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1、键入文字哈尔滨工程大学本科生课程设计星形装药设计计算说明书院 （系）：航天与建筑工程学院 专 业：飞行器动力工程 学 号：2010026229 学生姓名：邱江平 指导教师：朱卫兵教授 2014年1月1哈尔滨工程大学本科生课程设计摘 要在固体火箭发动机装药设计中，为了在规定的时间内满足大推力、高比冲、工作性能可靠等要求，星形装药受到了广泛的运用。而另一方面，分析其内弹道特性和侵蚀燃烧对其内弹道特性的影响很有必要，是研究设计一个发动机所必不可少的环节。本文通过选择一种药形，进行一组装药设计；计算发动机内弹道，分析所设计装药的特点；对这组装药进行筛选，最终确定一组装药设计，分析侵蚀燃烧对发动机内弹道
2、性能的影响。关键词：星形装药；侵蚀燃烧；内弹道目 录第一章 绪论1.1 概述11.2 原始参数和要求2第二章 星形装药几何尺寸的确定2.1 推力42.2喷气速度 52.3总冲和比冲62.4几组满足要求的装药及其尺寸72.5小结9第三章 星形装药的内弹道特性3.1概说 103.2燃速与压强和温度的关系 113.3变燃面装药发动机的内弹道学 123.4星型药柱 133.5各药柱的内弹道特性 17第四章 侵蚀燃烧对星形装药内弹道特性的影响4.1 侵蚀燃烧4.2 各药柱在有侵蚀燃烧下的内弹道特性结论参考文献致谢主要符号AAbApCFecpFHH0IIsJKkLmm nppaR rr0TTfttaue
3、面积 推进剂装药燃烧表面积通气面积推力系数 肉厚定压比容推力焓滞止焓总冲比冲通气参量燃吼比比热比长度质量质量流量燃速系数压强大气压强气体常数燃速；半径无侵蚀燃烧燃温度绝热燃烧温度时间工作时间速度侵蚀系数增、减面比装填系数定义函数密度 第一章 绪论1.1 概述固体火箭发动机自其诞生之日起就受到广泛的运用。我国是最早发明和使用火箭的国家，既有民用的由各种黑火药制成的娱乐焰火，也有用于军事的火箭武器。宋高宗绍兴三十一年（公元1161），金人欲渡扬子江，宋人在防守中发射“霹雳炮”以阻击金人。明神宗万历二十六年（1598），赵士祯发明“火箭溜”，可以按一定方向和角度发射。而近代的固体火箭发动机从本世纪三
4、十年代硝化甘油无烟火药的发明开始，这使得枪炮不但获得了新的能源，火箭也得到了新的推进剂。现代固体火箭发动机以其结构简单、使用方便、可靠性高、能长期保持在战备状态并且能够完成相应的发射任务而广泛的受到各国的重视并运用在各领域。因此，经过几十年的研发，其技术和理论都日趋完善。为了满足一定尺寸下，一定量的装药在规定的时间内完成相应的发射任务，研究固体火箭发动机的装药和内弹道特性就显得十分有必要。而其中星形装药和侵蚀燃烧引起了各国科学家的高度重视。所谓星形装药，望文生义就是固体火箭发动机的装药设计成星型。这样做的结果是增加了燃面，提高了燃速，使固体火箭发动机在规定时间内满足发射所需的大推力，高比冲，并
5、且性能可靠、稳定，经济效益好等。其主要设计参数有星角数n、肉厚e、角度系数、过度圆弧半径r星角圆弧半径r1、药柱外径D。侵蚀燃烧是固体推进剂燃速受平行于燃烧表面的横向气流影响的现象。很想气流越大，燃速也就越大，从而影响发动机的性能。在侧面燃烧的发动机中，内弹道特性或多或少的都要受到侵蚀燃烧的影响，因此建立相应的模型和公式，建立相应的算法和理论，根据一定的经验和原理，在其它学科的基础之上，分析侵蚀燃烧，很有必要和意义。总之，固体火箭发动机在未来一段时间还将受到高度的重视，其市场和前景也很广阔。那么相应的，研究其内弹道特性和侵蚀燃烧也就永无止境，需要我们去完善和深化、细化。1.2 原始参数和要求现
6、需要设计一款发动机，要求如表1.1：表1.1外径长度总冲平均推力工作时间工作环境温度230300mm13001800mm230kNs3565kN47s20可供选择的推进剂性能参数、能量特性和内弹道特性见表1.2，表1.3，表1.4：表2 推进剂性能参数表 名称性能压伸双基PUCTPBHTPBPBAN燃气绝热指数燃气分子量1.2225.81.2324.81.1920.91.1922.31.1928.1表3 国外的一些推进剂能量特性推进剂理论比冲Isp0（秒）火焰温度Tf（）密度p（g/cm3）铝粉含量加工方法DB22023023001.600压伸续表DB/AP/Al26026536001.802
