小型固体燃料火箭动力装置结构设计

该动力装置主要面向小型探空火箭、业余航天试验、高校航天类科创赛事的动力系统搭载场景，可作为小型亚轨道试验飞行器、模型火箭的核心动力输出单元，能够为箭体提供稳定的轴向推力，满足短时间大推力的发射与飞行需求，适配箭体直径在120mm至150mm区间的小型航天试验载体，安装时可通过筒体周向均布的固定凸耳与箭体内部的安装支架配合，采用标准紧固件完成锁紧固定，安装边界需预留喷管出口至少50mm的轴向空间，避免高温燃气直接冲刷箭体内部结构。整体结构采用薄壁筒体作为燃烧室主体，筒体选用薄壁无缝钢管加工成型，内壁可耐受推进剂燃烧产生的高温高压工况，筒体前端设置封闭端盖，通过周向排布的紧固件完成密封连接，端盖处预留推进剂装填与点火机构安装接口，可适配标准规格的固体推进剂药柱装填需求；筒体后端集成收敛扩张型拉瓦尔喷管，喷管采用低碳钢切削加工成型，收敛段与扩张段的型线经过气动优化，可将燃烧室内的高温高压燃气的热能高效转化为动能，实现超音速喷出以获得反作用推力，喷管与筒体的连接部位设置密封槽，配套对应规格的O型密封圈完成静密封，防止高温燃气从连接缝隙泄漏影响推力效率。筒体周向设置多组固定凸台，凸台上加工标准螺纹孔，既可以作为外部安装固定的连接点位，也可用于安装压力测量、温度测量的传感装置，方便试验过程中采集燃烧室内部的工作参数。设计过程中充分考虑了固体火箭发动机的工作特性，燃烧室壁厚经过强度校核，可承受推进剂燃烧过程中的峰值压力，整体结构采用模块化拆分设计，燃烧室筒体、端盖、喷管均可独立拆卸，方便推进剂装填、部件检修与重复试验使用，各连接部位的紧固件规格统一，减少装配过程中的工具适配需求，整体装配完成后同轴度控制在较高精度范围内，可避免推力偏心导致的箭体飞行姿态失稳问题。喷管的扩张比经过匹配计算，可在地面工况下实现较高的推力效率，总冲量与比冲参数可满足小型试验箭体的爬升高度需求，工作过程中燃烧室内的燃气流场均匀，不会出现局部过热或者压力异常波动的问题，筒体外部无需额外设置复杂的冷却结构，依靠短时间工作过程中的筒体自身热容即可满足热防护需求，大幅简化了整体结构复杂度，降低了小型试验动力装置的加工与装配门槛。