一、研究背景

固体火箭发动机是探空火箭、模型运载飞行器的核心动力单元，其核心性能如总冲决定火箭极限射高，装药比直接影响火箭整体质量利用效率，推力决定火箭加速度特性，继墨羽工业所公开的MY-82后本论坛不再有大型高性能固体火箭发动机的设计或测试报告，故笔者决定研发一款具备高总冲、高比冲、高装药比的固体火箭发动机，为广大业余爱好者提供一套优秀的可复现的固体火箭发动机整机迭代设计与测试的过程。

二、确定任务指标

综合市场零件采购难度以及加工工艺可行性以及性能需求，本项目确定研制外径64mm的固体火箭发动机，硬性技术指标如下：

1.发动机实测总冲不低于3500N·s。

2.发动机实测比冲不低于230s。

3.质量装药比达到70%。

三、设计试验流程

3.1现有两类研发方案的固有短板

3.1.1等比例缩放小内弹道样机路线

通过调查发现大多数业余爱好者采用先做很小尺寸试验机直接等比例放大至成品的单向开发思路，未建立尺寸效应校正，主要存在以下系统性缺陷。

若不对尺寸效应做量化燃速修正等放大后的发动机内弹道性能会出现偏差。小尺寸药柱比表面积大，单位体积燃烧产热对应的壳体、端面散热边界面积极高，燃烧过程热量大量流失，燃烧室平衡温度和工作压强以及实测稳态燃速明显偏低于全尺寸，爱好者仅依靠比例缩放推导大尺寸成品性能，等比例放大后试车P-T曲线和总冲与理论预估会存有偏差，可能数次迭代试车后仍难以收敛指标。

将多变量耦合试验数据价值低。小尺寸样机与放大薄壁机壁厚和自由容积等同步变化，存在散热边界以及结构约束多变量共干扰，无法单独分离燃速和结构等对性能的影响，这样测试缺少单一变量体系，试车数据零散。

3.1.2理论数据直接全尺寸薄壁

这样流程是理论装药设计计算P-T特征后直接加工薄壁成品机再试车分析，虽硬件条件工艺条件完备，但存在结构试错成本高报废损耗大以及燃速上的差异。

部分爱好者直接以最终轻量化薄壁筒体试车，薄壁件结构冗余极低。装药设计结构设计等任何一处设计缺陷，都会直接造成误差或者风险甚至整机损毁。 每一迭代都要重新设计加工全新薄壁成品，这样反复试验下加工周期材料机加工成本过高，笔者方案先高冗余厚壁机完成全部试错迭代，薄壁成品仅用于最终定型验证，这样降低了薄壁试制损耗。

直接全尺寸可能遇到尺寸效应，仅依靠文献经验公式修正小样机与整机的燃速尺寸效应，没有控制单一变量对照试验分析散热和压强带来的偏差，一般使得仿真燃面理想P-T曲线与薄壁机实测数据存在偏差，一旦试车性能不达标，无法区分误差来自药型设计还是散热尺寸效应还是结构约束，排查周期长 。

综上情况笔者决定发动机在设计初期就从燃速特性，尺寸效应等问题考虑决定先做全尺寸厚壁测试机控制内部结构确定自由容积装药设计的方法进行热试车，控制住变量测试发动机P-T曲线，后再着手设计薄壁成品发动机。

3.2装药结构设计

为兼顾成品发动机高体积装填比与整机内弹道效率，本项目选用圆孔-锥孔-翼柱药型结构，优势如下：

1. 可实现高体积装填比，同时维持接近恒面燃烧的燃面变化规律。

​ 2. 方便控制燃气通流比进而控制流道气体流速，从机理层面抑制侵蚀燃烧。

这里装药结构设计方法采用笔者发布的一种固体火箭发动机复杂燃面设计方法 ，侵蚀燃烧的直接原因是燃气通道截面积过小、燃气流速过高，高速燃气冲刷药柱表面提升局部燃速，使得燃面推移偏离设计平行燃面推移规则，最终使燃烧室压强偏离设计。本项目采用上述的药型设计，因笔者个人时间，条件等受限无法开展系统性的有关侵蚀燃烧测试，故此次孔型设计根据笔者经验以及部分爱好者成功案例将装药结构燃气流道的最大燃通比控制在60以内，这样任何流道截面处燃通比都小于此数值，以此尽量避免侵蚀燃烧的发生对内弹道特征造成不良影响。

