CN105971767B - 一种固体助推火箭发动机 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种固体助推火箭发动机，包括前壳体和后壳体，后壳体安装有喷管和点火器，前壳体的前部设有前挡药板，后壳体内靠点火器处设有后挡药板，前挡药板和后挡药板之间安装有推进剂。该固体助推火箭发动机在多个产品进行了应用，已进行了模拟抛射等诸多试验，试验均圆满成功，通气量、推力，内弹道等均满足要求，后挡药板牢靠，无抛出物。此种结构简单，设计合理，可靠性高，具有实用价值。

Description

一种固体助推火箭发动机
技术领域
本发明属于固体火箭发动机技术领域，具体涉及一种固体助推火箭发动机。
背景技术
固体助推火箭发动机是一种单室单推力发动机，主要为系统提供助推力，使其达到预期的速度。其结构主要一般采用潜入喷管，尾部点火。固体助推火箭发动机的工作时间极短，一般小于0.08s，形状为扁平式，其长度不大于100mm。因此，设计难度很大，尤其是如何满足内弹道性能，确保固体助推火箭发动机可靠工作。
发明内容
本发明提供的一种固体助推火箭发动机，以解决结构设计难题、达到确保固体助推火箭发动机可靠工作的目的。
为解决上述技术问题，本发明所采用的技术方案是：一种固体助推火箭发动机，包括前壳体和后壳体，后壳体安装有喷管和点火器，前壳体的前部设有前挡药板，后壳体内靠点火器处设有后挡药板，前挡药板和后挡药板之间安装有推进剂。
所述推进剂压制成管型结构，内部中空；且设置为若干根。由于推进剂可以自由装填成型为推进剂药管结构，能够增大燃烧面积，而且管壁厚度可以调节，便于内弹道的设计。
所述前挡药板包括平板，平板的中心加工有定位孔，其余部位设有加工有多个通孔，通孔内加工了定位台阶，通孔的直径与推进剂的外径相匹配，平板周边还加工了装配凹槽。
装配凹槽一方面便于装配，另一方面增加了排气通道和排气面积；通孔用于排气；定位台阶用于安装推进剂，防止推进剂移动错位。
所述前挡药板采用胶黏剂与前壳体连接，且前挡药板采用铝材料制备而成；通过前述设计，可减少消极重量。
所述后挡药板包括挡板，挡板为圆形，其中心加工有通气孔，挡板上还加工有多组条形孔，条形孔以通气孔的圆心为中心，围绕通气孔的进行设置，条形孔的长度从挡板的圆心处由内而外逐渐增大，宽度等于推进剂制成管型后的中径。
设计通气孔便于排气，而条形孔的设计一方面能够对推进剂药柱燃烧前和燃烧过程中进行阻挡，防止其随意移动，或者在燃烧过程中有固体渣质进入到喷管中；另一方面有助于最大限度的增加排气面积，确保发动机的工作效。所述的条形孔由内到外可设计6组。
所述后挡药板与推进剂之间间隔3~5mm；可以解决贮存和使用过程中产生的形变问题；后档药板采用30CrMnSiA钢材料成，处于喷管位置，可保证排气面积和强度，后挡药板牢靠，确保推进剂瞬间燃烧时无抛出物。
所述喷管与后壳体一体成型；喷管的口部还设有堵盖；通过堵盖起到防护以及点火时的保压作用。
所述推进剂为双基推进剂，该型推进剂烟雾少，具有隐身作用。
所述点火器与喷管内壁通过胶黏剂粘接；所述点火器不设安全机构，采用钝感、三防点火器；采用赛璐珞材料制成。
所述前壳体和后壳体之间通过螺纹连接，且在连接处设有硅橡胶密封圈。
本发明在多个产品进行了应用，已进行了模拟抛射等诸多试验，试验均圆满成功，通气量、推力，内弹道等均满足要求，后挡药板牢靠，无抛出物。此种结构简单，设计合理，可靠性高，具有实用价值。
附图说明
图1为本发明的结构示意图。
图2为前挡药板示意图。
图3为后挡药板示意图。
图4为本发明的立体图。
具体实施方式
下面结合实施例来进一步说明本发明，但本发明要求保护的范围并不局限于实施例表述的范围。
如图1-4所示，一种固体助推火箭发动机，包括前壳体1和后壳体2，后壳体安装有喷管3和点火器4，前壳体1的前部设有前挡药板5，后壳体2内靠点火器4处设有后挡药板6，前挡药板和后挡药板之间安装有推进剂7。
进一步地，所述推进剂7压制成管型结构，内部中空。
进一步地，所述前挡药板包括平板51，平板的中心加工有定位孔52，其余部位设有加工有多个通孔53，通孔内加工了定位台阶54，通孔的直径与推进剂的外径相匹配，平板周边还加工了装配凹槽55。
进一步地，所述前挡药板采用胶黏剂与前壳体连接，且前挡药板采用铝材料制备而成。
进一步地，所述后挡药板包括挡板61，挡板为圆形，其中心加工有通气孔62，挡板上还加工有多组条形孔63，条形孔以通气孔的圆心为中心，围绕通气孔的进行设置，条形孔的长度从挡板的圆心处由内而外逐渐增大，宽度等于推进剂制成管型后的中径。
进一步地，所述后挡药板与推进剂之间间隔3~5mm；后档药板采用30CrMnSiA钢材料成。
进一步地，所述喷管与后壳体一体成型；喷管的口部还设有堵盖8。
进一步地，所述推进剂为双基推进剂。
进一步地，所述点火器与喷管内壁通过胶黏剂粘接。
进一步地，所述点火器不设安全机构，采用钝感、三防点火器；采用赛璐珞材料制成。
在使用过程中，根据要求，设计、制造相应的发动机壳体、喷管、点火器、前挡药板、后挡药板以及推进剂，在前壳体的前部安装前挡药板，在前挡药板的定位台阶内安装推进剂药管，在后壳体安装点火器、堵盖以及后挡药板，最后安装硅橡胶密封圈，将前壳体和后壳体采用螺纹连接起来，即可完成固体助推火箭发动机的装配。
实施例1：
采用上述结构设有的某固体助推火箭发动机工作时间0.07s，形状为扁平式，长度100mm，直径为140mm，采用了16根推进剂药管。已进行了模拟抛射等诸多试验，试验均圆满成功，通气量、推力，内弹道等均满足要求，后挡药板牢靠，无抛出物。
实施例1：
某固体助推火箭发动机工作时间0.06s，形状为扁平式，长度80mm，直径为160mm，采用了12根推进剂药管。已进行了模拟抛射等诸多试验，试验均圆满成功，通气量、推力，内弹道等均满足要求，后挡药板牢靠，无抛出物。

