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    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]:

     源]自=751-`论\文"网·www.751com.cn/

    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

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