固体火箭燃料、大飞机发动机等是我国国防工业亟待突破的关键

固体火箭燃料、大飞机发动机等是我国国防工业亟待突破的关键

宋宜昌

摘要：中国如果要发展大飞机，必须要有发动机。发动机最关键的是涡轮和压气机。涡轮是在1500度高温下非常困难的条件下工作，在这种条件下工作成千上万个小时。目前中国和国外在这方面的差距非常大。有一些国防工业必须得集中精力突破，像高频芯片、复合材料、固体火箭燃料等，如果突破不了，我们就会受制于人。

国防工业尚待解决的几个突破点

1、定向凝固高温合金

中国如果要发展大飞机，必须要有发动机。发动机最关键的是涡轮和压气机。涡轮是在1500度高温下非常困难的条件下工作，在这种条件下工作成千上万个小时。什么样的材料符合此要求？这就是定向凝固高温合金。目前中国和国外在这方面的差距非常大，以至于中国没有民用的发动机。军用的有。原来是涡轮喷气，现在是涡轮风扇，但用不到一千小时就要大修。西方的发动机使用寿命起码是一万个小时。这方面，我们和国外的差距非常大。如果这个差距不赶上，即使造出飞机来，飞机使用寿命也很短。发动机你造出来可以，飞一千小时就要下来，人家可以飞一万小时而且没有毛病。

2、高级复合材料

这种材料类似于钓鱼杠，它是怎么制造的？简单地说，就是用晴纶在隔绝空气的状态下加热，再跟其他有机材料合成起来，既轻又坚韧。这是最尖端的东西，像波音737就大量使用这种材料。我们不是没有，我们是最低档的，高档的全部靠进口国外的。我们想买日本的，他们要很高价格，而且核心技术不给我们。没有这一个东西，我们只能够造金属飞机。

3、高频芯片

导弹击中卫星是很高明的技术，这个技术高在哪儿？这个导弹弹头上带了一个计算机。但是光有计算机不行，因为计算机芯片是通用芯片，类似于奔4，这种芯片跟通用芯片不一样，它装置有雷达系统，以传播探测和接收外面信号、发射信号并且接收信号。高频芯片类似于我们手机芯片，最早手机跟砖头一样，现在的手机可以放在一个耳环上，它的接收和发射芯片做得非常精巧。这是手机频率。高频芯片制造的难度非常大，是一种很关键的雷达频率的高频芯片，它有很多数据处理。如果提高了这个芯片的水平，导弹就非常的轻，而且精密度非常好，打得也非常准。这个方面，我们现在也在做，但与国外差距很大。

4、固体火箭燃料

当年美国发射北极星导弹，这个导弹是装在潜艇里面，很隐蔽，在任何地方都可以攻击对方，被攻击者根本无法进行报复。它不发射任何无线信号，仅靠超低频传播的信号，就可以找到目标，而对方根本不知道攻击源在哪儿。在这种情况下，目标很容易被破坏。这种导弹不能大，潜艇不大的空间必须装得下，而且只能够用固体燃料。这种燃料的制造通俗地说，无非是把晴纶放在锅里面烧，但是实际非常难。美国在上世纪50年代拿了这个项目之后，动用全国的力量去研究。它过了这个燃料制造的门槛之后，天下无敌，美国现在的导弹包括地对空、地对地、洲际导弹等，全世界领先。俄罗斯的制造技术不行，别的国家就更不用说了。印度在这方面下了很多工夫，因为印度热，不能用液体，液体很容易挥发，灌注的时候，还没有灌完就挥发得差不多了。现在印度的固体燃料比较多。我们现在的制造水平距离先进国家是很远的。

5、直升机

直升机的制造比想象中复杂得多，这里面牵涉着大量摆动、振动、平衡的问题。这些个问题，只能靠个人经验，计算机也没有用。美国这么多飞机制造商，就只有两家比较大的、成熟的直升机公司。英国也不多。直升机的制造必须靠经验，不花够钱和不做够试验，是没法积累这样的经验的。我们国家现在造不了直升机，只能够模仿，就是因为没有经验。有一些国防工业必须得集中精力突破，有些具备军民两用效应，像高频芯片、复合材料、固体火箭燃料等，有很大的民用效应，如果突破不了，我们与国际先进水平的距离就会越来越大。提高国防工业现代化能力的二点建言

1、提高组织协调能力

现在一说到现代化，就是说花钱和招标，过去不是这样的。其实现代化更应该注意的，是组织协调能力，这个比研究某一个尖端产品更重要，更需要下工夫。当年我们国家在那么困难的情况下搞两弹一星，受文化大革命干扰，那么艰苦，钱三强博士估算了原子弹出来的时间，认为64年拿不出来。但那时的协调工作做得特别好，大家有劲往一处使，集中资源和精力，结果原子弹提前一年拿出来了。

2、嫁接其他行业优秀成果提升自己的实力

现在我国航天航空工业确实是搞得差，但造船工业搞得非常好。航空业可以把别的行业的先进东西引进进来，把他们的成功经验进行大范围的克隆，就可以更快更低成本地提升自己的实力。

（作者：科普出版社编审）

固体火箭发动机设计复习题答案

1. 画简图说明固体火箭发动机的典型结构 参考书中的发动机图吧 2. 固体火箭发动机的质量比是什么？什么是质量比冲？ 质量比：推进剂质量与发动机初始质量的比。 质量比冲：单位发动机质量所能产生的冲量。 3. 固体火箭发动机总体设计的任务是什么？ 依据导弹总体提出的技术要求，选择并确定发动机总体设计方案，计算发动机性能，确定发动机主要设计参数、结构形式和主要结构材料，固体推进剂类别和药柱形式等。在此基础上提出发动机各部件的具体设计要求。 4.请写出齐奥尔科夫斯基公式 式vm 中为导弹理想飞行速度，Is 为发动机比冲，mp 为药柱质量，mm 为发动机结构质量，ml 为导弹载荷量（除发动机以外的一切质量） 5.举出两种实现单室双推力的方案 （1）不改变喷管喉径，采用不同燃速的两种推进剂药柱，这两种药柱可前后放置，也可同心并列放置。前者推力比受燃速比的限制较小，后者较大。 （2）不改变喷管喉径，采用一种推进剂的两种药形，通过燃面变化实现双推力。该方法简单易行，但推力比调节范围较小。 （3）采用不同燃速的推进剂和不同药形，即同时用调节燃速和燃面的方法实现双推力。该方法有较大的灵活性，推力比调节范围宽，实际应用较为广泛。 （4）采用可调喷管改变推力大小，可得到较宽的推力比调节范围，但结构复杂。 6.什么是最佳长径比？ 最佳长径比——对应最佳直径的长径比 第二章 7.什么是肉厚分数？ 8.什么是装填密度、装填分数、体积装填分数？ ln 1p m s m L m v I m m ??=+ ?+??

