火箭弹设计学习笔记

火箭弹（rocket projecttile）

射程（range）

威力（power）

推力偏心（thrust misalignment）

药柱：具有一定几何形状和尺寸的固体推进剂

长径比：药柱长度与药柱截面直径的比值

肉厚：药柱燃烧表面退移的距离

装填密度：单位燃烧室容积内装入推进剂的量（表示燃烧室容积的利用率）

装填系数η（也叫充满系数）：表示装药在燃烧室横截面上的充满程度，即装药横截面积TA与燃烧室内腔横截面积cA之比。cTAA

通气参量æ=pbAA=)1(cbAA

喉通比)1(ptptAAAAJ

三者关系：装填系数越大，通气参量和喉通比也越大，但过大的通气参量和喉通比会引起严重的侵蚀燃烧效应，出现过大的侵蚀压强峰，且推力和压强曲线会有较长的拖尾现象，使发动机内弹道性能变坏。

固体火箭发动机装药设计（总体设计的主要组成部分）

主要内容：设计装药形状、尺寸及相应质量

1. 推进剂型号与装药类型的选择

A. 对推进剂性能的要求：能量高；

推进剂在燃烧室内正常燃烧的临界压强尽可能低（以减轻燃烧室的质量，提高火箭弹的速度和射程）；

压强温度系数小；

具有良好的力学性能。

B. 推进剂种类：

双基（比冲：）、改双基、复合推进剂

C. 固体推进剂的选用原则：

性能方面：高比冲、大密度——能量特性；

燃速符合推力—时间变化规律，燃速压强指数和燃速温度敏感系数较低——内弹道特性；

侵蚀燃烧效应小，燃烧稳定性好——燃烧特性；

良好的力学性能——力学特性。

使用方面：物理化学安定性好、制造工艺简单。

2. 装药药型的选择（装药设计的第一步） 药柱的几何形状及尺寸直接决定着固体火箭发动机的主要性能参数。

目前常用的药型有（按燃烧方式不同分类）：

端面燃烧药柱、侧面燃烧药柱、侧端同时燃烧药柱

端面燃烧药柱：大都为圆柱形，整个侧面和另一端面有包覆层阻燃，燃烧时燃面沿轴向推进；

属于一维药柱。

优点：装填系数高、工作时间长、无侵蚀；

缺点：燃面小、推力小、燃烧室受热严重；

应用：续航发动机。

侧面燃烧药柱：两个端面都有包覆层阻燃，侧面燃烧可分为内侧面燃烧和外侧面燃烧；

属于二维药柱。

外侧面燃烧时或内、外侧面同时燃烧时，由于燃气始终冲刷燃烧室壁，所以要求严格绝热，从而增加了发动机的消极质量。

优点：燃面大、推力大、贴壁浇注时燃烧室壁受热小；

缺点：装填系数小，星孔装药有余药、制造工艺差；

应用：助推发动机。

侧端面同时燃烧：一般是内侧面加端面同时燃烧，属于三维药柱。

优点：结构完整性好、装填系数大

缺点：工艺性差、燃烧需采取隔热措施

应用：大型发动机

包覆层：装药的部分表面包覆一层缓燃物质，以调节装药燃烧面的变化规律

包覆层的主要功能：A. 控制燃烧面的变化规律

B 使装药与燃烧室壳体牢固粘接，且防止装药对燃烧室壁的腐蚀

C. 防脱粘

包覆层的材料：常用丁腈橡胶、三元乙丙

包覆的工艺方法：喷涂法、粘贴法、浇铸法

火箭弹设计包括总体设计、弹上各分系统设计、组成系统各零部件设计，

火箭弹总体设计：总体设计就是为了实现“战术技术”指标而对火箭弹进行的第一次设计

1. 研究战术技术要求

2. 火箭弹总体结构方案

3. 预定火箭弹基本参量

参量通常分为三类：任务指标、初选参量、基本参量

任务指标：火箭弹的主要性能指标，如最大射程、战斗部质量或全弹质量，方向密集度等

初选参量：设计开始时需要初步选择的参数或选用的材料及其性能参数。如燃烧室压强、推进剂比冲、密度、通气参量。

