4．7  燃烧室的强度校核    25
5  发动机喷管设计    26
5．1  喷管的型面设计    26
5．2  喷管壁厚    27
5．3  喷管的热防护    27
6  点火装置的设计    29
6．1  点火药的选择    29
6．2  点火药量的计算    29
6．3  点火药盒设计    30
7  内弹道的计算    31
7．1  内弹道计算的基本方程    31
7．2  四阶龙格-库塔法介绍    31
7．3  计算步骤    32
7．4  曲线绘制    33
结  论    35
致  谢    36
参 考 文 献    37
1  绪论
1．1  课题的研究背景
20世纪50年代，固体火箭在技术上取得突破，并广泛应用于弹道导弹和运载火箭。20世纪60年代起，国外在可控推力固体火箭发动机的理论和实验研究方面作了大量的工作，探索出了很多技术途径和设计方案。固体火箭发动机具有使用安全性好、可靠性高、储存性能好、密度比冲高及勤务处理方便等优点，使其在战略、战术导弹武器领域内成为主要的动力装置。为进一步提高导弹的攻击区和末端机动性，具有能量可控特性的多脉冲固体火箭发动机是导弹较为理想的动力装置。
目前战术导弹火箭发动机面临的主要技术问题之一是如何采用先进灵活的能量控制方式来提高导弹的末端机动性和增加导弹的有效射程。灵活的能量控制方案主要有助推—续航推力方案、喷管喉部调节方案、脉冲—滑行—脉冲推力方案等。一般通用的助推—续航推力方案在一定程度上可提高导弹射程，但随着导弹射程的不断增加，其末端机动性已不能满足中远程导弹的需求。喷管喉部调节方案，可有效地提高发动机的能量利用率，但结构较复杂，可靠性低。随着科学技术的进步和电子元器件的小型化，要求战术导弹的尺寸越来越小、重量越来越轻、射程越来越远，从而给动力装置的设计提出了更高的要求。为了解决这一矛盾，新的先进的能量控制方案(脉冲—滑行—脉冲的推力方案)已引起高度重视，成为火箭发动机的优选方案之一。脉冲—滑行—脉冲的推力方案即脉冲固体火箭发动机。
脉冲固体火箭发动机能多次点火启动并提供脉冲推力的固体火箭发动机。按启动次数可分为双脉冲固体火箭发动机和多脉冲固体火箭发动机。双脉冲或三脉冲固体火箭发动机的燃烧室内相应装填两根或三根药柱，为使燃烧药柱不影响未燃药柱，各药柱之间有阻燃剂和隔热层。每根药柱有独立的点火系统，每根药柱提供一个推力脉冲，脉冲宽度和间隔时间可根据推力方案决定。机动性强的导弹要求推进系统提供各种推力方案，例如连续高推力、连续低推力、阶跃式高/低推力及间断推力等。
脉冲固体火箭发动机的特点是在同一燃烧室内用阻燃隔热层将推进剂装药分段隔离，每段装药有独立的点火系统，由控制系统确定每段装药的点火时间，以达到对发动机的工作过程引入能量管理的机制，满足火箭总体最优弹道的技术要求。
微型固体脉冲发动机是制导弹药推力矢量控制系统的执行机构，具有小型化、轻质化、快响应、短脉冲、多管化和模块化等特点。微小型固体姿轨控发动机组技术如图1-1所示，它采取一系列独立的、高冲质比、短脉冲的固体火箭发动机按有序的空间排列集成在一起，根据作战需要，由点火控制系统进行有序的点火控制，对指定方位上的一定数量发动机进行点火，利用脉冲发动机的推力，实现对子弹弹道或姿态的控制。制导弹药利用微型固体脉冲发动机组进行弹道修正或姿态控制，在技术基础、经济保障和机动性能等方面有很大优势。 双脉冲火箭发动机设计+文献综述(2):http://www.751com.cn/jixie/lunwen_3332.html