9.星形装药燃面变化规律与几何参数的关系？ 参考2-2节，P49 10.单根管状装药的设计过程？如何计算？ 参考2-4节，P64 11.什么是线性粘弹性？ 指当应力值低于某一极限值时，粘弹性态是近似线性的，即在给定的时间内，由阶跃应力所导致的应变与应力值成正比。 12.什么是时温等效原理？ 各种温度条件下所获得的松弛模量（或其他力学性能数据），可以通过时间标度的适当移动而叠加；这也就是说，材料性能随温度的变化关系可以用改变时间标度相应地（等效）表示出来。反过来，材料性能依赖于时间的变化，也可以靠改变温度条件相应地表示出来。这种关系就叫做时-温等效原理 第三章 13.固体火箭发动机燃烧室的主要组成部分和功用。 对于贴壁浇铸推进剂药柱的燃烧室，通常由壳体、内绝热层和衬层组成；对于自由装填药柱的燃烧室，一般由壳体、内绝热层和挡药板组成。 壳体主要承受内压作用。由于壳体还是弹体外壳的一部分，所以还要承受外载荷的作用。内绝热层用来对壳体内壁进行热防护。 衬层的作用是防止界面间的分子迁移，使浇铸的药柱与内绝热层粘结更牢，并缓和药柱与内绝热层之间的应力传递。 挡药板用于防止自由装填的药柱的运动。 14.发动机燃烧室壳体受到的载荷有哪些？

固体火箭发动机壳体用材料综述

固体火箭发动机壳体用材料综述 摘要：概述了国内外固体火箭发动机壳体用先进复合材料研究应用现状，同时对固体火箭发动机壳体的纤维缠绕成型工艺进行了阐述。 关键词：固体火箭发动机复合材料树脂基体纤维缠绕成型 1 固体火箭发动机简介 固体火箭发动机是当今各种导弹武器的主要动力装置，在航空航天领域也有相当广泛的应用。它的特点是结构简单，因而具有机动、可靠、易于维护等一系列优点，非常适合现代化战争和航天事业的需要。但固体火箭发动机部件在工作中要承受高温、高压和化学气氛下的各种复杂载荷作用，因此其材料通常具有极优异的性能，往往代表着当代材料科学的最先进水平。标志当代高性能固体发动机的主要特征是：“高能、轻质、可控”，这三者都是以先进材料为基础和支柱的，选用具有优良比强度和卓越耐热性能的先进复合材料已成为提高发动机性能的一项决定性因素。 2 固体火箭发动机壳体用材料 固体火箭发动机壳体既是推进剂贮箱又是燃烧室，同时还是火箭或导弹的弹体，因此，在进行发动机壳体材料设计时，应考虑如下几个基本原则[1]： a. 固体火箭发动机壳体就其工作方式来讲，是一个内压容器，所以壳体承受内压的能力是衡量其技术水平的首要指标； b. 发动机壳体是导弹整体结构的一部分，所以又要求壳体具有适当结构刚度； c. 作为航天产品，不仅要求结构强度高，而且要求材料密度小； d. 发动机点火工作时，壳体将受到来自内部燃气的加热，而壳体结构材料，尤其是壳体结构复合材料的强度对温度的敏感性较强，所以，在设计壳体结构材料时，不能仅限于其常温力学性能，而应充分考虑其在发动机工作过程中，可能遇到的温度范围内的全面性能。评价和鉴定壳体材料的性能水平，固然要以最终产品是否满足使用要求为原则，但从设计选材的角度来说，也应有衡量的指标和

固体火箭发动机工作原理及应用前景浅析

固体火箭发动机工作原理及应用前景浅析 摘要：本文主要介绍了固体火箭发动机的发展简史、基本结构和工作原理以及随着国民经济的日益发展，固体火箭发动机的应用前景。 关键词：火箭发动机工作原理应用 概述 火箭有着悠久的发展历史，早在公元九世纪中期人们便利用火药制成了火箭，并应用于军事。到了14～17世纪，火箭技术相继传入阿拉伯国家和欧洲，并对火箭的结构进行了改进，火箭技术得到进一步发展。19世纪早期，人们将火箭技术的研究从军事目的转向宇宙航行，从固体推进剂转向液体推进剂。到19世纪50年代，中、远程导弹和人造卫星的运载火箭，以及后来发展的各种航天飞船、登月飞行器和航天飞机，其主发动机均为液体火箭发动机，在这一时期，液体火箭推进技术得到了飞速发展。随着浇注成型复合推进剂的研制成功，现代固体火箭推进技术的发展也进入了一个新的时期。使固体火箭推进技术向大尺寸、长工作时间的方向迅速发展，大大提高了固体火箭推进技术的水平，并扩大了它的应用范围。 固体火箭发动机的基本结构 固体火箭发动机主要由固体火箭推进剂装药、燃烧室、喷管和点火装置等部件组成，如图一所示。 图一发动机结构图 1推进剂装药：包含燃烧剂、氧化剂和其他组分是固体火箭发动机的能源部份。装药必须有一定的几何形状和尺寸，其燃烧面的变化必须符合一定的规律，才能实现预期的推力变化要求。 2燃烧室：是贮存装药的容器，也是装药燃烧的工作室。因此不仅要有一定的容积，而且还需具有对高温、高压气体的承载能力。燃烧室材料大多采用高强度的金属材料，也有采用玻璃纤维缠绕加树脂成型的玻璃钢结构，可以大幅减轻燃烧室壳体的重量。 3 点火装置：用于点燃装药的装置。一般采用电点火，由电发火管和点火剂组成。

