固体火箭发动机的结构设计
固体火箭发动机设计
工作时间： tk ≤1.8 秒 工作温度：TH = -40℃~50℃ 燃烧室外径： DH ≤0.426 米，发动机总长： L ≤2.52 米 附加条件：选用一种推进剂，装药采用多根管状药柱，为确
保同温度下的推力在允许范围内，可采用更换喷管。
三、课程设计任务：
1 分析原始条件，确定设计方案，进行发动机结构设计
2．1 发动机结构形式 ............................................................................................ 5 2．2 推进剂及药型选择 ........................................................................................ 5 2．3 壳体材料 ........................................................................................................ 6 2．4 发动机主要设计参数选择 ............................................................................ 7 三、 发动机的装药设计： ..................................................................................... 9 3．1 药柱基本参数 ................................................................................................ 9 3．2 药柱尺寸的确定 .......................................................................................... 10 四、 发动机燃烧室设计 ....................................................................................... 12 4．1 燃烧室结构，材料以及尺寸 ...................................................................... 12 4．2 燃烧室应力分析以及强度校核 .................................................................. 15 五、 发动机喷管设计 ........................................................................................... 15 5．1 喷管的气动设计 .......................................................................................... 15 5．2 喷管壁厚 ...................................................................................................... 17 5．3 喷管的热防护 .............................................................................................. 17 5．4 喷管堵盖 ...................................................................................................... 17 六、 喉部设计及校验计算 ................................................................................... 18 6．1 设计喉部尺寸 dt .......................................................................................... 18 6．2 温度区间—喉衬尺寸 如下表示： ............................................................ 25 七、 内弹道计算 ................................................................................................... 25 7．1 内弹道计算基本方程 .................................................................................. 25
