固体火箭发动机学习资料
固体推进剂火箭发动机的基本问题(上册)
固体推进剂火箭发动机的基本问题(上册)目录11前言11第一章固体推进剂火箭发动机介绍——概论131．引言152．固体推进剂发动机的描述和发展简史172.1 现代固体推进剂发动机的描述172.2 发展简史213．分类233.1 第一级火箭发动机（助推器）243.2 用作末级的火箭发动机和用作空间飞行器的火箭发动机263.3 卫星的运载火箭283.4 探空火箭293.5 起制导和控制作用的辅助火箭发动机303.6 飞机助飞火箭发动机323.7 军事上的应用323.8 其它方面的应用354．固体推进的重要性375．本书内容简介50第二章喷管流动和特征参数581．准一元流理论——等熵膨胀621.1 引言621.2 准一元流方程的推导631.2.1 质量守恒631.2.2 动量守恒641.2.3 能量守恒661.3.1 简化的守恒方程681.3 等熵流动681.3.2 一种热容量为常数的单组分理想气体69 1.4 喷管流动721.4.1 等熵流动中的壅塞721.4.2 拉瓦尔喷管中的流动741.4.3 激波751.4.4 喷管中的非一元流791.4.5 喷管流动公式821.5 推力及火箭的性能参数831.5.1 推力公式的推导831.5.2 理论推力公式；最大推力841.5.3 推力系数851.5.4 特征速度871.5.5 比冲881.5.6 其它性能和设计参数902．多组分反应气流的影响912.1 引言912.2 冻结或平衡等熵流动912.2.1 冻结流动922.2.2 平衡流动952.2.3 平衡喷管流动与冻结喷管流动性能的比较96 2.3 松弛流动973．两相流动效应993.1 引言993.2 理论；对性能的影响1003.2.1 无颗粒滞后的两相流动1003.2.2 有颗粒滞后的两相流动方程1023.2.3 无因次滞后参数τ1043.2.4 大滞后极限τ》11063.2.5 小滞后极限τ《11073.2.6 关于τ等于中间值的数值计算1083.2.7 本章第3.2.2节内理论中所忽略现象的影响109 3.3 对喷管设计的影响1103.4 实验结果1114．喷管热交换1124.1 引言1124.2 无冷却喷管壁中的非稳态热传导1144.3 通过附面层的稳态湍流热交换1154.4 热交换的进一步考虑1185．关于其它偏离理想条件的讨论1205.1 非一元流对喷管性能和设计的影响1205.2 附面层的生成1225.3 喷气流分离1245.4 向外的排气流与周围环境的相互作用1256．推力矢量控制1276.1 引言1276.2 机械控制面1286.3 流体喷射1296.3.1 现象描述1296.3.2 理论分析1316.3.3 与实验结果的比较1326.3.4 喷射流体的选择1346.3.5 热气活门1356.4 机械式与流体喷射式推力矢量控制的比较135 7．固体火箭发动机与喷管设计新概念的配合问题135第三章固体推进剂性能1431．引言1461.1 混合比的定义1471.2 推进剂和燃烧产物的组分1501.2.1 推进剂——均质推进剂和异质推进剂1501.2.2 燃烧产物1572．理论性能计算1612.1 平衡组分方程1612.1.1 基本组分的定义1612.1.2 控制方程——原子守恒方程和化学平衡方程165 2.2 平衡组分的简化计算1712.2.1 气态燃烧产物1712.2.2 含有一种凝结物质的燃烧产物1762.3 计算平衡组分的一般方法1782.3.1 哈夫法1792.3.2 怀特法1832.3.3 布林克莱法1862.4 将布林克莱法应用于含H、Li、Be、B、C、Al、N、Cl、O 和F的推进剂的示例1912.5 推进剂性能的计算1962.5.1 平衡混合物热力学1972.5.2 性能计算——绝热火焰温度；性能计算的一般问题；冻结喷管流动的性能；平衡喷管流动的性能；影响系数；某些推进剂的性能2002.6 关于导致最大性能的固体推进剂组分的研究2122.6.1 关于高能燃烧剂添加剂的研究2122.6.2 关于粘结剂的研究2142.6.3 关于氧化剂的研究2152.6.4 关于液体喷射的研究2172.6.5 备注2173.1.1 以压力测量为依据的方法2183．