实验用小型固体火箭动力装置结构设计

　　这款小型固体火箭动力装置，主要面向高校航天类专业实验教学、业余航天爱好者原理验证场景使用，整体采用圆柱段主体结构，外壳选用高强度铝合金材质加工，在保证结构强度耐受燃烧室内压的前提下，尽可能降低整体结构自重，适配小推力实验箭体的载荷要求。从结构设计逻辑来看，整体采用同轴对称布局，主体圆柱段为燃烧室腔体，内部预留固体推进剂药柱的装填空间，腔体内壁做隔热涂层处理，避免高温燃气直接冲刷壳体导致结构强度失效；上端面为封闭端盖，设计有密封槽搭配耐高温密封圈，同时预留点火器安装接口，可直接匹配常规电点火头的安装尺寸，端盖与壳体采用螺纹连接加防松销的固定方式，既方便装填药柱时的拆装操作，又能承受工作时的轴向冲击力。下端为收敛段喷管结构，

　　喷管喉衬采用耐高温石墨材质嵌入壳体，可耐受燃气高速冲刷带来的高温烧蚀，喷管与燃烧室主体采用过盈配合加高温胶密封，避免工作时出现燃气泄漏导致推力损失。从安装边界来看，整体外径控制在较小尺寸范围内，圆柱段主体长度与外径比例经过推力曲线仿真优化，可直接适配常规实验箭体的箭身内径，壳体下端设计有定位凸台，可与箭体内部的发动机固定支架直接配合定位，不需要额外设计转接结构，安装时仅需通过径向紧定螺钉即可完成固定，拆装维护十分便捷。在功能特性上，该结构设计充分考虑实验场景的使用需求，整体结构无复杂异形曲面，所有加工面均为回转面，普通车床即可完成全部机加工工序，加工门槛低，适合小批量自制加工；密封结构全部采用标准化密封件，替换成本低，

　　可多次重复使用，仅需每次实验后更换喷管喉衬与隔热层即可再次装填使用。设计过程中针对工作状态的内压载荷做了有限元强度校核，壳体壁厚取值兼顾耐压安全系数与自重要求，在1.5倍工作压力的仿真工况下，壳体最大应力远低于材料屈服强度，可保证实验过程中的结构安全，避免出现炸壳等安全事故。喷管的收敛角经过推力效率仿真优化，可保证燃气在喷管内充分膨胀，将推进剂的化学能尽可能转化为喷射动能，提升整体推进效率，适配小质量实验箭体的升空推力需求。