CN101545416B - 固体火箭发动机 - Google Patents
固体火箭发动机 Download PDFInfo
- Publication number
- CN101545416B CN101545416B CN2008100107412A CN200810010741A CN101545416B CN 101545416 B CN101545416 B CN 101545416B CN 2008100107412 A CN2008100107412 A CN 2008100107412A CN 200810010741 A CN200810010741 A CN 200810010741A CN 101545416 B CN101545416 B CN 101545416B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- combustion
- propellant
- centrosymmetric
- adopts
- jet pipe
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
Images
Abstract
本发明涉及一种变轨用小型固体火箭发动机，其布局为在给定的空间里布置四个中心对称的、尺寸相同的小型发动机，每两个中心对称的发动机为一组实现卫星的轨道机动，每个小型发动机包括点火器、燃烧室壳体、推进剂、喷管。点火器采用三个并联的点火器进行点火，燃烧室壳体材料选用比强度高、耐高温、耐腐蚀、旋压加工性能好、冲击韧性较好的钛合金，推进剂选用比冲较高、中等燃烧速度、具有良好的能量特性和力学特性及良好燃烧特性的HTPB推进剂，喷管材料选用与燃烧室壳体相同的材料，药柱采用铸装方式的内燃药柱，并且采取单推力、单喷管的结构方式。本发明能满足变轨发动机启动时推力大的要求，并且工作时间短，可靠性好、精度高。
Description
技术领域
本发明涉及一种固体火箭发动机，尤其是涉及一种变轨用小型固体火箭发动机。
背景技术
推进系统是大多数航天器的关键子系统，主要用于航天器的轨道机动、特殊姿态控制等，它的性能对航天器的工作寿命、可靠性、轨道与姿态的控制和机动、位置保持等有直接影响。推进系统产生动力的主要部件是发动机。发动机总体设计目的就是要使航天器获得最佳的总体性能，同时保证发动机具有尽量高的品质指标。这两个目的有时是一致的，有时又是相互矛盾的。当出现矛盾时，首先应该满足航天器的总体设计要求，然后再适当考虑发动机的品质指标要求。
目前，用于变轨的小型固体火箭发动机存在以下缺点：
1.装药量少。因为不同发动机执行功能不同，有的用于地面而有的用于太空。对于在太空中执行任务的飞行器来说，固体火箭发动机用以提供给各种飞行器变轨与姿态调整时所需的能量，就要有足够的装药量。
2.推力小。由于采用小型的发动机，缩减了其体积，导致装药量的减少，因而降低了用于轨道与姿态控制时的推力。
3.可靠性和精度低。由于要求用于变轨的发动机工作时间要短、推力要大，同时，发动机工作于外层空间，在那里几乎没有空气，外界压力很小，因而降低了可靠性。
发明内容
本发明的目的是提供一种小型变轨用固体火箭发动机，在所给质量和体积范围内，满足总体对总冲量的基本要求，保证发动机点火可靠性和工作安全性。
采用的技术方案是：
固体火箭发动机，其布局为在给定的空间里布置四个中心对称的、尺寸相同的小型发动机，每两个中心对称的发动机为一组实现卫星的轨道机动，每个小型发动机包括点火器、燃烧室壳体、推进剂、喷管。所述的点火器采用三个并联的点火器进行点火；燃烧室壳体材料选用强度高、耐高温、耐腐蚀、旋压加工性能好、冲击韧性较好的钛合金；推进剂选用比冲较高、中等燃烧速度、具有良好的能量特性和力学特性及良好燃烧特性的HTPB推进剂；喷管材料选用与燃烧室壳体相同的材料；药柱采用铸装方式的内燃药柱，并且采取单推力、单喷管的结构方式。
本发明的有益效果是，解决了药柱尺寸不受工艺条件的限制，同时药柱和壳体可互为支承，而且燃烧表面积大，推力大，能满足变轨发动机启动时推力大的要求，并且工作时间短，可靠性好、精度高。
附图说明
下面结合附图和实例对本发明作进一步说明。
图1为发动机空间布局图。
图2为发动机简化结构剖视图。
图3为图2的A-A视图。
具体实施方式
参照图1，发动机布局为在给定的空间里布置四个中心对称的、尺寸相同的小发动机，每两个中心对称的发动机为一组实现卫星的轨道机动。当接受到地面指令需进行第一次变轨时，两个中心对称的发动机进行点火，使卫星由原运行轨道进入到转移轨道；当卫星运行到与目标卫星轨道的切入点时，另外两个发动机进行点火使卫星进入目标卫星轨道。采用中心对称的两个发动机进行点火来实现轨道机动的布局，要求在加工过程中发动机的加工精度要高、点火可靠性要好、点火控制装置对两个发动机发出的点火指令在时间上的一致性要好。参照图2，所述发动机由点火器1、燃烧室壳体2、推进剂3、喷管4组成。为了保证点火的可靠性，本发明采用三个并联的点火器进行点火，每个点火器使用2-3个点火头，选取B-KNO3烟火剂，其既能使低温点火可靠，又能使高温下点火压力峰不超过允许值；燃烧室壳体材料选用比强度高、耐高温、耐腐蚀、旋压加工性能好、冲击韧性较好的钛合金，具体选为TC4，主要成份为6AL-4V的钛合金；根据进入500km～700km高度范围内的轨道内需要良好的能量特性的推进剂，本发明采用推进剂选用比冲较高、中等燃烧速度、具有良好的能量特性和力学特性及良好的燃烧特性推进剂，推进剂采用HTPB；喷管材料选用与燃烧室壳体相同的材料，喷管的结构采用单喷管—拉瓦尔喷管，喷管由收敛段、喉部和扩张段三部分组成，收敛段为锥面，喉部由上游过渡圆弧和下游过渡圆弧在临界面处相切而形成，喷管扩张段采用抛物线式，考虑到喷管的烧蚀与强度储备，喷管的壁厚为1.5-2.5mm。本发明药柱采用铸装方式的内燃药柱，并且采取单推力、单喷管的结构方式。
Claims (1)
1.固体火箭发动机，其布局为在给定的空间里布置四个中心对称的、尺寸相同的小型发动机，每两个中心对称的发动机为一组实现卫星的轨道机动，每个小型发动机包括点火器、燃烧室壳体、推进剂、喷管，所述的点火器采用三个并联的点火器进行点火；燃烧室壳体材料选用强度高、耐高温、耐腐蚀、旋压加工性能好、冲击韧性较好的钛合金；推进剂选用比冲较高、中等燃烧速度、具有良好的能量特性和力学特性及良好燃烧特性的HTPB推进剂；喷管材料选用与燃烧室壳体相同的材料；药柱采用铸装方式的内燃药柱，并且采取单推力、单喷管的结构方式。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN2008100107412A CN101545416B (zh) | 2008-03-24 | 2008-03-24 | 固体火箭发动机 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN2008100107412A CN101545416B (zh) | 2008-03-24 | 2008-03-24 | 固体火箭发动机 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN101545416A CN101545416A (zh) | 2009-09-30 |
