2.1.1  固体火箭发动机燃烧室总体设计
燃烧室乃固体火箭发动机之重要部件之一。其一般由燃烧室壳体、连接底和内绝热层构成，某些具有后封头，形成一半封闭之容器。
燃烧室壳体之结构形状按其所使用材料及加工之方法可分为两类，其一为金属结构，其二则是纤文缠绕结构。纤文缠绕结构有利于做成复杂形状的燃烧室，然则本课题并不需要将燃烧室设计成复杂形状，当纤文缠绕燃烧室局部受到损坏时，其强度将会大幅度下降。因此，不能在纤文层上加工螺纹，这将要求做其余之设计，故而，此设计不必使用纤文缠绕之法，采用金属结构。
此设计发动机直径227mm，口径不算小，也不算太大，属于中等口径，作助推器之用，结构形式务必力求简洁可靠，质量应力求较小，处于对于任务的分析，同时结合目前火箭发动机壳体生产能力的实际情况，认为此设计之发动机燃烧室宜采用一端封闭结构的燃烧室，其加工采用强力旋压法加工，可省去一个零件，同时加工方法也是较成熟且应用广泛的。
至于此发动机的连接底与后封头，由于上述燃烧室之结构之中已将后封头与壳体加工为一体，故而只需考虑连接底的结构形式即可。对连接结构的主要要求是：连接可靠、同轴性和密封性好、药柱装填或浇铸方便、重量轻及加工和装配方便等。因此，连接底与后封头之间采用焊接的连接方式。在结构较小的部位，由于螺纹连接结构紧凑，制造方便，装配容易，故采用螺纹连接。连接底与电火具的连接，喷管与后封头的连接均采用螺纹连接。并且应于螺纹连接之处，加以密封圈、密封垫或涂以密封胶，以防止连接处漏气泄压之可能。
2.1.2  固体火箭发动机喷管总体设计
首先选择喷管的结构形式。
只有一个燃气通道的喷管称其为单喷管；多于一个燃气通道则称之为多喷管。本设计无需采用两端喷气之技术方案，亦无必要执意缩短喷管之长度，故而采用单喷管即可以满足设计之需求。
采用单一材料制作之喷管称之为简单喷管，采用几种材料制成、具有良好热防护层的复合结构喷管称其为复合喷管。此设计拟采用复合推进剂、加之工作时间较长，故而宜采用复合喷管。
根据喷管扩张段母线之形状，可将喷管分为锥形喷管，即母线为直线，母线为非直线之曲线者则为特型喷管。特型喷管具有高效率与长度短的优点，但其设计复杂加工不易，实非此设计必要之举，故不予采用，本设计依然采用形状简单，工艺性能好的锥形喷管。
关于潜入式喷管，其主要是用于对于发动机长度有非常严格之要求，无法通过其他方式达到任务指标，采用此举，如是，本设计采用普通喷管即可，无需多此一举。
2．2  固体火箭发动机材料的选择
2.2.1  固体火箭发动机燃烧室壳体材料的选择
燃烧室壳体材料对于燃烧室壳体的质量、加工方法及经济性有很大的影响。故而，合理选择燃烧室材料是至关重要的，为此对燃烧室材料的选择提出以下几点要求：
（1）材料的比强度高；
（2）材料之韧性好，务必防止壳体出现脆性破坏；
（3）材料之加工工艺性能良好；
（4）材料之来源广泛，经济性能好；
目前，适用固体火箭发动机燃烧室壳体之材料概为两类：金属与非金属材料。金属材料之中，小口径及工作时间较短者可选铝合金为燃烧室材料，中大口径、工作时间较长者则宜选用合金钢为燃烧室之材料。故而，至于本设计之考虑，中等口径，工作时间相对较长，故选择合金钢最宜。何不以非金属材料为之，前文略有述及，再述其缘由，复合材料尽管工艺简单、生产经济性能好、尺寸不受限制，并可整体成型；结构的抗震性及隔热性好；如是看来，优点甚多，然则纤文强度较低，则壁厚较大，高强度纤文又经济性不足，再者工艺质量不够稳定，长期储存老化现象严重，又本设计并无特殊之要求，并不他求，则无他需。综合以上之缘由，加之以历来设计之资料，选用30CrMnSiA为本设计燃烧室壳体之材料，甚是妥当。 227mm助推固体火箭发动机设计(4):http://www.youerw.com/jixie/lunwen_10314.html