固体火箭发动机药柱设计大作业

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固体火箭发动机设计

工作时间： tk ≤1.8 秒工作温度：TH = -40℃~50℃ 燃烧室外径： DH ≤0.426 米，发动机总长： L ≤2.52 米附加条件：选用一种推进剂，装药采用多根管状药柱，为确
保同温度下的推力在允许范围内，可采用更换喷管。
三、课程设计任务：
1 分析原始条件，确定设计方案，进行发动机结构设计
2．1 发动机结构形式 ............................................................................................ 5 2．2 推进剂及药型选择 ........................................................................................ 5 2．3 壳体材料 ........................................................................................................ 6 2．4 发动机主要设计参数选择 ............................................................................ 7 三、发动机的装药设计： ..................................................................................... 9 3．1 药柱基本参数 ................................................................................................ 9 3．2 药柱尺寸的确定 .......................................................................................... 10 四、发动机燃烧室设计 ....................................................................................... 12 4．1 燃烧室结构，材料以及尺寸 ...................................................................... 12 4．2 燃烧室应力分析以及强度校核 .................................................................. 15 五、发动机喷管设计 ........................................................................................... 15 5．1 喷管的气动设计 .......................................................................................... 15 5．2 喷管壁厚 ...................................................................................................... 17 5．3 喷管的热防护 .............................................................................................. 17 5．4 喷管堵盖 ...................................................................................................... 17 六、喉部设计及校验计算 ................................................................................... 18 6．1 设计喉部尺寸 dt .......................................................................................... 18 6．2 温度区间—喉衬尺寸如下表示： ............................................................ 25 七、内弹道计算 ................................................................................................... 25 7．1 内弹道计算基本方程 .................................................................................. 25

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，P4910.单根管状装药的设计过程？如何计算？参考2-4节，P6411.什么是线性粘弹性？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。

固体火箭发动机随机药柱结构分析参数的灵敏度研究

ＴＡｉｅｇ，ＡＧＧｏｊＬＩｏｇｕＬａ—ｕＩＮＳ— ｎＴＮｕ－ｎ，Ｅｎｄｎ，ＩｏｋｉｐｉＹＤ
（．ｌａｙＲｐｅｅｔｉｆｃｒＣｅｇｕＡｍｖｔｎＤｐｒｅｔｆｅｅａＳａ，ｈｎｄ６０３，ｈａ１ＭｉｔｅｒｓｎａｖＯｆｅｆｈｎｄ，ｒｙＡｉｉｅａｔｎｏｎｒｌｔＣｅｇｕ１０５Ｃｉ；ｉｒｔｅｉｏａｏｍＧｆｎ２ＣｌｇｆｅｏｐｃｎｔｉｎｉｅｒｇＮｔｎｌｎｖｆｅｎｅＴｃｎｌ，ｈｎｓａ４０７，ｈｎ）．ｏｅｅｏｒｓａｅａｄＭａｒＥｇｅｎ，ａｉａＵｉｌＡｅａｌｎｉｏ．ｏｆｓｅｈｏｇＣａｇｈ１０３ＣｉＤｅｏｙａ
ＡｂｔａｔＳｏｈｓｉａａｔｒｓｎｉｖｔｆＳＭｒｉｔｃｕｅｗｓａａｙｅａｅｎｖｓｏｌｓｉｔｃａｔｎｔｌｍｅｔｓｒｃ：ｔｃａｔｐｒｍｅｅｅｓｔｉｏＲｇａｎｓｒｔｒａｎｚｄｂｓｄｏｉｃｅａｔｓｏｈｉｆｉｅｅｎｃｉｙｕｌｃｓｃｉｅ
式表达式对药柱结构随机参数灵敏度进行了分析。所得结论可为固体火箭发动机工程设计提供参考。
关键词：固体火箭发动机；固体推进剂；参数灵敏度；粘弹性随机有限元
中图分类号：４０Ｖ３文献标识码：Ａ文章编号：０６２９（０８０－０８０１０－３２０）１２－７０５
（．１总参陆航部驻成都地区军事代表室，成都６０３；．１０５２国防科技大学航天与材料工程学院，长沙４０７）１０３