西工大固体火箭发动机知识点精品总结

一、固体火箭发动机：由燃烧室，主装药，点火器，喷管等部件组成。 工作过程：通过点火器将主装药点燃，主装药燃烧，其化学能转变为热能，形成高温高压燃气，然后通过喷管加速流动，膨胀做功，进而将燃气的热能转化为动能，当超声速气流通过喷管排出时，其反作用力推动火箭飞行器前进。工作原理：1能量的产生过程2热能到射流动能的转化过程 优点：结构简单，使用、维护方便，能长期保持在备战状态，工作可靠性高，质量比高。 缺点：比冲较低，工作时间较短，发动机性能受气温影响较大，可控性能较差，保证装药稳定燃烧的临界压强较高。 二、1.推力是发动机工作时内外表面所受气体压力的合力。F=F 内+F 外 F=mu e +Ae(Pe-Pa) 当发动机在真空中工作时Pa=0.这时的推力为真空推力。 把Pe=Pa 的状态，叫做喷管的设计状态，设计状态下产生的推力叫做特征推力。 2.把火箭发动机动，静推力全部等效为动推力时所对应的喷气速度，称为等效喷气速度u ef 。 3影响喷气速度的因素来自两个方面：a).推进剂本身的性质b) 燃气在喷管中的膨胀程度 3.流量系数的倒数为特征速度C ?,他的值取决于推进剂燃烧产物的热力学特性，即与燃烧温度，燃烧产物的气体常数和比热比K 值有关，而与喷管喉部下游的流动过程无关。 4.推力系数C F 是表征喷管性能的参数，影响推力系数的主要因素是面积比和压强比。当Pe=Pa 时，为特征推力系数，是给定压强比下的最大推力系数，Pa=0时为真空推力系数。 5.发动机的工作时间包括其产生推力的全部时间,即从点火启动，产生推力开始，到发动机排气过程结束,推力下降到零为止。确定工作时间的方法：以发动机点火后推力上升到10%最大推力或其他规定推力的一点为起点,到下降到10%最大推力一点为终点,之间的时间间隔。 6.燃烧时间是指从点火启动，装药开始燃烧到装药燃烧层厚度烧完为止的时间，不包括拖尾段。确定燃烧时间的方法：起点同工作时间，将在推力时间曲线上的工作段后部和下降段前部各做切线，两切线夹角的角等分线与曲线的交点作为计算燃烧时间的终点。 7.总冲是发动机推力和工作时间的乘积。总冲与有效喷气速度和装药量有关，要提高总冲，必须用高能推进剂提高动推力。 8.比冲是燃烧一千克推进剂装药所产生的冲量。提高比冲的主要途径是选择高能推进剂，提高燃烧温度，燃气的平均分子量越小，比冲就越大，比冲随面积比变化的规律和推力系数完全相同。当大气压强减小，比冲增大，真空时达到最大，提高燃烧室压强可增加比冲。 9.在火箭发动机中常用实际值对理论值的比值来表示这个差别。这个比值就叫做设计质量系数，亦发动机冲量系数。 1．推力系数的变化规律：(1)比热比、工作高度一定时，随着喷管面积比的增大，推力系数增先大，当达到某一最大值后，又逐渐减小（2）比热比k 、面积比A e A t 一定时,C F 随着发动机工作高度的增加而增大； 2．最大推力分析：Pc 、At 、Pa 一定时，喷管处于完全膨胀工作状态时所对应的面积比，就是设计的最佳面积比，可获得最大推力； 3．比冲的影响因素：(1)推进剂能量对比冲的影响。能量高，R T f 高，c*高，Is 高； (2)喷管扩张面积比Ae/At 对比冲的影响。在达到特征推力系数前，比冲随喷管扩张面积比的增大而增加。(3) 环境压强Pa 对比冲的影响。Pa 减小，Is 增大；(4) 燃烧室压强Pc 对比冲的影响。当喷管尺寸和工作高度一定时，Pc 越高，u ef 越大。(5) 推进剂初温T 对比冲的影响。比冲随初温的增加而增大。 4．火箭发动机性能参数对飞行器性能的影响: V max =I s lnu (1)发动机的比冲Is 越大，火箭可以达到的最大速度Vmax 也越大,射程就越远。(2)火箭的质量数μ越大，火箭可以达到的最大速度Vmax 也越大.(3) 发动机比冲Is 和火箭的质量数μ可以**理 实c c C =ξ理实s s I I =ξN C F F C c C c ξξξ==理理实实**

