_固体火箭发动机结构共59页
固体火箭发动机设计
固体火箭发动机设计固体火箭发动机是一种使用固态燃料进行推进的发动机，由于具有结构简单、推重比高、可靠性强等优势，在航天领域得到广泛应用。
在设计固体火箭发动机时，需要考虑燃料和氧化剂的选择、发动机结构设计以及推进剂的燃烧过程等方面的因素。
首先，根据固体火箭发动机的要求，需要选择适合的燃料和氧化剂。
一般来说，固体火箭发动机采用的燃料有含有铝、镁、聚合物等材料的复合燃料，其中铝作为还原剂能够提供充分的热量，而氧化剂一般采用高氧化性的化合物，如高含氧量的盐类或硝化剂。
燃料和氧化剂的选择需要考虑燃烧性能、密度、稳定性以及成本等因素。
其次，发动机的结构设计是固体火箭发动机设计的重要环节。
发动机通常由燃烧室、喷管和推进剂组成。
燃烧室是燃料和氧化剂发生燃烧反应的地方，其结构设计需要考虑燃烧效率、传热性能以及承受高压等因素。
喷管是将高温高压气体排出的部分，其设计需要考虑喷管内流场的完善，以提高气体的排出效率。
推进剂则是发动机中起到储存燃料和氧化剂的作用，其设计需要考虑贮存容量以及密封性。
此外，推进剂的燃烧过程也是固体火箭发动机设计中需要考虑的重要因素。
在发动机运行时，燃料和氧化剂发生燃烧反应，产生大量的高温高压气体，并从喷管中排出。
这个过程涉及到燃料和氧化剂的燃烧速度、压力变化以及燃料质量的消耗等因素，需要通过合理的设计来控制。
最后，固体火箭发动机的设计还需要考虑一些其他因素，如发动机的可靠性、重量、结构强度等。
在现代航天技术的发展下，通过模拟和优化设计等手段，可以得到更合理和高效的固体火箭发动机设计。
总之，固体火箭发动机设计需要考虑燃料和氧化剂的选择、发动机结构设计以及推进剂的燃烧过程等多个因素。
通过合理的设计，可以使固体火箭发动机在航天领域发挥出较好的性能。
火箭发动机
火箭发动机就是利用冲量原理，自带推进剂、不依赖外界空气的喷气发动机
同空气喷气发动机相比较，火箭发动机的最大特点是：它自身既带燃料，又带氧化剂，靠氧化剂来助燃，不需要从周围的大气层中汲取氧气。
所以它不但能在大气层内，也可在大气层之外的宇宙真空中工作。
这是任何空气喷气发动机都做不到的。
发射的人造卫星、月球飞船以及各种宇宙飞行器所用的推进装置，都是火箭发动机。
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柱。
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。
固体火箭发动机与液体火箭发动机相比较，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
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
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
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。
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。