固体推进剂火箭发动机的基本问题（下册）
国防工业出版社F.A .威廉斯N.C.黄M.巴雷尔著
京固群译
章节
固体推进剂药柱的机械性能和应力分析
综述
固体推进剂药柱是粘弹物质制成的。推进剂要住的很多结构问题可通过采用无限小线性弹性范围的方法而得到解决，并有足够的精度。然而许多问题，例如与药柱下沉、加强的药柱、药柱流动（蠕变）及有限变形的药柱等有关的问题，其中粘弹概念是主要的。对几何形状复杂的药柱的应力分析，越来越多的数值计算方法正在开始采用粘弹方程，而当要求做精确的应力分析是，则必须考虑粘弹性。
粘弹物质应力分析方法，能在分析中利用实际测得的松弛或蠕变数据，可以避免因采用弹簧-阻尼器模型所伴随的误差而改善了精确度。然而，关于具有复杂几何形状的真实药柱的结构分析，还有很多别的方法。这些方法包括：不少经过很好验证的数值有限差法；几种成熟的有限元素法（将药柱或者分成三角形或者分成四边形单元）；还有一些基础不是那么扎实的方法（例如“多余力法”，其中药柱是假定用杆、板和接头组成的）。
粘弹性
实验结果表明，当应力值低于某一极限值（此极限值与所研究的物质有关）时，粘弹性态是近似线性的。在理论中采用这一假说，便大大简化了应力分析步骤。就线粘弹固体而言，在给定时间内由于阶跃函数应力所导致的应变是与应力值成正比的。这种粘弹响应的线性特征是布拉茨（Blatz）在固体推进剂的蠕变实验中观测得来的。
实验结果图见p326
上册
章节
固体推进剂性能
引言
有关固体推进剂性能的计算，是发展这一学科的一个重要的环节。对固体推进剂性能计算应比其他推进剂要精确些，因为其比冲只有300秒左右。比冲增大几秒便是可观的改进，这将影响到推进剂的选择。
混合比
固体推进剂可分为两类：（a）均质固体推进剂，这种推进剂不含有其尺寸大于分子尺寸的异质组分。均质推进剂通常在同一分子内即包括燃烧机和氧化剂。属于这种类型的纯物质成为推进剂的“基”。最普遍的均质推进机的基为硝化甘油和硝化棉。所谓单基推进剂的一个基（例如硝化棉），而绝大多数均质推进剂为双基的，即：含有硝化棉和硝化甘油。（b）异质固体推进剂为含有其尺寸大于大分子尺寸的异质组分的推进剂。我们本节所要研究的异质推进剂是复合推进剂，在称为粘结剂的塑性燃烧剂的基体中含有大的（大于大分子的）氧化剂（例如过氯酸铵）颗粒。
推进剂的燃烧产物和组分
典型均质推进剂组分见p151~153
异质推进剂可分成两类：（a）简单异质推进剂（典型的简单异质推进剂为AP –PU系统），其中粘结剂本身不能维持燃烧；（b）双组元异质推进剂，其中高能粘结剂本身即可用作均质推进剂的基。
具体介绍见p155~157，无具体参数。
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 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
推进剂是一种经过特殊加工的、自身含有氧化剂和燃烧剂,能够在没有环境氧的参与下自恃燃烧产生大量炽热气体的含能材料。推进剂是火箭发动机的能源,它通过燃烧将推进剂的化学能转化为燃烧产物的热能,完成火箭发动机工作过程中的第一个能量转换过程。[1] 高能推进剂及原材料在经过几十年的探索研究后,因遇到种种困难,曾暂收缩了一个时期,随着军事需求的日益强烈,各国在认真分析总结经验教训的基础上,又以更务实的态度重新开始了相应的研究工作。[2]其中应用较为广泛的是固体推进剂。 由于固体火箭推进剂本身含有可燃物和氧化剂,能在一定的外界能量激发下,可在密闭的隔绝空气的环境中燃烧,这使它区别于普通燃料。推进剂燃烧是同时在气相、液相和固相发生的化学反应和输运过程,比一般的燃气混合物的燃烧更为复杂。作为一种能源,也只有通过燃烧才可将其化学潜能转化为热能,最终变为弹丸或火箭的动能[3，4]。 复合固体推进剂燃烧机理及模型化研究概况：Hermance的非均相反应(HR)模型： Hermance C,E对GDF模型加以改进。并提出了非均相反模型[5]。