CN102168631B - 一种铝膜隔板装置及应用铝膜隔板装置的脉冲固体发动机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种铝膜隔板装置及应用铝膜隔板装置的脉冲固体发动机，铝膜隔板装置采用柔性的铝膜隔板作为破裂元件，配合具有十字形支撑结构的镂空的隔板支架，在得到隔板支架支撑的方向铝膜隔板可以承受较大压力而不破裂；而在无隔板支架支撑的方向，柔性的铝膜隔板则极易破裂。将铝膜隔板不会破裂一侧朝向第一脉冲药柱，可使铝膜隔板在发动机的第一脉冲药柱燃烧期间不破裂，从而保护发动机的第二脉冲药柱。当第二脉冲药柱点燃后，铝膜隔板迅速破裂，使得燃气可通过铝膜隔板装置。本发明具有工作性能稳定可靠，隔板材料廉价易得并且加工简易等优点。铝膜隔板装置破裂产生的碎片不会影响发动机工作，并且对采用的装药和点火器形式无特殊限定的。

Description

一种铝膜隔板装置及应用铝膜隔板装置的脉冲固体发动机

技术领域

本发明涉及一种铝膜隔板装置及应用铝膜隔板装置的脉冲固体发动机，属于固体火箭发动机多次点火起动技术领域。

背景技术

由于固体火箭发动机具有结构简单、可靠性好等优势，在武器和航空航天领域得到了广泛的应用。但与其他形式发动机相比，固体火箭发动机在能量管理上缺乏灵活性是极大的弱点。在战术导弹中，一般的固体推进系统采用助推-巡航推进模式，即采用两级发动机或单室双推进发动机。这样的推进模式从发射时刻起，导弹会一直加速直至发动机关机达到最大飞行速度，之后进入惯性飞行状态。由于导弹的飞行阻力与其速度的平方成正比，因此，导弹达到最大速度后的惯性飞行会受到很大的阻力，造成能量的较大损失，降低了导弹的末速度和射程。此外导弹若采用两级发动机进行推进，则其发动机分离装置增加整体的复杂性和结构质量。而采用单室双推力发动机模式推进的导弹，其由于发动机续航段工作在非设计状态，从而会产生一定的能量损失。

在战术导弹领域，由于高机动性、精确制导武器和防区外发射等空袭兵器的研制和发展，要求导弹具有反应快、射程远和足够的末速度性能。同时，战术导弹的制导体制趋向与采用末制导方式，这要求导弹在接近目标时拥有高度的机动性，以便消除有制导段带来的误差。

脉冲固体火箭发动机（Pulse Solid Rocket Motor）通过把连续的推力分配成两段，可以按照制导的需要有序地控制推力的间歇性释放，灵活地进行导弹飞行中的能量控制。通过控制两次脉冲推力之间的点火时间，以及优化各脉冲推力的形式，可避免导弹的飞行速度和气动阻力的高峰值，使导弹飞行更远的距离。采用这种推进方式的导弹具有更高的弹道机动性，有利于实现末段制导，具有更强大的拦截能力。故脉冲固体火箭发动机技术对于提高导弹武器的作战能力具有重要意义。

隔板装置是脉冲固体火箭发动机实现多次脉冲工作功能的核心部件。北京理工大学验证了具有中间喷管隔板装置的脉冲固体火箭发动机；西北工业大学和上海新力动力设备研究所试验了具有蜂窝状的隔板装置的脉冲固体火箭发动机；而西安航天四院四十一所实验了采用柔性阻燃层作为隔板装置的脉冲固体火箭发动机。但这些方案均具有一定不可克服的局限性，例如以上所述的前两种隔板装置存在工作性能随机性大及发动机推力损失较大的缺点，而柔性阻燃层隔板装置则需要采用特定的装药和点火器形式，对固体火箭发动机的总体设计限定较大。此外以上隔板装置破裂后产生的碎片均是不易烧蚀殆尽的，对发动机工作有一定影响。

发明内容

本发明的目的是为了解决上述问题，提出一种具有单向破裂能力的铝膜隔板装置，以及应用铝膜隔板装置的脉冲固体发动机，铝膜隔板装置可被用于脉冲固体火箭发动机，作为其实现多次起动点火功能的核心部件。

