CN105003355A - 一种大推力比的固体火箭发动机及其制造方法 - Google Patents

Abstract

一种大推力比的固体火箭发动机，包括燃烧室壳体，燃烧室壳体内表面粘贴有绝热层，绝热套粘接于药柱外表面并与药柱形成一个整体，带绝热套的药柱采用自由装填式的方式安装于带绝热层的燃烧室壳体内，燃烧室壳体的出口端安装有喷管；药柱包括助推级三臂形药柱和巡航级端燃药柱，助推级三臂形药柱和巡航级端燃药柱串联形成一个整体药柱；助推级三臂形药柱和巡航级端燃药柱为采用同一配方的丁羟四组元推进剂药柱。本发明提供的一种大推力比的固体火箭发动机及其制造方法，可以解决推力比小的问题，能提供大的推力比，工作平稳，结构和性能可靠。

Description

一种大推力比的固体火箭发动机及其制造方法

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机技术领域，尤其是一种大推力比的固体火箭发动机及其制造方法。

背景技术

在小型战术导弹的设计中，采用固体火箭发动机作为动力源，为了提高战术性能，通常采用单室双推力结构，包括助推级和巡航级。燃烧室主装药可靠点燃后，持续燃烧，产生预定的推力，助推级推力大、工作时间短，为导弹发射提供主推力；巡航级工作时间长、推力比较平稳，为导弹巡航飞行提供动力来源。随着导弹总体的发展，要求助推级和巡航级之间的推力比进一步提高，达到7以上，这为固体火箭发动机的设计带来了极大的困难。随着推力比的增加，在助推级工作时，会产生大过载，会引起火箭发动机的结构件失效，导致其发生爆炸或不能达到设计要求，无法满足导弹的总体要求。

同时，现有的药柱通常为助推级，采用常规的内孔、星形和翼柱形结构，固化收缩后绝热套和绝热层之间必然会产生缝隙，点火瞬间在药柱内部和绝热套-绝热层之间产生压强差，即常说的通气问题，极易发生绝热套翻卷、药柱扩展产生裂纹，导致发动机试验失败。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种大推力比的固体火箭发动机及其制造方法，可以解决推力比小的问题，能提供大的推力比，工作平稳，结构和性能可靠。

为解决上述技术问题，本发明所采用的技术方案是：一种大推力比的固体火箭发动机，包括燃烧室壳体，燃烧室壳体内表面粘贴有绝热层，绝热套粘接于药柱外表面并与药柱形成一个整体，带绝热套的药柱采用自由装填式的方式安装于带绝热层的燃烧室壳体内，燃烧室壳体的出口端安装有喷管；

药柱包括助推级三臂形药柱和巡航级端燃药柱，助推级三臂形药柱和巡航级端燃药柱串联形成一个整体药柱；

助推级三臂形药柱和巡航级端燃药柱为采用同一配方的丁羟四组元推进剂药柱。

绝热套通过丁羟衬层粘接于药柱外表面并与药柱形成一个整体。

助推级三臂形药柱尾部中心开孔。

绝热层为丁腈橡胶绝热层或三元乙丙橡胶绝热层。

绝热套为丁腈橡胶绝热套或三元乙丙橡胶绝热套。

一种上述大推力比的固体火箭发动机的制备方法，该方法包括以下步骤：

1）在燃烧室壳体内粘接绝热层，制造绝热套；

2）对绝热套内表面进行处理，涂刷丁羟衬层；

3）将步骤2）制得的绝热套安装于带绝热层的燃烧室壳体内；

4）药柱成型：在绝热套上安装成型三臂形药柱的模具，向绝热套及模具内浇注同一配方的丁羟四组元推进剂， 在常压下硫化成型，取下模具；

5）安装喷管；

即制得所述的大推力比的固体火箭发动机。

步骤4）中，硫化温度为50-60摄氏度。

本发明提供的一种大推力比的固体火箭发动机及其制造方法，有益效果如下：

1、采用助推段三臂形药柱，该药型在发动机工作过程中，确保药柱处于三向受压状态，可以解决内孔药柱在点火过程中内表面受应力而结构破坏的问题。

2、绝热层起到隔热作用以防止燃烧室壳体温度过高而降低承载能力。

3、通过丁羟衬层增强药柱与绝热套之间的粘结质量，缓解药柱的应力集中。

4、由于药柱与燃烧室壳体线热膨胀系数相差较大，药柱硫化降温会产生很大的内应力，使用绝热套装药，使用自由装填式的方式，可以释放内应力，避免药柱裂纹或脱粘；在贮存期间，由于环境温度的变化，必然导致药柱的变形，产生应力、应变，使用的绝热套具有较大的伸长率，药柱在燃烧室内可自由变形。因此，药柱内部的应力、应变较小，不会引起结构完整性方面的问题。