性能的实验测定2183.1 实验室方法2183.1.2 以速度测量为依据的方法2193.2 火箭发动机实验2223.2.1 普通的实验台2223.2.2 发动机中气体流速的测量2254．理论与实验的比较227第四章发动机工作2301．引言2332．各种燃速规律2342.1 曾经提出过的燃速规律（某些参数的影响）2352.2 测定燃速的方法2393.1 端面燃烧药柱2423．发动机工作特性（压力和药厚随时间的变化）242 3.2 中心开孔的药柱2463.3 推进剂药柱的几何形状2543.4 球形药柱2683.5 双燃速固体推进剂药柱2713.6 关于发动机工作期间所得压力-时间曲线的备注281 4．在特定情况下发动机几何形状的最佳化2835．固体升华发动机2896．结束语292第五章稳态燃烧现象的实验研究2961．引言2972．双基均质推进剂的燃烧3002.1 研究均质固体推进剂的实验方法3012.2 实验结果3053．异质推进剂组分物理化学特性的确定3073.1 线性热分解率3083.1.1 测量装置3083.1.2 实验结果3153.1.2.1 燃烧剂3153.1.2.2 氧化剂3153.1.3 热分解测量的重要性3183.2 某些氧化剂的燃速3184．为分析异质固体推进剂燃烧机理而提出的模型实验323 4.1 氧化剂小球在气态燃烧剂气流中的燃烧3244.2 多孔芯燃烧器3304.3 气相中的化学反应动力学3344.4 压制的固体推进剂试件3354.5 金属的燃烧3425．关于异质推进剂燃烧机理的研究3445.1 直接方法3445.2 间接方法3555.2.1 低压区间3555.2.2 中等压力（5～50大气压）区间357 5.2.3 平台区间3615.2.4 高压（p＞100大气压）区间3645.3 关于燃烧区的总结365第六章固体推进剂稳态燃烧理论3711．气动热化学基本方程3741.1 引言3741.2 方程的由来3751.3 控制方程组的积分式3751.4 控制方程组的微分式3771.5 传递现象；反应率3791.6 热力学关系；变量数目的计算3821.7 交界面处的守恒条件3832．均质固体推进剂燃烧理论3852.1 绝热理论3852.1.1 简史3852.1.2 赖斯-金内尔及帕尔-克劳福德理论387 2.1.3 约翰逊-纳赫巴和斯波尔丁理论390 2.1.3.1 关于约翰逊-纳赫巴模型的定义390 2.1.3.2 控制气相问题的基本方程组3912.1.3.3 气相问题的边界条件3922.1.3.4 气相问题的无因次数学表达式3932.1.3.5 气相问题解的上下界3952.1.3.6 气相问题的迭代解3972.1.3.7 表面气化过程3992.1.3.8 无反向表面气化率定律的推导3992.1.3.9 表面平衡边界条件4012.1.3.10 中间表面边界条件4022.1.3.11 无反向表面气化过程的燃速与压力的依赖关系4042.1.3.12 约翰逊-纳赫巴关于过氯酸铵绝热燃速的研究结果4062.1.3.13 表面平衡的燃速随压力而变的关系4072.1.3.14 气相反应区的结构4102.2 非绝热理论4112.2.1 热损失的作用4112.2.2 热损失的类型4112.2.3 包括热损失的能量守恒方程4122.2.4 热损失对燃速影响的原因4132.2.5 热损失与表面温度的关系4142.2.6 在燃速分析中非绝热性所引起的修正4142.2.7 具有无反向表面率过程的非绝热分析4152.2.8 关于双特征值解的解释4172.2.9 约翰逊-纳赫巴非绝热理论与实验结果的比较417 2.2.10 具有表面平衡的非绝热性分析4193．