一，背景与前提，伴随着国外业余火箭爱好者其发射高度不断的突破，这也使得国内众多爱好者开始制作探寻大总冲高性能动力装置的制作与研究。其动力装置基本分为固体火箭发动机，液体火箭发动机，固液混合火箭发动机。

1.1固体火箭发动机当下业余普遍发展情况

有关其基本氧化剂分类

1，以高氯酸铵为氧化剂，例如APCP众多固体火箭燃料，目前由于工艺以及氧化剂无法配级等等众多原因。目前普遍大部分爱好者工艺不稳定，发动机难以做大。并且例如669燃料，其比冲大概都在210S以下。例如其他燃料其性能也大概在200左右。甚至更低，其性能并不是非常理想。

但重点在于工艺不稳定难以发展大总冲发动机。

2，以硝酸钾为氧化剂的燃料。其经典代表为一系列糖基燃料。例如KNSB,KNSU,KNDX.......再比如以树脂化为主的RNX以及改性RNX但其性能并不可观。并且还涉及到糖基力学性能低下其尺寸突破比较困难。并且风险性较高。因此难以发展大总冲的重点原因在于力学性能低下，并且其性能低下，但是价格便宜。综合考虑到风险性目前也并不是一条好的道路。

3，以高氯酸钾硝酸铵等等氧化剂。首先是以高氯酸钾相关的燃料例如KNPSB高氯酸钾燃料普遍的问题是n值高。危险性比较大，并且现在国内目前测试结果来看。普遍以爆炸结尾或者其他事故结尾较多。硝酸铵等等一系列燃料目前更是处于开发阶段。因此对于这些工艺不成熟，其危险性巨大，因此发展大总冲也是一条非常危险的道路。

其次重点在于难以合法化。

1.2液体火箭发动机当下业余普遍发展情况。

以拍脑袋设计或者是以看火为目的的爱好者居多。虽然当下液体火箭发动机遍地开花但是真正完成测试并且发动机实际比冲能达到240以上的非常非常少。发展过程当中耗费的资金也是相当多的。目前还处于慢速发展阶段当然，关于液体火箭发动机是非常值得研究和发展的一个方向。因此我本人也开发了20多个计算器。其中涉及液体火箭发动机的计算器过半。几乎将其一些简单设计流程所有计算包含在内了。目前来看情况依旧惨淡。当然是未来非常非常容易发展的一个方向。

1.3固液混合火箭发动机业余火箭爱好者近年发展情况

由于本人属于后辈入坑较晚对于国内原先以前的情况并不了解，但是通过一些资料了解到猎鹰前辈在这方面有着开拓性的作用。但是近几年以来，国内业余火箭爱好者并没有对于固液混合火箭发动机相关的研究和探索。

本人在尝试完固体火箭发动机路线和液体火箭发动机路线，综合考虑利于弊决定在固液混合火箭发动机上面继续进行探索。

二，经过半个月的时间查询了一些有关资料和文献并阅读了一些书籍。总结得到了一些基本的结论。其固液混合火箭发动机在国外使用还是非常普遍的。并且其优点也是非常可观。

2.1

1，比冲比较高。

在如图条件下，本人进行了热力学计算。其性能还是非常可观的。

2，材料等等合法，并且价格便宜。例如本人现在探索使用的是58号精炼石蜡。几乎在任意的购物平台都可以轻松买到，没有任何限制。并且其价格非常可观例如设计一个总冲2000多牛秒的发动机所用燃料费用只有十几块钱。

3，安全性非常高，在加工当中可以完全避免制作固体火箭发动机那种危险性，并且其系统比液体火箭发动机简单。

2.2

当然缺点也是有的，首先就是燃烧效率非常低液体火箭发动机燃烧效率通常都可以达到90%多，然而固液混合火箭发动机燃烧效率可能只能达到70或80%多。当然应对这种情况也有众多方法来增加效率。将会在下文展开描述。其次就是石蜡等等力学性能非常低，并且熔点非常低。但是下面可以提供一些解决方案。

三，固液混合火箭发动机零维内弹道基本公式

最重要的基本公式如下

3.1

r表燃烧速度,a,n分别代表两种常数。

Go为氧化剂的流强

正常我们给定一个药柱的尺寸。

先开始一些初始化参数计算

得到一些基本计算参数。

1，首先根据上述公式初始化计算出来初始燃烧速度，然后给定步长。

2，得到燃烧完之后的药柱内径。计算出来燃烧面积，还有流道截面积。

3，依据

计算出来燃料的质量流量。

4，结合氧化剂的质量流量算出来总的质量流量。

5，依据一些一维等熵流计算，出口速度出口压强。

6，根据这个公式计算出来推力大小。

F = (mc * Ve) + ((Pe - pa) * Ae)

其他的一些基本公式和简单方法。

这几个基本公式开始推算。个人在写计算程序的时候，采用的是时间步长的方法。即燃烧多少秒来进行计算。我们比如说可以让它燃烧0.001秒。然后以此类推直到迭代完成。本人还尝试了区分药柱距离区分计算步长的方法以及其他方法。其实践发现使用时间步长计算方法最为简单和精准。

四，设计计算举例

基本参数设定

4.1推进剂组合

4.2热力学计算和氧燃比性能变化分析

4.3初始工作条件

4.4基本参数设定

4.5

工作过程内弹道分析

这里的内弹道分析使用的是由铼铱工业编写的

R-L固液混合火箭发动机计算设计程序V3进行分析计算的。

推力时间变化

燃烧室压随时间变化

氧燃比随时间变化

药柱内孔直径随时间变化

4.6

内弹道基础数据

4.7

喷管设计

4.8

喷注器设计

4.9

热防护设计

喷管热防护材料

4.10

燃烧室热防护材料

4.11

法兰螺栓强度计算

4.12

喷注器有限元分析

变形云图

应力云图

变形云图

等效弹性应变云图

以上是通过ANSYS瞬态结构分析模块软件进行的简单分析。由于均有隔热层并且工作时间比较短，因此没考虑温度对于强度的影响。初步对结果判断其结构设计合理，强度足够。

五，基本变化规律总结

对于管状装药的固液混合火箭发动机来说。

随着不断的燃烧直径不断的扩大截面积不断的扩大，在氧化剂流量额定不变的情况下，其氧化剂流强不断减小。

最终造成的结果就是其燃烧速度不断下降。

并且伴随着压力的下降。

由于压力和质量流量的变化，最终推力也会发生变化。其推力是不断变小的，压力也是不断变小的，氧燃比是不断增大的。

六，目前主要应对的问题和解决方案。

1，计算设计软件偏少。很多爱好者不懂得如何去设计计算。

铼铱工业编写的。R-L固液混合火箭发动机计算设计程序V3将会在不久后开放下载以及其他设计软件也会打包。

2，燃烧效率过于低下

多增加后燃烧室尺寸，在合适的位置布局扰流板提升湍流程度提高燃烧效率。

国外某火箭团队火箭发动机测试图片。增加扰流板之后其性能提升5%。