5、药柱为助推级三臂形药柱和巡航级端燃药柱串联形成一个整体药柱；采用同一配方的丁羟四组元推进剂浇注制成，可一次性完成药柱的加工，简化了制造工艺，提高了可靠性。

6、助推级三臂形药柱尾部中心开孔，可以降低燃面峰值，提高助推级的总冲。

7、本发明提供的固体火箭发动机，可以解决推力比小的问题，能提供大的推力比，工作平稳，结构和性能可靠，已通过试验验证和考核，试验结果表明，推力比达到10:1，甚至可以达到15:1。

附图说明

下面结合附图和实施例对本发明作进一步说明：

图1为本发明固体火箭发动机的结构示意图；

图2为本发明固体火箭发动机的绝热套的示意图；

图3为本发明固体火箭发动机的药柱的示意图。

具体实施方式

实施例一

如图1、图2和图3所示，一种大推力比的固体火箭发动机，包括燃烧室壳体1，燃烧室壳体1内表面粘贴有绝热层2，绝热套3粘接于药柱4外表面并与药柱形成一个整体，带绝热套3的药柱4采用自由装填式的方式安装于带绝热层2的燃烧室壳体1内，燃烧室壳体1的出口端安装有喷管5；

药柱4包括助推级三臂形药柱4-1和巡航级端燃药柱4-2，助推级三臂形药柱4-1和巡航级端燃药柱4-2串联形成一个整体药柱；

助推级三臂形药柱4-1和巡航级端燃药柱4-2为采用同一配方的丁羟四组元推进剂药柱。

绝热套3通过丁羟衬层粘接于药柱4外表面并与药柱形成一个整体。

助推级三臂形药柱4-1尾部中心开孔。

绝热层2为丁腈橡胶绝热层或三元乙丙橡胶绝热层。

绝热套3为丁腈橡胶绝热套或三元乙丙橡胶绝热套。

燃烧室壳体1为金属壳体或复合材料壳体。

实施例二

一种上述大推力比的固体火箭发动机的制备方法，该方法包括以下步骤：

1）在燃烧室壳体1内粘接绝热层，制造绝热套3；

2）对绝热套3内表面进行处理，涂刷丁羟衬层；

3）将步骤2）制得的绝热套3安装于带绝热层2的燃烧室壳体1内；

4）药柱4成型：在绝热套3上安装成型三臂形药柱4-1的模具，向绝热套3及模具内浇注同一配方的丁羟四组元推进剂， 在常压下硫化成型，取下模具；

5）安装喷管5；

即制得所述的大推力比的固体火箭发动机。

步骤4）中，硫化温度为50-60摄氏度。

本发明提供的固体火箭发动机，可以解决推力比小的问题，能提供大的推力比，工作平稳，结构和性能可靠，已通过试验验证和考核，试验结果表明，推力比达到10:1，甚至可以达到15:1。

Claims (7)

1.一种大推力比的固体火箭发动机，包括燃烧室壳体（1），其特征在于：燃烧室壳体（1）内表面粘贴有绝热层（2），绝热套（3）粘接于药柱（4）外表面并与药柱形成一个整体，带绝热套（3）的药柱（4）采用自由装填式的方式安装于带绝热层（2）的燃烧室壳体（1）内，燃烧室壳体（1）的出口端安装有喷管（5）；

药柱（4）包括助推级三臂形药柱（4-1）和巡航级端燃药柱（4-2），助推级三臂形药柱（4-1）和巡航级端燃药柱（4-2）串联形成一个整体药柱；

助推级三臂形药柱（4-1）和巡航级端燃药柱（4-2）为采用同一配方的丁羟四组元推进剂药柱。

2.根据权利要求1所述的大推力比的固体火箭发动机，其特征在于：绝热套（3）通过丁羟衬层粘接于药柱（4）外表面并与药柱形成一个整体。

3.根据权利要求1所述的大推力比的固体火箭发动机，其特征在于：助推级三臂形药柱（4-1）尾部中心开孔。

4.根据权利要求1所述的大推力比的固体火箭发动机，其特征在于：绝热层（2）为丁腈橡胶绝热层或三元乙丙橡胶绝热层。

5.根据权利要求1所述的大推力比的固体火箭发动机，其特征在于：绝热套（3）为丁腈橡胶绝热套或三元乙丙橡胶绝热套。

6.一种上述权利要求1-5任一项所述的大推力比的固体火箭发动机的制备方法，其特征在于该方法包括以下步骤：

1）在燃烧室壳体（1）内粘接绝热层，制造绝热套（3）；

2）对绝热套（3）内表面进行处理，涂刷丁羟衬层；

3）将步骤2）制得的绝热套（3）安装于带绝热层（2）的燃烧室壳体（1）内；

4）药柱（4）成型：在绝热套（3）上安装成型三臂形药柱（4-1）的模具，向绝热套（3）及模具内浇注同一配方的丁羟四组元推进剂， 在常压下硫化成型，取下模具；

5）安装喷管（5）；

即制得所述的大推力比的固体火箭发动机。

7.根据权利要求6所述的大推力比的固体火箭发动机的制备方法，其特征在于：步骤4）中，硫化温度为50-60摄氏度。