复合推进剂某些组分的分解理论4203.1 引言4203.2 热板热分解理论4213.2.1 多孔板4223.2.2 不可穿透板4253.3 推进剂组分的热分解4253.3.1 燃烧剂组分4253.3.2 硝酸铵4263.3.3 过氯酸铵4284．异质固体推进剂燃烧理论4284.1 引言4284.2 两温概念4294.3 有关扩散火焰与预混火焰相互作用的概念4304.4 夹层燃烧模型4325．金属颗粒的燃烧理论4345.1 引言4345.2 各种燃烧金属性态的描述和分类4355.3 含有不挥发-不可溶氧化物的金属小球的燃烧理论438 5.3.1 稀异质扩散火焰4385.3.2 金属小球的燃烧4405.3.3 关于铝球燃烧改进的理论分析所应采用的假设4421976《固体推进剂火箭发动机的基本问题上》由于是年代较久的资料都绝版了，几乎不可能购买到实物。
固体火箭发动机内弹道学 方丁酉
固体火箭发动机内弹道学方丁酉固体火箭发动机内弹道学方丁酉近年来，随着航天事业的蓬勃发展，固体火箭发动机内弹道学成为越来越受关注的领域。
方丁酉，中国工程院院士、火箭技术专家，曾在这一领域做出了卓越的贡献。
本文将从简单到复杂、由浅入深地探讨固体火箭发动机内弹道学，以帮助读者全面、深入地理解这一话题。
一、固体火箭发动机内弹道学的概念固体火箭发动机内弹道学是研究固体火箭发动机内燃烧过程、燃料燃烧特性、燃烧产物排放、工作环境等方面的学科。
方丁酉指出，固体火箭发动机内弹道学是固体火箭技术中的重要基础理论，对于提高固体火箭发动机的性能、可靠性和运载能力具有重要意义。
二、固体火箭发动机内弹道学的理论基础在固体火箭发动机内弹道学的研究中，燃烧动力学是重要的理论基础之一。
燃烧动力学研究了燃料在燃烧过程中的变化规律，以及燃烧反应对火箭发动机内部气体流动和压力变化的影响。
燃烧产物排放和燃烧室内部气体动力学也是固体火箭发动机内弹道学的重要内容之一。
研究这些理论基础可以帮助我们更好地理解固体火箭发动机内部的工作原理和特性。
三、固体火箭发动机内弹道学的关键技术在固体火箭发动机内弹道学研究中，燃烧稳定性和效率是两个关键技术。
燃烧稳定性是指在固体火箭发动机工作过程中保持燃烧的稳定性，避免出现燃烧不均匀或燃烧失稳等问题。
而燃烧效率则是指在燃烧过程中尽可能提高燃料的利用率，减少燃料的浪费。
方丁酉在固体火箭发动机内弹道学的研究中，提出了一系列有效的技术方案，使固体火箭发动机在燃烧稳定性和效率方面取得了显著的进展。
四、固体火箭发动机内弹道学的应用前景固体火箭发动机内弹道学的研究成果已经在我国的航天事业中得到了广泛的应用。
在长征系列火箭、嫦娥探月工程等多个航天工程中，固体火箭发动机内弹道学的研究成果为提高火箭的性能和可靠性做出了重要贡献。
未来，随着我国航天事业的不断发展，固体火箭发动机内弹道学将继续发挥重要作用，推动我国航天事业迈向新的高度。
固体火箭发动机结构PPT课件
05.08.2020
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
05.08.2020
（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。
05.08.2020
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
05.08.2020
b
h
F n
π d1
螺纹展开图
MW Mn6d F1b2 h3 2d n2P 1d b m h 2
对中大口径火箭： d1d2d
剪切力：
F 1
n d1b2
dPm 4nb
M
3dPmh 2nb2
t
