固体火箭发动机装药设计
火箭发动机装药
• (3) 推进剂应具有好的内弹道特性。尽量选用燃速压力指数低、燃速温 度系数小的推进剂，具有平台效应的推进剂更好，以便使发动机在较宽 的使用温度范围内有着大致相近的内弹道性能，压力波动小。
• (4) 推进剂应具有良好的燃烧性能。
• (5) 推进剂应具有良好的力学特性。
• (6) 化学安定性好，长期储存不变质，不产生裂纹，不吸潮。
能量指标转向综合性能指标。
(2) 黏合剂是贯穿整个发展历程的又一主线。
(3)新的原材料的研制和引入是促使推进剂发展的主要技术途径。新 型含能材料的开发研究应满足热稳定性良好、感度低、与推进剂其他 组分相容(特别是与黏合剂固体能长期共存)和毒性低、经济性合理等 几项要求。
(1) 发动机装药用推进剂。
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13.1.1 发射药的类型和组成
一、发射药的定义与种类
1
2
二、发射药的类型及组成
1
2
3
4
5
6
三、固体推进剂的类型及组成
1
2
3
(CMDB) 推进剂
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13.1.2 身管武器对发射药及其装药的技术要求
1 发射药在身管武器中的地位和它们之间的依存关系，表现在下面几个
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13.2.1 发动机装药设计
1
推进剂品种选择是全弹设计中一项相当重要的环节，它关系到总体性 能和总体结构的问题，也关系到经济性的问题。一般经过综合分析之 后，可按如下原则选择推进剂。
• (1) 发热量和比冲要高，密度要大，以便发动机装药量在规定总冲条件 下质量轻、体积小。
• (2) 野战火箭弹要求选用高燃速推进剂，这样可以增大出炮口速度，缩 短主动段，对提高射击密集度有利。
火箭固体燃料设计方案
火箭固体燃料设计方案一、研究背景：火箭固体燃料的设计和发展是航空航天领域的重要课题之一。
固体燃料具有质量轻、稳定性高、储存方便等优点，因此广泛应用于各类卫星、导弹和航天器等载体的推进系统中。
二、设计目标：本设计方案旨在提出一种新型的火箭固体燃料配方，并通过实验测试验证该配方的技术可行性和性能优势。
三、设计步骤：1.研究火箭固体燃料的基本原理和工作机制。
2.分析现有固体燃料的组成和性能参数，总结其优缺点。
3.确定设计所需固体燃料的主要性能指标，如燃烧效率、比冲等。
4.调查和收集各类潜在的燃料成分和添加剂，并进行初步筛选。
5.根据研究和筛选结果，制定初步的固体燃料配方。
6.进行小规模实验，测试不同配方的燃烧性能和稳定性。
7.依据实验结果进行修改和优化，得到更合理的固体燃料配方。
8.进行中等规模实验，验证优化后配方的可靠性和耐久性。
9.对比测试该配方与现有固体燃料的性能差异，评估其优势和不足之处。
10.结合实验结果和评估，进一步改进固体燃料配方，并确定最终的设计方案。
四、预期成果：1.设计出一种性能更好、质量更轻、稳定性更高的火箭固体燃料。
2.验证新设计方案的技术可行性和可靠性。
3.拓展火箭固体燃料的应用领域，提升航空航天领域的推进系统性能。
四、时间计划：1.第一阶段（2个月）：研究背景调查、现有固体燃料分析和性能参数确定。
2.第二阶段（3个月）：燃料成分和添加剂的筛选和初步配方的制定。
3.第三阶段（4个月）：小规模实验和初步优化。
4.第四阶段（5个月）：中等规模实验和配方重新优化。
5.第五阶段（2个月）：性能对比测试和设计方案最终确定。
五、风险评估与解决方案：1.实验过程中可能会出现意外事故，需严格遵守安全操作规程。
2.实验结果可能不如预期，需要多次优化和修改配方。
3.研究过程中可能需要特殊设备和材料，需要充分准备和申请。
4.团队成员间合作和沟通可能存在问题，需及时解决和协调。
