北航CATIA大作业实验报告

1、CATIA大作业实验报告固体火箭发动机设计院（系）名称专业名称学生信息 2015年12月17日表1 固体火箭发动机小组成员完成作业情况表组员学号姓名工作内容零件名称组长火箭发动机部分部件的设计，对7种零件进行CATIA建模及助推器外场建模与仿真3ranshaoshiyuantongduanCATPart5qianfengtouCATPart6dianhuoyaoheCATPart7dianhuoyaoCATPart8dianhuoqiCATPart11anzhuangguajiaCATPart13huojianwaiketiCATPart成员火箭发动机另一部分部件的设计，对6种零件进行CATI

2、A建模及火箭发动机内场建模与仿真1HOUFENGTOUCATPart2HOUDANGYAOBANCATPart4yaozhuCATPart9penguanhoubuCATPart10penguanchukouCATPart12qidiaoniuCATPart一、研究背景航天技术是20世纪人类认识宇宙和改造自然进程中最有创新活力、最有开拓影响的高新技术领域，也是人类文明进步的重要标志。众所周知，火箭发动机是导弹、运载火箭和航天器的心脏；是导弹、运载火箭和航天器得以迅速发展的前提；是航天技术发展的重要组成部分。而现阶段用作运载的火箭发动机主要分为固体火箭发动机和液体火箭发动机两种。相对于液体火箭发

3、动机，固体火箭发动机具有结构简单，推进剂密度大，推进剂可以储存在燃烧到中常备待用和操纵方便可靠等优点。固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置等组成。药柱是由推进剂与少量添加剂制成的中空圆柱体（中空部分为燃烧面，其横截面形状有圆形、星形等）。药柱置于燃烧室（一般即为发动机壳体）中。在推进剂燃烧时，燃烧室须承受25003500度的高温和1022107帕的高压力，所以须用高强度合金钢、钛合金或复合材料制造，并在药柱与燃烧内壁间装备隔热衬。点火装置用于点燃药柱，通常由电发火管和火药盒（装黑火药或烟火剂）组成。通电后由电热丝点燃黑火药，再由黑火药点火燃药拄。喷管除使燃气膨胀加速产生推力外，为了

4、控制推力方向，常与推力向量控制系统组成喷管组件。该系统能改变燃气喷射角度，从而实现推力方向的改变。药柱燃烧完毕，发动机便停止工作。而它主要用作火箭弹、导弹和探空火箭的发动机，以及航天器发射和飞机起飞的助推发动机。结合本专业布置了设计固体火箭发动机的任务和CATIA大作业，宇航学院航空宇航推进理论与工程的两名学生通过分工合作完成此次课题任务。其中，根据所学知识，自行设定目标参数。根据拟定的参数，对固体火箭发动机推力室进行设计作图。时间如有剩余，将对固体火箭发动机推力室的工作状况进行数值模拟，检测相关参数是否达到设计要求。二、 设计目标本次设计对象为固体火箭发动机为地空导弹助推器，工作时间很短，仅

5、为34.3s，而推力需求为610吨级，属于典型的短时大推力发动机，故应用大燃面装配药柱设计；使用温度为50；已知推进剂为SFM3，要求燃烧室外径D0.654m，发动机总长L2.59m，故要求发动机的结构尽量紧凑。另外，鉴于推进剂的燃烧性能（点火压强）不高，故对点火装置的设计可采用一般点火药。 综合上述设计分析，初步确定发动机的主要设计为：单根管形药柱装药，端面不阻燃；点火药选用国产黑火药粒；燃烧室采用常用的圆柱筒体+椭球体前后封头设计。总体初步设计结构图如下：三、 已知参数总冲： 推力：起始推力60100kN，终结推力小于60kN工作时间： 34.3s发动机外径： 发动机总长：四、 参数选择1

6、、 推进剂选择选用SFM-3作为推进剂，查阅相关资料其成分如下：成分含量（%）硝化纤维（13.15%N）56.303硝化甘油25.818二硝基甲苯12.015氧化镁2.284邻苯二甲酸二丁酯1.887凡士林0.993水分0.7查阅资料及经过热力计算可得该推进剂的性质参数如下：密度：；燃速系数：； 燃速温度敏感系数：；绝热指数：； 压强指数：；比冲：；特征速度； 临界压强：；燃烧温度：。2、 燃烧室压强对于双基推进剂，为保证正常燃烧，选取的燃烧室压强必须高于推进剂的临界压强。参考已有型号的发动机数据，所设计发动机的燃烧室最高压强不能超过。压强太大则发动机外壁较厚导致其重量增大，压强太小则影响其工

7、作效率，综合考虑发动机性能和重量因素，为达到性能要求选取燃烧室压强。3、 出口压强对于低空飞行的导弹，如低空防空导弹等，可以认为其工作高度一定（即外界大气压强一定），这种情况下获得最大推力的条件是 （是喷管出口压强），即喷管工作在完全膨胀状态下，这表明所设计的喷管出口压强大致可取为。4、 发动机内径总体参数要求发动机外径不超过，综合考虑燃烧室容积、壳体壁厚和便于加工等因素，取发动机内径为。5、 发动机结构形式的选择为保证发动机结构强度且便于拆装，壳体和前后封头都采用焊接，喷管和后封头、前端盖和前封头的连接部分采用螺纹连接。五、 发动机主要结构设计1、 发动机装药设计1.1药柱设计根据总冲计算药