这是第一个反映推进剂凝聚相反应的影响和推进剂表面不均匀性的理论模型,也是第一个引入统计概念进行分析的模型,HR模型所考虑的物理化学过程为凝聚相反应过程和气相反应过程。凝聚相反应过程包括遵循Arrhenius型反应的氧化剂和粘结剂的热分解反应以及氧化剂颗粒周围缝隙区域发生的粘结剂与气态氧化剂分解产物间的多相反应。气相反应过程则为粘结剂与氧化剂分解产物问的燃烧。HR模型认为燃烧表面由氧化剂、粘结剂和缝隙三部分构成。则推进剂质量燃速可表示成: 显然，则与氧化剂平均横截面积直径D1、缝隙深度S和氧化剂数密度有关.根据统计分析有: HR模型假定气相火焰位置为涉及扩散混合和化学反应长度的加和,根据不同区域的能量守恒及相应边界条件,可导出燃烧速率方程、燃面温度方程和火焰温度方程。对三个方程联立求解,利用数值迭代方法即可求出燃面温度、火焰温度和燃烧速度。HR模型对氧化剂颗粒周围缝隙反应的实验证据不足。但是该模型对氧化剂多分散性质的处理以及氧化剂横截面积直径的统计处理。 [l].董师颜,张兆良.固体火箭发动机原理.北京理工大学出版社,1996 [2].王伯羲,冯增国,杨荣杰.固体推进剂燃烧理论.北京理工大学出版社,1997 [3].邢浴仁,卢众.火炸药技术现状与发展.中国北方化学工业总公司,北京1995 [4].邢浴仁,卢众.火炸药技术现状与发展.中国北方化学工业总公司,北京199 [5].侯林法编著.复合固体推进剂,宇航出版社,北京,1994
21世纪初固体推进剂技术展望 摘要:：从高能、低特征信号、能量管理型及含硼富燃料推进剂等主要方面综述了各国近年来在固体推进剂技术方面的最新进展, 分析展望了固体推进剂技术21世纪初发展的趋势及主要技术方向, 并提出了预测性的看法。 关键词：固体推进剂; 高能推进剂; 低特征信号推进剂; 能量管理型推进剂; 含硼富燃料推进剂; 高能量密度材料; 述评 1 引言 在化学推进剂领域的一些观念上, HMX等一些高能炸药在推进剂中的广泛应用, 已经模糊了火药与炸药的界限; Klager K博士于20世纪80年代提出的“高能交联推进剂”的新概念, 促进了双基(均质) 与复合推进剂的结合, 推出了NEPE等新一代高能推进剂; 膏状推进剂(或凝胶推进剂) 的出现,则可能进一步打破固体与液体推进剂的现状分界,推出一个全新的品种。21世纪初固体推进剂发展方向, 是各国专家们预测的一个热点。从80年代以来, 先后有Klager K,Quentin D , Davenas A等中外学者在总结了固体推进剂发展历程、现有水平的基础上, 预测了未来的发展趋势。现依据近年来一些最新研制动态及进展, 作进一步的分析、阐述与展望。 2 高能推进剂 提高能量始终是固体推进剂研制发展的主要目标。在高能化的进程中, 从单一着眼能量到注重以能量为主的综合性能指标; 从单一着眼比冲()Is到注重密度比冲()ρ?Is, 都标志 着高能化技术的日趋成熟与提高。 2. 1 进展 (1) 为了提高能量, HTPB 推进剂固体含量提高到90 % , 加入硝胺炸药HMX , 在俄国还把HTPB +ADN推进剂用于地下井发射的白杨2M战略导弹第三级; NEPE推进剂, 在美国已先后用于MX、三叉戟Ⅱ、侏儒等战略导弹及某些战术导弹。为了提高能量, 还在进行提高固体含量、提高比冲效率等方面的研究; GAP推进剂为目前作为高能、低特征信号、钝感推进剂的最佳品种, 而倍受关注。美国拟于2001年将GAP推进剂用于高性能低特征信号的空对空导弹、洁净助推器装药及113级微烟推进剂中。 (2) 近年来高能量密度材料(HEDM) 推进剂成为各国研究的热点。美国科学家1987 年首先合成出来的CL220 (六硝基六氮杂异伍兹烷、HNIW) 等高能化合物先后披露出来, 引起各国同行们的注意,并先后进行了合成及在推进剂中使用性能的研究。据报道, 美已建立了每批200 kg的中试装置, 法国也能以每批20 kg～25 kg 规模合成。美、法等国主要将CL220用于高能低特征信号推进剂、枪炮推进剂和高能炸药。据美国国防部1997 年关键技 术计划要求, 近期(1～2年) CL220 推进剂比冲达到 2 430 kg N?, 中期(3～5年) 比冲 s/ 达到2 665 kg N?。 s/ (3) 20多年前, 由前苏联泽林斯基有机化学研究所首先合成出来的ADN (二硝酰胺铵) 较晚才披露于世。俄致力于ADN的研制与使用, ADN推进剂已用于部份空对空导弹及SS 224、SS 227TOPOL2M (白杨2M) 机动型洲际导弹第三级等型号。使用40 %的ADN , 可将比冲提高约100 kg N?。ADN 用于低特征信号推进剂, 可将比冲提高7 %; 用于含铝推s/