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三角形螺纹：h0.32t5b0.87t5
M
0.637dPm nt
0.286dPm
nt
用第三强度理论：3 M22
05.08.2020
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
05.08.2020
三级固体火箭发动机
三级固体火箭发动机
三级固体火箭发动机是火箭发动机的一种，其特点是采用固体推进剂。
相比液体火箭发动机，固体火箭发动机具有结构简单、可靠性强、使用方便等优点。
在航天领域，三级固体火箭发动机被广泛应用于各种任务，如卫星发射、空间探测器推进等。
在三级固体火箭发动机中，每个级段都使用固体推进剂。
这些推进剂在燃烧室内迅速燃烧，产生高温高压气体，推动火箭向前飞行。
在燃烧过程中，气体通过喷管向外排放，产生推力。
相比液体火箭发动机，三级固体火箭发动机具有以下优点：
1.可靠性高：由于采用固体推进剂，三级固体火箭发动机具有较高的可靠性。
在发射前，技术人员可以对其进行全面的检测和测试，确保其正常工作。
此外，由于结构简单，故障率较低，也提高了其可靠性。
2.使用方便：固体火箭发动机具有简单的结构，不需要像液体火箭发动机那样进行燃料加注、泵送等复杂过程。
这使得使用固体火箭发动机更加方便快捷。
3.成本低廉：由于结构简单、使用方便，三级固体火箭发动机的成本相对较低。
这使得它在一些低成本任务中更具优势。
然而，三级固体火箭发动机也存在一些缺点。
例如，其推力一般比液体火箭发动机小，且无法进行推力调节。
这使得它在一些需要大推力或精确推进的任务中可能不太适用。
总的来说，三级固体火箭发动机是一种重要的航天动力装置，具
有广泛的应用前景。
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。
固体火箭的发动机原理
固体火箭的发动机原理固体火箭是一种常见的火箭类型，它使用固态燃料作为推进剂。
固体火箭发动机的原理是将固态燃料与氧化剂混合后，在点火后进行反应产生大量的热能，将燃料和氧化剂喷出，推动火箭前进。
固体燃料是一种富含燃料和氧化剂的粘合剂固相混合物。
它通常由一个或多个氧化剂和一个或多个燃料组成，燃料和氧化剂被混合在一起，形成类似于颗粒的物质。
这些颗粒用于填充火箭发动机的燃料舱室，然后喷出来产生大量的推力。
在固体燃料中，常用的氧化剂包括硝酸铵、高锰酸钾、过氧化氢（H2O2）等。
常见的燃料包括聚合物、铝粉、掺铝材料等。
固体火箭发动机的基本构成是燃烧室和喷嘴。
燃烧室内，固体燃料与氧化剂发生化学反应，形成燃烧产物。
燃烧产物在极高的温度和压力下通过喷嘴被喷出，形成高速的喷流，产生足够的推力使火箭运动。
为了控制火箭的方向和速度，固体火箭通常配备了控制喷嘴，通过改变喷嘴的角度和大小，来调节火箭的运动状态。
此外，固体火箭还可以通过堆叠多个发动机，增加推力和运载能力。
固体火箭发动机的主要优点是可靠性高，具有自包含性和简单性。
由于固体火箭的燃料和氧化剂是预先混合好的，因此在操作和维护过程中没有对燃料和氧化剂进行混合的风险。
此外，固体火箭发动机的结构简单，减少了火箭系统的复杂性和重量。
然而，固体火箭发动机也存在一些缺陷。
固体火箭发动机的运行状态无法进行实时调节，因此在启动时需要燃料和氧化剂的燃烧速率尽可能匹配，并且固体火箭发动机不能进行中途终止，所以它们常用于一次性任务。
此外，由于固体化学燃料的物理特性，固体火箭比液态火箭燃料重，并且仅有有限的推力。
因此，在推进小型或低轨道运输载体时，通常会优先考虑液态火箭。
总之，固体火箭发动机利用固体燃料和氧化剂化学反应的产物产生推力，以推动火箭的高速运行。
虽然固体火箭发动机具有自包含性和可靠性高等优点，但同时也存在可调性差和推力有限的缺点。
这些特点使得固体火箭发动机被广泛应用于一次性任务，但并不适合复杂的、需要灵活操作的任务。