8、柱体积：所设计的发动机具有工作时间短、推力大的特点，因此采用侧端面同时燃烧的管型装药。为装配方便，选用药柱形式为单管药柱，根据总冲计算药柱体积(为满足比冲的要求设定的余量)。确定通气参量：通气参量，是药柱燃烧时燃面的面积，是燃气流通的面积。由于该药柱是管型装药且端面不阻燃，故要计算内外两个通气参量，由于端面燃面相对于柱面燃面很小，故计算通气参量时可将其忽略，内，外。其中，是管型药柱内径，是管型药柱外径，是药柱长度，是燃烧室内径。令内外，即内外。肉厚应满足燃速系数的条件，即：，其中，为燃速系数，是选取的燃烧室压强，是压强指数，是最短工作时间。药柱质量，通气参量的关系可由下推出：消去，得：肉厚分数

9、查1中与的相关关系图表可得，时，=116.3，临界通气参数cr，符合要求。药柱长度和直径设计：根据、与药柱的内径、外径关系图表可知，取药柱内径为，药柱外径取，则药柱长度为。考虑到发动机总长度的要求，根据以往发动机型号的设计经验，取。装药验算：根据以上设计公式以及总冲计算公式可得该药柱总冲：可见，所设计的药柱的总冲满足发动机的总冲要求。2、 发动机燃烧室设计2.1壳体设计材料选择：综合考虑力学性能、高温性能、重量和价格等因素，选用牌号为30CrMnSiA的合金钢作为发动机的壳体材料，调质处理后其拉伸强度。连接结构：为安装顶盖和点火装置，前封头与顶盖采用可拆螺纹连接；燃烧室与上一级结构用连接座连接

10、，连接座焊于前封头上；其它段与段之间的连接均采用电弧焊接。应力分析及强度校核：采用焊接燃烧室壳体，根据薄壳理论，仅承受内压作用时的最小壁厚公式为：其中，根据内弹道计算，得，焊缝系数取0.9，取安全系数，则。把以上各数代入求最小壁厚公式中，得：。考虑机械加工精度和高温引起的力学性能下降，取壁厚为6mm。燃烧室前封头采用的蝶形封头，与燃烧室壳体等强度设计，同样取壁厚6mm。封闭薄壁圆筒在内压的作用下，壁面压力为：其中，是轴向应力，是周向应力，是实际壁厚。根据以上计算结果得：故壳体厚度满足强度要求。封头尺寸的确定：综合考虑封头强度和工艺水平，根据已有发动机设计的经验，所采用的蝶形封头要与发动机壳体厚

11、度相同，其余的尺寸查零件手册即可自行得到。2.2内绝热层设计由于本次设计的发动机为短时间工作的中小型固体火箭发动机，且燃烧温度不高，对内绝热层的设计要求不高，在上述壳体壁厚的确定中已做了考虑，在这里不再赘述。2.3挡药板设计挡药板起着防止燃烧室内的药柱堵塞喷管的后支撑作用，可以防止自由装填的药柱在轴向上的运动。前挡药板处于燃气不流动的头部，烧蚀不是很严重，故对其材料和结构都要求不高，常用的有弹簧片、网罩、带肋的隔圈等，与前封头采用不可拆的焊接。后挡药板工作条件恶劣，要在高温和高流速下可靠工作，故对其材料和结构要求较高，采用“不固定安装”，由裙片传动于后封头，使用散热性能较好的10号钢制造。在直

12、板上开环形槽，将环形钢条嵌入槽中并焊接成型。为提高耐烧蚀能力，在表面喷涂绝热涂层。而前后挡药板的具体的参数应根据药柱结构、发动机燃烧室结构和以往发动机设计的经验参数作相应调整。2.4发动机喷管设计喷管喉部面积及直径：:由于给出了初始推力（60100kN）和终结推力(60kN)的范围，而管型装药为减面燃烧,故选取64KN作为初始推力用于计算喉部面积，根据推力公式，选取推力系数，则： 在加工制造中要把喉部直径圆整，取其为90。结构及气动设计：为考虑装药，喷管不使用焊接，而使用螺纹与燃烧室封头连接。考虑喷管长度和效率，使用 锥形喷管扩张段。喷管热防护设计：类似于燃烧室壳体壁厚的估算方法，再考虑到喷管