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
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）。
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。
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。
新型固体推进剂 在未来国防中的作用及其发展趋势 严启龙 （中国兵器工业集团公司第２０４研究所） 摘 要：通过介绍各国在高能固体推进剂技术方面的研究现状及今后的研究方向，说明了高能固体推进剂在国防科技领域得到了高度的重视和广泛的关注。并依据高能固体推进剂在现代武器装备中的重要地位和作用，以及未来高技术战争对武器的要求，阐明了高能固体推进剂有待发展的关键技术和研究方向，发展的内涵在于重视知识创新、加强技术创新和推进管理创新。 关键词：固体推进剂 导弹 武器装备 国防 含能材料 ２０世纪８０年代末，世界局势发生了深刻变化，随着苏联解体及冷战结束，世界出现了多元化格局，和平与发展已成为世界主题。因而，导致各国在武器装备研究上着重于性能精良、使用安全、可靠性高、成本低等方面，同时充分利用军事技术进行和平利用。历史表明，固体推进剂技术的发展多半靠的是“需求牵引”，当需求增加时，固体推进剂技术得到迅速发展，而在相对和平的年代，则发展较为缓慢。当然专业技术的基础研究工作也起到重要的推动作用。在和平年代，除了极特殊的用途外，固体推进剂今后强调的主要问题将是成本，这意味着研究方法会发生重大变革，将要引入价值分析方法和计算机辅助设计等手段，来降低其制造成本，提高其性价比。２０世纪９０年代以来，各国都在加速研制高能固体推进剂，以适应导弹武器发展的变化。从当今固体推进剂的应用状况来看，未来固体推进剂的发展趋势是在高性能、高可靠性的基础上进一步降低成本，减少对环境的污染，开发和研制低特征信号推进剂、钝感推进剂和用于可变能量的推进剂［１］。 １．主要发达国家固体推进剂研究计划 国外高性能、钝感和低特征信号推进剂的研制首先是从双基推进剂入手，随着对能量和综合性能的进一步要求，又着手研制改性双基、ＮＥＰＥ等低特征信号推进剂，为进一步减少特征信号，达到高能、钝感的目标，目前正在研制含有ＧＡＰ、ＣＬ－２０和ＡＤＮ等高性能固体推进剂配方。研制低特征信号推进剂，双基系推进剂要比复合推进剂有利得多，尤其是浇注改性双基推进剂更有其有利的条件。改性双基推进剂实现低特征信号并提高性能的主要技术途径有采用新型含能材料（含能粘合剂、氧化剂、增塑剂）组成新配方；选择适当的燃烧催化剂和燃速调节剂改善燃烧性能；合成新型、实用的键合剂提高力学性能；用新的工艺技术（双螺杆压伸技术）解决高固体含量带来的工艺问题。 （１）德国发展计划［２］ ①提供新型含能材料，如ＮＥＮＡ、ＡＤＮ、ＤＮＤＡ、叠氮化合物等； ②借助新工艺制备新型材料并制定自己的技术标准，提供具有稳定、成熟的工艺条件的工业生产方式； ③通过改变参数，如粒子尺寸、粒子形状、密度和分子形状，调节已制备的材料的性能； ④运用现代化的检测手段和特殊的分析方法确定组份和配方的性能。ＩＣＴ计划在近期内进一