“固体火箭发动机气体动力学”课程 学习指南

1.课程属性 火箭武器专业（即武器系统与工程专业的火箭弹方向）的专业课程体系包括固体火箭发动机气体动力学、固体火箭发动机原理、火箭弹构造与作用、火箭弹设计理论和火箭实验技术。“固体火箭发动机气体动力学”属于专业基础课，是该专业的先修课程。 2.为什么要学习固体火箭发动机气体动力学课程 固体火箭发动机的工作过程是由推进剂燃烧和燃气流动构成的，燃气流动既是燃烧的直接结果，也是固体火箭发动机产生推进动力所需要的。因此，燃气流动是“固体火箭发动机原理”的重要组成部分。 “固体火箭发动机原理”课程将固体火箭发动机内的流动处理成燃烧室内的零维流和喷管中的一维流，如果不学习本课程，一方面不易理解固体火箭发动机内的流动过程，对学好“固体火箭发动机原理”课程是不利的；另一方面，对毕业后继续深造的学生而言，缺乏必要的气体动力学知识，难以深入开展本学科领域的基础理论研究，而本科毕业后直接从事固体火箭研制工作的学生将难以利用先进的计算工具进行工程设计与性能分析，不能适应时代发展和技术进步的要求。通过“固体火箭发动机气体动力学”课程的学习，学生既可以结合固体火箭发动机中的燃气流动问题，系统了解和掌握气体动力学的基本理论和计算方法，构建起完备的专业知识结构，同时也为学好后修课程奠定了坚实的理论基础，提高解决固体火箭发动机设计、内弹道计算、性能分析等实际工程技术问题的能力。 3.“固体火箭发动机气体动力学”的知识结构 把握课程的知识结构是学好“固体火箭发动机气体动力学”的前提。本课程由三个知识模块组成，即气体动力学基础知识、固体火箭发动机中一维定常流动和激波、膨胀波与燃烧波。 （1）气体动力学模块（14学时） 该模块由教材的第一至第三章组成，是相对独立、自成系统的知识模块，目的是建立起基本的气体动力学系统知识，为学习第二个知识模块奠定必要的气体动力学理论基础。该模块的主要知识点为 ?课程背景 ?流体与气体，气体的输运性质，连续介质假设，热力学基本概念与基础知识：系统，环境，边界，状态，过程，功，热量，焓，比热 比，热力学第二定律，理想气体，等熵过程方程，气体动力学基本 概念：控制体，拉格朗日方法，欧拉方法，迹线，流线，作用在流 体上的外力，扰动 ?拉格朗日方法与欧拉方法的关系，连续方程，动量方程，能量方程，熵方程 ?流动定常假设，一维流动假设，一维定常流的控制方程组，伯努利方程，气流推力，声速，对数微分，马赫数，马赫锥，理想气体一 维定常流的控制方程组，滞止状态，滞止过程，滞止参数，动压， 气体可压缩性，临界状态，最大等熵膨胀状态，速度系数，气体动 力学函数 （2）固体火箭发动机中的一维定常流动模块（8学时） 该模块为教材的第四章，是气体动力学知识在固体火箭发动机中的具体应用，分别针对喷管、长尾管、燃烧室装药通道展开讲述，最后简要介绍多驱动势广义一维流动。本知识模块的目的是为学生学习固体火箭发动机原理奠定理论基

课程名称固体火箭推进基础及发展

课程名称：固体火箭推进基础及发展 一、课程编码：0100029 课内学时：48学分：3 二、适用学科专业：航空宇航科学与技术，固体推进剂专业 三、先修课程：高等数学，大学物理，航空宇航推进原理，固体火箭发动机设计,气体动力 学基础，工程热力学，传热学等 四、教学目标 通过本课程的学习，掌握先进固体火箭推进的基本原理，并了解其它新型推进方式的概貌，提升学生对固体火箭发动机全方面的认识，为从事固体火箭发动机相关工作奠定基础。 五、教学方式 教学方法以讲授为主，结合教学内容适当安排讨论课，内容以本阶段的讲授的内容和安排的课外阅读材料为主。 六、主要内容及学时分配 A卷 1.固体火箭发动机的燃烧与流动4学时 1.1稳态燃烧 1.2非稳态燃烧 2.燃烧流场的现代诊断技术4学时 2.1燃烧流场的速度诊断 2.2燃烧流场的温度诊断 2.3燃烧流场的密度组分和浓度诊断 2.4凝相粒度及其尺寸分布诊断 3.固体火箭发动机的结构与材料4学时 3.1燃烧室壳体 3.2推进剂装药结构完整性分析 3.3喷管结构烧蚀 3.4壳体尾管的绝热层和包覆层材料 4.固体火箭发动机的喷焰特性4学时 4.1火箭发动机喷焰的排气特征效应 4.2排气特征的测量技术研究 4.3排气特征的预估技术研究 4.4减少排气特征效应的若干措施 5.新型固体推进剂4学时 5.1高能推进剂 5.2高燃速推进剂 5.3复合平台推进剂 5.4固体推进剂的安全性 5.5推进剂技术的发展趋势 6.固体火箭发动机的现代设计与评估技术4学时 6.1固体火箭发动机的现代设计技术

6.2固体火箭发动机的现代评估技术 6.3固体火箭发动机的故障分析 6.4固体火箭发动机的参数辨识 7.现代战术导弹发动机的发展和固体火箭发动机的应用前景4学时 7.1战术导弹发动机的发展方向 7.2当前研究的重点 7.3固体短脉冲控制发动机 8.冲压发动机8学时 8.1冲压发动机的工作原理 8.2整体式冲压发动机的主要组成部件 8.3冲压发动机的发展 B卷 I Introduction2学时 II Overall Design Approach2学时III Propellant Properties and Selection2学时IV Ballistic Analysis and Grain Design2学时V General Procedure for a Propellant Grain-Design Optimization and Computer-Aided Preliminary Design2学时VI Some Specific Cases2学时七、考核与成绩评定 期末笔试：60% 平时分组讨论考核：20% 八、参考书及学生必读参考资料 1.Jensen,G.E and Netzer D.W.Tactical Missile Propulsion[M].Reston:Progress in Astronautics and Aeronautics,Vol.170，1996 2.阿兰.达文纳斯.固体火箭推进剂技术[M].北京：宇航出版社，1997 3.张平等著，固体火箭发动机原理，北京理工大学出版社，1992 4．李宜敏，固体火箭发动机原理北京航空航天大学出版社，1991 5.（苏）阿列玛索夫等著，张大钦等译，火箭发动机原理，北京：宇航出版社，1993 6．王守范编著，固体火箭发动机燃烧与流动，北京工业学院出版社，1987. 7.[美]萨顿G P，比布拉兹O著.火箭发动机基础.北京：科学出版社，2003. 九、大纲撰写人：王宁飞

