产生的高温气体在燃烧室内形成高压，推动火箭发射。
3.2 燃烧推进剂燃烧室内的燃烧是固体火箭发动机的核心过程。
推进剂在燃烧室内与氧化剂发生反应，产生大量的燃烧气体。
燃烧室内的温度和压力非常高，能够使推进剂完全燃烧，并产生高温高压气体。
3.3 喷射燃烧产生的高温高压气体通过喷管喷出，产生推力。
喷管的设计使气体能够以高速喷射，将气体的能量转化为喷射速度。
喷射时，喷管产生的反作用力将火箭向前推进。
4. 控制与调节固体火箭发动机的控制与调节主要通过改变推进剂的燃烧速率和喷射速度来实现。
_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
固体火箭发动机原理复习笔记
固体火箭发动机原理第一章绪论1.1绪论火箭发动机：自身携带燃料和氧化剂的喷气发动机（推进剂燃烧不需要依靠空气中的氧气）吸气发动机：自身只携带燃料，燃烧所需要的氧化剂需要吸收空气中的氧气，吸气发动机只能在大气层中工作。
固体火箭发动机（solid propellant rocket engine）:使用固体推进剂，燃料和氧化剂预先均匀混合液体火箭发动机（liquid propellant rocket engine）:使用液体推进剂（由液态燃料和液态氧化剂组成），常见的有单组元推进剂——肼，以及双组元推进剂——液氢和液氧1.2 固体火箭发动机的基本结构和特点固体火箭发动机的基本结构：固体推进剂装药、燃烧室、喷管、点火装置。
固体火箭发动机的类型：固体、液体、固液混合火箭发动机固体推进剂（是固体火箭发动机的能源和工质）种类：双基、复合、复合改双基推进剂装药方式：自由装填（通常需要挡药板使药柱固定）、贴壁浇注包覆层：用阻燃材料对装药的某些部位进行包覆，以控制燃烧面积变化规律燃烧室（是固体火箭发动机的主体，装药燃烧的工作室）特点：有一定的容积，且对高温高压气体具有承载能力材料：合金钢、铝合金、或玻璃纤维缠绕加树脂成型的玻璃钢结构形状：长圆筒型热防护法：在壳体内表面粘贴绝热层或采用喷涂法喷管（是火箭发动机的能量转换部件）拉瓦尔喷管：由收敛段、喉部、扩张段组成中小型火箭多采用锥形拉瓦尔喷管（收敛段和扩张段均为锥形）大型火箭一般使用特型拉瓦尔喷管（扩张段为双圆弧、抛物线等）喷管基本功能：1.通过控制喷管喉部面积大小以控制排出的燃气质量流率，以控制燃烧室内燃气压强2.利用先收敛后扩张的喷管结构使燃气由亚声速加速到超声速喉部材料：（喷喉处工作环境恶劣，常发生烧蚀或沉积现象），需采用耐高温耐冲刷的材料，石墨、钨渗铜等点火装置（提供足够的热量和建立一定的点火压强，使装药的全部燃烧表面瞬时点燃，尽早进入稳态燃烧）组成：电发火管+点火剂（烟火剂或黑火药）或点火发动机（尺寸较大的装药）固体火箭发动机的特点：优点：1.结构简单（固体火箭发动机最主要的优点）。
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。
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。
_固体火箭发动机结构
固体火箭发动机简图（浇注） 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； 顶盖； 点火装置； 燃烧室壳体； 药柱； 顶盖 点火装置 燃烧室壳体 药柱 5—底盖；6—喷管；7—石墨衬套；8—堵盖。 底盖； 喷管； 石墨衬套； 堵盖。 底盖 喷管 石墨衬套 堵盖
注意： 注意：退刀槽 产生应力集中
2011-2-18
c Δ
∆De ——外径的下偏差值； 外径的下偏差值； 外径的下偏差值 ∆Di ——内径的上偏差值； 内径的上偏差值； 内径的上偏差值
ri
δ min——强度计算的最小壁厚； 强度计算的最小壁厚； 强度计算的最小壁厚
re
re c Δ
1 (∆De + ∆Di ) + ∆c 2
A bk
ri
跳动系数
2011-2-18
σ 由上式可知： 最大， 由上式可知：在r=ri处， r 、 σ t 最大，σ z 为常量
∴ σt =
re2 + ri 2 r − ri
2 e 2
′ pm σ z = −
ri 2 r − ri
2 e 2
′ pm
′ σ r = − pm
可见： 可见： σ t < σ z < σ r 用第四强度理论： 用第四强度理论：
1——金属连接环；2——垫块；3——金属端环；4，8——高硅氧模压封头 金属连接环； 垫块； 金属端环； ， 金属连接环 垫块 金属端环 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 玻璃纤维布； 隔热层； 玻璃纤维； 金属环； 玻璃纤维布 隔热层 玻璃纤维 金属环 模压件
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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。
2016/10/9
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。
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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
2 ri2 pm r 1 e t 2 应力分布： re ri2 r2 2 ri2 pm r r 2 2 1 e2 re ri r
σx σr σt σr
b 0.74t 0.2
2 2 用第三强度理论： 3 M
0 .7
锯齿形螺纹：h 0.35t
梯形螺纹： h 0.25t 0.25 b 0.65t 0.13
n 1.5n 4 展开长度： l n t 考虑受力不均匀，两端倒角等因素，实际圈：
σt
ri re
z
ri 2 p m re2 ri2
燃烧室壳体应力分布图
re ——燃烧室壳体外半径; K p p m50C K p =1.1～1.2 ——燃烧室计算压强, 其值 p m pm 1 Ab 0 0 1 n p m 50C p eqk 40C 1 30 p1 1 60 p 2
dPm F 1 n d1b 2 4nb
M
h 3dPm 2nb 2
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三角形螺纹：h 0.325t b 0.875t
M 0.637
dPm nt dP 0.286 m nt dPm nt dP n 0.7 m t
δ
φ0
b
α
R 或a
R
R0
R0i
1.椭球形：组成：半个椭球形+高度为h的圆筒 形状如图所示 Di m pm 厚度计算公式： m——椭圆比
m 4 p m
