3.4 发动机性能参数计算 13

4 零部件设计 19

4.1 燃烧室设计 19

4.2 喷管设计 23

4.3 连接底设计 27

4.4 尾翼设计 27

5 内弹道计算 30

5.1 零维内弹道 30

5.2 四阶龙格—库塔法 30

5.3 计算步骤 31

5.4 程序编写 33

5.4 计算结果分析 34

6 外弹道计算 37

6.1 弹体气动力计算 37

6.2 尾翼气动力计算 41

6.3 尾翼式火箭弹气动力计算 43

6.4 火箭弹稳定性分析 44

6.5 射程估算 46

第 II  页 本科毕业设计说明书

7 尾翼强度校核 48

结 论 52

致 谢 53

参 考 文 献 54

附录 A 轮孔装药内弹道程序 55

1 绪论

本科毕业设计说明书 第 1 页

1.1 课题背景、研究目的及意义

固体火箭发动机主要由固体推进剂、燃烧室、喷管组件、点火装置等四部分组成，具有 结构简单，固体推进剂储存性好、工作可靠性高等优点，因此固体火箭发动机成为火箭弹、 导弹、航天飞行器的重要动力来源。火箭发动机性能的好坏直接影响了火箭武器的战术性能， 因此研究火箭发动机对提高武器系统的性能有着重要意义，发动机设计成为整个系统设计中 最为关键的部分之一。

随着固体火箭技术的不断成熟，对如何提高火箭利用效率的研究也逐渐深入，在力求减 小火箭消极质量的同时，通过设计合理的推力方案，可大大提高推进剂的利用效率以及火箭 武器的战术性能。文献综述

火箭在点火初期，速度由零逐渐增大，对于采用倾斜发射装置的火箭弹，为防止发生掉 弹或下沉等事故，火箭应产生一定的初始加速度，使火箭弹有较大的初速；同时由无控火箭 弹的散布理论可知, 增加火箭弹的初速可提高其抗扰动的能力，从而有效地减小其方向散布。 采用大推力的火箭发动机是提高火箭弹初始速度的主要途径，但如果火箭发动机在整个工作 过程中的推力都较大，将会使得发动机工作时间变短，推进剂的装填密度降低，被动段距离 增大从而导致火箭弹速度减小的过快，射程变短。因此将火箭发动机设计成两级推力，助推 级工作压力较高，推力较大，但工作时间较短；续航级工作压力较低，推力较小，工作时间 较长。助推阶段火箭弹在短时间里获得较大的速度，而续航阶段只要求火箭推力稍大于阻力， 保证火箭弹能够长时间低加速飞行，这样使推进剂的能量得到合理分配，有效的提高了发动 机的效率，增加了火箭弹的射程。