| CN101545416B true CN101545416B (zh) | 2010-12-15 |
Family
ID=41192743
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN2008100107412A Expired - Fee Related CN101545416B (zh) | 2008-03-24 | 2008-03-24 | 固体火箭发动机 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN101545416B (zh) |
Families Citing this family (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101915182B (zh) * | 2010-06-09 | 2013-05-22 | 北京航空航天大学 | 一种固体燃料火箭发动机 |
| CN103423032B (zh) * | 2013-08-28 | 2015-09-30 | 南京理工大学 | 直线电机驱动的固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置 |
| CN103644046B (zh) * | 2013-11-21 | 2015-09-23 | 北京动力机械研究所 | 一种固体火箭发动机装药药柱结构 |
| CN103644047B (zh) * | 2013-11-21 | 2015-09-23 | 北京动力机械研究所 | 一种固体火箭发动机的点火启动装置 |
| CN103644045B (zh) * | 2013-11-21 | 2015-09-23 | 北京动力机械研究所 | 一种固体火箭发动机装药药柱结构 |
| CN104747319B (zh) * | 2014-01-01 | 2019-05-21 | 冯石文 | 一种固体燃料火箭发动机 |
| CN104030866B (zh) * | 2014-06-06 | 2017-04-19 | 中国航天科工集团第六研究院四十六所 | 利用废弃丁羟固体推进剂药浆制备的震源药柱及其应用 |
| CN104309560A (zh) * | 2014-10-25 | 2015-01-28 | 贺州学院 | 一种车用固体推进剂火箭防护系统 |
| CN105003357B (zh) * | 2015-07-17 | 2017-02-01 | 南京理工大学 | 基于固体火箭发动机的膏体推进剂燃气发生器点火装置 |
| CN105756810A (zh) * | 2016-04-29 | 2016-07-13 | 苟仲武 | 一种高效固体混合动力火箭发动机方法及装置 |
| CN105822458B (zh) * | 2016-06-03 | 2017-09-12 | 苟仲武 | 一种低温固体火箭发动机 |
| CN107939549B (zh) * | 2017-11-08 | 2019-10-15 | 航宇救生装备有限公司 | 一种微型多级脉冲推力固体火箭发动机 |
| CN110195665B (zh) * | 2019-06-21 | 2020-06-05 | 北京理工大学 | 一种再装填的储气式固体推进剂动力装置 |
| CN111188697B (zh) * | 2020-01-03 | 2021-03-16 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种电磁弹射用固体火箭发动机 |
| CN111271194B (zh) * | 2020-03-06 | 2023-07-18 | 南京理工大学 | 一种滚珠丝杠驱动的推力矢量多轴摆动喷管 |
| CN111946489B (zh) * | 2020-08-11 | 2021-11-16 | 北京机械设备研究所 | 重力定向阵列式固体发动机及推力输出定向控制方法 |
| CN112211745A (zh) * | 2020-10-13 | 2021-01-12 | 西北工业大学 | 一种尾喷管带异形截面的固体火箭发动机结构 |
| CN116464577B (zh) * | 2023-04-26 | 2024-04-19 | 浙江省军工集团股份有限公司 | 一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机 |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3779011A (en) * | 1970-07-22 | 1973-12-18 | Mini Defense | Fuel unit for a hybrid hot-gas generator |
| CN201165916Y (zh) * | 2008-03-24 | 2008-12-17 | 沈阳理工大学 | 固体火箭发动机 |
-
2008
- 2008-03-24 CN CN2008100107412A patent/CN101545416B/zh not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3779011A (en) * | 1970-07-22 | 1973-12-18 | Mini Defense | Fuel unit for a hybrid hot-gas generator |
| CN201165916Y (zh) * | 2008-03-24 | 2008-12-17 | 沈阳理工大学 | 固体火箭发动机 |
Non-Patent Citations (7)
| Title |
|---|
| JP特开平11-50911A 1999.02.23 |
| 任丽云.国外系列运载炎箭介绍.航天标准化 1996年第1期.1996,(1996年第1期),43-47. |