六、参考文献：[1] Smith, J.R., Solid Rocket Propellant Chemistry, Astronautics and Aeronautics, Jan. 1977, p. 30-35.[2] Han, S.K., et al., Experimental Study on Combustion Dynamics of a Small Scaled Throttleable Motor, Journal of Propulsion and Power, Vol. 18, No. 2, March-April 2002, p. 282-287.[3] Stockton, M.C., Nelson, J.S., Understanding the Apparent Specific Impulse for a Hybrid Rocket, Journal of Propulsion and Power, Vol. 16, No. 2, March-April 2000, p. 335-341.。
固体火箭发动机设计Rocket
• 工作条件 • 金属丝的几何尺寸 • 金属丝的表面状况
固体火箭发动机设计复习题及答案
Black∗ December 11, 2012
1 第一章
1.1 比冲和总冲的定义？
总 冲 量I用 发 动 机 推 力F 对 时 间 变 量t在 整 个 发 动 机 工 作 时 间ta区间的积分来表示,即
ta
I = F dt
(1)
0
比冲量Isp表示单位重量推进剂所能产生的冲量,即
2.14 金属丝的根数和埋置位置主要影响什么？
它们主要影响发动机工作的起始段和尾段，以及剩药量。
2.4 星形药柱的设计参量有哪些？
星形药柱的几何参量有：药柱外径D、药柱肉后e1、药柱长 度L。还有星空参数：星角数n、星边夹角θ、角度系数ε、过渡 圆弧半径r以及星角圆弧半径r1等。
设计参量有：燃烧面积、通气面积、剩药面积
为了反应推进剂的应力松弛效应，通常采用广义马克斯韦尔 模型来模拟推进剂的力学性质。应力松弛模量用下式表示：
n
t
E(t) = Ee + i=1 Ei exp(− τi )
(7)
连接结构可以分为可拆和不可拆分两大类。属于前者的有螺 纹连接、螺柱连接、卡环连接和销钉连接等；后者则有焊接、 铆接、过盈配合和粘结等。
1.13 确定发动机工作压力的原则有哪些?
通常可以按照如下原则来选择发动机工作压力： • 要保证推进剂能正常燃烧； • 要使重量比冲尽可能大； • 要考虑工作时间的要求。
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。
固体火箭发动机装药的计算机辅助设计
固体火箭发动机装药的计算机辅助设计
梁国柱;王慧玉;张中钦;王宝山
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】1991()2
【摘要】本文提出了面向微型计算机的计算机辅助设计方法和程序,包括装药几何计算、内弹道性能计算及强度校核图形显示等一体化设计的计算机程序.目前已开发了三维翼柱型装药的模块化结构程序分支,可在微机PC-286/386上进行.本程序通用性广,精度高,可以很方便地扩充到其他药型.
【总页数】7页(P53-59)
【关键词】固体推进剂;火箭发动机;推进剂药柱;CAD
【作者】梁国柱;王慧玉;张中钦;王宝山
【作者单位】北京航空航天大学;航空航天部41所
【正文语种】中文
【中图分类】V435.21
【相关文献】
1.固体火箭发动机装药结构完整性研究进展 [J], 龚建良;李鹏;张正泽;龚婉军;李文凤
2.固体火箭发动机装药设计的一种燃面推移方法研究 [J], 王栋;刘登航;卓长飞
3.含装药缺陷的固体火箭发动机性能评估综述 [J], 高峰;张泽
4.基于阶梯多根装药的固体火箭发动机内弹道设计方法研究 [J], 周柏航;王浩;阮文
俊
5.固体火箭发动机管形装药的计算机辅助设计 [J], 马志达;胡克娴
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小型固体火箭发动机设计范本
小型固体火箭发动机设计范本一、选题背景固体火箭发动机是目前最常用的火箭发动机类型之一，广泛应用于航天任务、导弹发射和火箭模型等领域。
本设计旨在设计一款小型固体火箭发动机，以满足特定任务需求，并在设计中考虑到性能、可靠性和成本的平衡。
二、目标和要求1.发动机性能要求：推力在1000牛顿到2000牛顿之间，喷射速度在2000米/秒到3000米/秒之间。
2.发动机尺寸要求：整体尺寸不超过1米长、0.5米宽。
3.发动机重量要求：整体重量不超过100千克。
