基于階梯多根裝藥的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)彈道設(shè)計(jì)方法研究

周柏航，王 浩，阮文俊

(南京理工大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院，南京 210094)

0 引言

近年來，階梯多根固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在大長徑比的短距離、高效能的推力火箭中使用的越來越多。采用階梯多根固體火藥的裝藥結(jié)構(gòu)，可克服大長徑比下推進(jìn)劑點(diǎn)火不一致性帶來危險(xiǎn)的壓力波問題，還可增加推進(jìn)劑的質(zhì)量比和燃?xì)馍伤俾?，提高火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的做功效率[1]。

國內(nèi)外對(duì)于階梯多根裝藥這種裝藥形式的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的研究大多都是將重點(diǎn)集中在點(diǎn)火特性、初始?jí)毫Ψ搴突鹧鎮(zhèn)鞑サ?，或者以單?xiàng)試驗(yàn)研究為主[2-4]，對(duì)于這種形式的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)理論設(shè)計(jì)與推力性能試驗(yàn)研究很少見。孟亮飛等[5]運(yùn)用FLUENT軟件對(duì)階梯裝藥固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火內(nèi)流場進(jìn)行了數(shù)值模擬，得到了點(diǎn)火過程中前后燃燒室的壓力分布和點(diǎn)火器噴孔附近的激波傳遞情況。張智慧等[6]采用實(shí)驗(yàn)研究和理論計(jì)算分析相結(jié)合的方法，分析了點(diǎn)火藥量、裝藥數(shù)量、限燃面積對(duì)初始?jí)簭?qiáng)峰的影響，找出抑制初始?jí)簭?qiáng)峰的方法。王健儒等[7]對(duì)某大型分段式固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作初期小火箭式點(diǎn)火裝置的火焰噴射方式、分段對(duì)接部位火焰?zhèn)鞑ミ^程以及前后翼燃面的傳播過程等進(jìn)行數(shù)值研究。根據(jù)提高燃燒效率和噴管效率[8-10]，實(shí)現(xiàn)提高發(fā)動(dòng)機(jī)做功效率，固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場數(shù)值模擬為發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)提供參考依據(jù)[11-13]。

在發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)中，為提高固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的質(zhì)量比，要求殼體能承受較大的內(nèi)壓和裝填較多的推進(jìn)劑，采用階梯多根裝藥結(jié)構(gòu)可以大幅提高火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的質(zhì)量比[1]。這種設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)使得燃通比增大，侵蝕效應(yīng)更明顯，導(dǎo)致藥柱燃速增加，使得燃燒室壓強(qiáng)升高。因此，從穩(wěn)定性、安全性以及可控性的角度而言，有必要對(duì)其進(jìn)行內(nèi)彈道設(shè)計(jì)總結(jié)及試驗(yàn)驗(yàn)證研究。

本文總結(jié)了固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)彈道設(shè)計(jì)方法，并以某工程項(xiàng)目需求為背景，完成了發(fā)動(dòng)機(jī)的總體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和裝藥設(shè)計(jì)，并進(jìn)行試驗(yàn)與結(jié)果分析，以證明內(nèi)彈道設(shè)計(jì)方法的有效性，為階梯多根裝藥固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的總體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和裝藥結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，以及開展性能研究工作提供重要的試驗(yàn)依據(jù)，并為后續(xù)火箭橇試驗(yàn)設(shè)計(jì)提供試驗(yàn)依據(jù)。

1 內(nèi)彈道設(shè)計(jì)方法

本文發(fā)動(dòng)機(jī)總體設(shè)計(jì)要求主要依據(jù)以下三方面：

(1)發(fā)動(dòng)機(jī)用途：用于大載荷高加速的火箭橇動(dòng)力系統(tǒng)。

(2)性能指標(biāo)：發(fā)動(dòng)機(jī)總沖及其偏差、推力方案、工作時(shí)間、可靠性。

(3)約束條件：燃燒室壓強(qiáng)、發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量。

基于發(fā)動(dòng)機(jī)總體設(shè)計(jì)要求，根據(jù)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)理論[14]，對(duì)圖1所示的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(包括燃燒室、封頭、裝藥、噴管、點(diǎn)火藥量與點(diǎn)火方式等)的主要參數(shù)計(jì)算方法進(jìn)行了推導(dǎo)、歸納，總結(jié)了針對(duì)階梯多根固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥的內(nèi)彈道設(shè)計(jì)方法。

1.1 燃燒室設(shè)計(jì)

