摘要
多脉冲固体火箭发动机构造紧凑、运行可靠、结构简单，通过在燃烧室内装填隔离开的多个推进剂来控制推进剂单元的点火时间间隔，从而实现固体火箭发动机多次不连续推力控制，使飞行器在飞行过程中能够更灵活的进行能量管理。但该手段使燃烧室的体积、容积增加，且为了提高发动机的安全性和可靠性需不断研发新型隔板材料，因此脉冲级数有限。为了对固体火箭发动机的能量进行更高效的离散化管理，且有效减小燃烧室体积与自由容积，本文结合自动武器自动机结构研究设计一种可自动装填的多脉冲固体火箭发动机，对于提高多脉冲固体火箭发动机能量分配离散化程度和能量管理效率具有重要意义。 本文主要内容在于深入分析、研究国内外多脉冲固体火箭发动机的基础上，根据技术指标和设计准则，以解决自动装填式多脉冲固体火箭发动机的总体结构技术包括燃烧室药柱系统、药柱重复装填、瞎火药排药处理、闭锁、点火等问题为重点进行设计。 （1）开展自动装填式多脉冲固体火箭发动机总体结构系统设计。根据技术指标和设计准则，设计一体化药柱的结构外形尺寸，基于一体化药柱的结构外形设计燃烧室喷管一体化结构并计算燃烧室工作压强变化规律以及燃面变化规律。在分析研究固体火箭发动机以及各类自动武器结构的基础上，对包括药柱一体化结构、燃烧室喷管一体化结构、点火机构、药柱装填结构、瞎火药处理结构、闭锁机构和燃烧室密封结构在内的所有结构进行外形尺寸设计，以保证推进剂药柱在装填、闭锁、开锁、瞎火药处理等一系列运动过程中，各分系统中的构件保持联动的可靠性和协调性。 （2）基于自动装填式多脉冲固体火箭发动机的总体结构，建立虚拟样机模型，并对其进行进一步的运动学及动力学仿真分析，验证自动装填式多脉冲固体火箭发动机系统中各机构工作的可靠性和求解各机构的运动特性。 （3）基于对燃烧室喷管一体化结构的设计和计算得出的燃烧室工作压强的规律，以及总体结构设计中建立的三维模型和动力学仿真求解出的系统中各机构运动特性。对自动装填式多脉冲固体火箭发动机系统中的关键构件进行强度的分析校核。 本文所研究设计的自动装填式多脉冲固体火箭发动机为多脉冲固体火箭发动机的能量更高级数的分配与能量的离散化管理提供了一种解决方案。
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