4.发动机寿命周期要求：能够达到5次可靠点火，并保证每次点火都能正常工作。
三、设计步骤1.确定燃料和氧化剂组合：根据推力和喷射速度要求，选择合适的燃料和氧化剂组合，如固体燃料中常见的黄色热塑性树脂和含氯氰酸铵的组合。
2.设计燃烧室和喷管：根据选定的燃料和氧化剂组合，设计合适的燃烧室和喷管，以确保燃烧反应能有效进行并提供足够的推力。
3.选取引信和点火系统：选择合适的引信和点火系统，以保证可靠点火和火箭发动机正常工作。
4.完善发动机结构：考虑到整体尺寸和重量要求，完善发动机的结构设计，并进行强度分析和材料选择。
5.进行样机制造和测试：根据设计结果制造样机，并进行静态测试和动态测试，以验证发动机的性能和可靠性。
6.优化设计：根据样机测试结果，进行设计参数的优化，以进一步提高发动机的性能和可靠性。
四、设计思路和核心技术1.燃烧室和喷管设计：通过数值模拟和流场分析，优化燃烧室和喷管的形状，以提高燃烧效率和推力。
2.高温材料选择：选择耐高温性能优良的材料，以确保火箭发动机能够在高温环境下正常工作。
3.点火系统设计：设计可靠的点火系统，解决点火延迟和点火不规则等问题，以确保每次点火都能成功。
4.结构强度设计：通过强度分析和材料选择，确保发动机在工作过程中不发生失效。
五、预期成果和推广应用1.设计出满足要求的小型固体火箭发动机样机，验证其性能和可靠性。
2.提供一种可行的小型固体火箭发动机设计思路和核心技术，为类似项目提供参考。
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。
火箭弹设计学习笔记
火箭弹设计学习笔记火箭弹（rocket projecttile ）射程（range ）威力（power ）推力偏心（t hrust misalignment ）药柱：具有一定几何形状和尺寸的固体推进剂长径比：药柱长度与药柱截面直径的比值肉厚：药柱燃烧表面退移的距离装填密度：单位燃烧室容积内装入推进剂的量（表示燃烧室容积的利用率）装填系数η（也叫充满系数）：表示装药在燃烧室横截面上的充满程度，即装药横截面积T A 与燃烧室内腔横截面积c A 之比。
c T A A =η 通气参量?=p b A A =)1(η-c b A A喉通比)1(η-==p t p t A A A A J 三者关系：装填系数越大，通气参量和喉通比也越大，但过大的通气参量和喉通比会引起严重的侵蚀燃烧效应，出现过大的侵蚀压强峰，且推力和压强曲线会有较长的拖尾现象，使发动机内弹道性能变坏。
固体火箭发动机装药设计（总体设计的主要组成部分）主要内容：设计装药形状、尺寸及相应质量1. 推进剂型号与装药类型的选择A. 对推进剂性能的要求：能量高；推进剂在燃烧室内正常燃烧的临界压强尽可能低（以减轻燃烧室的质量，提高火箭弹的速度和射程）；压强温度系数小；具有良好的力学性能。
B. 推进剂种类：双基（比冲：）、改双基、复合推进剂C. 固体推进剂的选用原则：性能方面：高比冲、大密度——能量特性；燃速符合推力—时间变化规律，燃速压强指数和燃速温度敏感系数较低——内弹道特性；侵蚀燃烧效应小，燃烧稳定性好——燃烧特性；良好的力学性能——力学特性。
使用方面：物理化学安定性好、制造工艺简单。
2. 装药药型的选择（装药设计的第一步）药柱的几何形状及尺寸直接决定着固体火箭发动机的主要性能参数。
目前常用的药型有（按燃烧方式不同分类）：端面燃烧药柱、侧面燃烧药柱、侧端同时燃烧药柱端面燃烧药柱：大都为圆柱形，整个侧面和另一端面有包覆层阻燃，燃烧时燃面沿轴向推进；属于一维药柱。
基于知识工程的固体火箭发动机装药设计技术研究
基于知识工程的固体火箭发动机装药设计技术研究
谷建光;张为华;王中伟;欧海英;解红雨
【期刊名称】《固体火箭技术》
【年(卷),期】2008(031)003
【摘要】为了实现对以往设计经验及知识的继承和重用,在固体火箭发动机装药设计中引入了基于知识工程的设计思想.首先建立了装药设计的SBF表示模型,从产品设计的角度说明了装药设计实质;然后完成了药形选择的神经规则表示;同时,实现了基于案例推理的药形几何参量确定,具体内容包括建立尺寸无关药形几何参量的案例表示模型,给出基于案例推理的药形几何参数确定算法.最后,结合实际应用对上述工作进行了具体实践;并针对实际型号进行了装药设计.通过对设计结果的正确性验证,证明该技术可行、有效.