燃燒室主要由燃燒室殼體和內(nèi)絕熱層組成。在殼體內(nèi)表面噴涂一層耐熱涂層，在推進(jìn)劑燃燒時(shí)起到熱防護(hù)作用[14]。燃燒室殼體設(shè)計(jì)主要對(duì)壁厚進(jìn)行計(jì)算，在考慮可承受住燃燒室內(nèi)最大壓強(qiáng)的同時(shí)，盡量減少燃燒室質(zhì)量。根據(jù)材料許用應(yīng)力方程，得出燃燒室內(nèi)徑與外徑的關(guān)系式，再根據(jù)預(yù)想裝藥結(jié)構(gòu)估算出燃燒室內(nèi)徑，從而得出燃燒室最小外徑。

圖1 試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)

材料許用應(yīng)力方程[14]：

(1)

式中Di為燃燒室內(nèi)徑；De為外徑；[σp]為材料許用應(yīng)力；pm為燃燒室達(dá)到最大壓強(qiáng)；σ為安全系數(shù)，取1.2。

根據(jù)已知的藥柱外徑和預(yù)想多根裝藥的結(jié)構(gòu)，估算出燃燒室內(nèi)徑Di=292 mm，殼體選30CrMnSiA材料其許用應(yīng)力[σp]取值9000 kg/cm2，最大壓強(qiáng)pm在增加約20%的安全系數(shù)取20 MPa，導(dǎo)入式(1)燃燒室外徑De=299.79 mm，燃燒室外徑De實(shí)際取值為300 mm，可滿足強(qiáng)度要求。

1.2 封頭設(shè)計(jì)

對(duì)于封頭設(shè)計(jì)考慮可承受住燃燒室內(nèi)最大壓強(qiáng)的同時(shí)，盡量減少封頭質(zhì)量，還要考慮材料的塑性和易于加工。選取橢球封頭，橢球長短軸半徑之比m=2，封頭上最大應(yīng)力(頂點(diǎn)處)與筒體上最大應(yīng)力相等[14]。封頭選30CrMnSiA材料，橢球封頭與殼體圓筒段厚度相同為4 mm，補(bǔ)強(qiáng)設(shè)計(jì)后為5 mm。

在本文靜態(tài)試驗(yàn)中，為方便對(duì)試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)推力的測試同時(shí)易于加工，采用了平底封頭。根據(jù)材料剪切應(yīng)力方程，得出燃燒室內(nèi)徑與封頭底厚的關(guān)系式，從而得到封頭底最小厚度。

材料剪切應(yīng)力方程[14]：

(2)

式中ψ為應(yīng)力系數(shù)，取0.45。

求得h≥15.99 mm，取底厚h=16 mm。

1.3 裝藥設(shè)計(jì)

裝藥設(shè)計(jì)的目的是保證火箭有足夠的動(dòng)力和適當(dāng)?shù)耐屏铀俣燃斑m當(dāng)?shù)墓ぷ鲿r(shí)間。在已知載荷和附加載荷及其預(yù)期理想速度的條件下，根據(jù)齊奧爾科夫斯基公式，得出推進(jìn)劑質(zhì)量。根據(jù)多根管狀裝藥形式各參量關(guān)系方程，討論計(jì)算幾種裝藥方案，選擇一個(gè)最佳方案進(jìn)行設(shè)計(jì)試驗(yàn)研究。

齊奧爾科夫斯基公式[1]：

(3)

式中vm為預(yù)期理想速度，取370 m/s；Is為推進(jìn)劑比沖，取196 s；mm為發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)質(zhì)量；mL為火箭橇載荷量(除發(fā)動(dòng)機(jī)以外的一切質(zhì)量)；mp為所需推進(jìn)劑質(zhì)量。

把已知參數(shù)導(dǎo)入式(3)，得出mp=226.5 kg，根據(jù)火箭橇軌道和發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸的限制最多可放置3臺(tái)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，每個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥量為75.5 kg。

依據(jù)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)理論的裝藥設(shè)計(jì)[14]、固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)理論的裝藥計(jì)算[15]、雙基發(fā)射藥的基本性能[16]進(jìn)行裝藥設(shè)計(jì)前的假設(shè)：

(1)內(nèi)外燃通比ki=ke=145；

(2)選定藥型為多根管狀藥柱，裝藥根數(shù)n=19；

(3)選定藥柱長度L分別為720、900、1440 mm；

(4)忽略藥柱端面燃燒。

多根管狀裝藥形式各參量關(guān)系方程[17]：

(4)

(5)

(6)

(7)

由于ki=ke，再導(dǎo)入式(4)～式(6)得

(8)

(9)

(10)

