固体火箭发动机的结构设计共37页文档

火箭发动机的设计和研制火箭发动机是实现人类太空探索的关键技术之一，同时也是现代军事领域的必备装备。

如何设计和研制高性能的火箭发动机一直是航空航天领域的重要课题。

本文将从火箭发动机的种类、工作原理、设计和研制等方面进行探讨。

一、火箭发动机的种类1. 液体火箭发动机液体火箭发动机是一种最早应用于火箭领域的发动机，它的燃料和氧化剂都是液态的，需要在发射前进行注入，比较复杂。

但由于其燃料热值高，推力强，灵活性高，是目前火箭发动机的主流类型之一。

2. 固体火箭发动机固体火箭发动机是将燃料和氧化剂同时放在一个密闭容器内储存的发动机，使用时点燃燃料，通过燃烧释放出大量气体产生推力。

固体火箭发动机结构简单，容易起火，但燃料热值较低，难以控制推进力大小，适用范围较窄。

3. 混合火箭发动机混合火箭发动机是将液体氧化剂和固体燃料进行混合燃烧的发动机，结合了液体火箭发动机和固体火箭发动机的优点，满足了一些特殊需求。

但由于混合燃烧的复杂性，目前仍然处于试验阶段。

二、火箭发动机的工作原理火箭发动机的工作原理是利用火箭燃料的燃烧释放出气体，在火箭底部产生反向的推力，这个推力将火箭向上推动。

具体来说，火箭发动机的工作过程分为燃烧室、喷管和尾焰三个部分。

在燃烧室内，燃料和氧化剂混合后由点火器点燃，产生高温高压的燃烧气体。

这些气体通过喷管排出，形成高速喷射的气流，产生反向推力。

喷管的结构决定了气流的速度和压力，从而影响火箭的速度和高度。

三、火箭发动机的设计和研制1. 火箭发动机设计的基本原则火箭发动机设计的基本原则是提高燃料热值，增加推力，同时要保证发动机的稳定性和可靠性。

因此，火箭发动机对材料和工艺的要求非常高，需要使用高温高压下能够稳定工作的材料，并在制造工艺上采用高精度加工和非常规工艺。

2. 火箭发动机研制的流程火箭发动机的研制流程主要包括结构设计、性能计算、实验验证等几个阶段。

在结构设计阶段，需要完成发动机的内部结构、外形和喷嘴等设计，并确保结构的强度和稳定性；在性能计算阶段，需要进行燃烧模拟和气流动力学计算，以预测发动机的性能表现；在实验验证阶段，需要对火箭发动机进行工况测试、性能测试和可靠性测试，以确认研制结果。

