单室多推力固体火箭发动机设计(2)

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4.3 零维内弹道计算与分析 22

结论 27

致谢 28

参考文献 29

1 引言

到本世纪初，火箭武器经历了飞速发展，对装药设计也有了更高的要求。火箭散布一直是火箭武器发展的瓶颈，而在无控条件下，要想减小火箭武器的散布，提高炮口速度是一个很有效地办法[1]。为了提高炮口速度，一般想法是采用大推力的火箭发动机，但是如果在整个火箭发动机工作的过程中推力一直比较大，将导致发动机的装药的装填密度较低。同时，大推力会使火箭弹在出炮口后产生向后喷的燃气对火箭弹发射装置的作用力加大，导致发射装置加快损坏，严重的甚至会超过发射装置的强度极限从而损毁装置。所以研究人员一般会安装助推火箭发动机或者采用单室多推力装药设计。当火箭弹还在导向管内运动时，火箭发动机产生大推力，加快出炮口速度；出炮口后，再切换成小推力工作状态。成本较高且结构较复杂的缺点使得助推火箭的方案并不适用于要求经济并可靠稳定的火箭弹。单室双推力固体火箭发动机自从 50 年代末问世以来,至今世界各国已研制成功大约 30 余种,被应用到各种战术导弹上[2]。对于一些普通火箭弹，更多的是使用单室多推力装药设计方案。单室多推力固体火箭发动机的方案是从上世纪 80 年代开始推出，并陆续用在战术导弹、无控或简易制导火箭弹等火箭武器上。与其他类型固体火箭发动机相比，单室多推力固体火箭发动机结构更加紧凑、弹长缩短、能有效减少消极质量、推进效能更高，使导弹或者火箭弹的结构性能、飞行性能和使用性能显著提高。同时，在单室多推力发动机的续航级，火箭弹可以在小于临界速度下飞行，达到最大平均速度，实现更好的外弹道特性。单室多推力固体推进剂发动机的出现实现了只用一台发动机，便可以为火箭弹或导弹的发射、增速、续航乃至加速提供动力，是一种构思巧妙、装药工艺容易、大比冲、热损失也在较低范围内并能实现单室多推力的装药方案[2]。

1.1 国外单室多推力固体火箭发动机研究历程及现状

1.3 本文开展的主要工作

纵观国内外单室双推力及多推力固体火箭发动机设计方案，有轮孔装药、组合装药如星型-端燃双推力组合装药、管槽-端燃双推力组合装药、双星型-端燃组合装药等等[6]。本文正是采用双辐条轮孔装药，来实现单室三级推力：发射极、增速级、续航级。根据已知的设计任务书的要求，以双辐条轮孔装药设计、发动机结构零部件设计为主要研究内容，开展单室三推力固体火箭发动机的总体设计工作。关于此次火箭弹的设计要求为：文献综述

（1）发动机直径：122 mm；

（2）发动机长度：≤1000mm；

（3）总冲（常温）≥ 18.5 kN∙s；

（4）发射极推力 19.0-19.5 kN，t=0.3±0.05s；

（5）增速级推力 13.5-14.0 kN，t=0.4±0.05s；

（6）续航级推力 9-9.5 kN，t=0.8±0.05s。本文首先选择推进剂的类型，以给出的推力指标和时间指标设计出肉厚、轮辐角、特征

长度，再由外而内分别设计出续航级、增速级、发射级的燃烧形态及初始轮孔装药的尺寸。再通过 SolidWorks 画出各阶段的燃面形态并计算各阶段的燃烧面积、推力、压力，时间，使之符合设计任务书要求，按燃面变化绘制装药燃面随肉厚变化曲线以及推力压力随时间变化。校核燃烧室壳体强度、设计燃烧室前后的螺纹连接、喷管、点火具、前后封头、连接底以及热防护设计。