表1 裝藥設(shè)計(jì)計(jì)算結(jié)果

如果裝填相同質(zhì)量的推進(jìn)劑，不采用階梯裝藥只采用多根裝藥的形式，裝填19根內(nèi)徑20 mm、外徑59 mm的藥柱，那么藥柱長度為1174.74 mm，經(jīng)過通氣參量的計(jì)算裝藥內(nèi)孔燃通比ki=234.95，裝藥外燃通比ke=274.79，內(nèi)外燃通比都過大，不符合設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)。對(duì)裝填相同質(zhì)量的推進(jìn)劑，假設(shè)藥柱根數(shù)為19根，長度為1440 mm，改變內(nèi)外徑尺寸，并假設(shè)內(nèi)外燃通比相等，經(jīng)過計(jì)算得d=24.57 mm，D=55.83 mm，k=234.43，燃通比不符合設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)。經(jīng)過以上討論，要實(shí)現(xiàn)裝藥量的提升，并且保證燃通比符合設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)，只能采用階梯裝藥前裝藥多后裝藥少的這種裝藥形式。

1.4 噴管喉部直徑設(shè)計(jì)

根據(jù)推進(jìn)劑燃燒面積，通過控制噴管喉部面積大小來保證燃燒室具有一定的工作壓強(qiáng)，使推進(jìn)劑正常燃燒。根據(jù)平衡壓強(qiáng)方程、推進(jìn)劑燃速方程，得出噴管喉部面積。

已知裝藥尺寸為內(nèi)徑20 mm、外徑59 mm、長720 mm，總共31根，推進(jìn)劑雙鉛-2火藥的燃燒參數(shù)為[18]

A=7.1×10-31/s

壓強(qiáng)平衡方程[1]：

(11)

推進(jìn)劑重量燃速方程[14]：

(12)

(13)

(14)

由式(11)～式(14)得噴管喉部直徑約為dk=126 mm。

1.5 點(diǎn)火藥量與點(diǎn)火方式設(shè)計(jì)

本項(xiàng)目火箭體積較大，裝藥量多，裝藥在內(nèi)部空間分布不均勻，要想用一個(gè)點(diǎn)火具瞬時(shí)點(diǎn)燃全部裝藥有一定困難。因此，點(diǎn)火具采用前部與中部兩處同時(shí)點(diǎn)火的方式，把點(diǎn)火藥量均分兩部分。

假設(shè)燃燒室自由容積是一密閉容器，用氣體狀態(tài)方程求得點(diǎn)火藥量方程[14]：

(15)

式中ξQ為熱損失修正系數(shù)，取0.7；Vc為燃燒室初始自由容積；pig為點(diǎn)火壓強(qiáng)取平衡壓強(qiáng)的35%；εig為點(diǎn)火燃?xì)庵泄腆w微粒的百分?jǐn)?shù)；M為點(diǎn)火燃?xì)獾哪栙|(zhì)量；Tig為點(diǎn)火燃?xì)鉁囟取?/p>

由式(15)得點(diǎn)火藥質(zhì)量約為mig=660 g，均分兩個(gè)點(diǎn)火藥盒，每個(gè)藥量330 g。

2 試驗(yàn)驗(yàn)證

2.1 試驗(yàn)?zāi)康?/h3>

階梯多根裝藥固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)?zāi)康脑谟隍?yàn)證設(shè)計(jì)方案能否達(dá)到設(shè)計(jì)指標(biāo)要求。

2.2 試驗(yàn)裝置與原理

依據(jù)上述目的設(shè)計(jì)了試驗(yàn)用階梯多根裝藥固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。圖2所示為發(fā)動(dòng)機(jī)的試驗(yàn)件，圖3為靜態(tài)試驗(yàn)平臺(tái)現(xiàn)場圖，圖4為在各個(gè)測試點(diǎn)的傳感器接線圖，圖5為靜態(tài)試驗(yàn)場地平面布置圖。

(a)Chamber

(b)Head (c)Middle baffle (d)Front propellant

(e)Rear propellant (f)Rear baffle (g)Nozzle

圖3 靜態(tài)試驗(yàn)平臺(tái)現(xiàn)場圖

(a)Front test point (b)Middle test point (c)Rear test point

圖5 靜態(tài)試驗(yàn)場地平面布置圖

其試驗(yàn)原理是利用電點(diǎn)火裝置點(diǎn)燃火箭發(fā)動(dòng)機(jī)前部和中部的點(diǎn)火藥，點(diǎn)火藥燃燒產(chǎn)物點(diǎn)燃主裝藥的燃面，主裝藥被點(diǎn)燃后，在燃燒室中燃燒生成高溫高壓燃燒產(chǎn)物，并流入拉瓦爾噴管，燃燒產(chǎn)物膨脹加速，流速由亞聲速變?yōu)槌曀?，從噴管中高速噴出，產(chǎn)生直接反作用力——推力。