固体火箭发动机原理 武晓松
固体火箭发动机原理一、引言固体火箭发动机是一种使用固体燃料推进的火箭发动机，具有简单、可靠、高推重比等优点，广泛应用于航天、导弹等领域。
本文将对固体火箭发动机的原理进行全面、详细、完整且深入地探讨。
二、固体火箭发动机的基本构造固体火箭发动机由燃烧室、固体燃料、喷管等部分组成。
2.1 燃烧室燃烧室是固体火箭发动机的核心部分，用于燃烧固体燃料产生高温高压气体。
燃烧室内壁由耐高温材料制成，能够承受高温高压的工作环境。
2.2 固体燃料固体燃料是固体火箭发动机的推进剂，一般采用含有氧化剂和燃料的混合物。
常见的固体燃料有硝酸铵糖、聚四氟乙烯等。
固体燃料具有高能量密度、稳定性好的特点。
2.3 喷管喷管是固体火箭发动机的喷射装置，用于将高温高压气体排出。
喷管的形状和尺寸对发动机的推力和效率有重要影响。
三、固体火箭发动机的工作原理固体火箭发动机的工作原理主要包括点火、燃烧和喷射三个阶段。
3.1 点火阶段点火是固体火箭发动机启动的第一步，通过点燃燃料引发燃烧。
点火可以通过电火花、火焰等方式实现。
3.2 燃烧阶段燃烧是固体火箭发动机的核心过程，固体燃料在燃烧室中与氧化剂发生剧烈氧化反应，产生大量高温高压气体。
燃烧过程释放的能量通过喷管转化为动能，产生推力。
3.3 喷射阶段喷射是固体火箭发动机的最后阶段，高温高压气体通过喷管排出，产生反作用力，推动火箭前进。
喷射过程中，气体的排出速度越大，推力越大。
四、固体火箭发动机的优缺点固体火箭发动机具有以下优点：1.简单可靠：固体火箭发动机结构简单，没有液体火箭发动机的燃料供给系统，可靠性高。
2.高推重比：固体火箭发动机具有高推重比，即单位质量的发动机能够提供较大的推力。
3.适应性强：固体火箭发动机适应性强，可以在各种环境条件下工作。
然而，固体火箭发动机也存在一些缺点：1.无法控制推力：固体火箭发动机的推力无法调节，一旦点火就无法停止或调整推力大小。
2.低比冲：固体火箭发动机的比冲相对较低，无法达到液体火箭发动机的高比冲。
固体火箭发动机的基本原理
固体火箭发动机的基本原理固体火箭发动机是一种使用固体火药燃烧产生推力的火箭发动机，具有简单、结构紧凑、可靠性高、适应性强等特点，在民用和军用领域得到广泛应用。
那么，它的基本原理是什么呢？固体火箭发动机的基本结构由火药贮存容器、燃烧室和喷嘴等部分组成。
火药贮存容器是固体燃料的存储器，通常由金属或合金材料制成。
燃烧室是固体燃料点燃后燃烧产生高温高压气体的空间，通常由金属或陶瓷材料制成。
喷嘴是将燃烧产生的高压气体喷射出去的装置，通常由金属或合金材料制成。
固体火箭发动机的工作原理是：点火引燃固体燃料，在燃料燃烧产生高温高压气体，向喷嘴的燃烧室内喷射，产生反推力，推动火箭发射器或航天器飞行。
因为火箭发动机的燃烧产生的气体喷射速度非常快，可以产生很大的反推力，从而使火箭发射器或航天器具有足够的动力在空间中快速前进。
固体火箭发动机的点火机制通常采用火药或电火花点火。
在火箭发射前，先将点火药放在燃烧室的点火装置中为发动机点火做准备。
当火箭发射员下达点火命令时，点火药被引燃后，点燃燃料，使燃料开始燃烧释放热能并产生高温高压气体。
由于燃料是固体状态，所以燃烧产生的气体无法调节和控制，也就无法对火箭发动机的推力进行调整，因此固体火箭发动机的推力是由燃烧室设计的孔径大小和燃料的燃烧速度决定的。
固体火箭发动机具有多种优点。
首先，它具有结构简单、体积小、重量轻等优点，可以方便地与航天器的其他部分结合起来使用。
其次，固体火箭发动机使用方便，只需要简单的点火过程，在适当的条件下即可启动发动机。
此外，固体火箭发动机还可以在极端条件下工作，例如高温、高压、高辐射等环境条件下，发动机的燃烧和喷射仍能正常运行，具有很好的适应性。
然而，与其他类型的火箭发动机相比，固体火箭发动机的推力难以调节，燃烧结束后无法停止，也无法重复使用的缺点比较明显。