火箭发动机壳体结构
火箭发动机壳体结构是火箭发动机的重要组成部分，它承受着巨大的压力和温度。

为了确保火箭能够顺利发射并完成任务，火箭发动机壳体结构必须具备一定的特点和设计要求。

火箭发动机壳体结构需要具备高强度和轻量化的特点。

因为火箭的载荷要求越来越高，为了减轻整个火箭的重量，壳体结构需要采用高强度材料，并且尽可能减少其自重。

目前常用的材料有铝合金、钛合金和复合材料等，这些材料具有良好的强度和重量比。

火箭发动机壳体结构需要具备优良的隔热性能。

在火箭发射过程中，发动机会产生巨大的热量，如果不加以有效的隔热措施，壳体结构可能会因高温而失效。

因此，壳体结构通常会采用隔热材料进行包覆，以减少热量的传导和辐射。

火箭发动机壳体结构还需要具备良好的密封性能和抗振性能。

密封性能可以防止燃料泄漏和气体泄露，确保火箭发动机的正常工作。

抗振性能可以减少振动对壳体结构的影响，保证火箭的稳定性。

为了满足以上要求，火箭发动机壳体结构通常采用多层结构设计。

内层是负责承受高压燃气的压力壳体，外层则负责隔热和保护内层壳体。

在壳体结构的设计中，还需要考虑到各个部件的连接方式和固定方式，以确保整个结构的稳定性和可靠性。

火箭发动机壳体结构是火箭发射过程中至关重要的组成部分。

它的
设计要求必须满足高强度、轻量化、隔热性能、密封性能和抗振性能等要求。

只有在满足这些要求的前提下，火箭发动机才能够安全可靠地发射，并成功完成任务。

一种固体火箭发动机自由装填药柱压药结构
及使用方法
固体火箭发动机自由装填药柱压药结构是一种用于提供固体火箭发动机推进药柱的结构。

该结构主要由压药装置和装填装置组成。

首先，压药装置是用于提供压力，将药柱压缩成固态，并确保火箭发动机正常工作的核心部件。

它通常由压力源、压力传递装置和压力控制装置组成。

压力源可以是气体、液体或机械方式提供的力量，压力传递装置通过传递压力力量至药柱，将药柱压缩成固态。

压力控制装置用于调节和控制压力的大小，确保压力处于安全和可控范围内。

其次，装填装置用于将压缩药柱装填至火箭发动机中。

它通常由填充材料、装填装置和控制装置组成。

填充材料通常是由特定比例的推进剂组成，确保火箭发动机的性能和稳定性。

装填装置用于将填充材料装填至火箭发动机的药室中，其结构设计应确保填充过程的稳定性和可控性。

控制装置用于监测和控制装填过程，确保药柱填充到位并符合要求。

使用该结构的方法为：首先，准备好压药装置和装填装置，并确保其良好工作状态。

然后，根据需求配制好适量和合适比例的推进剂作为填充材料。

接下来，将填充材料装填至装填装置中，并将其稳定地装填至火箭发动机的药室中。

在装填过程中，要密切关注装填材料的压力和填充的位置，确保药柱填充到位并符合规定要求。

最后，完成填充后，启动火箭发动机，进行相应的试验和操作。

综上所述，固体火箭发动机自由装填药柱压药结构及使用方法是一种可靠且有效的技术方案，用于提供稳定的压力和装填药柱至火箭发动机的过程中。

该结构和方法的应用可以提高火箭发动机的性能和工作稳定性，为航天技术的发展做出重要贡献。

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。

---------------------------------------------------------------范文最新推荐------------------------------------------------------ 220mm复合材料壳体固体火箭发动机设计摘要本文针对220mm复合材料固体火箭发动机，用现代复合材料壳体设计的一般方法，结合经典金属壳体火箭发动机设计方法进行了初步设计。

设计过程中包含燃烧室壳体材料选择、燃烧室壳体结构选择、燃烧室结构设计、药柱截面设计、药柱端面设计等。

通过内弹道计算，在理论上得到压力推力曲线，进行部分的强度分析，得到个别部件的应力应变情况。

以达到强度要求为基本，设计中尽最大发挥纤维缠绕复合材料具有比强度和比模量高、可设计性好的优点，得到较完整的设计方案，尽量减轻壳体的重量，充分发挥火箭武器的机动性和灵活性。

关键词：复合材料220mm固体火箭发动机纤维缠绕有限元12697毕业设计说明书（论文）外文摘要1 / 17Title220 mm Composite Shell Solid Rocket Motor DesignAbstractThis thesis presents the general method of designing 220mm composite solid rocket motor in the use of the method of designing modern composite case combined with the classic metal shell rocket motor design method.The design process contains the material selection of combustion chamber shell, the structure selection of the combustion chamber shell, the design of the combustion chamber structure, and the design of both the section and the end of the propellant. Through the interior ballistic calculation, I get the thrust pressure curve to time in theory. Through the basic strength analysis, the stress and the strain status of the inpidual components has shown clearly. Under the enough strength it can get better intensity ,the better design maybe lighten the engine shell to bring the flexibility and agility of rocket weapon into play through using the high specific strength and stiffness of composite---------------------------------------------------------------范文最新推荐------------------------------------------------------ materials.1.1研究目的和意义现今复合材料已广泛应用于航天飞机、人造卫星、军用飞机、民用飞机、汽车、火车、电车、赛车、军用舰艇、民用船只、海洋工程、各种武器装备、轻便桥梁、民用建筑、化工设备、高压容器、贮存、各种高速转动机械、医疗装备、运动器械、电气设备、乐器和生活的各个方面，而远程大口径制导火箭武器更是是目前各国研究的热点。