固体火箭冲压发动机设计技术问题分析

第33卷第2期 固体火箭技术 J o u r n a l o f S o l i dR o c k e t T e c h n o l o g y V o l .33N o .22010 固体火箭冲压发动机设计技术问题分析 ① 徐东来,陈凤明,蔡飞超,杨　茂 (西北工业大学航天学院,西安　710072) 摘要:总结了自1965年以来固体火箭冲压发动机研制技术的总体发展特征和趋势,结合当前新一代战术导弹提出的大空域、宽M a 数和大机动性等越来越高的设计需求,从冲压发动机热力循环技术本质要求出发,分析了当前工程上普遍采用的固定几何进气道、固定几何喷管、燃烧室共用、无喷管助推器和变流量燃气发生器等5项主体设计技术固有的技术缺陷、不足和局限性,明确指出现行的折中设计思想是产生问题的根源,提出未来应遵循“开源节流”设计思想,优先突破喷管调节技术,积极开发进气道调节技术,努力提高现有燃气发生器变流量调节技术水平,切实完善固体火箭冲压发动机热力循环,以促其成功应用。 关键词:固体火箭冲压发动机;设计技术;进气道;喷管;燃气发生器 中图分类号:V 438 文献标识码:A 文章编号:1006-2793(2010)02-0142-06 A s s e s s m e n t o f d e s i g nt e c h n i q u e s o f d u c t e dr o c k e t s X UD o n g -l a i ,C H E NF e n g -m i n g ,C A I F e i -c h a o ,Y A N GM a o (C o l l e g e o f A s t r o n a u t i c s ,N o r t h w e s t e r nP o l y t e c h n i c a l U n i v .,X i 'a n 710072,C h i n a ) A b s t r a c t :T h e d e s i g n c h a r a c t e r i s t i c s a n d t r e n d s o f d u c t e d r o c k e t s s i n c e 1965a r e s u m m a r i z e d .A i m i n g a t d e m a n d i n g d e s i g nr e -q u i r e m e n t s p o s e d b y n e wg e n e r a t i o nt a c t i c a l m i s s i l e s ,n a m e l y ,l o n g r a n g e ,w i d e M a c hn u m b e r r a n g e ,a n dh i g hm a n e u v e r a b i l i t y ,e t c .,t h e i n h e r e n t l i m i t a t i o n s a n dd i s a d v a n t a g e s o f f i v ec o m m o n l y u s e d m a j o r d e s i g nt e c h n i q u e s ,i .e .t h e d e s i g no f f i x e d -g e o m e t r y i n l e t ,f i x e d -g e o m e t r y n o z z l e ,c o m m o nc o m b u s t i o nc h a m b e r ,n o z z l e l e s s b o o s t e r ,a n dv a r i a b l ef l o wg a s g e n e r a t o r ,a r e a n a l y z e df r o m t h ev i e w p o i n t o f e s s e n t i a l r e q u i r e m e n t s o f r a m j e t t h e r m o d y n a m i c c y c l e .T h e p a p e r c l e a r l y p o i n t s o u t t h a t t h e c o m p r o m i s e p h i l o s o p h y i s t h es o u r c e o f t h e s e p r o b l e m s a n d s u g g e s t s t h a t t h e o p t i m u m c o n t r o l i d e a ,i .e .,m a k i n g b r e a k t h r o u g hi nn o z z l er e g u l a t i o nt e c h -n i q u e f i r s t ,a c t i v e l y d e v e l o p i n g i n l e t r e g u l a t i o n t e c h n i q u e ,a n d i m p r o v i n g g a s g e n e r a t o r f l o wc o n t r o l t e c h n i q u e s h o u l db e f o l l o w e d t o p e r f e c t r a m j e t t h e r m o d y n a m i c c y c l e a n df a c i l i t a t e t h e a p p l i c a t i o n s u c c e s s f u l l y . K e yw o r d s :d u c t e dr o c k e t ;d e s i g nt e c h n i q u e s ;i n l e t ;n o z z l e ;g a s g e n e r a t o r 0　引言 固体火箭冲压发动机是第3代冲压发动机。除具 有传统冲压发动机主级比冲高、可提供导弹较远的动力射程且保持高速飞行等性能优势外,因其全固体设计,不仅燃烧稳定可靠,而且突破液体燃料稳定燃烧对于燃烧室的最小尺寸限制,更易于小型化,结构更为简单紧凑,方便贮存和使用维护。所以,被认为是最适合于中等超声速、中远程、小尺寸战术导弹使用的理想高速巡航动力装置。自1965年以来,世界各主要武器大国针对其竞相大力开展了技术研究。 但迄今为止,除前苏联在1965～1967年间研制定型,并成功用于S A -6近程防空导弹外,极少有固体火 箭冲压发动机成功研制和应用案例。特别是自1995年后,针对射程100k m 以上的小尺寸中等超声速超视距空空导弹,欧洲和俄罗斯正在分别大力研制“流星”(M e t e o r )导弹和R -77M 导弹,虽然均历经10余年努力研发,却都迟迟难以定型。不论欧洲等西方发达国家, 即便是继承前苏联衣钵的俄罗斯,历经近半个世纪不懈努力,技术上已经长足进步,却也难以取得研制成功。这究竟是何道理?特别值得深刻反思。 关于冲压发动机的技术发展,国外S o s o u n o v [1] 、W i l s o n [2] 、Wa l t r u p [3] 、F r y [4] 、S t e c h m a n [5] 、B e s s e r [6]和H e w i t t [7]等先后做了阶段性总结和探讨。其中,最具代表性的是在2004年F r y 总结提出的冲压发动机T o p 10 — 142—① 收稿日期:2009-12-28。 基金项目:武器装备预研基金项目(9140A 28030207H K 0332)。 作者简介:徐东来(1970—),男,博士生,主要研究方向为航空宇航推进理论与工程。

固体燃料火箭发动机学习笔记

固体火箭发动机的基本结构：点火装置、燃烧室、装药、喷嘴构成。 固体火箭发动机的工作与空气无关 常见的推进剂有：1.双基推进剂（双基药） 2.复合推进剂（复合药） 3.复合改进双基推进剂（改进双基药）

直接装填！ 形式： 自由装填：药柱直接放在燃料室 贴壁浇筑：把燃料直接和燃烧室粘贴在一起（液体发动机发射前现场加注推进剂）固体火箭一旦制造完成即处于待发状态 经过压身或浇注后形成的一定结构形式的装药我们叫他装药或者药柱 药柱的燃烧面积在燃烧过程中随时间变化必须满足一定的规律 完成特定任务所需要的。