微型固体火箭发动机设计与制造关键技术研究_2微型发动机关键技术基础_22_41[1]
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2微型发动机关键技术基础固体火箭发动机一般由燃烧室、主装药、点火器和喷管等部分组成。
燃烧室是储存推进剂的容器，又是进行燃烧的空间，不仅要有足够容量，还要有承受高温、高压的能力。
大都数燃烧室都做成圆柱形，成为整个飞行器受力的一部分。
主装药是由固体推进剂制成的，其中包括有燃烧剂、氧化剂和其它组分，是发动机工作的能源和工质源。
主装药直接放置于燃烧室中，它同燃烧室的结合方式可以是可分解的自由装填式，也可以是贴壁浇铸、与燃烧室粘结成一体。
点火器用于点燃主装药，使发动机顺利起动，其中有接受起动信息就开始工作的始发器如电发火管，还有相当数量的点火药。
喷管是燃烧室内高温高压燃气的出口。
一方面控制燃气的流出，保持燃烧室内燃气有一定的压强；另一方面通过喷管的膨胀加速，将燃气的热能转化为燃气流的动能，以很高的速度向后喷射出去，产生反作用推力。
为了使燃气流动从亚声速加速到超声速，喷管通道都采用先收缩后扩张的拉瓦尔喷管。
微推力器的结构也应该包括这几个部分，为了减小整个推力器的体积和质量并考虑他的特殊用途，其设计、制造又不同于传统的火箭发动机。
2.1微型发动机材料适应性评估2.1.1概述固体火箭发动机的材料根据功能可分为结构材料和功能材料两大类。
常规尺度固体火箭发动机结构材料主要有金属和非金属复合材料两类，前者主要有低合金超高强度钢、钛合金、铝合金等，后者主要有玻纤/环氧、碳纤维/环氧、芳纶纤维/环氧等。
功能材料主要包括耐高温抗烧蚀材料，如钨渗铜、石墨；绝热材料，如三元乙丙橡胶、碳/酚醛等；密封材料，如柔性石墨、硅橡胶腻子等；粘接剂材料，如环氧树脂、聚酰亚胺等。
毫米尺度发动机受尺度的限制，往往一种材料需兼具几种功能，既要以其力学性能满足强度的要求，又要兼具功能材料的热防护、密封等功能。
比如发动机燃烧室，受尺寸限制很难像大发动机一样采用金属壳体加非金属绝热层的结构，其材料必须具备导热系数低、高温强度高、抗高温的性能；喷管结构受尺寸的限制，也难以采用大发动机常用的喉衬、背衬、壳体这样的多层复合结构，往往只能以一种材料制造成一体的结构。
固体火箭发动机圆柱壳体的可靠性设计
固体火箭发动机圆柱壳体的可靠性设计摘要：在本文中，我们将讨论关于固体火箭发动机圆柱壳体的可靠性设计。
我们将讨论如何通过对材料特性、设计流程和实验方法等进行优化和评估，来提升固体火箭发动机技术的可靠性。
此外，我们还将讨论如何利用工程图表、计算机模拟和试验数据来帮助我们开发更可靠的固体火箭发动机圆柱壳体。
关键词：固体火箭发动机; 可靠性设计; 材料特性; 设计流程;实验方法; 工程图表; 计算机模拟; 试验数据。
正文：固体火箭发动机圆柱壳体是航天器技术中高可靠性要求的重要组成部分。
因此，它的可靠性和有效性受到严格的要求。
本文将探究如何通过对材料特性、设计流程和实验方法等进行优化和评估，来提升固体火箭发动机技术的可靠性。
首先，我们将介绍固体火箭发动机圆柱壳体的基本原理，以及对其可靠性的要求。
然后，我们将探讨如何利用工程图表、计算机模拟和试验数据来开发更可靠的固体火箭发动机圆柱壳体的方法。
此外，我们还将探讨如何使用力学和热学分析等数据来进一步优化和审核可靠性设计。
最后，我们将结合实际工作经验，阐明固体火箭发动机圆柱壳体可靠性设计的关键环节以及最佳实践方法。
API（应用程序编程接口）的使用在不断提升固体火箭发动机圆柱壳体的可靠性设计方面发挥了重要作用。
API是一个基于Web的接口，它可以让开发者访问数据库中的信息以及连接到网站和应用程序，可以解决固体火箭发动机圆柱壳体可靠性设计中存在的技术问题。
例如，可以利用API来根据材料特性、设计流程和实验方法，构建一个可以模拟固体火箭发动机圆柱壳体在各种温度和压力条件下的行为，从而为可靠性设计提供更准确的准备数据。
此外，API也可以帮助用户快速实时收集火箭发动机圆柱壳体实验数据，并且能够将这些数据结合工程图表和计算机模拟工具，实现对可靠性设计的优化审核和实时反应。
因此，API在提高固体火箭发动机圆柱壳体可靠性设计方面发挥着重要作用。
它可以为火箭发动机圆柱壳体可靠性设计提供充分而有效的数据，并通过将数据和计算机模拟结合起来，大幅提升可靠性设计的准确性和灵活性。
固体火箭发动机喷管结构缝隙设计
固体火箭发动机喷管结构缝隙设计摘要：本文讨论了固体火箭发动机喷管结构缝隙设计的研究。
首先，介绍了固体火箭发动机的发展背景与原理，并分析了缝隙设计在固体火箭发动机喷管结构中的作用。
其次，介绍了基于实验室测试和数值模拟研究的固体火箭发动机最优缝隙设计方法，以最大化火箭发动机性能。
最后，对缝隙设计方法进行了详细评估，得出结论，即通过合理设计缝隙，可以提高固体火箭发动机的发动机性能和可靠性。
关键词：固体火箭发动机，喷管结构，缝隙设计，实验室测试，数值模拟固体火箭发动机的喷管结构缝隙设计技术在实际应用中具有重要意义。