固体火箭发动机药柱结构完整性及可靠性分析

方法与实验
进行固体火箭发动机可靠性增长试验的方法主要包括实验设计和数据采集。在实验设计阶段，需要根据初步的有限元分析和蒙特卡洛分析，制定相应的实验方案，包括实验条件、实验步骤和实验周期等。在数据采集阶段，需要利用各种传感器和测试设备，实时采集实验过程中的各种数据，如压力、温度、振动等，以供后续分析使用。
尽管计算机辅助设计技术在固体火箭发动机结构可靠性分析中得到了广泛应用，但仍存在一些问题和挑战。例如，如何提高数值计算的精度和效率，如何实现发动机结构的多尺度模拟和分析，以及如何设计出更具有可靠性和安全性的发动机结构等。因此，未来需要进一步开展相关研究，以推动固体火箭发动机结构设计技术的发展。
Hale Waihona Puke 1、优化设计：通过优化药柱的设计，提高其可靠性和稳定性。例如，优化药柱的几何形状、选用高强度材料等措施可以提高药柱的抗疲劳性能和稳定性。
2、提高制造和装配精度：通过提高制造和装配过程中的精度，减少误差，可以提高药柱的可靠性。例如，采用先进的加工设备和工艺方法，对装配过程进行严格的质量控制等措施可以降低误差。
3、加强使用和维护：通过正确的使用和维护，可以延长药柱的寿命，提高其可靠性。例如，定期检查、维护和更换药柱，避免超负荷或不当使用等措施可以降低药柱故障的风险。
参考内容
本次演示旨在探讨固体火箭发动机结构可靠性的计算机辅助设计研究。首先，我们将概述固体火箭发动机的基本结构和设计原则，然后介绍计算机辅助设计技术在发动机结构可靠性分析中的应用，最后讨论未来研究方向和挑战。
谢谢观看
结果与分析
通过对实验数据的分析，可以得出固体火箭发动机在不同工况下的性能表现和可靠性水平。通过对这些数据的分析和比较，可以评估出固体火箭发动机的薄弱环节和潜在故障模式，进而针对性地提出可靠性增长方案。此外，通过对实验结果的分析，还可以进一步优化实验方案，提高实验的效率和准确性。

某型固体火箭发动机点火药盒的改进设计

２６６０４２）
（海军潜艇学院，青岛
摘要：分析了某型固体火箭发动机点火药盒在贮存期内产生气体、盒表面变鼓问题的原因，提出了选择不含镁粉的
黑火药作为点火药剂，并重新设计药量及粒度混装方案；经过各项试验证明，新的点火药盒能够满足该型发动机点
ｓｉｇｎｅｄｉｇｎｉｔｅｒｃａｒｔｉｄｒｇｅｉｓｐｒｏｖｅｄｔｏｍｅｅｔｔｈｅｎｅｅｄｏｆｍｏｔｏｒｉｇｎｉｔｉｏｎ．
Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｓｏｌｉｄｒｏｃｋｅｔｍｏｔｏｒ；ｉｇｎｉｔｅｒｃａｒｔｉｄｒｇｅ；ｍａｇｎｅｓｉｕｍｐｏｗｄｅｒ；ｂｌａｃｋｐｏｗｄｅｒ
第３４卷
第７期
四川兵工学报
２０１３年７月
【武器装备理论与技术】
ｄｏｉ：１０．１１８０９／ｓｃｂｇｘｂ２０１３．０７．Ｏ０ｌ
某型固体火箭发动机点火药盒的改进设计
卢文忠，张磊，冀海燕
的点火药盒，置于头部，结构如图１所示。点火药剂由８５ｇ
火要求。
关键词：固体火箭发动机；点火药盒；镁粉；黑火药
中图分类号：Ｖ４３５文献标识码：Ａ文章编号：１００６－０７０７【２０１３）０７— ０００１－０３

固体火箭发动机设计大作业

固体火箭发动机设计大作业固体火箭发动机是一种使用固体推进剂进行推力产生的火箭发动机。

它具有结构简单、操作可靠、推力大等优点，因此被广泛应用于火箭发射器、导弹和航天器等领域。

固体火箭发动机的设计是一个复杂的工程问题，需要考虑多个因素，包括推力需求、燃烧效率、结构设计等。

本次大作业将介绍固体火箭发动机的基本原理和设计要点。

首先，固体火箭发动机的基本原理是利用固体推进剂的燃烧过程产生大量高温高压的气体，通过喷射将气体排出来，产生推力。

固体推进剂通常由燃料和氧化剂组成，两者混合后形成可燃的固态混合物。

为了提高燃烧效率，常常会在固体推进剂中添加催化剂和增稠剂等辅助物质。

在固体火箭发动机的设计过程中，推力需求是一个重要的考虑因素。

推力需求取决于所需运载物的质量和所需达到的速度，因此需要根据具体的任务要求来确定推力大小。

通常情况下，固体火箭发动机的推力较大，可以通过增减推进剂的数量来调整推力大小。

燃烧效率是另一个需要考虑的因素。

燃烧效率的高低直接影响到发动机的性能。

为了提高燃烧效率，在设计时需要考虑以下几个因素：首先是固体推进剂的配方和比例，不同的配方和比例会影响燃烧产物的种类和产生速率；其次是燃烧室的设计，燃烧室的形状和尺寸会影响气体流动的速度和混合程度；最后是点火系统的设计，点火系统需要确保固体推进剂能够快速燃烧起来。

