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研究一种无人机用火箭助推器选型与设计问题。在分析两类助推器特点的基础上，为某型无人机选定了助推器，并对喷管构型、推进剂、壳体材料、绝热层材料及药柱结构等进行了详细设计，地面静止试验证明设计满足需要。
无人机的助推器属于固体火箭发动机。固体火箭发动机是直接产生推力的喷气推进动力装置，在它内部将固体推进剂燃烧后，以很高的速度向后喷射出工质，由此获得反作用推力，使飞行器向前飞行。无人机助推器可以在较短时间内给无人机提供较大的推力，使无人机可以利用推力及气动外形能够直接从发射架上起飞。无人机用火箭助推器作为消耗品，占据了无人机正常使用消耗成本的三分之一以上。火箭助推器的研制一般要经过推进剂配方设计、装药结构设计、装药壳体设计等，完成设计后需经过温度试验、运输试验、振动冲击等一系列试验，研制成本高。同时，在生产过程中，每批生产都会产生等额的试验消耗，而无人机作为试验消耗产品存在消耗数量不确定的特点，不可能一次生产很多。因此，生产成本高。无人机助推器包含壳体、固体推进剂、前封头、点火器、喷管等部件。火箭助推器选型与设计是无人机设计的一项重要工作，作为为危险品，研制过程需严格按GJB1026A-1999《固体火箭发动机通用规范》、GJB2018A-2006《无人机发射分系统通用要求》等有关要求进行设计。
基本类型
目前，火箭助推器常用药型有两种双基推进剂（DB）和复合推进剂（HTPB）。双基推进剂助推器（以下简称双基助推器）的主要结构包括前顶蓋、点火器、绝热壳体、双基推进剂、挡药板、喷管等。
双基推进剂主要能量组分为硝化纤维素和爆炸性增塑剂，以及调整燃速的燃速调节剂、降低压力敏感性的压力指数调节剂、保障低压稳定燃烧的燃烧稳定剂等。由于双基助推器的推进剂燃烧温度相对来说较低（2500K左右）、工作时间较短（l-3s左右），因此除助推器壳体需要热防护外，其他部件一般都不需要进行绝热处理。喷管的高温高压部位喉部，也可以直接使用金属件，而不必使用成本更高的抗冲刷、耐烧蚀的特殊材料。双基推进剂的名义能量性能在2158Ns/kg～2256Ns/kg，但是由于助推器结构长度限制导致喷管效率不够高，通常在双基助推器地面试验中实测的能量性能在稍高于2000N- Ns/kg的水平状态。
复合推进剂助推器的主要结构与双基助推器外部结构基本一致，但其内部结构大相径庭。复合推进剂通过贴壁浇注在绝热壳体内而构成装药燃烧室，推进剂与绝热壳体之间靠衬层材料粘结紧固。根据内弹道设计需要，推进剂药柱有多种药型。前顶盖在朝向燃烧室一侧需要进行热防护以防止前顶盖金属件高温压下形变失效。喷管基体采用高强度合金钢，与燃气流接触的内型面采用抗冲刷、耐烧蚀的绝热材料，并运用模压工艺成型;在冲刷最严重的喉部，则安装了高强度石墨材料。在目前的中能固体推进剂中，HTPB（端经基聚丁二烯）推进剂具有最为广泛的应用背景，其原因主要在于HTPB分子柔顺性极好，因而由它制成的推进剂的力学性能是最好的;同是由于HTPB分子预聚体的粘度较低，有利于固体组分含量的增加，因而提高了推进剂的能量。目前，HTPB推进剂的能量水平在复合固体推进剂中是最高的。复合助推器主要组成如图2所示，由燃烧室、主装药、喷管和点火器等部件组。
复合固体推进剂助推器特点
其主要特点有：
（1）结构简单。固体助推器没有活动部件，发动机的零、部组件易于维护操作。
（2）可靠性高。因为结构简单，串联的零、部组件少，助推器的可靠性较高。现代固体助推器的可靠度己达0.9以上。
（3）工作时间短，加速性能好。