Claims (4)

1.一种固体助推火箭发动机，其特征在于：包括前壳体（1）和后壳体（2），后壳体安装有喷管（3）和点火器（4），前壳体（1）的前部设有前挡药板（5），后壳体（2）内靠点火器（4）处设有后挡药板（6），前挡药板和后挡药板之间安装有推进剂（7）；所述推进剂（7）压制成管型结构，内部中空；所述喷管与后壳体一体成型；喷管的口部还设有堵盖（8）；所述前挡药板包括平板（51），平板的中心加工有定位孔（52），其余部位设有加工有多个通孔（53），通孔内加工了定位台阶（54），通孔的直径与推进剂的外径相匹配，平板周边还加工了装配凹槽（55）；所述前挡药板采用胶黏剂与前壳体连接，且前挡药板采用铝材料制备而成；所述后挡药板包括挡板（61），挡板为圆形，其中心加工有通气孔（62），挡板上还加工有6组条形孔（63），条形孔以通气孔的圆心为中心，围绕通气孔的进行设置，条形孔的长度从挡板的圆心处由内而外逐渐增大，宽度等于推进剂制成管型后的中径；所述推进剂为双基推进剂。
2.根据权利要求1所述的发动机，其特征在于：所述后挡药板与推进剂之间间隔3~5mm；后档药板采用30CrMnSiA钢材料成。
3.根据权利要求1所述的发动机，其特征在于：所述点火器与喷管内壁通过胶黏剂粘接；点火器不设安全机构，采用钝感、三防点火器；采用赛璐珞材料制成。
4.根据权利要求1所述的发动机，其特征在于：所述前壳体和后壳体之间通过螺纹连接，且在连接处设有硅橡胶密封圈。
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108060990A (zh) * 2016-11-07 2018-05-22 贾海亮 一种串联单机固体发动机
CN111852689B (zh) * 2020-08-07 2021-11-23 西安近代化学研究所 一种弹射发动机
US11988173B2 (en) 2020-10-21 2024-05-21 Raytheon Company Multi-pulse propulsion system with passive initiation

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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2446560A (en) * 1941-09-19 1948-08-10 Us Sec War Rocket charge suspension arrangement
US2529465A (en) * 1946-08-02 1950-11-07 Roger W Wallace Multiple grain rocket for propelling underwater torpedoes
US2957309A (en) * 1957-07-22 1960-10-25 Phillips Petroleum Co Rocket motor
GB951237A (en) * 1959-04-08 1964-03-04 Dynamit Nobel Ag Improvements in or relating to rocket propulsion units employing solid propellants
FR2181178A6 (en) * 1970-12-04 1973-11-30 France Etat Polyurethane resin propellant rod support - loaded with fillers and rein-forced for greater heat stability
JPS6011221B2 (ja) * 1980-12-05 1985-03-23 日産自動車株式会社 マカロニ状固体推進薬ユニツト構造
RU2333379C1 (ru) * 2007-01-17 2008-09-10 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Двигательная установка безоткатного орудия
CN204060970U (zh) * 2014-08-15 2014-12-31 湖北航天化学技术研究所 一种用于小直径固推发动机的多发带芯浇注辅助装药装置

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