火箭发动机作为火箭武器中最重要的一部分，在近百年的发展中，也经历了许多重大突破。特别是在高能推进剂和复合材料壳体出现以后，通过对火箭设计理论和制造理论的完善和创新，火箭武器正向着大口径、远程化、精确化的方向不断发展。

现代中远程火箭武器，为了增加射程通常选用高能推进剂加大口径发动机的设计方案。同时，通过采用比强度较高的纤维缠绕壳体，减轻发动机的消极质量，对增大火箭射程也有明显的作用。

但是，在增加火箭射程的同时，还应当考虑到火箭武器的密集度问题。现在常用的减小火箭弹散布的主要方式有微推偏喷管、提高出炮口速度、低速旋转、尾翼延张、同时离轨等技术。采用单室双推力固体火箭发动机，是一种通过提高出炮口速度，减小初始扰动，大大提高火箭密集度的方法。

本课题主要是进行一种单室双推固体火箭发动机的设计，通过发动机总体方案设计、发动机装药设计、发动机壳体及结构零部件设计和发动机内弹道计算分析，掌握单室双推力固体火箭发动机设计的基本方法和步骤。

1．2  单室双推力固体火箭发动机

单室双推力固体火箭发动机自上世纪50年代问世以来，世界各国都在大力研制和发展，其被广泛应用于各种战术导弹和火箭弹。所谓单室双推力，是指用一个燃烧室在火箭的不同工作阶段提供不同的推力。这种发动机通常有助推和续航两个阶段，前一阶段主要用于在发射管内提供较大加速度，增加出炮口的速度，后一阶段用于续航提供持续推力[2]。研究表明，单室双推力固体火箭发动机具有优良的性能。可以推断，随着对发动机性能要求的不但提升，以及推进剂性能，装药工艺，壳体制造工艺的不断发展，单室双推力固体火箭发动机的应用也将日趋增多[3]。

1.2.1  单室双推力发动机工作原理

固体火箭发动机推力公式[4]为：

                              …（1）

其中 —— 推力系数     —— 燃烧室压强    —— 喷喉面积

 是一个无量纲量，其物理意义在于表征了燃气在喷管中膨胀的完善程度， 越大，表示燃气在喷管中膨胀越充分，燃气的热能能更充分的转换为燃气定向流动的动能。影响 的因素主要有比热比γ，喷管扩张比 ，飞行高度 。其中喷管扩张比 是主要影响因素， 会根据以上各参数的取值不同而发生变化，一般在1.5左右。 是燃烧室工作压强。由发动机平衡压强公式[4]：

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可知发动机的压强 与推进剂密度 ，推进剂的燃速系数 ，推进剂的燃速压强指数 ,推进剂的特征速度 ，以及燃烧面积 ，喷喉面积 都有关。分析（1）（2）式可知，实现多级推力的主要方式是在发动机工作过程中，改变推进剂的燃烧特性、燃烧面积 和喷喉面积 中的一项或几项。现今最常见的方法，是在保证喷管喉部面积 不变的情况下，通过装药设计调节前后各级药柱的推进剂燃烧特性或燃烧面积 以实现双推力。燃烧面积的改变可以通过两级不同的装药型面设计实现，推进剂特性改变可以通过对推进剂的燃速系数 和燃速压力指数 调节来实现。对于一些通过改变燃面和推进剂燃速仍无法满足设计要求的发动机，可以考虑采用改变喉径的方法来实现双推力。

1.2.2  单室双推力发动机的装药设计

1.2.3  单室双推力发动机的国内外研究现状