（4）与双基推进剂助推器相比较，具有能量高的特点。
基本技术要求
火箭助推器的基本技术要求主要包括总体指标要求、试验要求和与无人机接口要求三个主要部分。
（1）总体指标
火箭助推器总冲、平均推力、工作环境温度存放温度外形尺寸、火箭助推器任务可靠度、贮存期等。
（2）试验要求
温度及水压试验高温、低温、常温及水压等例行出厂试验，运输试验跌落试验振动试验按GJB 1026A-99《固体火箭发动机通用规范。
（3）接口要求
助推器与无人机的接口应确保助推器推力线满足设计要求，并保证助推器正常脱落。
匹配性设计
火箭助推器设计主要包括以下内容总体参数计算、结构设计、装药选择、点火装置设计。针对发动机结构尺寸及性能指标特点，可充分继承和利用现有发动机成熟的材料、工艺、设计技术及研制经验，通过材料的选取、结构设计及发动机基本工作参数的选取，获得安全、可靠、高性能和低成本的发动机技术方案。
发动机主要由绝热顶盖、装药燃烧室、喷管及点火器等组成。发动机药柱为一体式贴壁浇注药柱，燃烧室壳体旋压成型，经碳化除油后进入绝热工序，燃烧室内部均匀涂敷衬层，浇注完成后进行整形。点火器与绝热顶盖为螺纹连接，底部贴绝热层。绝热顶盖、喷管与装药燃烧室之间为螺纹连接，通过对截面涂抹RTV硅橡胶腻子进行密封。点火线通过药柱内孔和堵塞中心内孔穿出，密封后短接。发动机实体图和各零部件实体图分别见图1和图2。
燃烧室是用来主装药并使之在其中燃烧的一种装置，燃烧室通常由壳体、内绝热层和衬层组成。燃烧室壳体应具有承受高温、高压的能力，因此壳体材料大都采用高性能的合金钢。为了防止在助推器工作时壳体材料过热而受到破坏，在燃烧室内部表面与高温燃气接触的部位需要粘贴隔热材料，形成内绝热层。为了使主装药与内绝热层和壳体内表面之间粘结牢靠，通常在装药前在内绝热层和壳体内表面喷涂一层很薄的衬层。主装药是由复合固体推进剂制成的，其中包含燃料（铝粉、粘结剂）、氧化剂（高氯酸铵）和其他组元，是发动机工作的能源和工质源。其中铝粉可以提高推进剂的能量，并能抑制燃烧不稳定性。主装药与燃烧室的结合方式通常是贴壁浇注，即推进剂在流体态药浆时就浇注入燃烧室，推进剂固化后就与燃烧室内壁粘结在一起。主装药必须具有一定的几何形状和尺寸，其燃烧表面的变化必须保持一定的规律，才能实现预期的推力方案。 燃烧室壳体
从研制成本和制造工艺条件来考虑，采用30CrMnSiA合金钢管材，通过调质、旋压、精加等工序完成壳体制造。燃烧室最大压强按照16MPa考虑，考虑到加工工艺等因素，壳体壁厚取为2.Omm。据内弹道指标要求，选用丁羟复合推进剂，药型采用内孔+两端面+六个前翼结构。该结构工艺性较好，燃面平稳，增面比为1.07，燃气通道流畅。药柱m数取2.73，质量可靠性较高。装药实体图见图5，燃面一肉厚曲线见图6。
绝热顶盖
绝热顶盖采用平板结构，加工工艺性好，绝热顶盖与燃烧室壳体之间采用螺纹连接。绝热顶盖材料为30CrMnSiA合金钢，绝热顶盖靠近燃烧室一侧贴绝热层进行热防护，绝热顶盖实体图见图7。
喷管
喷管位于助推器燃烧室尾部，是燃烧室内高温高压燃气的出口。一方面控制燃气的流出，保持燃烧室内燃气具有足够的压强;另一方面，通过喷管中的膨胀加速，将燃气的热能转化为燃气的动能，以很高的速度向后喷射出去，产生反作用推力。为了使燃气流动从亚音速加速到超音速，喷管通道都采用先收缩后扩张的拉瓦尔喷管。典型的拉瓦尔喷管由收敛段、喉部和扩散段三部分组成。由于喷管始终受到高温、高压和高速燃气流的传热和烧蚀，需要在喷管内表面采用耐高温抗烧蚀的材料或相应的防热、防烧蚀的措施。喷管采用锥形固定喷管结构，与燃烧室壳体之间通过螺纹连接，密封形式为侧面密封。喷管由壳体、收敛段绝热件、扩张段绝热件、喉衬等组成。喷管壳体采用30CrMnSiA合金钢，喉衬采用高强高密石墨材料，收敛段和扩张段采用抗冲刷性好的高硅氧复合材料。喷管采用专用的硅橡胶堵塞进行封堵。