為了避免地面效應(yīng)對(duì)噴管尾流場的影響，導(dǎo)致對(duì)燃燒室內(nèi)的壓強(qiáng)和火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的推力有所影響，將試驗(yàn)裝置豎直向上放置，即高溫高壓的燃?xì)庥扇紵蚁虏肯蛏辖?jīng)由噴管噴入大氣，由高速攝像儀拍攝記錄。燃燒室壓強(qiáng)和火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力由安裝在試驗(yàn)裝置上的傳感器測出信號(hào)波，通過導(dǎo)線傳輸?shù)綌?shù)據(jù)采集器，再轉(zhuǎn)化出數(shù)據(jù)信息。

2.3 試驗(yàn)結(jié)果與分析

圖6為試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)前、中、后部監(jiān)測點(diǎn)的壓強(qiáng)-時(shí)間曲線。由圖6可知，試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)前部監(jiān)測點(diǎn)在47 ms時(shí)達(dá)到最大壓強(qiáng)16.8 MPa，在300～700 ms時(shí)為平衡壓強(qiáng)11.8 MPa左右，中部監(jiān)測點(diǎn)在340 ms時(shí)達(dá)到最大壓強(qiáng)13.2 MPa，后部監(jiān)測點(diǎn)在154 ms時(shí)達(dá)到最大壓強(qiáng)13.1 MPa，中部和后部沒有明顯的平衡壓強(qiáng)，都在達(dá)到最大壓強(qiáng)之后，開始緩緩持續(xù)下降直到推進(jìn)劑燃燒結(jié)束。在中部監(jiān)測點(diǎn)測出的壓強(qiáng)沒有上升至最大壓強(qiáng)就下降了，之后又上升了一段，才進(jìn)入到正常工作壓強(qiáng)狀態(tài)，這是由于中部點(diǎn)火沒有達(dá)到預(yù)期的效果，沒有在發(fā)動(dòng)機(jī)工作初期建立起壓強(qiáng)，過了約100 ms多，推進(jìn)劑才開始全面的燃燒，使得中部沒有達(dá)到預(yù)計(jì)的最大壓強(qiáng)，而實(shí)際的最大壓強(qiáng)比后部遲了100 ms多。在后續(xù)的試驗(yàn)過程中，需要注意調(diào)整前、中部點(diǎn)火藥量的配比，保證中部點(diǎn)火能在發(fā)動(dòng)機(jī)工作初期建立起理想壓強(qiáng)，使得推進(jìn)劑盡量同時(shí)全面燃燒。在燃燒室不同位置由于各個(gè)不同的端面對(duì)應(yīng)的通氣參量不同，從而使得燃?xì)饬魉僖膊煌Ｓ捎谠绞强拷鼑姽苋細(xì)饬魉僭娇?，在前部監(jiān)測點(diǎn)附近燃?xì)饬魉傧鄬?duì)緩慢，可建立比較明顯的平衡壓強(qiáng)，在中、后部監(jiān)測點(diǎn)附近燃?xì)饬魉傧鄬?duì)較快，不容易建立明顯的平衡壓強(qiáng)，而是壓強(qiáng)從最高點(diǎn)緩緩的下降直到推進(jìn)劑燃燒結(jié)束。

根據(jù)侵蝕燃燒的定義，當(dāng)燃?xì)饬鹘?jīng)藥柱表面，使藥柱燃速增大的燃燒現(xiàn)象被稱為侵蝕燃燒，所以越是靠近噴管侵蝕燃燒也就越明顯。根據(jù)壓強(qiáng)對(duì)比圖可知，在發(fā)動(dòng)機(jī)平衡壓強(qiáng)階段開始是中部壓強(qiáng)比前部壓強(qiáng)高，之后緩緩下降到比前部壓強(qiáng)低，而后部壓強(qiáng)(除去中部點(diǎn)火壓強(qiáng)不足的原因)應(yīng)該一直比前部和后部要低。說明了這種階梯裝藥形式有效地減緩了侵蝕燃燒所帶來的影響，使得燃燒室壓強(qiáng)在安全、合理范圍之內(nèi)。