装药面积的燃烧规律决定了发动机压强和推力面积的发展规律。 为了满足上述规律需要对装药的表面用阻燃层进行包裹，来控制燃烧面积变化规律。 药柱可以是：当根、多根，也可事实圆孔药，心孔药 燃烧室是一个高压容器！ 装药燃烧的工作室。 燃烧时要求要求： 容积、对高温（2000-3000K）高压气体(十几到几十兆帕)的承载能力 与高温燃气直接接触的壳体表面需要采用适当的隔热措施

高温高压燃气的出口 作用： 1.控制燃气流出量保持燃烧室内足够压强。 2.使燃气加速膨胀，形成超声速气流，产生推动火箭前进的反作用推力。

部件作用：进行能量转化 工艺特点： 形状：先收拢后扩张的拉瓦尔喷灌，由收敛段、头部、扩张段、 中小型火箭，锥形喷管（节省成本和时间） 工作时间长、推力大、质量流速大采用高速推进剂的大型火箭采用特制喷管（收敛段和和直线段的母线可能不是直线可能是抛物线双圆弧）仔细设计型面，提高效率 作用：使燃气的流动能够从亚声速加速到超声速流 喉部环境十分恶略，烧蚀沉积现象影响性能（改变喉部尺寸改变性能）。

火箭发动机工作原理

火箭发动机工作原理本文包括： 1. 1. 引言 2. 2. 推力和固体燃料火箭 3. 3. 液体推进剂及其他类型的火箭 4. 4. 了解更多信息 5. 5. 阅读所有太空学类文章 迄今为止，人类从事的最神奇的事业就是太 空探索了。它的神奇之处很大程度上是因为 它的复杂性。太空探索是非常复杂的，因为 其中有太多的问题需要解决，有太多的障碍 需要克服。所面临的问题包括： 太空的真空环境 热量处理问题 重返大气层的难题 轨道力学 微小陨石和太空碎片 宇宙辐射和太阳辐射

在无重力环境下为卫生设施提供后勤保障 但在所有这些问题中，最重要的还是如何产生足够的能量使太空船飞离地面。于是火箭发动机应运而生。 一方面，火箭发动机是如此简单，您完全可以自行制造和发射火箭模型，所需的成本极低（有关详细信息，请参见本文最后一页上的链接）。而另一方面，火箭发动机（及其燃料系统）又是如此复杂，目前只有三个国家曾将自己的宇航员送入轨道。在本文中，我们将对火箭发动机进行探讨，以了解它们的工作原理以及一些与之相关的复杂问题。 火箭发动机基本原理 当大多数人想到马达或发动机时，会认为它们 与旋转有关。例如，汽车里的往复式汽油发动 机会产生转动能量以驱动车轮。电动马达产生的转动能量则用来驱动风扇或转动磁盘。蒸汽发动机也用来完成同样的工作，蒸汽轮机和大多数燃气轮机也是如此。 火箭发动机则与之有着根本的区别。它是一种反作用力式发动机。火箭发动机是以一条著名的牛顿定律作为基本驱动原理的，该定律认为“每个作用力都有一个大小相等、方向相反的反作用力”。火箭发动机向一个方向抛射物质，结果会获得另一个方向的反作用力。 火箭发动机工作原 理

超声波法测试固体火箭发动机燃速

超声波法测试固体火箭发动机燃速 王凯,贺晓芳,沈飞,翟江源 （西安航天动力测控技术研究所，陕西西安710025） 摘要：为测量固体火箭发动机燃烧过程中推进剂燃速变化情况， 组建可用于固体发动机地面试验特殊环境的超声波测量平台，应用超声波连续脉冲反射法测量，获得发动机不同界面的超声回波波形数据。通过设置区域增益并观察分析实验数据，从复杂的回波数据中提取出推进剂的厚度变化量，通过计算得到不同时刻推进剂的燃速。回 波图可以清晰反映出推进剂端面的燃烧退移过程， 进而可获得推进剂的燃烧规律。利用超声波法实现固体火箭发动机地面试验条件下推进剂燃速测量， 测得实时连续的发动机燃速，可为固体火箭发动机结构设计及装药设计提供重要参数。 关键词：固体火箭发动机；地面试验；超声波；推进剂； 燃速文献标志码：A 文章编号：1674-5124(2017)08-0019-05 Burning rate measurement of solid rocket motor by ultrasonic technology WANG Kai ，HE Xiaofang ，SHEN Fei ，ZHAI Jiangyuan （Xi ’an Aerospace Propulsion Test Institute ，Xi ’an 710025，China ） Abstract:In order to measure changes in the burning process of solid rocket motor propellant burning rate ，seting up an ultrasonic measurement platform for special environment of the engine ground test ，and get the echo data from three interfaces of solid rocket motor by continuous pulse reflection measurement.Extract the propellant thickness from complex echo data by seting regional gain and analyzing experimental data.Thus ，the burning rate of propellant can be acquired.Regress of burning propellant can be reflected in waveforms.It confirmed the feasibility of the experimental program.Further ，can get the burning regular of propellant.The burning rate of solid rocket motor was measured by ultrasonic method ，and the burning is real-time and continuous.It can provide important parameters for structural design and charge design of solid rocket motor.Keywords:solid rocket motor ；ground test ；ultrasonic ；propellant ；burning rate 收稿日期：2017-02-23；收到修改稿日期：2017-03-20 作者简介：王凯（1990-),男,硕士研究生,专业方向为固体 火箭发动机试验测控技术三0引言20世纪60年代瑞典利用超声波测量了其混合火箭发动机固体燃料的燃速三20世纪80到90年代, 法国的Cauty F 等[1]对推进剂样品的燃速进行了测 量,达到了一定的精度,并将超声燃速测量应用于固体发动机地面试验[2-3]三与此同时美国的几家研究机构也在火箭发动机地面试验中使用超声波进行测试[4]三21世纪初,法国阿里安5助推发动机地面试验中采用超声波法测量推进剂燃速,观测到70cm 推进剂的燃烧端面退移数据,并计算出推进剂燃速的变化三近年来,国外超声波燃速测量方法已经趋于成熟[5-6],研中国测试CHINA MEASUREMENT &TEST Vol.43No.8August ，2017 第43卷第8期2017年8月doi ： 10.11857/j.issn.1674-5124.2017.08.005 万方数据

