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药设计，单室双推力形成机理及内弹道特性研究，为研制高性能固体火箭发动机奠定
坚实的基础。主要任务有：
1）完成单室双推力火箭发动机的总体设计；
2）完成单室多推力火箭发动机零部件设计；
3）完成单室多推力形成机理研究和火箭发动机内弹道编程计算；
4）完成发动机工程图绘制。
本科毕业设计说明书（论文） 第 6 页 共 42 页
2 单室双推力发动机总体设计
固体火箭发动机总体设计及基本参量预定是固体火箭发动机设计的核心部分，这
一阶段工作质量的好坏将会对整个发动机设计工作能否顺利开展产生影响[20]
。
固体火箭发动机设计是一个由粗到精、反复修改的过程。在初步设计时，需要根
据任务指标，选择合适的初选参量来预定基本参量。求出基本参量之后，再进行草图
绘制及零部件的设计。在这个过程中，可以修改一些不合适的参量，以求得到较优良
的设计方案。
双推力发动机可以分为双室双推力、两次点火和单室双推力三种结构形式。双室
双推力发动机由相互隔离的燃烧室和各自的喷管组成，可以看做两个独立的发动机单
独工作以实现连续或间断的推力；两次点火发动机由两个燃烧室和一个喷管组成，两
个燃烧室可以完全独立的装药结构，通过两次点火实现间断的双推力；单室双推力发
动机则是共用一个燃烧室和喷管，可以通过不同的推进剂组合（串联、并联等）、不
同燃速的推进剂或不同的装药结构实现双推力。传统的单室双推力一级推力和二级推
力是连续的，之间无法分开，这使得它为火箭提供的推力产生局限性。
本课题是设计一种双推力固体火箭发动机，为了实现双推力，采用前后两级装药。
后装药采用星孔装药药型，采用贴壁浇铸，两端包覆，为发动机提供一级大推力。前
装药采用单孔管状药药型，贴壁浇铸，前端面包覆，后端面不包覆，为发动机提供二
级小推力。两级装药用金属膜片式挡板隔开，后装药燃烧时对前装药不影响。后装药
先行点燃，后装药燃烧结束后对前装药进行二次点火，金属膜片弹开，前装药开始燃
烧，从而实现双推力。
由任务书可知，本设计的固体火箭发动机弹径为 600 mm，推力比为 4，参考同类
发动机，初定发动机长度为 4000 mm，其中燃烧室壳体长 3500 mm，喷管长 500 mm，
一级推力工作压强为 16 Mpa，二级推力工作压强为 4 Mpa。由于发动机较大，使用螺
栓连接[21]发动机结构图见图2.1。
图2.1 600 mm单室多推力固体火箭发动机结构图
本发动机虽然涉及到了二次点火，但是由于本发动机并未严格分开为两个燃烧室，
前装药燃烧时，金属膜片弹开，前后燃烧室成为一体，因此，把本发动机也归为单室
双推力固体火箭发动机。
3 固体火箭发动机装药设计
根据单室双推力固体火箭发动机设计任务书所提出的战术要求，确定火箭发动机
合理的装药形状、尺寸及相应的质量。
3.1 推进剂型号与装药药型的选择
3.1.1 推进剂的选择
设计火箭弹时一般都选用已经定型生产的推进剂。从火箭弹设计角度出发，对推
进剂有以下要求：
1) 能量尽量高，即推进剂的比冲量���尽量大；
2) 推进剂在燃烧室内正常燃烧的临界压强尽可能低。有利于减轻燃烧室的质量，
提高火箭弹的速度和射程；