点火器
点火器用于点燃主装药，使助推器顺利起动。在点火器中含有电发火头和点火药。助推器起动时，先是电发火头发火，然后点燃点火药，点火药燃烧时产生的高温高压燃气包围主装药的燃烧表面，将主装药点燃。主装药的推进剂燃烧产生大量的高温高压燃气，这就是助推器的工质，用以通过喷管产生推力。发动机采用头部点火，点火器安装在绝热顶盖上，点火线从喷管堵塞引出。点火器为钝感点火头发火，点火器主装药为烟火剂，点火器安装时在其安装螺孔中也涂抹了適量腻子，可以防止火焰直接烧蚀点火器根部的绝热顶盖金属件。点火器实体图见图8。
性能分析与试验
通过固体火箭发动机内弹道仿真设计软件进行药柱三维建模和内弹道模拟计算。以目前广泛使用的零维内弹道模型为理论基础，燃烧室压强动平衡方程如下：
式中，α-燃速系数;pgr-药柱密度;c*-特征速度;Ab-燃烧面积;A+-喷喉截面积;n-压强指数。
取喷管喉径烧蚀率为0.08mm/s，通过内弹道仿真计算，高、低、常温压强随时间变化曲线见图9，高、低、常温推力随时间变化曲线见图10。
固体火箭发动机进行了地面静止试验。对3发固体火箭发动机分别进行了+20℃、+55℃、-40℃保温，升、降温速率小于10℃/h，+20℃、-40℃恒温时间大于20h，+55℃恒温时间大于24h，从保温箱取出至点火时间小于60min。从地面静止试验的结果看满足需要。
结论
复合助助推器装药药柱m数为2.73，有利于药柱结构完整性，助推器使用温度范围在丁羟推进剂正常工作范围内，助推器性能可以很好地满足总体要求。方案设计时充分借鉴了成熟技术和工艺，喷管结构材料成熟，生产工艺简洁，易于实现。地面静止试验证明设计满足需要。
无人机的助推器属于固体火箭发动机。固体火箭发动机是直接产生推力的喷气推进动力装置，在它内部将固体推进剂燃烧后，以很高的速度向后喷射出工质，由此获得反作用推力，使飞行器向前飞行。无人机助推器可以在较短时间内给无人机提供较大的推力，使无人机可以利用推力及气动外形能够直接从发射架上起飞。无人机用火箭助推器作为消耗品，占据了无人机正常使用消耗成本的三分之一以上。火箭助推器的研制一般要经过推进剂配方设计、装药结构设计、装药壳体设计等，完成设计后需经过温度试验、运输试验、振动冲击等一系列试验，研制成本高。同时，在生产过程中，每批生产都会产生等额的试验消耗，而无人机作为试验消耗产品存在消耗数量不确定的特点，不可能一次生产很多。因此，生产成本高。无人机助推器包含壳体、固体推进剂、前封头、点火器、喷管等部件。火箭助推器选型与设计是无人机设计的一项重要工作，作为为危险品，研制过程需严格按GJB1026A-1999《固体火箭发动机通用规范》、GJB2018A-2006《无人机发射分系统通用要求》等有关要求进行设计。
基本类型
目前，火箭助推器常用药型有两种双基推进剂（DB）和复合推进剂（HTPB）。双基推进剂助推器（以下简称双基助推器）的主要结构包括前顶蓋、点火器、绝热壳体、双基推进剂、挡药板、喷管等。