一种铝膜隔板装置，包括隔板支架、铝膜隔板和挡圈；

隔板支架中心设有圆形的凹槽，凹槽的中心部分设有镂空通孔，通孔之间形成十字支撑架，铝膜隔板中部设有十字刻痕，十字刻痕与十字支撑架相对应，档圈为圆环结构，铝膜隔板位于隔板支架的圆形的凹槽中，十字刻痕与十字支撑架对齐，档圈压在隔板支架上，档圈与隔板支架固定连接。

应用所述的铝膜隔板装置的一种脉冲固体发动机，包括第一脉冲燃烧室壳体、第一脉冲药柱、第一脉冲点火器、喷管、第二脉冲药柱、第二脉冲燃烧室壳体和第二脉冲点火器；

第一脉冲药柱位于第一脉冲燃烧室壳体内，第二脉冲药柱位于第二脉冲燃烧室壳体内，铝膜隔板装置安装在第一脉冲药柱和第二脉冲药柱之间，将二者分隔开，并且铝膜隔板装置有隔板支架的十字支撑架的一侧朝向第二脉冲药柱；第一脉冲燃烧室壳体与第二脉冲燃烧室壳体通过螺纹连接，第一脉冲燃烧室壳体后封头连接喷管，第一脉冲点火器安装在第一脉冲燃烧室内，通过喷管接入，用于点燃第一脉冲药柱；第二脉冲点火器安装在第二脉冲燃烧室壳体的前封头上，用于点燃第二脉冲药柱。

本发明的优点在于：

（1）隔板装置工作性能稳定可靠，结构紧凑，隔板材料廉价易得并且加工简易，适用于双脉冲固体火箭发动机；

（2）隔板装置破裂产生的碎片（铝合金碎片）极易烧尽，不会影响发动机工作；

（3）隔板装置设计简单、实用，可根据发动机要求的性能参数迅速确定陶瓷隔板零件的基本结构设计；

（4）铝膜隔板装置的使用对采用的装药和点火器形式无特殊限定，从而赋予脉冲固体火箭发动机总体设计极大灵活性，可直接借用现有常规固体火箭发动机的成熟设计以降低技术风险，特别有利于应用于各种固体推进战术导弹。

附图说明

图1是本发明铝膜隔板装置的结构示意图；

图2是本发明铝膜隔板装置的固定示意图；

图3是本发明的脉冲固体发动机的结构示意图。

图中：

1－隔板支架  2－铝膜隔板  3－支架热防护层

4－沉头螺钉           5－挡圈                6－密封O圈

7－隔板热防护层       8－第一脉冲燃烧室壳体  9－第一脉冲药柱

10－第一脉冲点火器    11－喷管               12－第二脉冲药柱

13－第二脉冲燃烧室壳体14－第二脉冲点火器     101－隔板支架的十字支撑架

102－隔板支架的螺纹孔 201－铝膜隔板的十字刻痕501－挡圈的沉头孔

具体实施方式

下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。

采用铝膜隔板装置的脉冲固体发动机一般将两级独立的固体推进剂药柱一前一后地装填在燃烧室内，两级药柱共用同一喷管。而铝膜隔板装置位于两级药柱之间，将两级药柱分隔开。当脉冲固体发动机工作时，第一级药柱首先点燃工作，此时铝膜隔板装置不会破裂，将第二级药柱与高温燃气分隔开；而后第二级药柱点燃工作，此时铝膜隔板装置破裂，使第二脉冲药柱可以正常工作。铝膜隔板装置的破裂时刻可根据发动机需要灵活控制。

铝膜隔板装置的基本功能表述如下：在朝向第一脉冲药柱的一侧，铝膜隔板装置可持续承受高温、高压；而在朝向第二脉冲药柱的一侧，铝膜隔板装置在承受较小的压强时即会破裂开。

为实现以上功能，本发明提出的一种脉冲固体火箭发动机的铝膜隔板装置，如图1所示，主要包括刚性的隔板支架1、柔性的铝膜隔板2和挡圈5。

如图2所示，刚性的隔板支架1为近似扁平的圆盘状，隔板支架1中心设有圆形的凹槽，凹槽的中心部分设有四个四分之一圆面积的镂空通孔，从而通孔之间形成十字支撑架101，在隔板支架1凹槽外围的圆周部分，设有一圈螺纹孔102。柔性的铝膜隔板2也为近似扁平的圆盘状，中部设有十字刻痕201，十字刻痕201与十字支撑架101的大小及尺寸相对应，铝膜隔板2的周长与隔板支架1圆盘中心的圆形凹槽相同。档圈5为原环结构，中空的面积小于隔板支架1中心圆形凹槽的面积，档圈5上有一圈沉头孔501，数量和间距与隔板支架1的螺纹孔102相同。如图1所示，铝膜隔板2位于隔板支架1的圆形的凹槽中，十字刻痕201与十字支撑架101对齐，档圈5压在隔板支架1上，沉头孔501与螺纹孔102通过沉头螺钉4连接。隔板支架1为主要的承力结构，其余零件均安装固定在隔板支架1上。

