如若采用圆管装药，燃烧面得不到满足，出炮口速度无法保证，从而达不到规定的射程，因此采用星孔装药，贴壁浇注。由于星孔装药在多数情况下均为一根药柱，药柱紧贴在燃烧室的内壁上，发动机工作时，装药从星孔由内向外燃烧，火药燃气与燃烧室壁不接触，药柱本身就能够起到隔热作用，大大的减少了向燃烧室壁的热传递，从而减少了热能损失；另外星孔装药可以通过自由装填办法进入燃烧室，也可以将装药直接浇注到燃烧室内，能够解决大尺寸药柱的生产和支撑问题，而且星孔装药还可以设计成燃烧面变化不大的装药。

发动机壳体材料采用合金钢30CrMnSiA，此钢的最大优点是不含稀有镍这种合金元素，机械性能与铬镍钼钢相近，并且短时间的高温性能，成型性能和焊接性能均较好。缺点是存在回火脆性，因此必须在高温回火后缓慢冷却。并且广泛使用在中小型火箭弹的发动机壳体，性价比高。

复合推进剂能量高，性能调节余地大，装药成型方法多，价格低廉，更多的适用与中小型火箭弹得到广泛使用。

为提高107毫米火箭弹的射程，采用M-21火箭弹的尾翼稳定装置，尾翼式稳定的优点在于，弹长不受限制，低速旋转飞行，稳定性好。最大的射程能够得到满足，另外从根本上杜绝了二次压力峰。

整个设计方案主要的设计思路如下：

（1）采用比冲为2352N·s/kg的复合推进剂；

（2）装药采用星孔装药，贴壁浇注；

（3）发动机材料采用合金钢30CrMnSiA。

（4）稳定装置将涡轮式改为尾翼式，采用M-21式弧形尾翼[3]；

第 3 章 内外弹道计算

3。1主动段计算

    假定诸多参数值射角  弹体外径   弹长  系数  装药燃烧时间  弹重   装药质量  推进剂比冲 

 被动段弹道系数[4]           （3-1）文献综述

     理想速度的计算公式为    （3-2）

（1）常量计算

查表得     （2）求 ， ， 值

【一次近似】查表得  反查表得         

【二次近似】 

查表得 反查表得     【三次近似】查表得      反查表得     

【四次近似】由于    ，  故逐次近似到此结束。

得：         

（3）求值  ，   

3。2被动段计算

弹道顶点和落点诸元[5]

表3。1 数值表

θ          45          50

诸元 c

v 600 633。4 650 633。4 600 633。4 650

XL/m 0。55 15308 15740 16619

15313 15136 15572 16460

0。57