首先，它可以帮助改善火箭发动机的性能，从而使发动机能够达到预期的最远距离和最大火力，并且具有可靠性。
其次，此技术还可以提高火箭发动机的功率和快速发射的速度，从而使火箭发动机具有更高的可靠性，同时降低发动机的冷却时间，减少火箭发动机的推进系统和发射架的厚度。
此外，缝隙设计的优化也有助于减少发动机的重量，从而提高发动机的性能、可靠性和寿命。
因此，通过对固体火箭发动机喷管结构缝隙设计的优化，可以显著提高火箭发动机的性能和可靠性，从而为实现发射成功提供有效保证。
同时，缝隙设计还可以帮助减少火箭发动机的重量和加速发射，利用更少的成本实现更高的效能。
从固体火箭发动机喷管结构的研究来看，缝隙设计是一个不可忽视的重要部分。
通过合理的缝隙设计，可以改善火箭发动机的性能，从而使其更高效、更可靠。
然而，由于罕见的复杂相互作用和极端高温环境，缝隙设计往往被认为是最具挑战性的一部分。
因此，为了实现最佳的缝隙设计，必须采用有效的实验室测试策略和高精度的数值模拟方法。
实验室测试是衡量火箭发动机性能和可靠性的有效方法，可以对缝隙设计方法进行有效检测和验证。
此外，科学家也可以根据现有的经验数据和实验测量结果，通过数值模拟的方式，优化缝隙设计。
然后，使用模拟结果将火箭发动机性能和可靠性优化至最佳水平。
因此，基于实验室测试和数值模拟的有效组合，可以有效地促进固体火箭发动机喷管结构缝隙设计的优化，从而大大提高发动机的可靠性和性能，实现发射成功的最佳概率。
固体火箭发动机设计大作业
固体火箭发动机设计大作业固体火箭发动机是一种使用固体推进剂进行推力产生的火箭发动机。
它具有结构简单、操作可靠、推力大等优点，因此被广泛应用于火箭发射器、导弹和航天器等领域。
固体火箭发动机的设计是一个复杂的工程问题，需要考虑多个因素，包括推力需求、燃烧效率、结构设计等。
本次大作业将介绍固体火箭发动机的基本原理和设计要点。
首先，固体火箭发动机的基本原理是利用固体推进剂的燃烧过程产生大量高温高压的气体，通过喷射将气体排出来，产生推力。
固体推进剂通常由燃料和氧化剂组成，两者混合后形成可燃的固态混合物。
为了提高燃烧效率，常常会在固体推进剂中添加催化剂和增稠剂等辅助物质。
在固体火箭发动机的设计过程中，推力需求是一个重要的考虑因素。
推力需求取决于所需运载物的质量和所需达到的速度，因此需要根据具体的任务要求来确定推力大小。
通常情况下，固体火箭发动机的推力较大，可以通过增减推进剂的数量来调整推力大小。
燃烧效率是另一个需要考虑的因素。
燃烧效率的高低直接影响到发动机的性能。
为了提高燃烧效率，在设计时需要考虑以下几个因素：首先是固体推进剂的配方和比例，不同的配方和比例会影响燃烧产物的种类和产生速率；其次是燃烧室的设计，燃烧室的形状和尺寸会影响气体流动的速度和混合程度；最后是点火系统的设计，点火系统需要确保固体推进剂能够快速燃烧起来。
此外，固体火箭发动机的结构设计也是一个关键问题。
结构设计需要考虑发动机的重量和结构强度。
发动机的重量必须尽量减小，以提高火箭的有效载荷能力，因此需要选用轻质材料和合理的结构设计。
同时，发动机的结构需要足够强度，以承受高温高压的工作环境。
综上所述，固体火箭发动机的设计涉及到推力需求、燃烧效率和结构设计等多个方面。
通过合理的设计，可以实现高效、可靠的固体火箭发动机。
未来，固体火箭发动机还将继续发展，以满足更高的推力需求和更高的燃烧效率要求，为火箭发射器、导弹和航天器等提供更好的动力支持。
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。
火箭发动机的结构设计与优化研究
火箭发动机的结构设计与优化研究引言：火箭发动机是推动火箭运行的关键部件，其结构设计与优化对火箭的性能和安全性有着重要影响。
本文将探讨火箭发动机的结构设计和优化研究，包括火箭发动机的组成部分、材料选择、燃烧室设计、喷管形态等方面，以及在结构设计与优化中常用的方法与技术，为火箭发动机的发展提供一些启示。
一、火箭发动机的基本结构火箭发动机由燃烧室、喷管、涡轮泵、燃料和氧化剂供给系统等几个关键部分组成。
燃烧室是燃烧燃料和氧化剂的地方，通过高温和高压产生燃烧气体；喷管则是将燃烧产生的高温高压气体通过喷嘴喷出，产生推力。
二、材料选择对火箭发动机性能的影响火箭发动机的材料选择直接影响着其工作温度和压力的承受能力。
高温材料的选择是提高火箭发动机性能的关键因素，常用的材料包括镍基合金、钛合金和陶瓷等。
这些材料具有良好的热稳定性和耐腐蚀性，在高温高压下能够保持较好的稳定性。
三、燃烧室结构设计与优化研究燃烧室是火箭发动机的核心部件，直接影响燃料燃烧的效率和推力。
燃烧室的设计需要考虑燃料和氧化剂的混合、点火和燃烧过程。
通过数值模拟和实验测试，可以优化燃烧室的结构，提高燃烧效率和推力输出。
四、喷管形态的优化设计喷管是将燃烧产生的高温高压气体转化为高速喷流的关键部件。
喷管的形态对于喷流速度和喷射效率有着重要影响。
通过对喷管形态的优化设计，可以实现更高的推力输出和燃料利用率。
常见的喷管形态包括扩散段、喉管和喷管扩张段等。
五、结构设计与优化方法与技术在火箭发动机的结构设计与优化研究中，常用的方法与技术包括有限元分析、流体动力学模拟、遗传算法和人工神经网络等。