此外，固体火箭发动机还可能受到燃料变质、存储时间过长、设计不当等因素的影响，导致发动机失效或发射事故。
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态）物质。推进剂燃烧后烟雾的来源是固体推进 剂中金属
铝粉的燃烧产物Al2O3,以及作为推进剂的燃烧催 化剂和稳
定2020剂/5/15的金属(铅、铜、铁、锡、铬等)化合物的燃
导弹发动机多媒体教学课件
第三节 装药
装药的主要任务是在燃烧室外形尺寸 及质量 限定的条件下，进行药型、包覆及药柱的 结构完 整性分析，使推进剂按预期的规律燃烧， 以满足 内弹道性能的要求。
2020/5/15
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第二节 推进剂选择
• 减少雷达波衰减采取的措施 增加推进剂的氧化剂和燃烧剂之比，也 可以
通过减少金属含量来提高该比值，但这样 会降低
比冲； 向推进剂中加入电子清除剂附加物，即 在配
方中加入电子捕捉剂； 2020/5/1调5 整配方，使燃烧室和喷管出口温度降
2020/5/15
导弹发动机多媒体教学课件
第三节 装药
2020/5/15
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第三节 装药
助推器装药
助推器具有推力大，工作时间短的特点，为满足这些 要求，一般采用侧燃装药。
两种药型方案： 一是采用薄肉厚、大燃面的药型。如树枝型和车轮型 装药。这种药型要求用高能量、中等燃速的推进剂，如压 伸或浇铸双基类自由装填药柱； 二是采用大肉厚药型、贴壁浇铸装药。具有装填系数 较大的特点，但对推进剂的燃速提出了较高的要求。装药 裂纹及包覆层的脱粘问题是应着重解决的技术问题。
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第二节 推进剂选择
• 聚氨酯推进剂 主要是以聚氨酯弹性体为基体，在其中 分散
有一定力度的无机氧化剂盐、铝粉和其它 附加成
分的一种连续的复合高分子橡胶制品。 特点： 比冲高，低温力学性能良好，加工性能 好。
2020/5在/15 战术导弹中，不但可以作为主发动机
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第二节 推进剂选择
内弹道性能和燃烧性能 内弹道性能与控制燃速和发动机质量速率的参数有关。在
导弹所有预期的发射条件下，在要求的极限以内，所选择的推 进剂类型应具有推力曲线合乎要求的内弹道性能。
高温固体推进剂的高温排气，在高的火焰温度下会产生电 离，这种电离的热排出物会衰减制导、跟踪或遥测射频信号， 引起雷达波衰减的主要原因是碱金属（主要是钠和钾）在不平 衡的脉动燃烧过程中发生热电离，当空域较低时，衰减更为明 显，这种衰减随着火焰温度的升高、喷管喉部的减小和膨胀比 的减小而增加；推进剂中铝粉燃烧时使火焰温度增加，并降低 推进剂的氧化剂和燃烧剂之比，助长了脉动燃烧，因而使雷达 波衰减增加。
主发动机
推力小 工作时间长
2020/5/15
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第二节 推进剂选择
推进剂种类
双基推进剂 优点： • 工艺方法比较成熟； • 原材料来源较广，成本低； • 药柱质量稳定，重现性好； • 贮存寿命长，对湿气不敏感； • 发射时无烟。
2020/5/15
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在推进剂中加入适量的铝粉，可提高密度比冲。 推进剂的铝粉含量增加，热量增加，但两相流损失也增 加，存在一个最佳铝粉含量。对于大尺寸固体火箭发动机，最 佳铝粉含量在17%～20%之间，可使比冲增加11%左右，而小 型 固体火箭发动机的最佳铝粉含量在14%～17%之间。
