黄祖荫[16]提出了一种根据静止试验压强、推力－时间曲线来分析串联组合装药单室双推力固体发动机性能的方法，用以计算推进剂在助推段与续航段的特征速度c*、比冲Isp、燃去药柱质量mp和推进剂燃速r等参数。此方法经实例验证可行，从而为完善这类发动机的性能分析提供了依据。

1.3  主要研究内容

固体火箭发动机的设计涉及到气体动力学、计算流体力学、固体力学、燃烧学、工程热力学等众多领域[17]。本文主要工作是设计一种单室双推力火箭发动机以匹配某型导弹，满足其作战要求。因此，本文侧重点在于固体火箭发动机的设计，对其内弹道性能进行计算与分析。主要内容包括以下几个方面：

（1）单室双推力固体火箭发动机的装药设计与分析：装药设计是发动机设计中的关键，其药柱的燃面变化与内弹道关系联系密切。

（2）内弹道计算与分析：衡量发动机性能优劣的标准是其内弹道性能的好坏。推进剂完全燃烧，内弹道曲线平稳是发动机设计追求的目标。

（3）发动机结构设计：发动机燃烧室和喷管设计要能保证使发动机在恶劣环境中正常工作，这需要对发动机完成后进行强度校核。

（4）绘制发动机工程图。

2  装药设计与分析

2.1  方案论证与选择

总体设计部门给出发动机设计要求见表2.1。根据发动机设计指标，选用前段圆孔后段星孔的装药方案。助推级工作时，星孔与圆孔装药共同燃烧，星孔装药选用高燃速的推进剂，圆孔装药选用低燃速的推进剂；续航级工作时，圆孔段装药继续燃烧，提供续航动力。根据总体提出的方案，采用已经定型的推进剂，经过内弹道初步验证，所设计发动机与指标的工作状况相差较大。发动机工作过程中产生较高压力峰，超出平均工作压强6MPa之多，工作时间与总体指标相差甚大。根据总体指标的要求，该设计不合理。分析其原因，造成压力峰的原因在于星孔燃烧后期燃面呈上升趋势，圆孔在整个燃烧阶段都呈增面燃烧，所以在助推段工作后期，燃面突然增大形成压力峰。为了降低或消除压力峰，与总体进行协商后，选用星孔+端面燃烧和星孔+套管形式的装药进行设计，以满足总体指标的要求。

表2.1  发动机设计指标

名称 数值 名称 数值

直径D(mm) 300 助推段工作时间t1(s) 5

助推段总冲I1(KN·s) 180 续航段工作时间t2(s) 15

续航段总冲I2(KN·s) 120

式中：。

若计算得到的直径比发动机直径大时，应提高推进剂的燃速，或改用高燃速的推进剂。在没有更高的燃速可选用时，则可采用嵌入金属丝的端面燃烧药柱。

2.2.1.2  根据发动机的工作时间，计算药柱长度L

式中：为端燃药柱的燃速系数；为端燃药柱推进剂的压力指数；为药柱燃烧时间。

2.2.2  套管装药设计

理想设计表明，在助推级工作结束时，套管内装药与后端的星孔装药也刚好燃烧完，续航段工作时的推力完全由套管装药的外装药燃烧提供。根据续航段的工作时间与推力要求，选定工作压强和推进剂，进行药柱的设计。套管装药的形状如图2.1所示。 300 mm单室双推火箭发动机设计(3):http://www.751com.cn/jixie/lunwen_2488.html