有限元分析可以对火箭发动机的结构进行强度分析和振动分析，以保证其工作的安全性和可靠性；流体动力学模拟可以对火箭燃烧室和喷管进行仿真计算，提供设计的基础数据；遗传算法和人工神经网络可以通过复杂的算法和模型优化火箭发动机的结构和参数，以提高其性能和效率。
结论：火箭发动机的结构设计与优化研究是推动火箭技术发展的重要领域。
220mm复合材料壳体固体火箭发动机设计
---------------------------------------------------------------范文最新推荐------------------------------------------------------ 220mm复合材料壳体固体火箭发动机设计摘要本文针对220mm复合材料固体火箭发动机，用现代复合材料壳体设计的一般方法，结合经典金属壳体火箭发动机设计方法进行了初步设计。
设计过程中包含燃烧室壳体材料选择、燃烧室壳体结构选择、燃烧室结构设计、药柱截面设计、药柱端面设计等。
通过内弹道计算，在理论上得到压力推力曲线，进行部分的强度分析，得到个别部件的应力应变情况。
以达到强度要求为基本，设计中尽最大发挥纤维缠绕复合材料具有比强度和比模量高、可设计性好的优点，得到较完整的设计方案，尽量减轻壳体的重量，充分发挥火箭武器的机动性和灵活性。
关键词：复合材料220mm固体火箭发动机纤维缠绕有限元12697毕业设计说明书（论文）外文摘要1 / 17Title220 mm Composite Shell Solid Rocket Motor DesignAbstractThis thesis presents the general method of designing 220mm composite solid rocket motor in the use of the method of designing modern composite case combined with the classic metal shell rocket motor design method.The design process contains the material selection of combustion chamber shell, the structure selection of the combustion chamber shell, the design of the combustion chamber structure, and the design of both the section and the end of the propellant. Through the interior ballistic calculation, I get the thrust pressure curve to time in theory. Through the basic strength analysis, the stress and the strain status of the inpidual components has shown clearly. Under the enough strength it can get better intensity ,the better design maybe lighten the engine shell to bring the flexibility and agility of rocket weapon into play through using the high specific strength and stiffness of composite---------------------------------------------------------------范文最新推荐------------------------------------------------------ materials.1.1研究目的和意义现今复合材料已广泛应用于航天飞机、人造卫星、军用飞机、民用飞机、汽车、火车、电车、赛车、军用舰艇、民用船只、海洋工程、各种武器装备、轻便桥梁、民用建筑、化工设备、高压容器、贮存、各种高速转动机械、医疗装备、运动器械、电气设备、乐器和生活的各个方面，而远程大口径制导火箭武器更是是目前各国研究的热点。
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第五节 导向钮设计
导向钮的形状多为圆柱形。与弹体的连接方式有焊接、螺接或胶接。
火箭弹在定向器内运动所受到的力有推力F；螺旋导轨通过导向钮给予的
侧向力Fn
Fnf，见图5－31。
Fn
mDe2 [1
4J x F tan tan (sin f
cos ) / 2]
4J x F tan
mDe2
求得侧向力Fn之后，可以用此力计算导向钮的弯曲应力、剪切应力
（一）小节一 支撑装置设计要求 （二）小节二 支撑装置结构形式 （三）小节三 支撑装置材料选择
第四节 点火装置设计
