A-100型固体火箭发动机结构设计方案

该动力装置主要应用于探空火箭、小型靶弹及模型航天飞行器的动力段，作为固体推进剂火箭的核心做功部件，承担化学能向动能转化的核心功能，为飞行器提供初始爬升与巡航阶段的全部推力。从结构设计逻辑来看，整体采用圆柱形燃烧室主体搭配收敛扩张型喷管的经典布局，燃烧室壳体选用薄壁圆筒结构，在保证承压能力的前提下尽可能降低结构自重，壳体两端分别设置前堵头与喷管连接法兰，侧壁预留的两个凸台结构分别用于安装点火装置与测压接头，满足地面试车时的参数采集需求。设计过程中优先考虑了推进剂装填的空间利用率，圆筒形内腔可以适配端面燃烧、内孔燃烧等多种药柱构型，适配不同推力曲线的使用需求，喷管段采用收敛段先收缩、喉部限流、扩张段膨胀做功的型面设计，型面曲线经过气动优化，能够在设计工况下将燃气内能充分转化为喷射动能，减少推力损失。从安装边界来看，整体为同轴回转体结构，最大外径集中在燃烧室圆柱段，喷管出口直径小于燃烧室直径，安装时可通过壳体外壁的环形定位面与箭体舱段实现同轴配合，侧壁的两个接头凸台径向突出高度较小，不会超出箭体舱段的外径边界，不需要额外在舱壁开设避让槽，前堵头端面可设置连接螺纹用于连接头段舱体或回收伞舱，整体轴向长度适配100毫米级直径探空火箭的舱段布局，不需要对箭体其他舱段做额外结构修改即可完成装配。实际应用场景中，该结构可直接用于业余探空火箭的动力段制作，也可作为小型巡航靶弹的主动力装置，结构上预留的测压接口可直接连接压力传感器，用于地面热试车时采集燃烧室压力波动数据，为药柱燃速标定、推力曲线校核提供数据支撑。设计时充分考虑了加工工艺性，燃烧室壳体可采用薄壁金属管料直接加工成型，不需要复杂的曲面铣削工序，喷管段可采用耐高温合金单独加工后通过法兰与燃烧室连接，便于更换不同喉部直径的喷管来调整工作压强与推力大小，两个侧壁凸台采用标准管螺纹接口，可直接适配市售的点火器与压力传感器配件，降低配套零件的加工成本。结构强度校核阶段，按照固体火箭发动机工作峰值压强做了安全余量设计，壳体壁厚满足瞬时高压下的强度要求，不会发生炸膛风险，喷管与燃烧室的连接法兰设置了密封槽，可加装石墨或紫铜密封垫片，保证高温高压燃气下的密封性能，避免燃气泄漏导致的推力损失或结构烧蚀。