固体火箭发动机原理一、引言固体火箭发动机是一种使用固体燃料推进的火箭发动机，具有简单、可靠、高推重比等优点，广泛应用于航天、导弹等领域。

本文将对固体火箭发动机的原理进行全面、详细、完整且深入地探讨。

二、固体火箭发动机的基本构造固体火箭发动机由燃烧室、固体燃料、喷管等部分组成。

2.1 燃烧室燃烧室是固体火箭发动机的核心部分，用于燃烧固体燃料产生高温高压气体。

燃烧室内壁由耐高温材料制成，能够承受高温高压的工作环境。

2.2 固体燃料固体燃料是固体火箭发动机的推进剂，一般采用含有氧化剂和燃料的混合物。

常见的固体燃料有硝酸铵糖、聚四氟乙烯等。

固体燃料具有高能量密度、稳定性好的特点。

2.3 喷管喷管是固体火箭发动机的喷射装置，用于将高温高压气体排出。

喷管的形状和尺寸对发动机的推力和效率有重要影响。

三、固体火箭发动机的工作原理固体火箭发动机的工作原理主要包括点火、燃烧和喷射三个阶段。

3.1 点火阶段点火是固体火箭发动机启动的第一步，通过点燃燃料引发燃烧。

点火可以通过电火花、火焰等方式实现。

3.2 燃烧阶段燃烧是固体火箭发动机的核心过程，固体燃料在燃烧室中与氧化剂发生剧烈氧化反应，产生大量高温高压气体。

燃烧过程释放的能量通过喷管转化为动能，产生推力。

3.3 喷射阶段喷射是固体火箭发动机的最后阶段，高温高压气体通过喷管排出，产生反作用力，推动火箭前进。

喷射过程中，气体的排出速度越大，推力越大。

四、固体火箭发动机的优缺点固体火箭发动机具有以下优点：1.简单可靠：固体火箭发动机结构简单，没有液体火箭发动机的燃料供给系统，可靠性高。

2.高推重比：固体火箭发动机具有高推重比，即单位质量的发动机能够提供较大的推力。

3.适应性强：固体火箭发动机适应性强，可以在各种环境条件下工作。

然而，固体火箭发动机也存在一些缺点：1.无法控制推力：固体火箭发动机的推力无法调节，一旦点火就无法停止或调整推力大小。

2.低比冲：固体火箭发动机的比冲相对较低，无法达到液体火箭发动机的高比冲。

固体火箭发动机原理固体火箭发动机是一种应用广泛、可靠性高的推进系统，被广泛应用于航天、导弹以及其他需要大推力的领域。

本文将介绍固体火箭发动机的基本原理，包括构造、燃烧过程以及推力控制等方面。

一、固体火箭发动机构造固体火箭发动机通常由推进剂、固体推进剂、喷管和起动系统四部分组成。

1. 推进剂推进剂是固体火箭发动机中的燃料，它通常由氧化剂和燃料混合而成。

常见的氧化剂有硝酸盐、高氯酸铵等，燃料则有铝粉、聚四氟乙烯等。

推进剂的选择要考虑燃烧效率、能量密度以及制造成本等因素。

2. 固体推进剂固体推进剂是指固体火箭发动机中的载荷部分，它包裹在推进剂外部。

固体推进剂通常由硝酸酯等高能材料构成，其能够提供高强度的推力，并且有良好的稳定性和可控性。

3. 喷管喷管是固体火箭发动机中的关键部分，它用于控制和加速排出的燃气。

喷管的内壁通常涂有特殊材料，以增加耐高温和耐腐蚀性能。

喷管的设计要考虑内外气流的动力学特性，以实现最佳的燃烧效果和推力输出。

4. 起动系统起动系统是固体火箭发动机的启动装置，通常采用火花器或者点火火药来实现。

起动系统的功能是在火箭发射前点燃推进剂，使之开始燃烧并产生推力。

二、固体火箭发动机的燃烧过程固体火箭发动机的燃烧过程主要分为点火阶段、燃烧阶段和燃尽阶段三个阶段。