铝膜隔板装置进行设计时，可通过调节设计参数，如铝膜隔板2的尺寸、隔板支架1的十字支撑架101的面积以及铝膜隔板的十字刻痕201的深度等，以满足不同的力学性能要求。此外隔板支架1上的镂空部分面积需要保证大于脉冲固体火箭发动机的喷管喉部面积，以防止燃气在该处发生壅塞。

如图1所示，为防止铝膜隔板2在破裂前被高温燃气损毁，组装好的铝膜隔板2和档圈5的表面粘贴有隔板热防护层7，隔板热防护层7起阻绝热量的作用。此外隔板支架1的表面也粘贴有支架热防护层3，支架热防护层3替铝膜隔板2抵御高温燃气的冲刷烧蚀。隔板支架1和铝膜隔板2之间设有密封O圈6，用于密封的缝隙，防止发动机燃气在铝膜隔板2破裂之前通过铝膜隔板装置。

进行装配固定时，如图2所示：用挡圈5将铝膜隔板2压紧在隔板支架1上，铝膜隔板2遮挡住了隔板支架1的镂空部位，然后用沉头螺钉4穿过挡圈的沉头孔501和隔板支架的螺纹孔102，并拧紧，将挡圈5及铝膜隔板2压紧固定在隔板支架1上。隔板支架1中心部分有镂空的通孔，在铝膜隔板2破裂后通过燃气，镂空后剩下的部分呈十字形，形成隔板支架1的十字支撑架101。铝膜隔板2上加工有十字刻痕201。装配时，铝膜隔板的十字刻痕201必须与隔板支架的十字支撑架101对齐。而且装配时，将铝膜隔板装置中隔板支架1十字支撑架101的一侧朝向第二脉冲固体药柱，铝膜隔板2一侧朝向第一脉冲药柱，使铝膜隔板2仅会在第二脉冲固体药柱点燃后受压破裂。

零件材料方面：为保证强度及耐热，隔板支架1可采用合金钢作为材料。铝膜隔板2为满足机械加工性能和一定的强度要求，宜采用硬铝合金作为材料。支架热防护层3和隔板热防护层7材料可采用三元乙丙橡胶，若脉冲固体发动机工作时间较长，可换用碳纤维耐烧蚀材料。密封O圈6材料为耐高温硅橡胶。

工作过程：脉冲固体发动机工作期间，当铝膜隔板装置承受来自图1右侧的压力时，铝膜隔板2受到隔板支架1的十字支撑架101的支撑和约束。并且由于铝膜隔板2的十字刻痕201与隔板支架1的十字支撑架101相对齐，十字刻痕201此时亦不会在铝膜隔板2上形成易破裂的薄弱部位。因此铝膜隔板2不会破裂。而当铝膜隔板装置承受来自图1左侧的压力时，铝膜隔板2则没有支撑和约束，瞬间即会产生极大的拉伸形变。此外由于十字刻痕201的存在，铝膜隔板2上形成易破裂的薄弱部位。因此铝膜隔板2极易破裂。当铝膜隔板2破裂后，燃气即可由隔板支架2上的镂空部分通过铝膜隔板装置。

本发明提出的应用铝膜隔板装置的脉冲固体发动机，如图3所示，包括第一脉冲燃烧室壳体8、第一脉冲药柱9、第一脉冲点火器10、喷管11、第二脉冲药柱12、第二脉冲燃烧室壳体13和第二脉冲点火器14，第一脉冲药柱9位于第一脉冲燃烧室壳体8内，第二脉冲药柱12位于第二脉冲燃烧室壳体13内，铝膜隔板装置1－7安装在第一脉冲药柱9和第二脉冲药柱12之间，将二者分隔开，并且铝膜隔板装置1－7有隔板支架1的十字支撑架101的一侧朝向第二脉冲药柱12。第一脉冲燃烧室壳体8与第二脉冲燃烧室壳体13采用螺纹联接，第一脉冲燃烧室壳体8的头部连接喷管11，两个燃烧室与两个药柱共用喷管11，第一脉冲燃烧室壳体8头部设有第一脉冲点火器10，用于第一脉冲药柱9实现点火工作，第二脉冲燃烧室壳体13的尾部谁有第二脉冲点火器14，用于第二脉冲药柱12实现点火工作。