在设计初期笔者就定下装药直径57mm的规定，为了尽量避免装药上因开端面对隔热层过早的冲蚀，使得隔热层过厚降低装药比，这里在设计初就设定端面不可燃烧推进迭代；为了保证最终发动机装药质量尽可能的高，将药柱的体积装药比定下不得小于85%（药柱体积装药比=药柱体积/纯圆柱体积）；为了接近恒面燃烧，要求燃面最大最小波动差异与最大燃面之比不得大于10%。

以下为迭代过程：

迭代一情况如下：翼柱叶数9、翼宽2.5mm、叶长11mm、直翼长40mm、锥翼长50mm、翼柱长度90mm直径22mm、锥段长度60mm上直径22mm下直径13mm、圆柱长度270mm直径13mm、药柱总长度420mm。

通过推移燃面曲线发现后段增面严重，笔者判断是因为圆孔段长度过长导致，这里迭代二选择改短圆孔、增加翼柱叶数、增长翼柱和锥孔补初始燃面、压低后段增面。

迭代二情况如下：翼柱叶数10、翼宽2.5mm、叶长11mm、直翼长50mm、锥翼长50mm、翼柱长度100mm直径22mm、锥段长度70mm上直径22mm下直径13mm、圆柱长度250mm直径13mm、药柱总长420mm。

通过推移曲线发现后期增面情况有所改善，但出现了中段燃面下降严重，下降数值占最大燃面的16%，这里迭代三选择改大圆孔直径，改小圆孔长度，增长锥段、翼柱改善。

迭代三情况如下：翼柱叶数10、翼宽2.5mm、叶长13mm、直翼长20mm、锥翼长110mm、翼柱长度130mm直径20mm、锥段长度70mm上直径20mm下直径14mm、圆柱长度220mm直径14mm，药柱总长420mm。

通过推移曲线查看下降数值占最大燃面的9%，基本已经达到恒面要求，检查体积装药比86%，最大燃通比61，笔者认为还可以进一步改善，迭代方向确定缩小燃面波动、继续增大体积装药比。

（ps：迭代文件跨越周期一年，迭代一——四于2025年6月中旬完成，迭代五——十五于2026年1月完成，由于时间跨越较大，迭代四文件经检查与迭代三一模一样，确定是出现了保存上的问题，这里就不作展示了）

从迭代四结束后，笔者与2026年1月进行了一次热试车进行验证，不幸的是翼柱端面阻燃不到位，使得实测曲线偏移，但后期通过加上端面计算燃面变化趋势，再与发动机实测压力曲线对比，可见燃面与压力变化的强相关性，也证明了这种燃面设计方法具备一定的准确性。

接下是迭代5-15，此过程为了进一步增加发动机装药量，笔者将药柱总长度从420mm逐渐增加到了460mm。

具体的调控方法跟前几次基本一致，主要是若初始燃面不足够就选择增大翼柱段长度、叶宽、叶长、叶数；若中间段下降严重就改善翼锥段和锥段的长度、直径；若后段增面严重就缩短圆孔长度或增大其直径；同时要引入体积装药比、最大燃通比进行则断。

药柱长度改460mm后，在迭代9就完成定型，后迭代10-15均是在体积装药比上推进迭代，此过程将翼叶改善成梯形、翼尖与翼根倒圆角等进行迭代，分别改善体积装药比、装药结构局部应力情况等，最终得到了体积装药比90%、燃面波动之比1.7%、变化接近恒面、流道截面最大燃通比58的孔型，计算结果经核对无误，故决定使用此孔（迭代十五）进行测试推进。

定型的迭代十五尺寸如下：翼柱叶数9、翼宽2.5mm、叶长12mm、直翼长20mm、锥翼长110mm、翼柱长度130mm直径24mm、锥段长度80mm上直径24mm下直径16mm、圆柱长度240mm直径16mm，药柱总长460mm、翼尖倒角R1、翼根倒角R2。