13、靠近喉部的部分流速快、温度高，热环境相对燃烧室圆筒段恶劣，参考已有相关型号的设计参数，选取喷管壳体厚度为：2.5发动机点火装置设计点火药的选择：黑火药具有价格低廉，热感度高，燃烧固体产物多等优点，试选用黑火药作为点火药。点火药量的计算：药柱的的初始燃面面积：燃烧室容积：主装药的装填密度：喷管喉部面积：将以上各值代入经验公式：故取点火药量350g。点火药盒的设计：在前端盖上钻孔伸入两个发火管，通过电发火管引燃点火药盒。药盒后有伞形导疏片，将燃气均匀地导向管型药柱的内表面和外表面。选用0.5mm厚的工业纯铝板，制成圆饼形药盒；为控制点火药能完全燃烧并能按一定要求将点火燃气均匀喷射到药柱燃烧面上，药

14、盒上开有50的排气孔，采用纸板赌气密封，排气孔后端设置一圆柱腔，点火燃气首先进入该腔体内，然后腔体周壁的排气孔喷射到药柱燃烧表面上。点火药盒与圆柱腔左端压合，整体由螺纹连接到顶盖上。点火药由两个对称分布的电发火管引燃，两个发火管借同一发火电源，并联工作，以保证黑火药点燃均匀。六、 CATIA建模过程简述固体火箭发动机结构相对简单，主要由壳体、点火器、药柱和喷管构成。考虑到发动机尺寸较大，结构较重，根据安装及运输的需求，设计了相应零件。综上，该型号固体火箭发动机最终设计了十三种、十五个零件。常见的火箭发动机基本由回转体构成，因此，设计的零件也基本由轮廓、旋转体、凹槽、旋转槽以及孔特征进行建模。如

15、后封头、挡药板、燃烧室圆筒段、药柱、前封头、点火药盒、点火药喷管喉部和安装挂架等零件均由上述操作完成。根据设计需要，起吊钮则在运用上述建模特征的同时，又引入倒角、拔模等操作。至此，上述零件的设计过程基本涵盖了零件设计的各项特征设计。考虑到固体火箭发动机具有轴对称特性，CATIA零件设计功能基本可以完成主要结构的设计，为了使零件中具有一定数目的曲面构型，在火花塞点火器、喷管出口以及壳体的设计中应用曲面设计进行建模。喷管出口以建立曲面为基础，通过“封闭曲面”命令创建了喷管出口的实体部分；火花塞点火器则是通过扫掠、厚曲面操作绘制出点火器的导线部分；关于壳体部分，先由“旋转曲面”生成柱体部分，再由“桥

16、接”命令生成壳体顶部尖角，最后通过“厚曲面”命令生成实体。综上所述，即为零件的建模过程。过程中包含了丰富的零件设计、曲面设计的操作，最终通过设计好的配合曲面完成固体火箭发动机的装配过程。图1是半剖视图，图2是爆炸视图。虽然组内成员个数较少，但很多零件都是两人商量讨论、共同合作完成的。在建模的工作任务分配中，保证了每个人都尽量熟悉CATIA上的相关操作，并且在构建曲面构型时，除了老师所讲授的操作方法之外，我们还主动到图书馆借阅与CATIA有关的书籍，从而实现“被动学习”到“自主学习”的一个跨越，真正做到了“教学相长”。注：为了以后方便画工程图，CATIA建模均按实际：模型=2：1的比例制作！图1

17、 半剖视图图2 爆炸视图七、 发动机内弹道计算图3 固体火箭发动机内场结构网格燃烧室压强是发动机工作中一个十分重要的参数。首先，由推力公式可以看到，发动机设计好后，推力系数和喷管喉部截面积可当作定值，故发动机的主要性能推力是直接决定于燃烧室压强的。其次，推进剂的燃速是随压强变化的，压强越高，燃速越快，推进剂燃烧时间随着压强的提高、燃速的增大而减小。再次，燃烧室压强又是一个从发动机设计角度而言较重要的设计参数，为了进行强度计算，必须先确定燃烧室中可能出现的最大压强。压强的高低直接影响对燃烧室的强度要求和发动机的结构质量，而后者又是发动机性能中的一个重要参数。燃烧室温度也是发动机工作中的重要参数，

18、通过温度分布可看出火药在发动机内燃烧的完全程度从而可分析出发动机结构需要改进的部分，并且近壁处的温度分布是发动机热防护设计的关键的参考因素。在2中“固体火箭发动机内弹道学”一章给出了运用零维思路，简化燃烧条件的情况下计算燃烧室压强随时间变化的方法，但组内XX同学的研究方向就是“火箭发动机内的燃烧计算”，故选用组内自编程序，导入网格，进行发动机的燃烧计算。由于所要计算的是“固体火箭发动机”内的燃烧流动，如果再把药柱当作燃烧的固体来看，则处理方法非常困难，可能需要在程序中同时运用“有限体积法”和“有限元”法，我们水平有限，故选取药柱燃烧某一瞬时，采用瞬态平衡法计算当前时刻平衡时流场的压强和温度。所画的三维结构拓扑网格如图3示，未画的圆筒段那部分表示未燃烧的药柱，由于燃气不能通过未燃烧的药柱，所做处理是合理的。根据湍流模型的需求，选取附面层厚度是0.05，具体的网格建立细节在此不赘述。 图4 压力分布云图从图4 可见，最高压力为7左右，由于设计时选取燃烧室压强即为，故所设计的发动机符合要求。图5、图6