作战反应迅速、发射准备周期短、可靠性高等要求是导弹和火箭武器追求的目标[1]。固体火箭发动机具有结构简单，推进剂密度大，燃料可以长期储存，发射前不用临时加注的优点；相比较液体火箭发动机，固体火箭发动机作为导弹的动力装置大大提高了武器系统的安全性和机动性[2]。因此，固体火箭发动机成为导弹和火箭武器动力装置的首选。

为了满足导弹和火箭武器的作战技术指标，对固体火箭发动机的推力-时间曲线有严格的要求。采用单推力的导弹，其飞行可用过载不够，不能对付高机动速度的空中目标。并且，发动机工作结束以后，导弹飞行速度急剧下降，速度曲线变化强烈。而双推力发动机刚好弥补了单推力发动机的缺陷，使用双推力发动机的导弹飞行速度变化平稳，初速度小，末速度大。这就解决了导弹在高近界可用过载不足的问题，使得远界可用过载能力有明显提高，近界可用过载也能满足要求，因而双推力发动机在一些战术导弹上得到了很好的应用[3]。所谓双推力，是指在工作过程中按预定要求实现两级推力状态。其特点是第一级（助推级）工作压力较高，推力较大，但工作时间短；第二级（续航级）工作压力小，推力较小，工作时间长[4]。双推力可由具有两种不同药柱形状的单一推进剂或者两种不同燃速的推进剂药柱等方式实现。

小型防空导弹常采用大长径比单室双推固体火箭发动机[5]。在导弹起飞阶段，双推力发动机助推级提供强大推力。在助推段工作结束后，续航段继续工作起到保速作用，使导弹飞行速度变化平稳，末速较大，对付高机动和大速度的空中目标较单推力发动机有明显优势[3]。因此，研究单室双推力固体火箭发动机有重要意义。

1.2  国内外本课题研究现状

1.3  主要研究内容

固体火箭发动机的设计涉及到气体动力学、计算流体力学、固体力学、燃烧学、工程热力学等众多领域[17]。本文主要工作是设计一种单室双推力火箭发动机以匹配某型导弹，满足其作战要求。因此，本文侧重点在于固体火箭发动机的设计，对其内弹道性能进行计算与分析。主要内容包括以下几个方面：

（1）单室双推力固体火箭发动机的装药设计与分析：装药设计是发动机设计中的关键，其药柱的燃面变化与内弹道关系联系密切。

（2）内弹道计算与分析：衡量发动机性能优劣的标准是其内弹道性能的好坏。推进剂完全燃烧，内弹道曲线平稳是发动机设计追求的目标。

（3）发动机结构设计：发动机燃烧室和喷管设计要能保证使发动机在恶劣环境中正常工作，这需要对发动机完成后进行强度校核。

（4）绘制发动机工程图。 

2  装药设计与分析

2.1  方案论证与选择

总体设计部门给出发动机设计要求见表2.1。根据发动机设计指标，选用前段圆孔后段星孔的装药方案。助推级工作时，星孔与圆孔装药共同燃烧，星孔装药选用高燃速的推进剂，圆孔装药选用低燃速的推进剂；续航级工作时，圆孔段装药继续燃烧，提供续航动力。根据总体提出的方案，采用已经定型的推进剂，经过内弹道初步验证，所设计发动机与指标的工作状况相差较大。发动机工作过程中产生较高压力峰，超出平均工作压强6MPa之多，工作时间与总体指标相差甚大。根据总体指标的要求，该设计不合理。分析其原因，造成压力峰的原因在于星孔燃烧后期燃面呈上升趋势，圆孔在整个燃烧阶段都呈增面燃烧，所以在助推段工作后期，燃面突然增大形成压力峰。为了降低或消除压力峰，与总体进行协商后，选用星孔+端面燃烧和星孔+套管形式的装药进行设计，以满足总体指标的要求。