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推进剂的几何形状和尺寸决定了发动机的燃气生成率及其变化规律，从而也决定了发动机的推力、压力随时间的变化规律。
同时，推进剂的体积又决定了燃烧室的容积和重量。所以，固体火箭发动机的推进剂设计在很大程度上决定了发动机的内弹道性能和质量指标的优劣。目前发动机采用的药型很多。
推进剂药型的选择
按燃烧面积的变化规律可以分为：恒面燃性药柱、减面性药柱和增面性药柱；按燃烧所处的位置又可以分为端面燃烧药柱、侧面燃烧药柱和侧端面同时燃烧药柱。
这里的热试发动机采用具有高装填系数且能够恒面性燃烧的端燃装药，采用这种药柱可以清晰比较二次流喷入前后推力的变化及调节过程；并且可以在一定的发动机容积内得到较长的工作时间，可以最大限度考察不同二次流工质下流体喉部在长时间下的工作稳定性。
另外，根据氧化性二次流的实验目的及提高其扼流效果，理论上希烷推进剂燃气中应含有易被二次流氧化的成分；为降低由于喉部面积的改变使燃烧室压强骤增所带来的安全隐患，推进剂还应同时具有较高的压力指数（参见1.2小节分析）。采用的恒面燃烧的端燃药柱的性能参数如表2.1所示。
这里对两种二次流工质的实验选取了相同的药型，其直径为128mm，长度为160mm,包覆层为2mm。药型结构如图2.1所示。
推进剂参数
1）燃速
两种工质的试验中，注入二次流工质后会减小主流的有效喉部面积，燃烧室压强随之增大。调节过程中燃烧室压强的变化幅度主要与推进剂的压力指数有关，压力指数越大该变化范围越小，对结构强度的要求就会降低。两种工质的实验中均采用改性双基药，其不同压强下的燃速如表2.2所示:
拟合上表数据可知，该推进剂压强指数为0.31，燃速系数为8.36，燃速公式为0.31r8.36p。由于这里的实验为原理性验证实验，因而实验中没有强调推力调节范围的指标要求，设计中选取的推进剂工作压强变化范围为：2~6MPa。
2）推进剂工作时间
两种实验的中设计的推进剂工作时间约为12s。在催化性二次流实验中采用了混有铜粉的高压氮气，其实验目的在于探究铜粒子对推进剂燃烧的催化作用及对推力响应时间的影响。工作时序如下：
在氧化性二次流实验中采用了高氯酸锶溶液，其实验目的在于研究具有氧化特性的液态二次流对固体火箭发动机推力调节性能的影响，并与已有的纯液态的惰性二次流（水）的情况进行比较，观察氧化性成分带来的影响。设计的工作时序如下：
3）燃气成分
催化性二次流实验对推进剂的燃气成分无特殊要求，采用普通富氧型推进剂即可完成实验。但是富氧推进剂中含有铝颗粒，可能会一定程度地堵塞发动机喉部，在进行数据分析时，应注意这一点。在氧化性二次流实验中，氧化性液体在二次流雾化区会发生分解释放出氧化性的气体成分，从而与燃气进行二次燃烧放出能量，从而可能增大推力调节的效果。
因此要达到较好的改善效果，理论上应选择贫氧型推进剂，使得燃气中含有一定比例的还原性成分（表2.5列出了一种贫氧推进剂的燃气成分）。由于这里是原理性试验，在本文的氧化性二次流实验中仍然采用了与催化性二次流实验中相同的推进剂；可以方便观察不同二次流工质带来的推力调节特性变化。
流体喉部喷管固体火箭发动机结构设计
对于不同的任务要求，固体火箭发动机的总体指标不完全相同。总体指标一般包括推力的变化范围、冲量指标、发动机总工作时间以及二次流推力调节时间。在实际的工程应用中，需要根据这些总体指标的要求来确定推进剂的相关参数以及与发动机性能相关的参数。以上数据可以预估出FNT喷管喉部面积变化范围以及燃烧室压强的变化范围，从而指导发动机结构的设计。当了解到总的设计指标，以及预估了发动机的推力特性后就可以进行药柱型面和基本喷管几何型面的设计。
固体火箭发动机流体喉部喷管的一般设计过程是：喷管的几何型面可以先按照传统的喷管设计方法和准则进行设计，当一些参数在确定上需要兼顾流体喉部的扼流性能或者推力响应时间时，可根据如图2.2中所示的设计过程来适当修改几何型面或者重新选择合适的几何参数。由于催化性和氧化性二次流流体喉部的扼流性能在实验前是未知的，这里的设计过程中，我们是在惰性二次流工质的实验数据基础上考虑了一定的余量，对实验的流体喉部发动机进行了初步估算和设计，详见第3章。
FNT流体喉部喷管设计
试验中的二次流均采用逆向60°喷射的工作方式，围绕喉部等距布置8个二次流喷孔，其面积和为喉部物理面积的20%。喉部的温度工况为约3000K，所以要求喉部材料具有耐高温、抗氧化等特性，并且在高温情况下，不会出现较大的力学性能的变化。试验发动机采用的喉部材料为钼，其熔点为2620℃，满足高温条件下发动机的强度要求。另一方面，该材料具有较好的机加工、成型以及焊接等特性。同时，在常温和高温情况下该材料均不易与空气及水反应，化学性质稳定，因此选择钼作为喉部的材料。图2.3为喉部的三维立体图像。