固体推进剂火箭发动机的基本问题（下册） 国防工业出版社F.A .威廉斯N.C.黄M.巴雷尔著 京固群译 章节 固体推进剂药柱的机械性能和应力分析 综述 固体推进剂药柱是粘弹物质制成的。推进剂要住的很多结构问题可通过采用无限小线性弹性范围的方法而得到解决，并有足够的精度。然而许多问题，例如与药柱下沉、加强的药柱、药柱流动（蠕变）及有限变形的药柱等有关的问题，其中粘弹概念是主要的。对几何形状复杂的药柱的应力分析，越来越多的数值计算方法正在开始采用粘弹方程，而当要求做精确的应力分析是，则必须考虑粘弹性。 粘弹物质应力分析方法，能在分析中利用实际测得的松弛或蠕变数据，可以避免因采用弹簧-阻尼器模型所伴随的误差而改善了精确度。然而，关于具有复杂几何形状的真实药柱的结构分析，还有很多别的方法。这些方法包括：不少经过很好验证的数值有限差法；几种成熟的有限元素法（将药柱或者分成三角形或者分成四边形单元）；还有一些基础不是那么扎实的方法（例如“多余力法”，其中药柱是假定用杆、板和接头组成的）。 粘弹性 实验结果表明，当应力值低于某一极限值（此极限值与所研究的物质有关）时，粘弹性态是近似线性的。在理论中采用这一假说，便大大简化了应力分析步骤。就线粘弹固体而言，在给定时间内由于阶跃函数应力所导致的应变是与应力值成正比的。这种粘弹响应的线性特征是布拉茨（Blatz）在固体推进剂的蠕变实验中观测得来的。 实验结果图见p326 上册 章节 固体推进剂性能 引言 有关固体推进剂性能的计算，是发展这一学科的一个重要的环节。对固体推进剂性能计算应比其他推进剂要精确些，因为其比冲只有300秒左右。比冲增大几秒便是可观的改进，这将影响到推进剂的选择。 混合比 固体推进剂可分为两类：（a）均质固体推进剂，这种推进剂不含有其尺寸大于分子尺寸的异质组分。均质推进剂通常在同一分子内即包括燃烧机和氧化剂。属于这种类型的纯物质成为推进剂的“基”。最普遍的均质推进机的基为硝化甘油和硝化棉。所谓单基推进剂的一个基（例如硝化棉），而绝大多数均质推进剂为双基的，即：含有硝化棉和硝化甘油。（b）异质固体推进剂为含有其尺寸大于大分子尺寸的异质组分的推进剂。我们本节所要研究的异质推进剂是复合推进剂，在称为粘结剂的塑性燃烧剂的基体中含有大的（大于大分子的）氧化剂（例如过氯酸铵）颗粒。
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**
研究与实践了解火箭推进剂 研究目的 火箭推进剂在航天和军事等领域具有广泛的应用。通过查阅资料，了解火箭推进剂的发展历史、现状及趋势，感受火箭推进剂的发展对人类社会进步的促进作用，体会化学反应中能量变化的重要价值。 阅读材料 材料一了解火箭推进剂的发展历史 火箭燃料发展历史按火箭的第一级燃料分为4代。 第1代：火药，就像节日放的冲天炮，人工降雨用的小火箭。 第2代：燃料：偏二甲肼。氧化剂是四氧化二氮。特点：技术成熟，价格低廉，但是有剧毒。第3代：燃料：煤油。氧化剂是液态氧。特点：无毒，性能高，燃料密度高，火箭直径比较小，技术成熟，价格低廉。 第4代：燃料：液态氢。氧化剂是液态氧。特点：无毒，性能奇高。 材料二了解我国目前常用的火箭推进剂的类型、成分和特点 目前，火箭推进剂主要有三种类型：液体推进剂、固体推进剂和混合型推进剂。 (1)液体推进剂 液体推进剂，比较常用的有：四氧化二氮－肼类(偏二甲肼，一甲基肼，肼)，液氧－煤油，液氢－液氧等。四氧化二氮－肼类推进剂被广泛使用，特点是可在室温下储存，技术成熟，可靠性高。但其燃烧效率比较低且有毒污染环境。液氧－煤油推进剂作为常温推进剂，使用方便，安全性好，且价格便宜。液氢－液氧推进剂这种组合是当前最有潜力的组合，其燃烧效率很高，清洁无污染。但是价格昂贵，储存、运输、加注、发动机制造都要求更高。(2)固体推进剂 固体推进剂是燃料和氧化剂的混合体。固体推进剂有聚氨酯、聚丁二烯、端羟基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚等。固体推进剂火箭主要的优点是结构简单，成本相对较低，使用非常安全，瞬间的爆发推力巨大，缺点是推力无法调节并且推进效率低。 (3)混合推进剂
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。