此外，固体火箭发动机的结构设计也是一个关键问题。

结构设计需要考虑发动机的重量和结构强度。

发动机的重量必须尽量减小，以提高火箭的有效载荷能力，因此需要选用轻质材料和合理的结构设计。

同时，发动机的结构需要足够强度，以承受高温高压的工作环境。

综上所述，固体火箭发动机的设计涉及到推力需求、燃烧效率和结构设计等多个方面。

通过合理的设计，可以实现高效、可靠的固体火箭发动机。

未来，固体火箭发动机还将继续发展，以满足更高的推力需求和更高的燃烧效率要求，为火箭发射器、导弹和航天器等提供更好的动力支持。

固体火箭发动机

固体火箭发动机固体火箭发动机定义与原理固体火箭发动机为使用固体推进剂的化学火箭发动机。

固体推进剂点燃后在燃烧室中燃烧，化学能转换为热能，生成高温高压的燃烧产物。

燃烧产物流经喷管，在其中膨胀加速，热能转变为动能，以极高的速度从喷管排出而产生推力。

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。

固体火箭发动机组成固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置等组成。

药柱是由推进剂与少量添加剂制成的中空圆柱体（中空部分为燃烧面，其横截面形状有圆形、星形等）。

药柱置于燃烧室（一般即为发动机壳体）中。

在推进剂燃烧时，燃烧室须承受2500～3500度的高温和102～2×107帕的高压力，所以须用高强度合金钢、钛合金或复合材料制造，并在药柱与燃烧内壁间装备隔热衬。

点火装置用于点燃药柱，通常由电发火管和火药盒（装黑火药或烟火剂）组成。

通电后由电热丝点燃黑火药，再由黑火药点火燃药拄。

喷管除使燃气膨胀加速产生推力外，为了控制推力方向，常与推力向量控制系统组成喷管组件。

该系统能改变燃气喷射角度，从而实现推力方向的改变。

药柱燃烧完毕，发动机便停止工作。

固体火箭发动机的优缺点分析及适用范围固体火箭发动机与液体火箭发动机相比较，具有结构简单，推进剂密度大，推进剂可以储存在燃烧到中常备待用和操纵方便可靠等优点。

缺点是“比冲”小（也叫比推力，是发动机推力与每秒消耗推进剂重量的比值，单位为秒）。

固体火箭发动机比冲在250～300秒，工作时间短，加速度大导致推力不易控制，重复起动困难，从而不利于载人飞行。

固体火箭发动机主要用作火箭弹、导弹和探空火箭的发动机，以及航天器发射和飞机起飞的助推发动机。

固体火箭发动机的关键设计固体火箭发动机药柱燃烧过程中燃面面积的精确计算在固体火箭发动机设计中一直占有重要地位，国内外学者对此也提出了很多计算方法，像通用坐标法、有限元素法和边界坐标法等，但这些方法基本都是数值法，其输入复杂，无法显示燃烧过程中燃面的精确变化，计算精度不高且容易产生燃面波动。