1. 点火阶段点火阶段是固体火箭发动机启动的过程，起动系统点燃推进剂，使之开始燃烧。

在这个阶段，火焰逐渐蔓延并传至整个推进剂表面。

2. 燃烧阶段燃烧阶段是固体火箭发动机产生推力的阶段，推进剂中的氧化剂和燃料发生氧化还原反应，产生大量的高温、高压气体。

这些气体通过喷管排出，产生巨大的推力。

3. 燃尽阶段燃尽阶段是指整个推进剂被完全燃烧殆尽的阶段。

当推进剂的燃料耗尽时，燃烧停止，推力逐渐减小，火箭进入惯性飞行状态。

三、固体火箭发动机的推力控制固体火箭发动机的推力可以通过改变推进剂的质量流率和喷管的喷口面积来控制。

1. 质量流率控制质量流率是指单位时间内推进剂的质量消耗量。

固体火箭发动机燃烧室固体火箭发动机燃烧室是固体火箭发动机中最重要的部分之一，其功能是将固体燃料燃烧产生的高温高压气体转化为喷射推力，推动火箭飞行。

燃烧室的设计和制造对于火箭的性能和安全性具有至关重要的影响。

固体火箭发动机燃烧室通常由高强度、耐高温的材料制成，如合金钢、镍基合金等。

燃烧室内部有一定的结构，用于引导燃料和氧化剂的混合和燃烧，同时也能够耐受高温和高压的作用。

燃烧室的形状和尺寸会直接影响到燃料的燃烧效率和推力输出。

一般来说，燃烧室的形状可以分为锥形、圆柱形和碗形等多种形式，不同的形状会导致不同的气体流动特性和燃烧效果。

此外，燃烧室的尺寸也需要根据火箭的设计要求来确定，包括直径、长度和壁厚等参数。

在燃烧室内，燃料和氧化剂会在高温高压的环境下进行燃烧反应，产生大量的高温高压气体。

为了确保燃烧室的正常工作，燃烧室需要具备良好的冷却性能。

一般来说，燃烧室内部会设置一定的冷却结构，通过循环冷却剂或利用燃烧产物对燃烧室进行冷却，以保持燃烧室的工作温度在一定范围内。

燃烧室内的燃料和氧化剂的混合和燃烧过程是复杂而严峻的。

为了提高燃烧效率和推力输出，燃烧室的设计需要考虑燃料和氧化剂的均匀混合、燃烧速度的控制以及燃烧产物的排放等问题。

此外，燃烧室还需要具备良好的密封性能，以防止燃烧产物泄漏，确保火箭的安全运行。

固体火箭发动机燃烧室的工作过程可以简单描述为：当燃料和氧化剂混合后，点燃燃料，燃料在燃烧室内燃烧产生大量的高温高压气体，气体通过喷嘴喷出，产生的反作用力推动火箭运动。

燃烧室的设计和制造需要综合考虑燃料特性、氧化剂特性、火箭设计要求以及制造工艺等因素，以实现最佳的燃烧效果和推力输出。

固体火箭发动机燃烧室是固体火箭发动机中至关重要的部分，其设计和制造对于火箭的性能和安全性具有重要影响。

燃烧室需要具备良好的耐高温、耐高压和冷却性能，同时还需要考虑燃料和氧化剂的混合、燃烧和排放等问题。

通过科学合理的设计和制造，可以提高固体火箭发动机的燃烧效率和推力输出，推动火箭飞行。

双室双推力固体火箭发动机
双室双推力固体火箭发动机（Dual Chamber Dual Thrust Solid Rocket Motor）是一种先进的固体火箭推进技术，它在一个发动机壳体内设计有两个燃烧室。

每个燃烧室各自配备有独立的推进剂和喷管系统，可以根据任务需求灵活调整推力。

在工作过程中，首先启动第一燃烧室提供初始推力将火箭送入预定轨道或达到一定速度，当第一阶段任务完成后，通过控制机构点燃第二燃烧室，提供额外的推力以满足后续飞行阶段的需求，如变轨、加速或者姿态调整等。