（一）小节一 点火装置类型的选择 （二）小节二 发火管的分类及构造 （三）小节三 点火药类型的选择及点火药量估算
第五节 导向钮设计
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第一节 燃烧室设计
(1) 在具有足够刚度和强度的前提下，应尽量减轻质量。 (2) 燃烧室与战斗部及喷管的连接可靠性、同轴性好。 (3) 连接部位密封性好。
5.3.1 支撑装置设计要求
(1) 有足够的强度和刚度。 (2) 挡药板上的通气面积应尽量大一些，使之尽可能减小对燃烧室压强
的影响 。 (3) 尽量减小气动偏心，使挡药板的通气面积均匀对称分布，特别对于
旋转火箭弹，要求挡药板质量对称分布，以减小动不平衡度的影响。 (4) 挡药板应有足够的支承面，装药的通气孔不应被挡药板遮盖。 (5) 挡药可靠。 (6) 前支撑件通常做成弹性件，以减小因装药与金属的线膨胀系数的差
二、燃烧室壳体材料选择
1.对燃烧室壳体材料的要求
材料的比强度高。
材料的韧性好，确保壳体不会发生脆性破坏。
材料具有良好的加工工艺性。
材料来源丰富，经济性好。
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第一节 燃烧室设计
2.常用材料种类及其特性 （1）金属材料
常用于燃烧室壳体的金属材料主要包括高碳钢、合金钢和高强度 硬铝等。 （2）复合材料
5.2.1 喷管的结构形式
1.单喷管与多喷管 只有一个燃气通道的喷管叫单喷管；多于一个通道的喷管叫多
喷管。选择单喷管还是多喷管结构主要是根据火箭的总体设计要求 来确定。
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第二节 喷管设计
2. 简单喷管是指由单一材料制成的喷管，如全金属喷管，常用于
工作时间较短、燃气温度较低的发动机中。复合喷管是指采用几种 材料制成、具有良好热防护层的复合结构喷管，如喷管内衬为耐热 材料的喷管。 3. 锥形喷管与特型喷管
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第四节 点火装置设计
5.4.2 发火管的分类及构造
发火系统主要由发火管组成，发火管一般有以下几类： (1)机械发火管 这类发火管是用机械能来激发的发火管。 (2)隔膜发火管 利用通过隔膜的冲击波能量来激发的发火管 (3)电发火管 利用电能来激发的发火管。
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第四节 点火装置设计
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第二节 喷管设计
二、喷管热防护层厚度计算 由于沿喷管轴线上燃气的压强、温度和流速各处不同，变化较
大，故对喷管壁的冲刷、烧蚀也不一样，因此各处热防护层厚度也 应不同。喷管热防护层的厚度δ可用下式计算
δ=δb+δc+δd 式中 δb
δc δd－安全裕量厚度。
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第三节 装药支撑装置设计
(1) (2) (3) (4)
连接底设计的主要任务是确定结构及根据强度计算确定连接底的 厚度。 一、 平板连接底
R pm' /[ ]
二、 曲面连接底
碟形连接底的壁厚可根据相应的椭圆比利用椭球形连 接底的壁厚计算式(5-28)和式(5-29)来估算。
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第一节 燃烧室设计
5.1.3 燃烧室内壁的隔热与防护
第三节 装药支撑装置设计
5.3.2 支撑装置结构形式
一、前支撑件 前支撑件可做成刚性和弹性两种结构形式，但较多的是弹性件。
前支撑件只承受装药因初温而产生的热膨胀力，气流速度小，烧蚀 较轻，受力小， 对结构的强度和刚度要求不高。
图5－20所示是刚性结构形式的前支撑件。 图5－21是弹性结构形式的前支撑件。 二、后支撑件 后支撑件(挡药板)因烧蚀较严重，对强度和刚度要求较高，因 此一般制成刚性结构，其结构形式取决于装药的装填方式。 图5－22为用于单根装药的后支撑件。 图5－23为用于多根装药的后支撑件。
复合材料是由高强度的增强材料(如玻璃纤维丝或玻璃纤维布)和 环氧树脂在一定形状的芯模上缠绕而成的结构材料。 三、燃烧室壳体壁厚计算 1.低速旋转尾翼式火箭弹燃烧室壳体壁厚的计算
燃烧室壳体满足强度要求的最小壁厚为
min re ri ri[
[ ] 1] [ ] 3 pm'
或
min re ri re[1
和接触应力，并进行强度校核。
弯曲应力
L Fn
M
W
2
d3
16LFn
d3
(Pa)
[
]
32
剪切应力
Fn Ab
Fn
d2
4Fn
d2
(Pa)
[
]
4
接触应力
' 2.643105 Fn (Pa)
dL 上一页
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图5－1 燃烧室壳体结构