（1）喉部直径的计算
两次实验中，发动机正常工作情况下，无二次流注入时的燃烧室压强为2MPa，稳定工况下发动机工作推力约为400N，根据已有的冷流实验数据预估，二次流注入后，燃烧室压强约增大为5MPa。因此计算喉部物理面积为：
故可以计算喉部直径以及二次流喷孔的直径（这里喷嘴喷口面积/几何喉部面积比为20%）：
（2）喷孔型面设计
喷管是发动机的能量转换装置，它可以使高温燃气的热能转换为燃气的动能，从而产生推力。同时，它又是燃气流量的控制装置，能使燃烧室建立一定的工作压力。试验中喷管设计为单一材料的普通单喷管，在设计状态下为完全膨胀。
设计的喷管型面见图2.4，喷管收敛段为锥面，考虑到其烧蚀、凝固相的沉积以及喷管的结构质量等因素，收敛半角选取为45°；喉部由上、下游过渡圆弧在临界面处相切而形成，综合烧蚀沉积以及结构质量等因素，选取上下游圆弧半径均为7.5mm；喷管扩张段选取扩张半角β为15°，以降低散热损失和摩擦损失。
燃烧室壳体壁厚及联接强度设计
在一般的固体火箭发动机中，由温度引起的热应力一般可以忽略不计，所以在设计发动机壳体时，其所承受的基本载荷是由燃气所引起的压力载荷。因此在这一设计中只考虑由燃气压力带来的对材料机械结构的影响。图2.5和2.6分别问燃烧室壳体的三维图和尺寸图。
1、燃烧室壁厚的估算
燃烧室壳体通常需承受较大的燃气压力，其壁厚相比较于燃烧室直径一般很小，因此可以通过薄壁圆筒的受力情况来进行该发动机的设计。壳体材料选用40铬。根据实验的要求，试验燃烧室压强变化范围为2~6MPa。由于催化性能和氧化性带来的扼流效果增益未知，为保证实验安全性，这里假设推力调节后燃烧室压强增大最大为13MPa（相当于比惰性二次流工质时的情况扼流性能提高了一倍）。初步设计燃烧室壁厚为9mm，燃烧室内径为132mm，根据第四强度理论的薄壁圆筒壳体壁厚计算公式可以得到在该工况下要求的燃烧室最小壳体壁厚：
上式中，为材料许用应力。壳体材料为40Cr，查机械设计手册可得
maxp：压力极值，取该值为maxp=15MPa；压力波动系数，取该值为1.2；：焊缝系数，取该值为0.95；D：壳体内径，经初步计算，设计壳体内径为132mm；由以上参数可以计算得出最小壁厚为4.44mm。实际设计中考虑到压力的峰值，取壳体的壁厚为9mm。
2、发动机端盖壁厚估算
根据推进剂药型结构。发动机壳体端盖处采用蝶形封头设计。蝶形封头结构主要通过三部分组成：1、半径为Ri的球面；2、半径为ri的过度圆环面；3、以h为高度的直边部分（圆筒部分）。
燃烧室壳体端盖为蝶形封头，其壁厚的计算需要通过与其等强度的相应椭圆比的椭球形封头计算公式来计算，公式如下：
取过渡处圆环面半径ir=21.8mm，与蝶形封头等强度的椭球形封头的相应椭圆比为：
3、联接强度的估算
发动机燃烧室壳体与二次流集气腔之间采用螺纹联接（结构详见第3章）。该处选用牙型角30°的三角形螺纹，该螺纹类型的优点是其直径和螺距的比例适中、强度好。用于其公称直径d=155mm，螺距d=3，旋合圈数为9。发动机在实验过程中被紧固在试车台上，转矩和扭矩相对于轴向的拉伸可以忽略不计，因此在该设计中只考虑螺纹抗剪切强度的校核。螺纹剪切应力计算公式如下：
气粒混合器设计
在固体火箭发动机流体喉部的催化性二次流试验中，二次流工质为混有铜粉的氮气。实验要求铜粉能够均匀并且连续地喷入发动机推进剂端面，在高温下催化AP/HTPB推进剂的热分解，从而缩短流体喉部的推力调节时间。为满足上述铜粉的输送要求，设计了一种气粒混合器，如图2.8和2.9所示。实验中二次流气体压强为7MPa。
实验中二次流气体从5的右侧进入，铜粉被放置于4和5之间的空腔内，二次流进入该空腔内形成扰流，使铜粉与高压氮气混合，为保证其均匀混合且不结块，实验前应检验该区域气密性以及干燥性。2和3之间采用弹簧联接，在弹簧作用下，2将1紧压在过渡段的凸台上，3与4紧压在4的45°角斜面上。混有铜粉的高压气体克服弹簧张力使3与4分离，并通过3与1之间的缝隙均匀进入1，经过2边缘均布的孔槽进入1的过渡段，从而完成对铜粉和氮气的混合，形成气粒两相二次流。
参考文献：
1.张宗美.民兵洲际弹道导弹[M].北京:宇航出版社，1997.
2.中国航天工业总公司.世界导弹与航天发动机大全[M].北京:军事科学出版社，1999.
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