影响固体火箭发动机推力偏心特性的误差源研究

第22卷第4期南　京　理　工　大　学　学　报Vol.22No.4 1998年8月Journal of N anjing University of Science and Technology Aug.1998 影响固体火箭发动机推力偏心特性的 误差源研究 周长省　许宝庆①　王政时　丘光申 (南京理工大学机械学院,南京210094) (①　江北机械厂,蚌埠233010) 摘要　为了找出产生火箭发动机推力偏心的主要误差源,利用六分力推力偏心测 试系统对装药初温、喷喉误差、喷管内型面缺陷等影响推力偏心的情况进行了试验 研究。研究结果表明:装药初温、喷喉形状及尺寸误差、多喷管安装误差、喷管内型 面缺陷等都对推力偏心有较大影响。获得了对固体火箭发动机设计与制造非常有 参考价值的试验结果。 关键词　固体推进剂,火箭发动机,推力偏心,测试技术,数据分析 分类号　E924.93 大量的火箭弹散布理论分析与试验研究充分证明了固体火箭发动机推力偏心是产生火箭弹散布的重要因素。为了减小散布,必须减少推力偏心。形成火箭发动机推力偏心的因素很多,推力偏心大小不但与发动机结构、喷管内型面形状、尺寸有关,而且与喷管的制造、安装误差,工作过程中喷管形状、尺寸的变化等因素有关[1]。对于喷管内型面形状、尺寸等参数影响燃气的非对称流动从而产生推力偏心的研究,在理论及试验方面都进行了很多,而且取得了卓有成效的研究结果。关于喷管制造、安装误差,形状、尺寸的变化等因素引起推力偏心的研究,以前进行的不多。为了尽可能地减小推力偏心值,有效地提高无控火箭的密集度指标,必须从多方面开展减小推力偏心的技术研究[2]。 1　推力偏心测试原理及数据处理方法 喷管内型面形状、尺寸对推力偏心的影响状况可以通过数值计算,再辅以少量的推力偏心试验而获得。但喷管的制造、安装误差,发动机工作过程中喷管形状、尺寸的变化等因素产生的推力偏心,很难由理论数值计算获得可靠的结果,只有通过一定数量的六分力推力偏心试验,才能掌握各因素的影响规律。 本文于1998年2月25日收到 *　国防科技预研行业基金项目 周长省　男　41岁　副教授

小型固体火箭发动机设计范本

小型业余固体火箭发动机设计范本 科创航天局 李楠 摘要：本文根据个人经验，以具体实例的方式，叙述了一台简单固体火箭发动机的设计流程。文中对发动机各参数的选择、计算进行了较为详细的说明。 目的在于倡导火箭爱好者在火箭的设计、制作方面更加的科学化，精细化。关键词：固体火箭发动机 一、设计要求 1、拟设计一台总冲(It)在600N-S左右的固体火箭发动机 2、发动机既定采用KNDX为燃料 3、发动机的设计推力曲线应尽量平缓，推力均匀 4、发动机的设计应考虑将来发动机用于可导火箭的兼容性 5、发动机要考虑与开伞设备的兼容性 二、基本参数估算 1、推进剂用量估算 KNDX实际密度取1.8 g/ 比冲(Isp)试取120S 则所需推进剂质量为 M= = 600/9.8*120=0.5102kg=510.2g 推进剂体积： V=510.2/1.8=283.4 2、发动机几何尺寸估算 初步假设发动机长径比为5：1 燃料内孔15mm 则发动机尺寸应满足 V=1/4∏（-）H （1） H/Di=5 （2）

其中V ——燃料体积 Di——发动机内径 d ——燃料内孔直径 H ——发动机长度 将数据代入式（1）（2）计算得(求解一个一元三次方程) 发动机内径 Di=43.45mm 发动机长度 H=217.25mm 三、参数计算 上面的计算结果，仅仅是为了明确发动机规格的大方向，还不能满足火箭设计的需要，因此，在下面的设计过程中，主要是围绕上面得出的结果，以SRM 计算软件为平台，确定发动机、药柱的具体尺寸。 1、发动机、药柱基本尺寸的确定 将上述计算结果进行圆整代入SRM，同时细微调整药柱尺寸、数量，使压力曲线平缓，在本方案中，确定药柱方案如下： 药柱外径：42mm 药柱内径：15mm 单段药柱长度：70mm 药柱数量：3 喷燃比变化如右图1： 图1 发动机内径：45mm（计算时应使用42mm，留有3mm做隔热层） 喉口直径初步选择:10 mm 初始喷然比218 压力曲线如右图2： 最大压力：4.6MPa 燃烧时间：1.352S 最大推力：498N 平均推力：424N 总冲:618 NS

固体火箭发动机壳体

固体火箭发动机壳体成型工艺 固体火箭发动机是当今各种导弹武器的主要动力装置，在航空航天领域也有相当广泛的应用。它的特点是结构简单，因而具有机动，可靠，易于维护等一系列优点，非常适合现代化战争和航天事业的需要。但是固体火箭发动机部件在工作中要承受高温，高压和化学气氛下的各种复杂载荷作用，因此其材料通常具有极优异的性能，往往代表着当代材料科学的最先进水平。 固体火箭发动机壳体既是推进剂贮箱又是燃烧室，同时还是火箭或导弹的弹体，因此，在进行发动机壳体材料设计时，要考虑以下几个基本原则： (1)固体火箭发动机壳体就其工作方式来讲，是一个内压容器，所以壳体承受内压的能力是衡量其技术水平的首要指标； (2)发动机壳体是导弹整体结构的一部分，所以又要求壳体具有适当结构刚度； (3)作为航天产品，不仅要求结构强度高，而且要求材料密度小； (4)发动机点火工作时，壳体受到来自内部燃气的加热，而壳体结构材料，尤其是壳体结构复合材料的强度对温度敏感性较强，所以，在设计壳体结构材料时，不能仅限于其常温力学性能，而应充分考虑其在发动机工作过程中，可能遇到的温度范围内的全面性能。 结构图 一、选材 1.1、增强纤维：碳纤维