基本参量：描述火箭弹基本特征的量，如弹径、弹长、燃烧是尺寸、推进剂质量、火箭弹最大速度等。

火箭弹外弹道分析：

A. 影响或火箭弹射程的因素：

主动段末端速度矢量倾角；

火箭弹最大飞行速度——增大最大理想速度必须增大比冲和火箭的质量比

被动段弹道系数——弹道系数越大，射程越小

反坦克火箭弹基本预定参量预定

射程——反坦克火箭弹的射程有两种表达方式：直射距离，有效射程

直射距离：火箭弹弹道最高点的高度等于目标坦克高度时火箭弹的飞行距离

有效射程：在规定目标条件和射击条件下，武器系统的射击效率达到预定标准效率的射程

固体火箭发动机结构设计：

1. 燃烧室设计：

燃烧室：由燃烧室壳体（圆筒体）、连接底（前封头）、内绝热层构成

设计要求：

A. 具有足够的强度、刚度前提下。应尽量减轻质量

B. 燃烧室与战斗部及喷管连接的可靠性好、同轴性好

C. 连接部位密封性好（为确保长期为稳定储存）

燃烧室壳体设计：

A. 壳体结构形状

金属结构、纤维缠绕结构

B. 连接结构

螺纹连接最常用，焊接、铆接、卡环连接主要用于中小型发动机

燃烧室壳体材料选择：

金属材料：高碳钢、合金钢、高强度硬铝

复合材料：由高强度的增强材料和环氧树脂在一定形状的芯模上缠绕而成的结构材料

2. 连接底设计

作用：连接底与燃烧室壳体构成火箭装药的封闭端；

具有连接战斗部或仪器舱的功能；

以及调整全弹质量和成为杀伤破片的作用。

连接底类型：平板连接底、曲面连接底

3. 喷管设计

喷管设计要求：

A. 工作可靠。（能承受高温高压燃气的冲刷）

B. 效率高。（尽量减小喷管中各种损失：摩擦损失、散热损失）

C. 推力偏心小。（包括气动偏心、几何偏心）

D. 结构质量轻

喷管的结构形式：

A：单喷管：只有一个燃气通道的喷管 多喷管：多于一个燃气通道的喷管

B：简单喷管：由单一材料制成 复合喷管：采用几种材料、具有良好热防护层

注：一般工作时间长、推进剂为高能推进剂的喷管均采用复合喷管

C. 锥形喷管：喷管扩张段母线为直线 特型喷管：喷管扩张段母线为抛物线

4. 火箭发动机热防护设计：

固体火箭发动机需进行热防护的部位：燃烧室壳体内表面、喷管的收敛段、扩张段、喷喉 A. 燃烧室的热防护设计：在壳体内表面粘贴内绝热层

绝热层材料：增强塑料、丁腈橡胶

绝热层种类：

耐热绝热层（自由装填发动机）

消融绝热层（铸装式发动机）

B. 喷管的热防护设计：

喷管热防护的目的：保持型面的完整性，降低壳体受热量，保证足够强度和刚度

喷管热防护的设计要求：耐烧蚀、隔热

热防护层：分两层。上层为耐烧蚀层，下层为绝热层。

收敛段上游及扩张段下游：受热较轻，一般用耐烧蚀材料。

耐烧蚀材料：能耐高温、抗燃气冲刷。常用石墨布/酚醛、碳布/酚醛。

喉部：上下游受热严重、温升高，烧蚀严重，一般用耐热性较好材料

喉部常用的耐热材料：高熔点金属（钼和钨）、发汗材料（钨渗铜、钨渗银）、石墨材料（多晶石墨、热解石墨）、碳/碳复合材料、增强塑料。

5. 装药支撑设计：通常将置于连接底一端的叫前支撑件，置于喷管一端的后支撑件叫挡药板。

装药支撑的作用：固定、支撑、挡药、缓冲

注：对自由装填发动机，必须有装药支撑装置；

对贴壁浇注装药，则无需装药支撑装置。

设计要求：

A. 有足够强度和刚度

B. 挡药板上通气面积应大一些

C. 尽量减小气动偏心

D. 挡药板应该有足够的支撑面，装药通气孔不应该被挡药板遮盖

支撑装置材料选择：