这种设计的优点包括：
1)灵活性：可以按照不同的时间序列和推力需求进行推力分配，实现多级火箭
的功能，优化整个飞行过程中的能量管理和效率。

2)结构紧凑：相比于传统的多级火箭，双室双推力固体火箭发动机减少了结构
复杂性和重量，提高了整体集成度。

3)控制方便：由于推力可调，因此对于飞行器的姿态控制和轨道修正具有更高
的精度和响应速度。

这种发动机在航天发射、导弹技术和空间探索等领域都有潜在的应用价值。

航天行业火箭发动机设计方案第一章火箭发动机总体设计方案 (2)1.1 设计原则与目标 (2)1.2 火箭发动机类型选择 (3)1.3 功能参数分析 (3)第二章燃烧室设计 (4)2.1 燃烧室结构设计 (4)2.2 燃烧室内流场分析 (4)2.3 燃烧室材料选择 (4)第三章喷管设计 (5)3.1 喷管类型与结构设计 (5)3.1.1 喷管类型 (5)3.1.2 喷管结构设计 (5)3.2 喷管内流场分析 (6)3.2.1 流场特性 (6)3.2.2 流场分析方法 (6)3.3 喷管材料选择 (6)第四章推力矢量控制系统设计 (7)4.1 推力矢量控制原理 (7)4.2 推力矢量控制装置设计 (7)4.3 推力矢量控制算法 (8)第五章燃料供应系统设计 (8)5.1 燃料储存与输送 (8)5.1.1 燃料储存 (8)5.1.2 燃料输送 (9)5.2 燃料供应系统组件设计 (9)5.2.1 泵设计 (9)5.2.2 阀门设计 (9)5.2.3 管道设计 (9)5.3 燃料供应系统功能优化 (9)5.3.1 流体动力学优化 (9)5.3.2 热管理优化 (9)5.3.3 控制策略优化 (10)5.3.4 结构优化 (10)第六章氧气供应系统设计 (10)6.1 氧气储存与输送 (10)6.1.1 氧气储存方式 (10)6.1.2 氧气输送方式 (10)6.2 氧气供应系统组件设计 (10)6.2.1 氧气储存罐设计 (10)6.2.2 氧气输送管道设计 (11)6.2.3 氧气供应系统控制装置设计 (11)6.3 氧气供应系统功能优化 (11)6.3.1 氧气储存与输送功能优化 (11)6.3.2 氧气供应系统组件功能优化 (11)第七章点火系统设计 (11)7.1 点火方式选择 (11)7.2 点火系统组件设计 (12)7.2.1 点火器设计 (12)7.2.2 点火电缆设计 (12)7.2.3 点火电源设计 (12)7.2.4 控制系统设计 (12)7.3 点火系统安全性分析 (13)7.3.1 点火器安全性分析 (13)7.3.2 点火电缆安全性分析 (13)7.3.3 点火电源安全性分析 (13)7.3.4 控制系统安全性分析 (13)第八章火箭发动机冷却系统设计 (13)8.1 冷却系统类型与结构设计 (14)8.2 冷却系统功能分析 (14)8.3 冷却系统材料选择 (15)第九章火箭发动机试验与验证 (15)9.1 火箭发动机地面试验 (15)9.1.1 地面试验概述 (15)9.1.2 静态试验 (15)9.1.3 热平衡试验 (15)9.1.4 长程试验 (15)9.2 火箭发动机飞行试验 (16)9.2.1 飞行试验概述 (16)9.2.2 飞行试验内容 (16)9.2.3 飞行试验数据分析 (16)9.3 火箭发动机功能评估 (16)9.3.1 功能评估指标 (16)9.3.2 功能评估方法 (16)9.3.3 功能评估结果分析 (16)第十章火箭发动机生产与维护 (16)10.1 火箭发动机生产流程 (16)10.2 火箭发动机质量保证 (17)10.3 火箭发动机维护与保养 (17)第一章火箭发动机总体设计方案1.1 设计原则与目标火箭发动机作为航天器的关键动力系统，其设计方案必须遵循以下设计原则与目标：（1）安全性：保证火箭发动机在各种工况下的稳定运行，防止故障和的发生，保障航天任务的安全。

固体火箭发动机长尾管设计摘要：本文介绍了固体火箭发动机长尾管的设计，并探讨了其实现过程。

关键词：固体火箭发动机，长尾管，设计。

正文：由于固体火箭发动机具有高能量密度和低成本等优点，它已成为中远距离卫星发射的主要动力来源。

本文提出了一种基于三维压力模型的固体火箭发动机长尾管设计方案。

首先，在设计过程中，根据不同的尾管长度和外径，以及弹头面上的燃仗质量流量，使用MOC方法计算出燃烧室的压力分布和后尾管的流量分布。

然后，基于流态数值模型，通过改变尾管流量，来优化尾管设计，确保其震动、热膨胀等性能符合要求。

最后，在MATLAB中实现图形化界面，可视化展示固体火箭发动机长尾管设计的结果，以及后续的流量和压力分布。

该文档有助于提升固体火箭发动机性能，为其在航天领域的应用提供理论支持。

固体火箭发动机最常用于发射远距离卫星，以及在气体动力学复杂场景中，包括非重力环境和空间环境中的小型发射任务，而其长尾管设计则是实现这些任务的关键。

长尾管的设计目的是改善火箭燃烧效率，减少热能损失，从而提高火箭最大发动机效率和节油性能。

因此，一个有效的长尾管设计将有助于提高卫星发射的成功率，以及实现更加高效和精准的运行状态。

此外，长尾管设计还有助于减少固体火箭发动机发射过程中的振动，使火箭发动机各个部件之间无碰撞，以及减少发射装置对外界环境的影响。

此外，有效的长尾管设计还有助于提高发射的可靠性，保证发射的安全性。

因此，通过实施有效的长尾管设计，能够显著提高固体火箭所能实现的任务的效率，也能够在更小的代价上实现更好的目标。

因此，固体火箭发动机长尾管设计在航天领域具有非常重要的意义，为其提供了理论依据。

在固体火箭发动机长尾管设计过程中，除了考虑压力分布和流量分布外，还需要考虑后尾管的振动特性。

此外，在设计过程中还应注意尾管的热膨胀特性，以及尾管的厚度和强度分布，以确保其在高温燃烧过程中不受损伤。

如果没有一个有效的设计，尾管可能会发生剧烈振动，导致发动机性能降低，甚至出现火箭堆烧失控的风险。

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。