_固体火箭发动机结构

按第二强度理论：圆心处 2 r t z r t
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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
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ri
Di/2
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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
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。
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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。

F n

1 d1b
2

dPm 4nb
M

3dPm h 2nb2
t
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三角形螺纹：h 0.325t b 0.875t
M
0.637 dPm nt
0.286 dPm nt
用第三强度理论：3 M 2 2
0.7 dPm
pm ——燃烧室计算压强, 其值
pm K p pm50C
K p =1.1～1.2 1
pm50C
peqk40C 1 30 p1
1 60 p2

Ab0 0 A bk
1n
跳动系数
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由上式可知：在r=ri处，r 、 t最大， z 为常量
然后用上三式确定 0 、R
、R0
PR
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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 。
其它加工表面可选 ＝3.2～6.4um。
内外圆不同轴度，通常用壁厚差来表示。偏心量 De/ 2
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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
E：弹性模量
由实验得出的安全系数一般为： 1.5 ~ 2.0
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（5）连接强度计算
表5-4 螺纹螺距选择范围
弹径（mm） 螺距（mm）
< 100 1.5~2
100~200 2~3
螺纹受力： F
d22
4
pm
d2 ：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
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
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2.喉部：气流速度为音速，受冲刷严重
喉部直径： At

pAba
pe1qn
xf0
dt
=0.9～1，焊缝修正系数
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燃烧室图纸尺寸
(De图 Di图) / 2 c min
可能不满足强度要求
c
min

1 2
De
Di c
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，
R

2



Pm

R


2



r

3 4
Pm

R

2
2
r
u t

0.68Pm

R

2


0.33 ~ 0.5
R
Pm

边缘大于圆心
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Hi
δ R0 R0i
（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
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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
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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
应力分布： t
re2 re2 ri2
[ ]

min re ri ri



1 3 pm
或

min re ri re 1



3

pm

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若 re min 则 (re ri ) / 2 re
φ
Di R 或a
b δ
hH
φ0
b
α
ρ
ρi
R
h
1.椭球形：组成：半个椭球形+高度为h的圆筒
形状如图所示
厚度计算公式：

pm Di m
4 pm m
m——椭圆比
经验公式：


pm Di
2 pm
K
k——形状系数
当m=2时，连接底和燃烧室等强度
m a/b R/b k m2 2 b
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
应力： r
t

8 3
R2
2
1
pm
z pm
R:受压面积半径
z r t 忽略 z

ri2 pm re2 ri2
1
re2 r2

r

ri2 pm re2 ri2
1
re2 r2

σx
σr
σt
σt
ri
σr
re
z

ri2 pm re2 ri2
燃烧室壳体应力分布图
rri
——燃烧室壳体内半径; ——燃烧室壳体径向距离;
re ——燃烧室壳体外半径;
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。
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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
2
3
1——连接底；2——壳体；3——后封头
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焊接结构
1
231ຫໍສະໝຸດ —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
设计任务：结构选择、尺寸设计、热防护
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α α αe
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
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
（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