一种分隔舱室的固体火箭发动机

火箭发动机技术诞生已有上千年的历史，但其原理并未进步，燃料利用率低下，发动机产生大量的热量白白浪费，对发动机喷管与喉部的烧蚀严重，并且在使用范围来讲，固体火箭发动机也用于导弹，其高温尾焰表现出的红外特征也是反导系统的重要监测点，基于以上问题，尝试设计一款串联式固体火箭发动机，试图解决以上问题。

  基本思路为：火箭发动机原理是反作用力，燃烧、高温是手段，膨胀喷射才是目的，因此抓住膨胀喷射的目的进行改良：利用原本被浪费的巨大热量，将膨胀剂气化，产生大量气体工质，实现二次做功，增大推力。同时吸收热量，降低尾焰温度，减弱红外特性。其次，针对该火箭发动机的独特工作方式，对火箭发动机的机械结构创新设计——在发动机内部的燃烧室后串联一个气体膨胀室，中间利用缩口间隔开，膨胀室为压缩成型的膨胀剂药柱提供兼容式的运行空间（膨胀剂药柱的内孔与燃料棒药柱的内孔相兼容），从而达到稳定降温、稳定输出的目的。项目计划应用于一种新式的导弹推进系统，导弹采用二级火箭推进，一级火箭采用制式常规固体火箭发动机，在接近目标时启动二级低温尾焰固体火箭发动机，此时的一级火箭可作为红外特征识别诱饵，从而降低了红外雷达对战斗部的识别能力，低温的尾焰又保证了战斗部可以在被锁定的状态下成功逃脱，从而“悄无声息”地接近目标，完成打击。

前期在对固体火箭发动机的测试准备中，有M-系列固体火箭发动机的研制与实验数据。对新式发动机首先做solidworks的零件建模，ansys的理论仿真，Cpropep对燃料进行分析。并利用RNX与KNDX两种燃料与冰块作为膨胀剂的实验，验证了加装膨胀剂提高推力的想法是可行的，另外，规划了之后的两期实验内容，二期主要在尾焰降温的验证与推力变化机理的探究，三期实验使用制式APCP燃料，找到燃料与膨胀剂的最适比，从而确定新发动机各舱室的最适比例。

  最终定格研究成果计划以视频、实物、实验数据及论文的形式展现。