固体火箭发动机药柱整形虚拟轴机床的运动学分析

ｔｅＪｃｂａａａｃｌｔｄ，ａｄｔｅｃｎｉｏｓｏｈｉｇｌｒｉｓｐｅａｉｇｆｒｔｅｎｘｎｌｚｆｔｉｍａｈｎｏｌｗｓｈａｏｉｎｗｓｃｌｕａｅｎｈｏｄｔｎｆｅｓｎｕａｉｅｒｐｒｎｏｈｅｔａａｙｅｏｈｓｉｔｔｃｉｅｔｏａ
证尺寸精度和形状位置精度。所以固体火箭发动机自动整形工艺是目前航天产业中十分紧迫的问题。
本研究通过研制出性能安全、靠、效，用可高适
的同时运动合成了固定主轴的动平台的空间三自
ｃｌｕａｅａｃｌｔｄ．Ｋｅｏｄｓｖｒｕａｘｓｍａｉｏｌｙｗｒ：ｉｔｌａｉｃｈｎｅｔｏ；ｋｉｅａｉｓ；ｓｎｇａｉｉｓ；ｙｃｂｉｎｎｍｔｃｉｕｌｒｔｅａｏａｐ
０前
言
１虚拟轴机床
１１组成．
Ａｂｓｒｃｔａｔ：Ｔｈｏｔｒｎａｄｒｆｔｅｖｒｕｌａｓｍａｈｎｅｔｏｒｕｍｍａｉｅｅｓｆｗａｅａｄｈｒｗａｅｏｈｉｔａｘｉｃｉｏｌｗｅｅｓｒｚｄ，ａｄｔｅｄｅｒｅｏｒｅｏｏｎｈｇｅｆｆｅｄｍｆｔｅｍａｈｎｅｔｏｓｃａｃｌｔｄ．Ｂａｅｎｔｅｓｒｔｒｆｔｓｍａｈｉｅｔｏ．ｉｖｒｅａｏ＇ａｄｋｉｅａｉｓｗｅｅｓｔｕｈｃｉｏｌｗａｌｕａｅｓｄｏｈｔｕｃｕｅｏｈｉｃｎｏ１ｎｅｓｎｄｆｉｒｎｍｔｒｅｐ．ｗｃ

固体火箭发动机的结构设计

异而引起的装药高温的热应力，前支撑件还可做点火具的支承架。 (7) 挡药板迎气流面的边缘应做成圆角过渡，因为尖锐的棱角使气流阻
力大，且容易被烧蚀，而烧蚀产生的熔融金属流，又会使喷管喉部被冲刷成深槽，产生较大的气动偏心。 (8) 工艺性要好，制造和装配应方便，适于成批生产的要求。
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燃烧室壳体的安全与可靠具有特别重要的意义，不仅在设计过程中应仔细地计算、校核，在制造过程中也要百分之百地进行非破坏性强度试验。
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第一节燃烧室设计
5.1.2 连接底设计
连接底(或称前封头)与燃烧室壳体构成火箭装药的封闭端。它还具有连接战斗部或仪器舱，以及调整全弹质量和成为杀伤破片的作用。
(1) (2) (3) (4)
连接底设计的主要任务是确定结构及根据强度计算确定连接底的厚度。一、平板连接底
R pm' /[ ]
二、曲面连接底
碟形连接底的壁厚可根据相应的椭圆比利用椭球形连接底的壁厚计算式(5-28)和式(5-29)来估算。
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第一节燃烧室设计
5.1.3 燃烧室内壁的隔热与防护
纹结构。内螺纹结构图5－1(d)、(e)、(f)所示为内螺纹结构，是目
前火箭弹常用的结构。
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第一节燃烧室设计
2）纤维缠绕结构
图5－3所示的结构是一种用经过树脂浸渍过的玻璃纤维在缠绕机的芯模上缠绕而成的玻璃钢燃烧室。
2.连接结构
燃烧室壳体与连接底(前封头)或喷管、连接底与点火具之间都存在连接问题。连接结构可分为可拆卸连接与不可拆卸连接两种：可拆卸连接有螺纹连接、螺柱连接和卡环连接；不可拆卸连接有焊接、铆接、过盈配合和粘接等。

固体火箭发动机装药设计

计算出的装药尺寸装不进燃烧室，引入极限充满系数εl 。极限充满系数是装药外径为极限直径时所对应的充满系数。装药的极限直径是指外径相等的多根单孔管状药对应于一定的装药根数和排列方式，所
有装药都能装入燃烧室时，装药的最大外径，记为Dl 。
1 D1 / Di
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第二节单孔管状药的装药设计
2.3.1 装药尺寸与设计参量的关系
星孔装药的几何尺寸包括：装药外径D、长度L、肉厚e1、星角数n、角分数ε、特征长度l、星根半角θ/2及星尖圆弧半径r和星根圆弧半径r1等。星孔装药的设计参量主要有燃烧面积Ab、通气面积Ap和余药质量mf等。
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第三节星孔药的装药设计
一、星孔装药燃烧面变化规律 1.第一阶段(星边消失前)的燃烧面变化规律
1. 单孔管状药燃烧面变化规律实际燃烧过程中燃烧面的变化相当复杂。下面的推导是按照几何
燃烧定律——在整个燃烧过程中，装药按平行层燃烧规律逐层燃烧进行推导的。因此推导得到的是装药燃烧面理论上的变化规律。
图2-2 为无包覆单孔管状药燃烧面变化示意图。总燃面的变化规律为
Ab Ab0 4 (D d )e
由上式可知，当单孔管状药两端不包覆时，呈线性减面性燃烧。用同样方法可得到装药一端或两端包覆时燃烧面变化规律。
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第二节单孔管状药的装药设计
2.通气参量与装药尺寸的关系
在固体火箭发动机原理中，介绍过通气参量 œ ，它定义为在固体火箭发动机燃烧室中所研究的x截面前的装药燃烧面积 Abx 与该截面的燃气通道截面积 Apx 之比，它在装药未燃烧时靠近喷管处一端最大，称为起始通气参量 œ0，其计算公式为
(1) 当装药厚度e 1和装药根数n已限定时