m a/b R/b
经验公式：
Di pm K 2 p m
k——形状系数
m2 2 k b
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Δc
De ——外径的下偏差值； Di ——内径的上偏差值；
ri
min——强度计算的最小壁厚；
re
re Δc
1 De Di c 2
δ c1
δ c2
ri
D i/2
可能不满足强度要求
D i/2
燃烧室图纸尺寸 ( De图 Di图 ) / 2 c min
可见： t z r 用第四强度理论：
4
1 2
t z 2 z r 2 r t 2
re2 re2 ri2 [ ]
4 3 pm
min re ri ri 1 或 3 pm
z
rav 2 min
t z r
ri ri pm 2 pm min / 2 2.3 pm 2 / 3 pm
s / n s
=0.9～1，焊缝修正系数
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1 4 t2 z2 t z 2
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M
M W
2
h
b
M ( Fh) / n
W
db
6
d d1 h 2 2
——牙根抗弯截面系数
F n
t
π d1
螺纹展开图
b ——牙根宽度
M
h 3d 2 Pm M 6 Fh W nd1b 2 2nd1b 2
对中大口径火箭： d1 d2 d 剪切力：
（4）燃烧室壳体强度校核
安全系数：
P 破坏载荷 壳体破坏压力 b 最大实际载荷 Pm 室内最大实际压力
下限为安全性界限 上限为强度储备界限
由经验选取
按薄壁筒： p b b
3
2
n 1
c0
rav
n
c0 min
E：弹性模量
壳体初始壁厚
n：材料的应变强化指数 ，由下式计算： 0.2 0.002 E b n
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5.2 喷管设计
作用： 由燃气热能和压力势能转换成流动动能 要求： （1） 工作可靠，耐高温高压气流冲刷与烧蚀； （2） 效率高，摩擦、散热、扩散损失小； （3） 推力偏心小； （4）质量轻； （5）工艺性好。 结构选择、尺寸设计、热防护 设计任务：
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5.2.1 喷管结构形式选择
n s =1～1.15 ，安全系数
D e/2 δ c3 re
D e/2
c min
ri
c ——内外圆心最大偏心距，
通常取 c e / 2
燃烧室的壁厚与公差
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
min re ri re 1
3 pm
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若
re min 则 (re ri ) / 2 re
由
re2 2 2 4 3 pm re ri
σx σr σt σr
σt
ri re
得
min
re 3 pm re ri 2
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
min
pm
忽略 r
re re pm 2 pm / 2 2.3 pm 2 / 3 pm
1 3 2 1——连接底；2——壳体；3——后封头
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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
当m=2时，连接底和燃烧室等强度
h
Di
ρ
ρi
h
Hi
H
b
δ
2.碟形：组成：球冠+过渡圆弧+圆柱 形状如图所示 R 2 碟形与椭球形等强度的条件： m
1 两者之间的参数关系： sin 0 2m 2
H1 b
1
m 1
R0 1 1 2 2 1 m 1m 1 1 R m 2
来源广，价格好。
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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20Leabharlann 6/10/9对钢材u=0.3
R 2 0.34Pm
R2 0.34Pm
2
边缘处：
考虑周边并非固支，燃烧室有变形及受热
2
t r
3u R Pm 4 2 3 R r Pm 4
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壳体强度试验
水压试验： Ph 1.1 ~ 1.25Pm
th 30s
用探伤仪检查表面疵病
用x光检查内部夹杂
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5.1.2 连接底设计
类型：平板、曲面
要求：①强度足够，质量轻 ②密封，隔热性能好 ③和战斗部、燃烧室壳体谅解同轴性好 ④结构工艺性好
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（1）平板连接底
优点：加工简单，轴向长度小 缺点：质量大 假设：①受力均匀 ②为周边固支圆薄板
8 R2 1 pm 应力： r t 2 3 z pm R:受压面积半径
z r t 忽略 z
按第二强度理论：圆心处
2 r t z r t
碟形连接底壁厚，按椭球形设计 R R 设计方法：先按椭球形设计，求得m、H、 然后用上三式确定 0 、 、 0
P
R
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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； 耐热绝热涂料一般由耐热材料、粘结剂和工艺辅助剂等组成。 2）而对铸装式发动机则是消融绝热层，它是通过绝热层材料的相 变（熔化、蒸发和升华）和高温分解吸收燃气传递来的大量热量而 达到绝热作用的 。 消融绝热层是以石棉、二氧化硅和碳黑等作填料，以丁腈橡胶 （ＮＢＲ）、丁苯橡胶（ＳＢＲ）、丁羧橡胶（ＣＴＰＢ）和丁丙 橡胶（ＰＢＡＡ）以及酚醛树脂、苯胺树脂和糠酮树脂－丁腈橡胶 等作粘结剂。
A bk
r ——燃烧室壳体径向距离;
ri ——燃烧室壳体内半径;
跳动系数
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r 、 t 最大， z 为常量 由上式可知：在r=ri处，
∴ t
re2 ri 2 r ri