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    摘要为了实现固体火箭发动机的多次启动功能，设计了一种采用软质隔层结构（PSD）的双脉冲固体火箭发动机。本设计从一脉冲与二脉冲推力比≥5出发，要求隔层先承受一脉冲的高压作用，随后在二脉冲点燃时打开、消融，首先选择满足要求的推进剂以及药柱的形状和尺寸，确定喷管尺寸。然后进行了双脉冲固体火箭发动机的总体方案和和包括软质隔层等零部件的设计。之后，对所设计的发动机进行内弹道编程计算，得到发动机的p-t、F-t曲线，编写了可视化内弹道程序。最后，就全弹进行了简单的外弹道计算，估算其射程并与相同尺寸的单脉冲发动机进行比较分析，突出双脉冲固体火箭发动机在提高火箭弹射程方面的优势，为其应用于工程设计提供一定的参考价值。28658
    关键词  双脉冲发动机; 软质隔层; 结构设计; 内弹道
    毕业论文设计说明书外文摘要
    Title    Design of Double Pulse Solid Rocket Motor 
    Abstract
    In order to realize the function of repeated start of the solid rocket motor,one double pulse solid rocket motor adopting soft pulse separation device (PSD) was designed .Starting from the thrust ratio of the first pulse and the second pulse should more than 5, requesting the PSD bear the high pressure of first pulse, then open and melt when the second pulse grain ignited,this paper first choose the requested propellant and the grain's shape and size and then determine the size of the nozzle.Thereafter, designs the overall scheme of the double pulse solid rocket motor and components including the PSD. Then, for calculating the internal ballistic of the designed motor, to achieve the p-T, F-t curve of the motor, writes visual internal ballistics program. Finally, does some brief external ballistics calculation of the rocket, estimates  its range and makes a comparison with the single pulse motor with the same size, protrudes the advantages in increasing the range of the rockets.This paper provides a certain reference value for the double pulse solid rocket motor applied to engineering design.
    Keywords  Double pulse solid rocket motor; Soft pulse separation device; Structure design; Internal ballistics
    目   次
    1  绪论1
    1.1课题背景及研究意义1
    1.2脉冲固体火箭发动机国内外研究现状2
    1.2.1国外研究现状2
    1.2.2国内研究现状4
    1.2.3国内外技术对比分析4
    1.3本文的主要研究内容5
    2  双脉冲固体火箭发动机装药设计6
    2.1 推进剂型号与装药药型的选择 6
    2.1.1  推进剂选择 6
    2.1.2  装药药型的选择 6
    2.2 星孔药的装药设计 7
    2.3 装药的包覆 8
    3  双脉冲固体火箭发动机结构设计10
    3.1 燃烧室设计10
    3.1.1燃烧室壳体设计 10
    3.1.2连接底设计 13
    3.2 喷管设计13
    3.3 热防护设计15
    3.3.1 燃烧室的热防护设计15
    3.3.2 喷管的热防护设计16
    3.4 点火装置设计18
    3.5 软隔层设计19
    4  双脉冲固体火箭发动机内弹道21
    4.1 零文内弹道微分方程及平衡压强21
    4.2 零文内弹道计算与分析22
    5  尾翼式野战火箭弹基本参量预定和外弹道计算 24
    5.1 火箭弹各部分质量估算24
    5.2 火箭弹外弹道计算24
    5.3 传统单脉冲固体火箭发动机分析计算26
    结论  27
    致谢  28
    参考文献29
    1  绪论
    1.1  课题背景及研究意义
    随着远程制导武器和航空航天事业的发展，火箭与导弹的应用正变得越来越广泛。而火箭发动机最为其主要动力来源，对它的选择和利用也得到了广泛的关注。
    现如今主要应用在火箭和导弹上的动力装置有两种，液体火箭发动机和固体火箭发动机。这两种发动机各自有各自的的优点和缺点。液体火箭发动机比冲高、工作时间长、推力矢量易于控制、可重复启动，但是也存在结构工艺复杂、能量密度低、准备时间长、推力低等缺点。而固体火箭发动机与之相反，存在推力不易控制，无法多次启动的缺点。就战术武器而言，灵活性、高机动性的要求越来越突出，单脉冲的固体火箭发动机已经在这几十年间发展趋于完善，已越来越难以满足现在战争对战役战术武器的要求。因此，很多国家的研究者把固体火箭发动机的可控性，比如推力矢量控制、推理中止技术以及重复启动技术，作为重要技术进行研究。
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