【总页数】7页(P208-214)
【作者】谷建光;张为华;王中伟;欧海英;解红雨
【作者单位】国防科技大学航天与材料工程学院,长沙,410073;国防科技大学航天与材料工程学院,长沙,410073;国防科技大学航天与材料工程学院,长沙,410073;国防科技大学航天与材料工程学院,长沙,410073;国防科技大学航天与材料工程学院,长沙,410073
【正文语种】中文
【中图分类】V435
【相关文献】
1.基于代理模型的固体火箭发动机装药设计 [J], 武泽平;王东辉;胡凡;张为华
2.基于ACIS几何造型平台的固体火箭发动机装药设计 [J], 蔡强;鲍福廷
3.稳健优化设计及其在固体火箭发动机装药设计中的应用 [J], 窦毅芳;王中伟;张为华
4.固体火箭发动机装药设计的一种燃面推移方法研究 [J], 王栋;刘登航;卓长飞
5.基于阶梯多根装药的固体火箭发动机内弹道设计方法研究 [J], 周柏航;王浩;阮文俊
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
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；
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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
m 2 H (m 2 H )2 2 H
2m
2m
m
(2)要求主动段末速度最大
为了讨论方便，取一个厚度相等,端面形状任意的装药来研究， 如图2-6(a)所示。以s表示装药端面的平均周长(图2-6中虚线)。
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第二节 单孔管状药的装药设计
第二章 固体火箭发动机装药设计
第一节 推进剂型号与装药药型的选择
（一）小节一 推进剂的选择
（二）小节二 装药药型的选择
第二节 单孔管状药的装药设计
（一）小节一 装药尺寸与设计参量的关系
（二）小节二 不同约束条件下的装药设计方法
第三节 星孔药的装药设计
（一）小节一 装药尺寸与设计参量的关系
（二）小节二 星孔装药设计方法
si
(l
r
e)(1 )
(r
e)[
arcsin
lgsin( )]
re
l(1 ) (r e)[ arcsin lgsin( )]
re
总的燃烧面积
Abi 2nLsi
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第三节 星孔药的装药设计
3.余药的燃烧面变化规律
如图2-13
si
(r
e)[arccos
l2
(r
e)2 (D 2l(r e)
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第一节 推进剂型号与装药药型的选择
2.1.2 装药药型的选择
装药药型的选择是装药设计的第一步，因为不同的药型适用于 不同要求的固体火箭发动机，并有不同的设计方法，只有选定了药型
目前常用的药型见图2－1。
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第一节 推进剂型号与装药药型的选择
一般来讲，选择装药药型应根据以下原则： （1）使装药的药型有足够的燃烧面，以获得必要的炮口速度。 （2）对燃烧室壁的传热小。从传热角度看，内孔燃烧的装药传热最 少。 （3）装药药柱在燃烧室内容易固定。 （4）装药的余药少，利用率高。 （5）装药有足够的强度。 （6）结构及工艺简单，便于大批量生产。
求解式（2 - 26），可得εmax 对于多根装药必须进行检验，使εmax<εl 。 从图2 - 5可以看出，εmax N1 的增大而增大。当N1=0时，
εmax=0.542 6，这是燃烧室壳体没有质量的假想情况。从式(2 - 25) 中看出，要使N1=0 ，只有ρm=0 或者B=1 ，也就是燃烧室壳体材料 的密度为零，或者是燃烧室壁厚为零的情况。这种情况在实际中是不 存在的。然而有实际意义的是εmax=0.542 6 的数值,在设计时取N 1>0，则使质量比取得极值的充满系数必然是εmax>0.542 6 。
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第二章 固体火箭发动机装药设计
第四节 轮孔药的装药设计
（一）小节一 装药尺寸与设计参量之间的关系 （二）小节二 轮孔装药设计方法
第五节 装药的包覆
（一）小节一 包覆层的主要功能与要求 （二）小节二 包覆材料的选择 （三）小节三 包覆的工艺方法
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第一节 推进剂型号与装药药型的选择
在œi=mœe≈mœ0的条件下，由式(2-7)可得药柱相对内径为
d 4Lvm 4Lvm cei mce0
装药的相对平均直径为
装药的根数为
