我觉得直接把发动机壳和喷口作成一体铸造或一体冷冲，大头作后堵，小头作喷口，大直径到小直径圆滑过度，就像圆珠笔装笔芯那段。
装上固体药柱和后堵就可以飞了。
装上固体药柱和后堵就可以飞了。
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无喷管火箭发动机设计
1. 1 无喷管火箭发动机
无喷管火箭发动机就是没有喷管结构的火箭发动机。所示为一般固体火箭发动机与无喷管火箭发动机结构的比较。无喷管火箭发动机没有喷管结构, 不需要保持一定推力的推进剂药柱设计, 结构非常简单, 这是无喷管火箭发动机的最大优点。无喷管火箭发动机的概念很早就出现了, 以简化火箭发动机的结构和降低成本为目的,。
无喷管火箭发动机因为结构简单, 与一般火箭发动机相比, 制造成本可降低10% ～20% 左右。利用固体推进剂的高装填率可实现火箭发动机的高质量比, 而且由于省去了喷管, 减少了零部件数量, 从而提高了可靠性。
但是, 无喷管火箭发动机因为没有喷管, 有效比冲下降, 因此, 无喷管火箭发动机至今还没有作为装备品投入使用。如何提高有效比冲是无喷管火箭发动机实用化的最重要技术。
1. 2 工作原理
一般固体火箭发动机中固体推进剂承担燃气发生剂的功能, 由固体推进剂的燃烧产生的高温、高压燃烧气体在喷管喉道节流, 在喷管开口进行膨胀, 喷出超声速气体产生推力。
而在无喷管火箭发动机中推进剂药柱除产生燃气外, 还承担沿药柱内孔使燃气膨胀、加速, 同时利用从内孔内壁喷出的热来加热气体。因此, 控制固体推进剂的燃速和在推进剂药柱形状上采取措施, 用推进剂药柱本身也可实现节流。在药柱内孔内燃气喷出受热而急剧膨胀, 虽然总压有若干损失, 但因内孔内的膨胀、加速, 仍可使流速达到声速, 在原理上省略喷管结构是可能的。无喷管火箭发动机的推进剂药柱是简单的圆筒型, 燃烧气体的节流条件由内孔内壁面积、内孔截面积与推进剂的燃速决定。内孔内壁面积与推进剂燃速越大,燃气产生效率越高,内孔截面积越小,所以, 作为无喷管火箭发动机用的推进剂药柱, L /D (药柱长度与直径之比)和燃速大的好。
2. 3 内弹道特性的建模。
无喷管火箭发动机的内弹道特性对内孔出口面积的变化很敏感。所示为本无喷管火箭发动机的概况。推进剂药柱的直径为180 mm, 总长为1. 8m 。在推进剂药柱的内孔出口设有孔径比为6的锥体形状扩散段。利用该扩散段促进燃烧气体的膨胀和加速, 以改善无喷管火箭发动机比冲低的缺陷。在燃烧进行的同时推进剂表面逐渐后退, 所以该锥体形状消失, 在燃烧的初、中阶段可望取得其效果。
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无喷管火箭发动机作为助推器的整体式火箭冲压发动机, 因为具有成本低, 且无助推器喷管分离引起的危险等优势, 可望成为未来空射型导弹的较为理想的推进装置。日本正对无喷管火箭发动机的技术课题进行攻关。不过对以无喷管火箭发动机作为助推器的整体式火箭冲压发动机还没有全面研究, 今后还需要对无喷管火箭发动机进行验证研究。王永寿
无喷管火箭发动机就是没有喷管结构的火箭发动机。所示为一般固体火箭发动机与无喷管火箭发动机结构的比较。无喷管火箭发动机没有喷管结构, 不需要保持一定推力的推进剂药柱设计, 结构非常简单, 这是无喷管火箭发动机的最大优点。无喷管火箭发动机的概念很早就出现了, 以简化火箭发动机的结构和降低成本为目的,。
无喷管火箭发动机因为结构简单, 与一般火箭发动机相比, 制造成本可降低10% ～20% 左右。利用固体推进剂的高装填率可实现火箭发动机的高质量比, 而且由于省去了喷管, 减少了零部件数量, 从而提高了可靠性。
但是, 无喷管火箭发动机因为没有喷管, 有效比冲下降, 因此, 无喷管火箭发动机至今还没有作为装备品投入使用。如何提高有效比冲是无喷管火箭发动机实用化的最重要技术。
1. 2 工作原理
一般固体火箭发动机中固体推进剂承担燃气发生剂的功能, 由固体推进剂的燃烧产生的高温、高压燃烧气体在喷管喉道节流, 在喷管开口进行膨胀, 喷出超声速气体产生推力。
而在无喷管火箭发动机中推进剂药柱除产生燃气外, 还承担沿药柱内孔使燃气膨胀、加速, 同时利用从内孔内壁喷出的热来加热气体。因此, 控制固体推进剂的燃速和在推进剂药柱形状上采取措施, 用推进剂药柱本身也可实现节流。在药柱内孔内燃气喷出受热而急剧膨胀, 虽然总压有若干损失, 但因内孔内的膨胀、加速, 仍可使流速达到声速, 在原理上省略喷管结构是可能的。无喷管火箭发动机的推进剂药柱是简单的圆筒型, 燃烧气体的节流条件由内孔内壁面积、内孔截面积与推进剂的燃速决定。内孔内壁面积与推进剂燃速越大,燃气产生效率越高,内孔截面积越小,所以, 作为无喷管火箭发动机用的推进剂药柱, L /D (药柱长度与直径之比)和燃速大的好。
2. 3 内弹道特性的建模。
无喷管火箭发动机的内弹道特性对内孔出口面积的变化很敏感。所示为本无喷管火箭发动机的概况。推进剂药柱的直径为180 mm, 总长为1. 8m 。在推进剂药柱的内孔出口设有孔径比为6的锥体形状扩散段。利用该扩散段促进燃烧气体的膨胀和加速, 以改善无喷管火箭发动机比冲低的缺陷。在燃烧进行的同时推进剂表面逐渐后退, 所以该锥体形状消失, 在燃烧的初、中阶段可望取得其效果。
无喷管火箭发动机作为助推器的整体式火箭冲压发动机, 因为具有成本低, 且无助推器喷管分离引起的危险等优势, 可望成为未来空射型导弹的较为理想的推进装置。日本正对无喷管火箭发动机的技术课题进行攻关。不过对以无喷管火箭发动机作为助推器的整体式火箭冲压发动机还没有全面研究, 今后还需要对无喷管火箭发动机进行验证研究。王永寿
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