装药量较大、燃烧时间又长的发动机：一般用耐热合金或采取热防护措施

装药量较小、燃烧时间又短的发动机：一般用中、低碳钢

6. 点火装置设计

点火装置：包括发火管、点火药、连接部件三部分，有整体式和分装式两种

发火管的分类：机械发火管（利用机械能激发）、隔膜发火管（通过隔膜的冲击波能量来激发）、电发火管（利用电能激发）

常用的点火药：黑火药（硝酸钾、木炭和硫磺）和烟火剂

对中小型发动机：主要用点火器

对大型发动机：常用点火发动机（也是用点火器点燃）。

大型固体火箭发动机的装药初始表面积很大，为可靠点火，必须提供足够能量，从而需要较大的点火药量。而黑火药或烟火剂式点火器的燃烧时间短，不能有效全面点燃主装药，而且会引起过高的点火压强，甚至还可能发生爆燃，因此大型装药常用点火发动机。点火发动机类型有前端喷射和后端喷射两种。

7. 导向钮设计：一般安装在喷管座上，连接方式为焊接、胶接

提高火箭弹密集度的有效方法之一是采用螺旋定向器来发射火箭弹，螺旋定向器是带有螺旋导槽或导轨的定向器，在火箭弹上相应地的定向钮 火箭弹之所以在定向器内产生旋转运动，是由于火箭弹在推力作用下有向前运动的加速度，同时受到导轨或导槽的约束，给导向钮一个侧向力，迫使火箭弹绕纵轴做旋转运动。

空气动力计算：

中小型火箭弹最重要的空气动力特性参数有三个：阻力系数、升力系数、圧力中心系数

通常对空气动力特性参数理论计算完后再进行风洞试验，对结果进行修正。

作用在火箭弹上的空气动力：阻力（沿速度方向的分量）、升力（垂直于速度方向的分量

零升阻力：攻角为零时的阻力即零升阻力。

作用在火箭弹上的力矩：俯仰力矩——空气动力向质心简化、马格努斯力矩、赤道抑制力矩（俯仰阻尼力矩）、极抑制力矩（滚转阻尼力矩）、导转力矩（使弹体绕纵轴旋转）

攻角（章动角）（attack angle）：弹轴与速度矢量的夹角

尾翼的主要参数：

前缘——尾翼最靠前的边缘

后缘——尾翼最靠后的边缘

侧缘——平行于对称轴的边缘

翼根——尾翼上靠近单体的部位

翼梢——尾翼上远离弹体的部位

翼展——尾翼的两侧缘之间的距离（不包括弹体）

翼型——菱形、矩形、六角形

展弦比

相对厚度

尾翼的主要作用：产生升力、使火箭弹稳定飞行。

弹体气动特性计算原理：

对于尾翼式火箭弹，计算空气动力系数时，一般先分别计算出单独弹体和单独尾翼的气动力系数，然后在考虑两者间的相互干扰，求出全弹的气动力参数。

压力中心：法向力在弹轴上的合力作用点，所谓法向力，是气动力在垂直于弹轴方向的投影。

注：对于单独弹体，法向力是弹头弧形部提供的，即光弹提供；

对于尾翼弹，法向力由弹头弧形部和尾翼段两部分提供。

压力中心位置：压力中心到弹顶的距离。

单独弹体的俯仰力矩(pitch moment)：对单独弹体而言，压力中心一般在质心之前，因此俯仰力矩为翻转力矩，即不是稳定力矩，它使攻角不断增大，造成弹体单独飞行时的静不稳定。

尾翼弹（也叫全弹）的俯仰力矩：对于尾翼弹而言，全弹压力中心位于质心之后，则全弹产生的俯仰力矩是稳定力矩，它可以使攻角减小，称为静稳定。

尾翼式火箭弹加装尾翼的主要作用：使空气动力作用点位于火箭弹的质心之后，它形成一稳定力矩，该力矩使攻角减小并限制在一定范围内，是火箭弹飞行稳定的充要条件。

注：若压力中心位于质心之前，则该俯仰力矩不是稳定力矩，称静不稳定。

导转力矩：由斜置尾翼或斜切尾翼产生

尾翼弹赤道抑制力矩：尾翼弹（全弹）绕质心以角速度z横向转动（即摆动）时，会产生一个赤道抑制力矩，使得摆动角速度减小。