双基推进剂主要能量组分为硝化纤维素和爆炸性增塑剂，以及调整燃速的燃速调节剂、降低压力敏感性的压力指数调节剂、保障低压稳定燃烧的燃烧稳定剂等。由于双基助推器的推进剂燃烧温度相对来说较低（2500K左右）、工作时间较短（l-3s左右），因此除助推器壳体需要热防护外，其他部件一般都不需要进行绝热处理。喷管的高温高压部位喉部，也可以直接使用金属件，而不必使用成本更高的抗冲刷、耐烧蚀的特殊材料。双基推进剂的名义能量性能在2158Ns/kg～2256Ns/kg，但是由于助推器结构长度限制导致喷管效率不够高，通常在双基助推器地面试验中实测的能量性能在稍高于2000N- Ns/kg的水平状态。
复合推进剂助推器的主要结构与双基助推器外部结构基本一致，但其内部结构大相径庭。复合推进剂通过贴壁浇注在绝热壳体内而构成装药燃烧室，推进剂与绝热壳体之间靠衬层材料粘结紧固。根据内弹道设计需要，推进剂药柱有多种药型。前顶盖在朝向燃烧室一侧需要进行热防护以防止前顶盖金属件高温压下形变失效。喷管基体采用高强度合金钢，与燃气流接触的内型面采用抗冲刷、耐烧蚀的绝热材料，并运用模压工艺成型;在冲刷最严重的喉部，则安装了高强度石墨材料。在目前的中能固体推进剂中，HTPB（端经基聚丁二烯）推进剂具有最为广泛的应用背景，其原因主要在于HTPB分子柔顺性极好，因而由它制成的推进剂的力学性能是最好的;同是由于HTPB分子预聚体的粘度较低，有利于固体组分含量的增加，因而提高了推进剂的能量。目前，HTPB推进剂的能量水平在复合固体推进剂中是最高的。复合助推器主要组成如图2所示，由燃烧室、主装药、喷管和点火器等部件组。
复合固体推进剂助推器特点
其主要特点有：
（1）结构简单。固体助推器没有活动部件，发动机的零、部组件易于维护操作。
（2）可靠性高。因为结构简单，串联的零、部组件少，助推器的可靠性较高。现代固体助推器的可靠度己达0.9以上。
（3）工作时间短，加速性能好。
（4）与双基推进剂助推器相比较，具有能量高的特点。
基本技术要求
火箭助推器的基本技术要求主要包括总体指标要求、试验要求和与无人机接口要求三个主要部分。
（1）总体指标
火箭助推器总冲、平均推力、工作环境温度存放温度外形尺寸、火箭助推器任务可靠度、贮存期等。
（2）试验要求
温度及水压试验高温、低温、常温及水压等例行出厂试验，运输试验跌落试验振动试验按GJB 1026A-99《固体火箭发动机通用规范。
（3）接口要求
助推器与无人机的接口应确保助推器推力线满足设计要求，并保证助推器正常脱落。
匹配性设计
火箭助推器设计主要包括以下内容总体参数计算、结构设计、装药选择、点火装置设计。针对发动机结构尺寸及性能指标特点，可充分继承和利用现有发动机成熟的材料、工艺、设计技术及研制经验，通过材料的选取、结构设计及发动机基本工作参数的选取，获得安全、可靠、高性能和低成本的发动机技术方案。
发动机主要由绝热顶盖、装药燃烧室、喷管及点火器等组成。发动机药柱为一体式贴壁浇注药柱，燃烧室壳体旋压成型，经碳化除油后进入绝热工序，燃烧室内部均匀涂敷衬层，浇注完成后进行整形。点火器与绝热顶盖为螺纹连接，底部贴绝热层。绝热顶盖、喷管与装药燃烧室之间为螺纹连接，通过对截面涂抹RTV硅橡胶腻子进行密封。点火线通过药柱内孔和堵塞中心内孔穿出，密封后短接。发动机实体图和各零部件实体图分别见图1和图2。
燃烧室是用来主装药并使之在其中燃烧的一种装置，燃烧室通常由壳体、内绝热层和衬层组成。燃烧室壳体应具有承受高温、高压的能力，因此壳体材料大都采用高性能的合金钢。为了防止在助推器工作时壳体材料过热而受到破坏，在燃烧室内部表面与高温燃气接触的部位需要粘贴隔热材料，形成内绝热层。为了使主装药与内绝热层和壳体内表面之间粘结牢靠，通常在装药前在内绝热层和壳体内表面喷涂一层很薄的衬层。主装药是由复合固体推进剂制成的，其中包含燃料（铝粉、粘结剂）、氧化剂（高氯酸铵）和其他组元，是发动机工作的能源和工质源。其中铝粉可以提高推进剂的能量，并能抑制燃烧不稳定性。主装药与燃烧室的结合方式通常是贴壁浇注，即推进剂在流体态药浆时就浇注入燃烧室，推进剂固化后就与燃烧室内壁粘结在一起。主装药必须具有一定的几何形状和尺寸，其燃烧表面的变化必须保持一定的规律，才能实现预期的推力方案。 燃烧室壳体