| 任丽云.国外系列运载炎箭介绍.航天标准化 1996年第1期.1996,(1996年第1期),43-47. * |
| 周奎军等.钝感型瞬时／延时两用电点火具的研究.火工品 2007年第6期.2007,(2007年第6期),39-42. |
| 周奎军等.钝感型瞬时/延时两用电点火具的研究.火工品 2007年第6期.2007,(2007年第6期),39-42. * |
| 王铮.固体火箭推进技术发展与展望.推进技术 1990年第5期.1990,(1990年第5期),1-4. |
| 王铮.固体火箭推进技术发展与展望.推进技术 1990年第5期.1990,(1990年第5期),1-4. * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN101545416A (zh) | 2009-09-30 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN101545416B (zh) | 固体火箭发动机 | |
| RU2445491C2 (ru) | Двигательная установка ракеты с нечувствительным снаряжением и с множественными режимами работы и способ ее действия | |
| US2433943A (en) | Operation of jet propulsion motors with nitroparaffin | |
| US6907724B2 (en) | Combined cycle engines incorporating swirl augmented combustion for reduced volume and weight and improved performance | |
| US6895756B2 (en) | Compact swirl augmented afterburners for gas turbine engines | |
| US7168236B2 (en) | Compact lightweight ramjet engines incorporating swirl augmented combustion with improved performance | |
| US6820411B2 (en) | Compact, lightweight high-performance lift thruster incorporating swirl-augmented oxidizer/fuel injection, mixing and combustion | |
| US6293091B1 (en) | Axisymmetrical annular plug propulsion system for integrated rocket/ramjet or rocket/scramjet | |
| US6662550B2 (en) | Method and apparatus for improving the efficiency of pulsed detonation engines | |
| Naumann et al. | Double-pulse solid rocket motor technology-applications and technical solutions | |
| CN201165916Y (zh) | 固体火箭发动机 | |
| US5152136A (en) | Solid fuel ducted rocket with gel-oxidizer augmentation propulsion | |
| US4213393A (en) | Gun projectile arranged with a base drag reducing system | |
| RU2486452C1 (ru) | Способ увеличения дальности полета артиллерийского снаряда и устройство для его реализации | |
| US5224344A (en) | Variable-cycle storable reactants engine | |
| US5491973A (en) | Self-actuating control for rocket motor nozzle | |
| US6968676B1 (en) | Propulsion from combustion of solid propellant pellet-projectiles | |
| US9726115B1 (en) | Selectable ramjet propulsion system | |
| US3143853A (en) | Solid propellant burn area control | |
| US20220372932A9 (en) | Ramjet propulsion method | |
| US7334409B2 (en) | Retractable afterburner for jet engine | |
| US6481198B1 (en) | Multi-stage rocket motor assembly including jettisonable launch motor integrated with flight igniter | |
| JPS63287698A (ja) | 多段ロケット | |
| US4170875A (en) | Caseless rocket design | |
| US3780968A (en) | Solid propellant rocket engine control and missile configurations |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| C14 | Grant of patent or utility model | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| C17 | Cessation of patent right | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20101215 Termination date: 20110324 |