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//面积单元 A(1,1) RM[1][1]=R; RL[1][1]=R-e1; ANG[1][1]=(1-EE)*pi/n; yc1[1][1]=0; yc2[1][1]=e1; //面积单元 A(2,1) RM[2][1]=e1+r; RL[2][1]=r; ANG[2][1]=asin(R/Rm*sin(EE*pi/n)); yc1[2][1]=0; yc2[2][1]=e1; //面积单元 A(3,1) RM[3][1]=B;
RM[1][6]=R; RL[1][6]=e1+r; ANG[1][6]=EE*pi/n; yc1[1][6]=e1; yc2[1][6]=Rm-r;
i=0; for (e=0;e<Rm-r;e=e+0.1) { fun1(&cup1,&cup2,e,yc1[1][1],yc2[1][1],RM[1][1],RL[1][1],ANG[1][1]); sc[i]=sc[i]+cup1; fc[i]=fc[i]+cup2; fun1(&cup1,&cup2,e,yc1[2][1],yc2[2][1],RM[2][1],RL[2][1],ANG[2][1]); sc[i]=sc[i]+cup1; fc[i]=fc[i]+cup2; fun1(&cup1,&cup2,e,yc1[3][1],yc2[3][1],RM[3][1],RL[3][1],ANG[3][1]); sc[i]=sc[i]+cup1; fc[i]=fc[i]+cup2; fun4(&cup1,&cup2,e,yc1[1][4],yc2[1][4],RM[1][4],RL[1][4]); sc[i]=sc[i]+cup1; fc[i]=fc[i]+cup2; fun5(&cup1,&cup2,e,yc1[1][5],yc2[1][5],RM[1][5],RL[1][5],ANG[1][5]); sc[i]=sc[i]+cup1; fc[i]=fc[i]+cup2; fun6(&cup1,&cup2,e,yc1[1][6],yc2[1][6],RM[1][6],RL[1][6],ANG[1][6]); sc[i]=sc[i]+cup1; fc[i]=fc[i]+cup2;
固体药柱设计大作业
组员 1：学号组员 2：学号组员 3：学号组员 4：学号组员 5：学号
12151175 12151171 12151165 12151185 12151158
姓名姓名姓名姓名姓名
陈志远段毓李诗凝宋鹏翔谢冰莹
2015 年 12 月 9 日
变量 pi sita e1 sita_1
含义
变量 D R EE r1
含义药柱外径药柱半径
3.14159
星边夹角（等面）
药柱肉厚
0.6 星角系数
r ' 星根角处半径
星边夹角（减面）
cup1，cup2
用作数据传递的寄存器