在第一脉冲药柱9工作阶段，铝膜隔板2不会破裂，将第二脉冲药柱12与燃气隔绝开；当第二脉冲药柱12点火后，铝膜隔板2迅速破裂，容许燃气顺利通过铝膜隔板装置，从喷管11排出。

Claims (9)

1.一种铝膜隔板装置，其特征在于，具有单向破裂特性，用于实现脉冲固体发动机的多次起动功能，包括隔板支架、铝膜隔板和挡圈；

其中隔板支架中心设有圆形的凹槽，凹槽的中心部分设有镂空通孔，通孔之间形成十字支撑架；铝膜隔板被置于隔板支架的圆形的凹槽内，铝膜隔板中心加工有十字预置刻痕，十字预置刻痕与隔板支架的十字支撑架相对齐；档圈为圆环结构，铝膜隔板被档圈压紧固定在隔板支架上，档圈与隔板支架之间通过沉头螺栓固定连接。

2.根据权利要求1所述的一种铝膜隔板装置，其特征在于，所述的隔板支架和铝膜隔板均为扁平的圆盘状。

3.根据权利要求1所述的一种铝膜隔板装置，其特征在于，所述的凹槽中心部分的通孔为四个四分之一圆面积的镂空通孔。

4.根据权利要求1所述的一种铝膜隔板装置，其特征在于，所述的隔板支架凹槽外围的圆周部分，设有一圈螺纹孔，档圈上有一圈沉头孔，数量和间距与隔板支架的螺纹孔相同，沉头孔与螺纹孔通过沉头螺钉连接。

5.根据权利要求1所述的一种铝膜隔板装置，其特征在于，所述的隔板支架上的镂空通孔部分面积大于应用本装置的脉冲固体火箭发动机的喷管喉部面积。

6.根据权利要求1所述的一种铝膜隔板装置，其特征在于，所述的铝膜隔板和档圈的表面粘贴有隔板热防护层，外隔板支架的表面粘贴有支架热防护层，隔板支架和铝膜隔板接触部分之间设有密封O圈。

7.根据权利要求1所述的一种铝膜隔板装置，其特征在于，所述的铝膜隔板装置装配时，隔板支架的十字支撑架一侧朝向第二脉冲固体药柱，铝膜隔板一侧朝向第一脉冲药柱，使用时铝膜隔板装置具有单向破裂特性：在朝向第一脉冲药柱一侧可承受较高压力而不破裂，而在承受第二脉冲药柱一侧的压力后则会迅速破裂。

8.根据权利要求1－7任意一项所述的一种铝膜隔板装置，其特征在于，所述的隔板支架的材料采用合金钢，铝膜隔板的材料采用硬铝合金；支架热防护层和隔板热防护层的材料采用三元乙丙橡胶或者碳纤维耐烧蚀材料；密封O圈的材料为耐高温硅橡胶。

9.应用权利要求1所述的铝膜隔板装置的一种脉冲固体发动机，其特征在于，包括第一脉冲燃烧室壳体、第一脉冲药柱、第一脉冲点火器、喷管、第二脉冲药柱、第二脉冲燃烧室壳体和第二脉冲点火器；

第一脉冲药柱位于第一脉冲燃烧室壳体内，第二脉冲药柱位于第二脉冲燃烧室壳体内，铝膜隔板装置安装在第一脉冲药柱和第二脉冲药柱之间，将二者分隔开，并且铝膜隔板装置有隔板支架的十字支撑架的一侧朝向第二脉冲药柱；第一脉冲燃烧室壳体与第二脉冲燃烧室壳体通过螺纹连接，第一脉冲燃烧室壳体后封头连接喷管，第一脉冲点火器安装在第一脉冲燃烧室内，通过喷管接入，用于点燃第一脉冲药柱；第二脉冲点火器安装在第二脉冲燃烧室壳体的前封头上，用于点燃第二脉冲药柱。

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