图2.1 套管装药形式

2.2.2.1  装药量的计算

根据规定的续航级的总冲量和已知的推进剂比冲计算出：

式中：为续航级总冲量；为套管装药的比冲；为重力加速度。

2.2.2.2  根据规定的推力，计算喷喉喉部面积

由于在助推段采用圆孔燃烧，燃面是递增的，因此推力也是递增的。根据总体的要求，在此设续航级的平均推力，根据前面既定的续航段平均工作压强，即可算出喷喉面积。

式中：是常温下平均推力；是常温下平均压力；常温下推力系数。

第二种是给出最大推力和最大压力则 

式中：是最大推力；是最大压力；为该温度下的推力系数。

2.2.2.3  肉厚的计算

已知推进剂燃速、平均工作压强和工作时间就可以计算出续航级的药柱肉厚（药柱为内孔燃烧，两端及药柱外围包覆）

式中：为续航段推进剂燃速系数；为续航段平均工作压强；为续航段推进剂的压力指数；为续航段工作时间。

2.2.2.4  续航段药柱长度

根据大致估算的壁厚以及燃烧室的热防护措施，确定药柱外径Di为280mm。据此，可根据上述所得的续航段肉厚和续航段装药质量及推进剂参数求出所需装药长度。

式中：为续航段推进剂质量；为续航段推进剂密度；Di为续航段药柱外径；为续航段装药的内径，其中。

2.2.2.5  计算套管装药中内孔装药直径

在助推段，由算出助推段工作压强；前面已经假设，套管内孔装药在助推段工作结束时刚好烧完。

式中：为星孔装药所用推进剂的燃速系数；为相应推进剂的压力指数；为助推段工作压强；为助推段工作时间。

2.2.3.4  根据通气参量临界值，选择星根圆弧半径

星根尖角被圆化后，初始燃烧面积会减小，最大燃烧面积也减小且出现时间向后推迟。若燃烧初期无侵蚀燃烧出现时，其压力曲线将会有一个升高阶段，可利用侵蚀燃烧效应将压力曲线补平。

但是，值过大，值亦很大。在这种情况下，会有严重的侵蚀效应，尽管压力峰并不高，却会有严重的拖尾现象产生，同时燃烧室后壁面会过早地暴露在燃气中，这些都是不利的。因此在选择时，通常的取法为。

2.2.3.5  计算药柱外径

式中：为燃烧室壳体的外径；为壳体名义壁厚；为绝热层与包覆层的总厚度。

2.2.3.6  星角数

通常，星孔药柱的星角数为3、4、5、6、7、8。不同的星角数对应的恒面星根半角是定值，具体的对应关系如表2.3所示。

表2.3 不同星角数对应的恒面燃烧的星边半角

星角数 3 4 5 6 7 8

星边半角(度) 24.55 28.22 31.13 33.53 35.56 37.31

2.2.3.7  选择过渡圆弧半径

实验表明：过渡圆弧半径增大，应力集中系数降低。根据式 300 mm单室双推火箭发动机设计(4):http://www.751com.cn/jixie/lunwen_2488.html