固体火箭发动机结构

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
R021lls2i n (e1 .5(1 .5e /2e)2 /2 )1 co es
4）求圆弧切点B上的气流最大倾角 marcslinRR00s1ine
5）求大圆弧圆心坐标 x0x0/dt lR 0sin e
y 0y 0/d tR 0co e se/2
双圆弧喷管型面
6）求B点坐标
xBxB/dt sinm
➢
其它加工表面可选 ＝3.2～6.4。
➢内外圆不同轴度，通常用壁厚差来表示。偏心量D/e2
壳体强度试验
➢ 水压试验： Ph1.1~1.2P 5m
th 30s
➢ 用探伤仪检查表面疵病 ➢ 用x光检查内部夹杂
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
➢ 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＝1.6～3.2
ri2pm re2 ri2
1
re2来自百度文库r2
σx
σr
σt
σt
ri
σr
re
z
ri2 p m re2 ri2
ri ——燃烧室壳体内半径;
r ——燃烧室壳体径向距离;
燃烧室壳体应力分布图
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
1
pm 5C 0peq 4 kC 0130 p 1160 p2 A b0 A b k 0 1 n
一般2=12°~30°
（2）扩张比 e
de dt
FP CFAtP0
当 e 2 时，e CF 当e 2.5时，e CF
k1
CF k2k11pp0ek epp0e ppa0
一般 e 2.0~2.5 在高空使用 e 2.5~3.0
（2）特型喷管型面设计
特型：在扩张段母线为曲线，且与气流流线基本重合 优点：扩张损失小
e
L
）及
e
R e可查出L
及
e
3）取R1=1.5 画喉部上游圆弧
R2=0.4 画喉部下游圆弧
在下游圆弧上取M点使∠2α 过M点作切线
抛物线型面作图法
4）作出口出口点N，并作直线与x轴的夹角为αe
找出与的交点Q
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；
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
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，
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
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
5.2 喷管设计
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
s/ns
412 t2z2tz
n s =1～1.15 ，安全系数
=0.9～1，焊缝修正系数
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
边缘处： t r 34uPmR2
PmR2
r
3 4
Pm
R
2
2rut 0.6P 8m R2
0.33~0.5
R
Pm
边缘大于圆心
b δ
hH δ
R0 R0i
h Hi
（2）曲面连接底
优点：壁厚小，质量轻 缺点：工艺复杂，轴向长度大 类型：椭球形、碟形
φ
Di R 或a
φ0
b
α
ρ
ρi
R
1.椭球形：组成：半个椭球形+高度为h的圆筒
1
2
3
1——连接底；2——壳体；3——后封头
➢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
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。 设计任务：结构选择、尺寸设计、热防护
5.2.1 喷管结构形式选择
（1）整体式和组合式：按零件个数划分 （2）单喷管与多喷管：按喷口数
跳动系数
由上式可知：在处， 、 r 最 大t ， 为 z常量
∴
t
re2 ri2 re2 ri2
pm
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
喉部直径：At ppAe1bqan xf0
dt
4 At
Rt dt /2
喷管喉部形状
参数：R12 R1(1~2)Rt R2(1.04~2)Rt ：圆柱段长度Lt (0.1~0.3)dt
对小喷管为加工方便：R1R2 0
3.扩张段：由音速到高超音速
设计参数：扩张半角 、扩张比
（1）扩张半角
大：扩张损失大 1co /s2 大，小 小：扩张段长，摩擦及散热损失大，质量大
理想状态：出口截面扩张角 e 0，但 e 较小时对推力贡献不大
一般：初始扩张角20°~26°
ｅ >12°
曲面母线确定方法：
1.特征线法：精确计算法 当、、已知时，由计算气体动力学的特征线或多重网格法， 可得到扩张段内的气体流线，用最外边的一条流线作为母线。
优点：效率高、气动偏心小 缺点：计算过程复杂，工作量大，型面加工困难（可用数控机床）
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
0.002E
n
n
E：弹性模量
由实验得出的安全系数一般为：1.5~2.0
（5）连接强度计算
表5-4 螺纹螺距选择范围
弹径（） 螺距（）
< 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
M
M W
M(Fh)/n
h d2 d1
h
F n
t
b
2
db 2 W
——牙根抗弯截面系数
π d1
6
螺纹展开图
b ——牙根宽度
MW Mn6d F1b2 h3 2d n2P 1d b m h 2
对中大口径火箭： d1d2d
剪切力：
Fnd11b2
dPm 4nb
M
3dPmh 2nb2
三角形螺纹：h0.32t5b0.87t5
re De/2
δc3
燃烧室的壁厚与公差
ri
Di/2
（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
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 b
yByB/dt 1.5co ms
7）给定大圆弧段的x (xBxL)，求对应的 y
(yy0)2(xx0)2R 0 2
y(R 0 x 0 x)R (0 x 0 x)y 0
双圆弧优点：加工精度高，省时
3.抛物线法：
扩张段为——圆弧+抛物线
设计步骤：
1）给定, ， e ，e （ 或e ）L e
2）由
（或
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。
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）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
应力：r t 83R221pm
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 2r tzrt
对钢材0.3 2 0.34PmR2
0.34Pm R2
考虑周边并非固支，燃烧室有变形及受热
前端喷气多喷管结构图
（3）简单喷管和复合喷管：按制造材料 （4）锥形与特型：按内形型面
α α αe
（5）潜入式喷管
锥形喷管与特型喷管图
（6）可调节喷管（a）可换喷管 （b）可调喷管
5.2.2 喷管型面设计
设计任务：①确定内表面母线形状及尺寸 ②喉部直径
组成： 收敛段、临界段、扩张段
（1）锥形喷管型面设计
M
0.637dPm nt
0.286dPm
nt
用第三强度理论：3 M22
0.7dPm
nt
n
0.7
dPm
t
锯齿形螺纹：h0.35t
b0.7t4 0.2
梯形螺纹： h0.2t5 0.25b0.6t5 0.13
考虑受力不均匀，两端倒角等因素，实际圈：n1.5n4展开长度：lnt
（6）加工精度和强度试验 燃烧室壳体内外径公差及连接同轴度选取原则
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
（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。
2.双圆弧法： 扩张段母线由两个圆弧组成
设计参数：小圆弧半径R 出口扩张半角 e 大圆弧半径R0 大圆弧圆心坐标
要求： 小圆弧圆心在喉部断面上，两圆弧相切
设计方法：
1）给定, e de /d, t 小e 圆弧半径 R dt
2）由 e ，2 e 从图5-36上查扩张段相对长度 l l / dt
3）求 R0 R0/dt
特点：形状简单、加工方便，但扩张损失大 1.收敛段：气流速度由低亚音速变为音速 设计： 母线形状为直线 直线+过渡圆弧 收敛半角：β β小：气流在喉部均匀，但速度、质量大
β大：在喉部形成涡流区，增加喉部烧蚀及固体物沉积， 影响扩张段气流，形成气动偏心
β=30°~50°
曲线收敛段
2.喉部：气流速度为音速，受冲刷严重
minreri re1
3pm
若 re min则 (reri)/2re
由
4
3pm
re2 re2 ri2
得
minre ri
3pm re
2
σx
σr
σt
σt
ri
σr
re
燃烧室壳体应力分布图
（b）按薄壁筒
t
rav
min
pm
r pm
m in2/p 3 m r epm /22.3 2 p m repm