mode
模式选择
3、具体计算程序 [本程序为 c 语言程序] #include <stdio.h> #include <stdlib.h> #include <math.h> void fun1(float* sc,float*fc,float yc,float yc1,float yc2,float R1,float r1,float sita1); void fun2(float* sc,float*fc,float yc,float yc1,float yc2,float R2,float r2,float sita2); void fun3(float* sc,float*fc,float yc,float yc1,float yc2,float b3,float h3); void fun4(float* sc,float*fc,float yc,float yc1,float yc2,float b4,float h4); void fun5(float* sc,float*fc,float yc,float yc1,float yc2,float R5,float r5,float H); void fun6(float* sc,float*fc,float yc,float yc1,float yc2,float R6,float r6,float aerfa);
yc2[1][6]=Rm-r;
i=0; for (e=0;e<Rm-r;e=e+0.1) { fun1(&cup1,&cup2,e,yc1[1][1],yc2[1][1],RM[1][1],RL[1][1],ANG[1][1]); sc[i]=sc[i]+cup1; fc[i]=fc[i]+cup2; fun1(&cup1,&cup2,e,yc1[2][1],yc2[2][1],RM[2][1],RL[2][1],ANG[2][1]); sc[i]=sc[i]+cup1; fc[i]=fc[i]+cup2; fun1(&cup1,&cup2,e,yc1[3][1],yc2[3][1],RM[3][1],RL[3][1],ANG[3][1]); sc[i]=sc[i]+cup1; fc[i]=fc[i]+cup2; fun2(&cup1,&cup2,e,yc1[1][2],yc2[1][2],RM[1][2],RL[1][2],ANG[1][2]); sc[i]=sc[i]+cup1; fc[i]=fc[i]+cup2; fun3(&cup1,&cup2,e,yc1[1][3],yc2[1][3],RM[1][3],RL[1][3]); sc[i]=sc[i]+cup1; fc[i]=fc[i]+cup2; fun4(&cup1,&cup2,e,yc1[1][4],yc2[1][4],RM[1][4],RL[1][4]); sc[i]=sc[i]+cup1; fc[i]=fc[i]+cup2; fun5(&cup1,&cup2,e,yc1[1][5],yc2[1][5],RM[1][5],RL[1][5],ANG[1][5]); sc[i]=sc[i]+cup1; fc[i]=fc[i]+cup2; fun6(&cup1,&cup2,e,yc1[1][6],yc2[1][6],RM[1][6],RL[1][6],ANG[1][6]); sc[i]=sc[i]+cup1; fc[i]=fc[i]+cup2;
RL[3][1]=r; ANG[3][1]=acos(H/Rm)-sita/2.0; yc1[3][1]=0; yc2[3][1]=B-r; //面积单元 A(1,2) RM[1][2]=r_1; RL[1][2]=0; ANG[1][2]=(pi-sita)/2.0; yc1[1][2]=0; yc2[1][2]=r_1; //面积单元 A(1,3) RM[1][3]=(B-r-r_1)/tan(sita/2.0); RL[1][3]=r_1; yc1[1][3]=0; yc2[1][3]=r_1; //面积单元 A(1,4) RM[1][4]=(B-r-r_1)/tan(sita/2.0); RL[1][4]=B-r-r_1; yc1[1][4]=r_1; yc2[1][4]=B-r; //面积单元 A(1,5) RM[1][5]=Rm; RL[1][5]=B; ANG[1][5]=H; yc1[1][5]=B-r; yc2[1][5]=Rm-r; //面积单元 A(1,6) RM[1][6]=R; RL[1][6]=e1+r; ANG[1][6]=EE*pi/n; yc1[1][6]=e1;
printf("e=%-8.1fSc=%-13fFc=%-13fS=%-13fAp=%-13f\n",e,sc[i],fc[i],2*n*sc[i],pi* R*R-2*n*fc[i]); i++;
} goto exit;
NoStarRoot: if (mode==3); else if(mode==4) sita=sita_1; else {printf("错误，请重新输入:\n");
int main() { float pi=3.14159; //药柱基本几何尺寸 float D=170; float R=85; float e1=45; float l=36; float n=6;float r=4;float r_1=3; float sita=67.06*pi/180; float sita_1=60*pi/180; float EE=0.6 ; int i; float e; float cup1,cup2; float sc[600]={0}; float fc[600]={0}; int mode; //燃烧线长度累加器、剩余燃烧面积累加器 //模式选择，选择 4 种药柱中的一种进行计算 //烧去肉厚 //寄存器 //星角系数
goto begin;} //面积单元 A(1,1) RM[1][1]=R; RL[1][1]=R-e1; ANG[1][1]=(1-EE)*pi/n; yc1[1][1]=0; yc2[1][1]=e1; //面积单元 A(2,1) RM[2][1]=e1+r; RL[2][1]=r; ANG[2][1]=asin(R/Rm*sin(EE*pi/n)); yc1[2][1]=0; yc2[2][1]=e1; //面积单元 A(3,1) RM[3][1]=B; RL[3][1]=r; ANG[3][1]=acos(H/Rm)-sita/2.0; yc1[3][1]=0; yc2[3][1]=B-r; //面积单元 A(1,4) RM[1][4]=(B-r)/tan(sita/2.0); RL[1][4]=B-r; yc1[1][4]=0; yc2[1][4]=B-r; //面积单元 A(1,5) RM[1][5]=Rm; RL[1][5]=B; ANG[1][5]=H; yc1[1][5]=B-r; yc2[1][5]=Rm-r; //面积单元 A(1,6)