d av D d d 2e1 2
n svm
d av
计算所得的n如果不是整数，则应舍去小数，取整数。
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第三节 星孔药的装药设计
星孔装药又称星形装药，这种装药可以利用不同的星孔几何尺 寸获得恒面性、增面性和减面性的燃烧特征。同时由于采用直接将推 进剂浇注在燃烧室内，既解决了大尺寸装药的成型和支承问题，又可 以使高温燃气不直接与燃烧室壁接触，减小了燃烧室壁的受热，相当 于增强了室壁强度。星孔装药的缺点是装药形状复杂，给药模的加工 带来困难，内孔星尖处易产生应力集中，同时燃烧结束后有余药等。 但这些缺点可以通过改进装药设计来减轻或者避免，因此星孔装药被 广泛应用于火箭和导弹的发动机设计中。目前常见的星孔装药有三种 形状，见图2－7。
/
2)2
arcsin l sin( ) ]
re
总的燃烧周边长
s 2nsi
总的余药燃烧面积
Ab 2nsi gL
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第三节 星孔药的装药设计
二、星孔装药通气面积变化规律
1.第一阶段(星边消失前)的通气面积变化规律
Api
1 2
l2{(1 )
sin( )[cos( ) sin( ) cot ]}
2
l(r e)[ sin( ) (1 ) ] 1 (r e)2 ( cot )
sin( / 2)
2
2
22
总的通气面积为
Ap 2nApi
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第三节 星孔药的装药设计
2.第二阶段(星边消失后)的通气面积变化规律
Api
1 {(l 2
r
e)2 (1 )
(r
e)2[
(3 1)(m 2 2) 2(1 ) ( ) N 2(1 )2 m 2 2
（2 - 26）
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第二节 单孔管状药的装药设计
式(2 - 26)所解出的ε值就是使质量比取得极大值(mp/mk)max 时的ε值，记为εmax 。由式(2 - 25)计算出N值后，用逐次逼近法
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第二节 单孔管状药的装药设计
二、限长装药设计方法
有些火箭弹由于特殊需要弹长受到限制，在弹长受到限制时， 装药设计可采用限长装药设计方法。限长装药设计方法是根据给定装
药相对长度L ，求出充满系数ε，再求出装药的外径、内径和质量。
1 Z m Z 1 [2 Z (m 2)]2 (1 2Z )
满系数，就是在相同条件下用不限长装药设计方法所求得的充满系数。
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第二节 单孔管状药的装药设计
三.限肉厚装药设计方法
有些火箭，如带有助推发动机的火箭或反坦克火箭要求限定装 药的燃烧时间，当选定推进剂类型时，在装药设计中就要限定装药的 厚度。除了限定装药肉厚外，有时还要求装药根数n一定，或者要求
2.1.1 推进剂的选择
设计火箭弹时一般都选用已经定型生产的推进剂。从火箭弹设 计角度出发，对选择的推进剂有以下要求：
（1）能量尽量高，即推进剂的比冲量尽量大。 （2）推进剂在燃烧室内正常燃烧的临界压强尽可能低。 （3）压强温度系数小。 （4）物理化学安定性好，冲击摩擦感度小，强度好。
目前常用推进剂有双基推进剂、改性双基推进剂和复合推进剂 三种类型 。
装填系数
AT 0 Ac
Ac
Ap0 Ac
1
A p0 Ac
Af
(l r e1)2
n(r e1)2[
arcsin l sin( )]
r e1
nl sin( )[l cos( ) (r e1)2 l2 sin2( )]
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第三节 星孔药的装药设计
四、通气参量，装填系数与装药尺寸的关系 通气参量
œ0
Ab0 Ap 0
s0 L Ap 0
2
4
由式(2-27)计算出Z值代入上式，就可以求得ε值。对于多根装
药同样要使ε<εl
求出ε之后，代入相应的公式则可求得装药外径D、内径d，并
确定装药质量。当mw 与md 给定后也就可以求出对应于L 值的质量比
mp／mk
vik。
限长装药设计方法与不限长装药设计是有密切关系的。若选择 L 多个 值，计算不同的L 所对应的vik ，其中使vik 取得最大值的充
不同的装药根数与排列方式所对应的φl 值，可以通过一定的几 何关系求得。
图 2-3 为外实排列法装药。外实排列法装药先从外层密实排列， 再逐步向内层排列。表 2-2 列出了外实排列法各层的装药根数。
1
D1 Di
sin( / n1) 1 sin( / n1)
图2-4为多根装药内实排列法，装药先从中心排起。采用这种排 列法装药的根数是限定的。同样可以通过几何关系计算φl 值。