从研制成本和制造工艺条件来考虑，采用30CrMnSiA合金钢管材，通过调质、旋压、精加等工序完成壳体制造。燃烧室最大压强按照16MPa考虑，考虑到加工工艺等因素，壳体壁厚取为2.Omm。据内弹道指标要求，选用丁羟复合推进剂，药型采用内孔+两端面+六个前翼结构。该结构工艺性较好，燃面平稳，增面比为1.07，燃气通道流畅。药柱m数取2.73，质量可靠性较高。装药实体图见图5，燃面一肉厚曲线见图6。
绝热顶盖
绝热顶盖采用平板结构，加工工艺性好，绝热顶盖与燃烧室壳体之间采用螺纹连接。绝热顶盖材料为30CrMnSiA合金钢，绝热顶盖靠近燃烧室一侧贴绝热层进行热防护，绝热顶盖实体图见图7。
喷管
喷管位于助推器燃烧室尾部，是燃烧室内高温高压燃气的出口。一方面控制燃气的流出，保持燃烧室内燃气具有足够的压强;另一方面，通过喷管中的膨胀加速，将燃气的热能转化为燃气的动能，以很高的速度向后喷射出去，产生反作用推力。为了使燃气流动从亚音速加速到超音速，喷管通道都采用先收缩后扩张的拉瓦尔喷管。典型的拉瓦尔喷管由收敛段、喉部和扩散段三部分组成。由于喷管始终受到高温、高压和高速燃气流的传热和烧蚀，需要在喷管内表面采用耐高温抗烧蚀的材料或相应的防热、防烧蚀的措施。喷管采用锥形固定喷管结构，与燃烧室壳体之间通过螺纹连接，密封形式为侧面密封。喷管由壳体、收敛段绝热件、扩张段绝热件、喉衬等组成。喷管壳体采用30CrMnSiA合金钢，喉衬采用高强高密石墨材料，收敛段和扩张段采用抗冲刷性好的高硅氧复合材料。喷管采用专用的硅橡胶堵塞进行封堵。
点火器
点火器用于点燃主装药，使助推器顺利起动。在点火器中含有电发火头和点火药。助推器起动时，先是电发火头发火，然后点燃点火药，点火药燃烧时产生的高温高压燃气包围主装药的燃烧表面，将主装药点燃。主装药的推进剂燃烧产生大量的高温高压燃气，这就是助推器的工质，用以通过喷管产生推力。发动机采用头部点火，点火器安装在绝热顶盖上，点火线从喷管堵塞引出。点火器为钝感点火头发火，点火器主装药为烟火剂，点火器安装时在其安装螺孔中也涂抹了適量腻子，可以防止火焰直接烧蚀点火器根部的绝热顶盖金属件。点火器实体图见图8。
性能分析与试验
通过固体火箭发动机内弹道仿真设计软件进行药柱三维建模和内弹道模拟计算。以目前广泛使用的零维内弹道模型为理论基础，燃烧室压强动平衡方程如下：
式中，α-燃速系数;pgr-药柱密度;c*-特征速度;Ab-燃烧面积;A+-喷喉截面积;n-压强指数。
取喷管喉径烧蚀率为0.08mm/s，通过内弹道仿真计算，高、低、常温压强随时间变化曲线见图9，高、低、常温推力随时间变化曲线见图10。
固体火箭发动机进行了地面静止试验。对3发固体火箭发动机分别进行了+20℃、+55℃、-40℃保温，升、降温速率小于10℃/h，+20℃、-40℃恒温时间大于20h，+55℃恒温时间大于24h，从保温箱取出至点火时间小于60min。从地面静止试验的结果看满足需要。
结论
复合助助推器装药药柱m数为2.73，有利于药柱结构完整性，助推器使用温度范围在丁羟推进剂正常工作范围内，助推器性能可以很好地满足总体要求。方案设计时充分借鉴了成熟技术和工艺，喷管结构材料成熟，生产工艺简洁，易于实现。地面静止试验证明设计满足需要。