3.3厚壁测试机设计

这里根据燃面数据以及推进剂性能数据进行内弹道计算，笔者测定推进剂性能数据时未进行专业性测试，无法保证因温度敏感系数、尺寸效应、局部侵蚀燃烧、不良点火等对内弹道计算所带来的误差是否在许用范围内，故决定控制所有变量进行厚壁发动机测试。

厚壁试验机核心优势，加工成本低、迭代周期短、结构安全冗余高、内弹道特征与薄壁成品完全一致，仅筒体壁厚、连接结构存在差异。

根据燃面数据对发动机进行零维内弹道计算得最大工作压强7.9MPa，这里为了保证试验发动机的安全性，在发动机强度计算的时候选按照最大工作压强约1.5倍（约12MPa）、材料强度计算安全系数3的情况下进行；为了应对试验机可能需要反复测试的情况，选择采用装配容错好、热试车不易变形卡死的法兰结构作为发动机的连接结构。

在厚壁试验机的结构设计上，为了尽可能的规避强度不够带来的风险，对其结构设计上具备很大的冗余。

四、试车前期准备工作

4.1. 完成发动机壳体零部件加工、尺寸外观复检

​发动机加工完成后，笔者使用游标卡尺对加工产品：喷管外衬、喉衬、堵头、隔热管、法兰盘按照图纸标注要求的GB/T1804-2000m进行校验，经检查除隔热管均在需用范围内，这里选择对隔热层进行二次加工的步骤使其符合要求。

4.2. 采购水压试验装置、多通道数据采集设备，选定推进剂

​按照清单顺序依次购买各项硬件设备，均在2-3天后收到。这一过程也未曾闲着，而是按照原有计算设计选择适用的AP-Al-HTPB三组元配方，经热力学数据计算、工艺性能评估、试样力学性能评估确定了82固含（70AP、12Al）的配方，已经算是综合来看的最优解。

推进剂配方如下：

此推进剂使用coropep热力学计算所得主要数据如下：

规定燃烧室压力68.6atm 出口1atm

理论特征速度1545.1m/s；

理论推力系数1.6225；

理论比冲255.63s；

理论密度1.69g/cm^3。

此推进剂工艺性能通过多次试样制作，测得其工艺适用期为45-55min内，此后就基本失去流动性；恒温50℃固化时间为3h，常温25℃固化时间10h；

对固化样品切成长40mm，宽10 mm，厚5mm的药条，受实验条件限制，未进行万能材料试验机定量拉伸测试；在室温25摄氏度下仅通过手动拉伸直观判断，

1.拉伸过程中，样品初期呈现弹性变形区间，随后出现塑性屈服过程，进一步增加两端拉力后，拉伸区域出现明显裂纹，并随拉力的增大迅速扩张直至整体完全断裂。

2.弯曲过程中，样品在外力施加下能够实现大幅度的弯折，弯折过程未出现瞬间断裂情况，持续施加力后最终断裂。

两类试验分别重复进行3组，断裂过程特征一致出现先弹性形变-塑性形变-微小损伤-损伤随拉力迅速扩张-整体断裂，且断裂面呈现凹凸不平特征。

样品形变全过程兼具弹性-塑性过程，不存在典型无预兆瞬间断裂的脆性材料破坏模式。最终笔者认定此HTPB推进剂具备的力学性能良好，符合此次发动机使用。

（样片颜色差异出于催化剂，其因添加量极少，仅千分之五，且选用种类属于惰性催化剂，常温条件不干涉聚氨酯基体交联固化过程，不改变交联网络结构，因此认定不影响力学性能的表观评测）

4.3. 搭建数据采集系统

4.3.1有关本次基金项目所用测控系统

4.3.1.1，系统整体架构概述

本测控电路专为完整实现推力和燃烧室压强和温升两路4-20mA电流信号和毫伏推力传感器信号同步采集，整套系统分为四部分，发动机传感器信号输出、信号转换、数据采集、数据记录，24V电压统一供电，数字信号同步采集后通过USB2.0总线实时传输电脑本地存储。