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预计 的热和化学环境影响，而无不合格的降解
现象。 若装药必须在一个宽的温度范围贮存，
应当 考虑选用复合固体推进剂，与复合推进剂
相比， 2双020/5基/15 推进剂在高温时安定性一般较差，但
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第二节 推进剂选择
危险性与毒性 选用的推进剂危险等级应符合使用要求，有
毒排气产物不应超出国家有关标准。
简单，加工性能良好，工艺比较成熟。 缺点： 比冲比较低，固化温度和玻璃化温度比较高。
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第二节 推进剂选择
• 聚丁二烯推进剂 聚丁二烯推进剂的粘合剂是丁二烯的
聚合物 或丁二烯同其他材料的共聚物。
特点： 比冲比较高，密度也高，燃速的调节 范围宽。
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推进剂选择
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装药
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第一节 概述
动力 装置
起飞加速发动机（助推器） 续航发动机（主发动机）
连接 形式
串联式 并联式
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第一节 概述
发动机特点
助推器
短时间获得大推力和总冲 良好的安全、可靠性 具有环形的特点
第二节 推进剂选择
缺点： • 比冲低； • 密度小； • 高低温力学性能差。
不适于战略武器使用，仅适用于枪炮和战术 火箭武器。
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第二节 推进剂选择
复合推进剂
• 聚硫橡胶推进剂 以部分聚合的液态橡胶为粘合剂，以化学交联为
基础的现代复合固体推进剂。 优点： 具有良好的力学性能与粘结性能；制造工艺比较
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第二节 推进剂选择
经济性 所选取的推进剂应当价格低廉,其组分容易
获得,一般不采用特殊的或不经济的质量控制方 法、加工技术和贮存条件。
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第二节 推进剂选择
发动机喷气尾流烟雾问题 导弹除了自身要减少雷达波辐射、噪声辐射及 红外辐
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第二节 推进剂选择
力学性能 根据导弹的战术技术要求，在使用温度范围
内所选固体推进剂的伸长率和抗拉强度，应能充 分缓解药柱的内应力，而不损害装药结构的完整 性，或者不致引起不允许出现的内弹道变化。
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第二节 推进剂选择
安定性 在所要求的使用期内，足以经受得住所
第二节 推进剂选择
推进剂选择应考虑的问题 能量性能
双基推进剂的比重和密度较低，火焰温度也较低，当对密 度比冲要求不太高，且要求较低的燃温时，双基推进剂仍可使 用，因为火焰温度较高时，发动机需要附加绝热措施；当要求 推进剂具有良好的高温热安定性和低温物理性能时，则不能选 择双基推进剂，应选择一种含铝的复合固体推进剂。