(a)Pressure-time curve at front test point

(b)Pressure-time curve at middle test point

(c)Pressure-time curve at rear test point

圖7為試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)前部位置監(jiān)測面測得的推力-時(shí)間曲線圖?？梢?，除去試驗(yàn)過程中帶來的震蕩對(duì)推力測試的影響，發(fā)動(dòng)機(jī)測得最大推力約為251.5 kN，工作過程中持續(xù)推力約為168.7 kN。根據(jù)公式I=Is·ω計(jì)算，試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)主裝藥約87 kg，計(jì)算得總沖量約為I=170.5 kN·s，根據(jù)試驗(yàn)推力-時(shí)間曲線估算得到試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)總沖量約為161.8 kN·s，與理論計(jì)算相差5.1%，考慮到推進(jìn)劑做功過程中的能量損失，誤差在允許范圍之內(nèi)。

圖8顯示了火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程中不同時(shí)刻噴管尾流場的分布，試驗(yàn)過程中高速攝像儀拍攝頻率為1000 fps。由圖8可知，在0～10 ms過程中，形成幾乎呈圓形的波陣面，逐漸變得越來越大。隨著波陣面的傳播與擴(kuò)大，20 ms時(shí)形成了比較明顯的渦流，并且從噴管噴出的燃?xì)馍淞飨蛑車鷶U(kuò)散，形成了完整的尾流場。觀察高速攝像圖片，47 ms時(shí)形成的尾流場燃?xì)馍淞飨蛑車鷶U(kuò)散的角度最大，對(duì)應(yīng)的燃燒室壓強(qiáng)最高時(shí)刻。154 ms時(shí)，形成的尾流場與平衡壓強(qiáng)形成的尾流場基本一致，對(duì)應(yīng)的后部壓強(qiáng)最高時(shí)刻，但實(shí)際上已經(jīng)進(jìn)入平衡壓強(qiáng)狀態(tài)。300 ms和500 ms是試驗(yàn)數(shù)據(jù)確定的平衡壓強(qiáng)段，可看出與154 ms時(shí)的一致性比較好。700 ms時(shí)，燃燒室壓強(qiáng)開始下降，形成的尾流場燃?xì)馍淞鞯慕嵌认啾绕胶鈮簭?qiáng)段大一些。觀察高速攝像圖片，815 ms推進(jìn)劑燃燒結(jié)束，在此之后，尾流場燃?xì)馍淞鞯慕嵌妊杆贉p小。850 ms可明顯看出發(fā)動(dòng)機(jī)已經(jīng)熄火，燃燒室中的高溫燃?xì)庵饾u流入大氣。900 ms燃燒室中的高溫燃?xì)鈳缀醵剂魅氪髿猓紵覊簭?qiáng)降至接近大氣壓。

圖7 前部監(jiān)測面推力-時(shí)間曲線

t=0 ms t=3 ms t=4 ms t=5 ms

t=6 ms t=8 ms t=10 ms t=20 ms

t=47 ms t=154 ms t=300 ms t=500 ms

t=700 ms t=815 ms t=850 ms t=900 ms

對(duì)以上試驗(yàn)數(shù)據(jù)和高速攝像圖片進(jìn)行分析，得到試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)最大膛壓不大于16.8 MPa，最大推力為251.5 kN，持續(xù)推力為168.7 kN，總沖量約為 161.8 kN·s，推進(jìn)劑燃完時(shí)間為815 ms，工作時(shí)間小于900 ms。說明本文設(shè)計(jì)的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)達(dá)到了預(yù)想設(shè)計(jì)指標(biāo)要求，結(jié)構(gòu)合理具有試驗(yàn)可行性。

3 結(jié)論

大長徑比的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，采用階梯多根裝藥結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，可大幅提高固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的質(zhì)量比，增加推進(jìn)劑的燃燒面積，提高發(fā)動(dòng)機(jī)的做功效率，具有較為廣泛的使用前景。本文研究結(jié)果表明：

(1)總結(jié)出了階梯多根裝藥固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)彈道設(shè)計(jì)方法，并對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證，對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行分析，說明了設(shè)計(jì)的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)合理以及階梯多根裝藥結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法的可行性。

(2)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)方案達(dá)到了設(shè)計(jì)指標(biāo)要求。在膛壓不大于16.8 MPa的情況下，實(shí)現(xiàn)了最大推力251.5 kN，持續(xù)推力為168.7 kN，總沖量約為161.8 kN·s，工作時(shí)間小于900 ms，點(diǎn)火正常，膛內(nèi)壓力穩(wěn)定。

(3)本文的工作為大質(zhì)量比、大推力的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)和工程應(yīng)用提供參考，為設(shè)計(jì)類似裝藥結(jié)構(gòu)的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)省略了繁瑣的設(shè)計(jì)過程，為階梯多根裝藥火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的試驗(yàn)研究提供了數(shù)據(jù)基礎(chǔ)，對(duì)階梯多根裝藥火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的總體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和性能研究有重要的參考意義。