4.3.1.2，测控各模块用途

前，发动机三路原始传感信号。

试车时发动机搭载三类传感器，输出不同制式原始测量信号。

1.温度传感器：4-20mA标准电流信号。采集壳体工作温度变化，标准4-20mA电流输出。

2.压强传感器：4-20mA标准电流信号。实时采集燃烧室稳态燃烧工作压强，同样采用4-20mA电流输出。

3.推力传感器：毫伏电压信号。测力传感器输出mv级差分电压，信号幅值低，极易受环境噪声干扰，必须经过放大处理。

中，信号转换。

三路信号分别接入对应转换模块，统一转换成 DAQ122 采集卡兼容的0-10V标准电压信号。

1.4-20mA转0-10V转换模块

两路，温度、压强用，针对温度、压强两路电流信号，将 4-20mA线性换算为0-10V标准电压，匹配采集卡电压输入量程。

2.应变放大变送模块

推力桥式传感器用，对差分毫伏信号进行仪表放大、硬件调零，输出稳定0-10V标准电压，支持试车前调零，避免初始偏移误差。

采集，DAQ122多路采集卡。

1.输入，同时接入三路转换完成后的0-10V电压信号，实现温度压强推力三通道同步采集。

2.供电，采集卡由笔记本电脑通过数据线直接供电5V。

3.输出，DAQ122通过USB数据总线与电脑实行通讯，将同步采集的电压数字数据实时上传给电脑采集软件。

后端，电脑数据接收存储。

用凌智电子官方配套采集软件接收DAQ122上传的数字信号，再完成信号还原换算，将0-10V电压反向解算回原始物理量，温度℃、压强MPa、推力N，实时绘制F-P-T曲线，保存完整试车原始数据文件，用于后续试车结果分析。

4.3.1.3，工作完整流程

试车前24v电源上电→传感器、信号转换模块、DAQ122通电连接电脑测试有无信号输出，数据保存是否正常。

试车过程，发动机点火燃烧→三传感器同步输出原始信号→转换模块统一转为0-10V标准电压→DAQ采集三路→电脑采集再绘图并存储。

试车结束，断电导出完整温度压强推力数据，用于发动机内弹道特性等参数分析。

（上面示意图由AI完成）

（注：本测控模块均淘宝直购，采集卡是凌智电子DAQ122、mv电压转换板是凌智电子IN828、电流转换版是凌智电子LZ-IV-8、压力传感器为0-16MPa4-20 mA输出、推力传感器为0-500kg mV制度输出、温度变送器是K型智能型0-800℃ 4-20mA输出、热电偶为0-800℃ K型热电偶，接线均按照商家说明书完成接线）

4.3.2校准采集系统

收到采集设备后，按照接线说明依次接上，并针对压强传感器、温度传感器通4-20mA电流进行校准，压力传感器利用称量实物质量进行校准，这里为保证压力传感器校准精度，选择使用其最大量程1/5质量的物体进行校准。

4.​4. 开展发动机水压强度&检漏试验

​收到水压设备并认真阅读产品说明书后，将发动机装配完成进行水压测试，按照要求将压力打到的预计稳态工作压强的2倍（对应约15MPa），并稳压30min，此过程人员躲在预定的安全屋内观察压力表指针变化，时间到后卸掉压力，人员近距离观察是否存在结构破损、漏水密封不良的现象等。

经检验，无明显损伤、漏水密封不良的现象等，故笔者判断可以使用。

4.5. 进行推进剂配方筛选试验，同步验证压力采集方案可靠性，为整机试车做好准备

对选定的推进剂进行多次小样制作，试样推进剂仅催化剂含量不同，凭经验划分添加量0.25%/0.5%/1%，进行内弹道测定筛选。

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先对三组含量分别测试3次并拟合处理，发现0.25%添加量平台趋势并不明显，整体递增趋势；0.5%、1%均出现明显平台。所以将在后两组中选择，两组配方在临界压强之后压力指数降低均出现燃速放缓的平台现象；0.5%催化剂体系在高压区间呈现典型麦撒效应，压强持续升高时燃速逐步下降，具备优良的弹道调节能力；1%添加量体系仅形成燃速平缓平台，燃速不随压强上升降低。催化剂添加量由0.5%提升至1%并未强化麦撒特性，同时整体稳态燃速有所下降，催化效果趋于饱和。

以上测试过程中均无明显不稳定燃烧、燃速特性烂、力学性能低下、工艺性能不合格（如固化过快过慢、流动性低下）的现象，综合内弹道调控需求，选择使用0.5%催化剂添加量的配方进行最终测试。