7、021浇注DB/AP/Be27528036001.7712浇注PU/AP/Al260265300033001.771620浇注PU/AP/Be27528032001.6612浇注CTPB/AP/Al260265310032001.771517浇注CTPB/AP/Be27528032001.6612浇注HTPB/AP/Al260265310032001.77417浇注PBAN/AP/Al26026332001.7716浇注表4 固体推进剂的内弹道特性推进剂金属含量燃速r（mm/s）(+20，6.9MPa)燃速压力指数nDB0.011.40.30DB/AP/Al20.919.80.40DB/AP-
8、HMX/Al19.814.00.49PU/AP/ Al20.07.60.32PU/AP/ Al15.07.00.15PU/AP/ Al7.758.00.214PU/AP/ Al2.07.40.387PU/AP/Be14.07.20.43CTPB/AP/ Al17.011.30.40CTPB/AP/ Al16.08.60.30CTPB/AP/ Al10.07.60.26CTPB/AP/Be11.09.70.33HTPB/AP/Al13.08.00.33PBAN/AP/ Al15.014.00.33第二章 星形装药集合尺寸的确定2.1 推力推力是火箭发动机的一个重要参数，飞行棋依靠发动机的推力起飞
9、加速，克服各种阻力，完成预定的飞行任务。火箭发动机在工作时，推力包括作用在内外表面两个表面的合力，整个发动机的推力为F=F内+F外F内是燃气对发动机内表面的作用力，是推力的组成部分。火箭发动机工作时，燃气受到发动机的作用而加速，得到了向后的动量，根据作用力与反作用力的牛顿第三定律，燃气必须以大小相等，方向相反的作用力作用在发动机上，这就是F内。F外是外界大气对发动机外表面的作用力，这里仅考虑外界静压的作用，它是垂直于发动机表面的。在飞行中，如果发动机外表面与运动的气流相接触，还有切向空气的阻力，阻力的大小同飞行器的结构和外形有关，与发动机的工作无关。因此，切向作用力计入飞行器的阻力，发动机的推
10、力只与垂直于发动机外表面的大气静压有关，这样，发动机的推力不受飞行速度的影响。cte0推力公式推导：ueee0图2.1 火箭发动机简图cet假定喷管中燃气式一维流动，因而同一截面的气流参数都相同，而发动机大多数都是轴对称的，这种情况下，各作用力在发动机的径向方向相互抵消，所以只需考虑沿发动机轴向方向的力。现研究图2.1中所示的发动机，发动机燃气自0-0截面流经e-e截面，流速由0增加到u。这两个截面之间燃气所受的外力是发动机内表面的作用力F内和在e-e面上对燃气的压力PeAe.由动量定理，气体的动量变化率应等于气体受到的外力。设气体的流量为m，则有：m（-ue）-0=-F内+PeAe由于发动机
11、后端是开口的，所以作用哎发动机外表面的大气压力是不平衡的，若外界气压为Pa，则不平衡压力为-PaAe。由上面的推导得出，发动机的推力为：F= mue+（Pe-Pa）Ae推力公式的讨论：由上面的推力公式知道，发动机的推力可以分为动推力mu和静推力（Pe-Pa）Ae两部分组成，通常，发动机的推力由动推力提供，静推力只是占极小的一部分。当气体在喷管中完全膨胀时，静推力为零。故为了获得较大的推力，通常采用能量高的推进剂，以获得较大的喷管出流速度。2.2 喷气速度为了研究燃气在喷管中俄膨胀过程，现做出如下假设:1.喷管中的流动式以为定常流；2.喷管中的流动膨胀是等熵过程，并且忽略气体对壁面的传热和摩擦；
12、3.忽略燃气在膨胀过程中成分的变化，并认为燃气的定压比热为常量。依上述假设，燃气的能量方程有：H+u22=H0 (2-1)Hc+uc22=He+ue22 (2-2)式中，H0为气体滞止时刻的焓，c表示气体入口界面，e表示气体出口截面。一般情况下，ucue，并且近似的认为Hc=H0,于是得到：ue=2（H0-He) (2-3)H0=cpTf (2-4)He=cpTe (2-5)由式（2-4）、（2-5）得到ue=2cp(Tf-Te) (2-6)因为测量压力比测量温度方便，通常用压力的关系式来表达上式：ue=2cpTf1-（PePc)k-1k (2-7)cp=k-1kR=k-1kR0m,最后得到：ue= (2k/(k-1) RT_f 1-(P_e/P_c )(k-1)/k) )(2-8)由此看出