(a) 螺纹外径等于燃烧室外径的结构；(b) 螺纹外径大于燃烧室外径的结 构；(c) 螺纹外径小于燃烧室外径的结构；(d) 有退刀槽的内螺纹结构； (e) 无退刀槽的内螺纹结构；(f) 有定位面的内螺纹结构；(g) 不带定位 面的内螺纹结构；(h) 带定位面的前端封闭结构；(i) 后端半封闭结构
燃烧室设计的主要任务是： 合理地选择结构形式和材料；根据 所受载荷估算壳体壁厚及连接螺纹长度；进行强度验算确定壳体的强 度储备量；进行受热分析和热防护设计。
5.1.1 燃烧室壳体设计
一、 燃烧室壳体结构的选择 1.壳体的结构形状
1）金属结构 外螺纹结构 图5－1(a)、(b)、(c)所示的燃烧室壳体为外螺
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图5－3 玻璃钢燃烧室
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
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图5－20 刚性前支撑件
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图5－21 弹性前支撑件
(a) 弹性元件为弹性壁；(b) 弹性元件为弹簧；(c) 弹性元件为弹簧片
异而引起的装药高温的热应力，前支撑件还可做点火具的支承架。 (7) 挡药板迎气流面的边缘应做成圆角过渡，因为尖锐的棱角使气流阻
力大，且容易被烧蚀，而烧蚀产生的熔融金属流，又会使喷管喉部 被冲刷成深槽，产生较大的气动偏心。 (8) 工艺性要好，制造和装配应方便，适于成批生产的要求。
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第四节 点火装置设计
5.4.1 点火装置类型的选择
1.点火器 （1）整体式点火器 发火管与点火药做成一体，放置在点火药盒内， 如图5－24所示。 （2）分装式点火器 发火管与点火药是分装的。如图5－25所示。 2.点火发动机 （1）前端喷射式点火发动机 前端喷射式点火发动机广泛应用于大型 火箭发动机中，它固定在主发动机的前封头上。如图5－26(a)、(b)、(c) 所示。 （2）后端喷射式点火发动机 这种点火发动机安装在地面发射车支架 上，并伸入大型火箭发动机喷管的扩张段内，工作完后留在地面或发射 车内。如图5－27所示。
[ ] 3 pm' ] [ ]
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第一节 燃烧室设计
2. 燃烧室壳体的图纸壁厚 通过强度计算所求得的燃烧室壳体壁厚是理论的最小壁厚δmin，
还不能将此壁厚值直接标注在零件图上，因为燃烧室壳体壁厚是个较 小的量，而加工精度等级又不可能定得太高，所以各种制造公差对壁 厚将产生较大的影响。有两种制造公差必须考虑： 一个是内径和外 径的尺寸公差；另一个是内径和外径的不同轴度。零件图上要标注内 外径的公称尺寸和公差。 四、 燃烧室壳体强度校核
喷管扩张段母线为直线形的喷管称为锥形喷管。由于这种喷管 形状简单、工艺性好，在中、小型火箭发动机设计中被广泛采用。 扩张段母线为曲线形的喷管称为特型喷管或钟型喷管。
5.2.2 锥形喷管型面设计
1.收敛段 2.喉部(临界段) 3.扩张段
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第二节 喷管设计
5.2.3 喷管热防护设计
一、 喷管热防护材料的选择 1.喉衬材料 (1) 高熔点金属的特点是熔点高，能使表面温度达到很高而不致熔化。 (2) 发汗材料 常用的发汗材料有钨渗铜和钨渗银。 (3) 石墨材料 石墨材料属碳基材料，常用的有多晶石墨、热解石墨等。 (4) 碳／碳复合材料 碳／碳复合材料是一种新型的耐高温、耐烧蚀材
第五章 固体火箭发动机的结构设计
第一节 燃烧室设计
（一）小节一 燃烧室壳体设计 （二）小节二 连接底设计 （三）小节三 燃烧室内壁的隔热与防护
第二节 喷管设计
（一）小节一 喷管的结构形式 （二）小节二 锥形喷管型面设计 （三）小节三 喷管热防护设计
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第五章 固体火箭发动机的结构设计
第三节 装药支撑装置设计
燃烧室壳体的安全与可靠具有特别重要的意义，不仅在设计过程 中应仔细地计算、校核，在制造过程中也要百分之百地进行非破坏性 强度试验。
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第一节 燃烧室设计
5.1.2 连接底设计
连接底(或称前封头)与燃烧室壳体构成火箭装药的封闭端。它还 具有连接战斗部或仪器舱，以及调整全弹质量和成为杀伤破片的作用。
料。 (5) 增强塑料 这种材料主要用做大型喷管(dt>25cm)的消融喉衬。 2.耐烧蚀层材料
除喷管喉部需要用喉衬来做热防护外，与高温燃气直接接触的 喷管其余表面皆需用耐烧蚀层来作热防护。 3.
绝热层可以采用上述增强塑料，如玻璃布／酚醛、石棉毡／酚 醛等制造；也可以采用石棉、二氧化硅充填的丁腈橡胶来制造。