4.6制作推进剂芯棒

将AB加成型型硅胶按照1：1的比例混匀由底注入光固化树脂模具内部，待其固化后将光固化树脂敲碎破除取得芯棒。

五、装药制作

先将液相按照HTPB-DOA-Hx752的顺序投入后继续添加催化剂-Al后混合均匀，抽真空除泡，在肉眼检查无可见气泡后停止真空，继续向体系中按顺序投料AP-MDI后开始真空混合搅拌，混合20min后，将药浆常压震动浇筑，要求是分层2-3cm浇筑一次，观察液面流平后继续浇筑，最终浇筑完成后等待固化。

因其装药结构复杂，不便测定实际装药体积，故此处通过实际称重所得装药质量除以理论装药体积测得装药密度1.667g/cm^3，为理论密度的98.6%，表面无可见缺陷，且笔者使用同种配方同种浇筑工艺制作的内弹道测试样品实测密度均在1.66-1.67g/cm^3的范围，处于此密度区间的待测药柱样片切片未发现肉眼可见气泡缺陷，故判断可以正常使用。

将装药端面用HTPB-氧化铝包袱阻燃处理，以免实际燃面变化偏移预设。

六、厚壁发动机试验

将厚壁试验机按着设计依次装配，现场三名人员分工明确，分别进行装配、检查、记录的工作，以免出现差错。

现场装配零件视察合格、装配体装配良好无异常卡滞、法兰盘确保与壳体同轴、使用扭力扳手将螺母对角分次拧紧并打好4.0Nm扭矩（根据预紧力进行计算所得4.0Nm）确保预紧力达到设计要求。

确保装配无误后前往测试场地。

点火前对采集设备试运行确保信号采集正常。

前线人员在保证点火器断电的情况下，按照如下顺序操作：

1.对点火装置、点火线用万用表测量通断，检查是否存有开路、短路的现象。

2..检测完成后对点火装置与点火线分别进行了短接，防止意外静电等引爆。

3.分开点火线与信号线，降低点火时的电磁干扰。

4.接线完成后拆除临时短接，人员迅速按照预定路线撤离至预设安全地带内。

指挥人员确定现场人员均到达指定地点后下令点火，进行测试验证。

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点火测试完成后，为避免余药等造成的不必要安全问题，所有人员在原地等待30s后关闭采集设备前往测试前线观察发动机同时整理设备准备撤离。

七、厚壁测试机数据分析

对采集到有效数据进行处理后进行分析，此次点火测试环境温度26摄氏度，发动机性能如下：

工作时间 : 2.3832 s

总冲 : 3894.2 N·s

比冲 : 236.5 s

特征速度 : 1481.5 m/s

推力系数 : 1.5647

比冲效率: 92.5 %

燃烧效率: 95.9 %

喷管效率: 96.4 %

最大推力: 1967.5 N

平均推力: 1634.0 N

最大压力: 7.84 MPa

平均压力: 6.78 MPa

八、厚壁试验机图纸开源

厚壁3.zip2.57MBZIP21次下载

九、特别注明

本项目采用厚壁试验机作为整机验证，完成装药孔型迭代设计、整机热试车测试；受试验周期约束，薄壁发动机仅基于厚壁试验实测数据完成仿真设计与性能核算，未开展薄壁发动机实物加工与整机测试。

申报核心研究目标为装药孔型结构的试验测定，计划通过厚壁试验机完成试车测验，采集内弹道实测数据；再基于上述实测试验数据完成薄壁发动机的设计与图纸输出。

基金申请中未出现“薄壁发动机测定”，现结题中出现歧义，故作此说明：本项目并未计划开展薄壁发动机壳体加工、薄壁机试车测试工作。项目实施阶段，装药孔型结构测定工作已依托厚壁试验机完整完成；薄壁发动机仅完成仿真与工程图纸设计输出，未开展薄壁实物整机试验。项目核心研究目标装药孔型验证任务已全部达成。

同时此项目笔者会继续推进完善，目前正继续迭代孔型设计中，同时薄壁在后续笔者资金、时间充足后会主动自费进行测试，请管理员放心。

十、感谢

感谢立方烷（CUBE）、磷钾（LSEQY-K）两位朋友的现场帮忙。

特别感谢科创基金的资助.