固体火箭发动机壳体要求复合材料具有高的比强度，比模量和断裂应变。 各种纤维相比，碳纤维具有密度小，拉伸模量和比模量大；耐磨耐疲劳等机械性能优秀；耐腐蚀性能好；热膨胀系数小，导热率高，高温下尺寸稳定性好，不燃，分解温度高；具有润滑性；层间剪切强度及纤维强度转化率都比较高，不易产生静电聚集，使用温度高，不会产生热失强，并有吸收雷达波的隐身功能等优点。飞机结构材料要求轻质高强，耐疲劳、耐腐蚀性能好，尺寸稳定，所以碳纤维是最理想的材料。 拉伸模量为262~320GPa，拉伸强度在5GPa左右，断裂延伸率约为1.7%的高强中模碳纤维是理想的壳体增强材料。 碳纤维复合材料壳体PV/W值是Keclar49/环氧的1.3~1.4倍，可使壳体质量 再度减轻30%，使发动机质量比高达0.93以上。如美国的“三叉戟Ⅱ（C5）”导弹的第一、第二级壳体及“侏儒”导弹的第一、二、三级壳体均采用IM7碳纤维/环氧复合材料。 所以我们选用的是T1000碳纤维，抗拉强度6.37Gpa，抗拉模量294Gpa，断裂延伸率2.2%，密度1.8kg/m3。 1.2、树脂基体：环氧树脂 固体火箭发动机壳体就其工作方式来讲，是一个内压容器，它作为航天产品，不仅要求具有足够的强度、刚度和模量，而且要求密度低，即要求有高的容器特性（PV/W)值。影响PV/W值的因素很多，基体树脂的性能是其中之一。此外，发动机工作后，为使壳体在内部高温燃气的加热下仍保持足够的强度和刚度，树脂基体又应具有较高的热变形温度。固体火箭发动机壳体用复合材料的壳体的选择应遵循如下原则： (1)热力学应变能原则。树脂基体的热变形温度不低于120摄氏度。在树脂力学性能方面，主要考察拉伸性能，而拉伸性能的优劣应以拉伸性能和断裂伸长率的乘积-相对应变能来衡量。相对应变能高的树脂基体其相应容器爆破压强将会高些。对于大型发动机壳体制造用的环氧树脂应具有如下性质：拉伸强度≥80Mpa；拉伸模量≥2800Mpa；断裂伸长率为4~8%；热变形温度＞120摄氏度。 (2)树脂体系的工艺性。 (3)原材料的来源、毒性和经济性，还应该考虑原材料的性能的已知性。 环氧树脂具有鲜明的优点和缺点。 优点：固化收缩小，随固化剂种类而异，体积收缩1%~50%。固化物机械强度高。尺寸稳定性好，粘结性好。电性能、耐腐蚀性能优良。若对树脂和固化剂进行选择，能得到耐热性好的固化物。树脂保存期长，选择固化剂和支撑B阶树脂，有良好的制预浸渍制品的特性。固化时不会像聚酯那样，容易受空气中氧的阻聚。

固体火箭发动机原理复习笔记

固体火箭发动机原理 第一章绪论 1.1绪论 火箭发动机：自身携带燃料和氧化剂的喷气发动机（推进剂燃烧不需要依靠空气中的氧气）吸气发动机：自身只携带燃料，燃烧所需要的氧化剂需要吸收空气中的氧气，吸气发动机只能在大气层中工作。 固体火箭发动机（solid propellant rocket engine）:使用固体推进剂，燃料和氧化剂预先均匀混合 液体火箭发动机（liquid propellant rocket engine）:使用液体推进剂（由液态燃料和液态氧化剂组成），常见的有单组元推进剂——肼，以及双组元推进剂——液氢和液氧 1.2 固体火箭发动机的基本结构和特点 固体火箭发动机的基本结构：固体推进剂装药、燃烧室、喷管、点火装置。 固体火箭发动机的类型：固体、液体、固液混合火箭发动机 固体推进剂（是固体火箭发动机的能源和工质） 种类：双基、复合、复合改双基推进剂 装药方式：自由装填（通常需要挡药板使药柱固定）、贴壁浇注 包覆层：用阻燃材料对装药的某些部位进行包覆，以控制燃烧面积变化规律 燃烧室（是固体火箭发动机的主体，装药燃烧的工作室） 特点：有一定的容积，且对高温高压气体具有承载能力 材料：合金钢、铝合金、或玻璃纤维缠绕加树脂成型的玻璃钢结构 形状：长圆筒型 热防护法：在壳体内表面粘贴绝热层或采用喷涂法 喷管（是火箭发动机的能量转换部件） 拉瓦尔喷管：由收敛段、喉部、扩张段组成 中小型火箭多采用锥形拉瓦尔喷管（收敛段和扩张段均为锥形） 大型火箭一般使用特型拉瓦尔喷管（扩张段为双圆弧、抛物线等） 喷管基本功能： 1.通过控制喷管喉部面积大小以控制排出的燃气质量流率，以控制燃烧室内燃气压强 2.利用先收敛后扩张的喷管结构使燃气由亚声速加速到超声速 喉部材料：（喷喉处工作环境恶劣，常发生烧蚀或沉积现象），需采用耐高温耐冲刷的材料，石墨、钨渗铜等 点火装置（提供足够的热量和建立一定的点火压强，使装药的全部燃烧表面瞬时点燃，尽早进入稳态燃烧） 组成：电发火管+点火剂（烟火剂或黑火药） 或点火发动机（尺寸较大的装药）