CN106930865A - 一种宽温使用的高能固体火箭发动机 - Google Patents

一种宽温使用的高能固体火箭发动机 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种宽温使用的高能固体火箭发动机，包括装药燃烧室、点火装置和喷管，装药燃烧室包括燃烧室壳体、燃烧室热防护、推进剂药柱，所述发动机‑55℃～+60℃宽温工作，所述推进剂药柱的推进剂为NEPE推进剂，危险等级为13级，发动机比冲达252s～256s。通过特定设计规则设计发动机，同时采用的调整过配方的NEPE推进剂，可满足宽温工作而不会导致药柱结构完整性在低温环境下破坏，能量高，提高发动机比冲，危险等级满足要求；同时对药柱结构进行合理设计，使用力学性能好能适应高过载的使用环境；通过合理的整体布局和压强设计，充分发挥推进剂高能量特性。总之，成功解决了作为飞行器的动力装置的固体火箭发动机的安全性、能量、复杂环境适应性需求的问题。

Description

一种宽温使用的高能固体火箭发动机
技术领域
本发明属于固体火箭发动机技术领域，具体涉及一种宽温使用的高能固体火箭发动机。
背景技术
固体火箭发动机具有使用安全性好，可靠性高，储存性能好，密度比冲高及勤务处理方便等优点，使其在很多飞行器(含挂于飞机上的导弹)领域内成为主要的动力装置。
现有的固体火箭发动机环境适应性不强，安全性、能量偏低，不能既满足适应-55℃～+60℃工作宽温使用要求、又具备高能量的特性，同时也达不到最低安全性要求的1.3级，也不能适应挂在飞机上飞行法向过载8g、侧向过载3.5g，机动飞行轴向过载25g、法向过载8g的使用环境。
发明内容
本发明的目的在于针对上述问题提供一种宽温使用的高能固体火箭发动机，包括装药燃烧室、点火装置和喷管，装药燃烧室包括燃烧室壳体、燃烧室热防护、推进剂药柱，其特征在于，所述发动机-55℃～+60℃宽温工作，所述推进剂药柱的推进剂为NEPE推进剂，危险等级为1.3级，发动机比冲达252s～256s，按照特定设计规则设计发动机，所述特定设计规则具体为：
选取工作压强规则，发动机工作压强越高，发动机比冲越高，但同时为保证结构安全系数，需要提高结构承载能力，造成消极质量提高，综合考虑选取工作压强；
确定喷管喉径规则，由于喷管出口内径受到尺寸限制，发动机设计时无法达到最佳膨胀比状态，为了达到最优性能，尽量提升喷管膨胀比，喷管内径取最大允许值，喷管喉径和推进剂燃速尽量取小，同时需考虑喷管喉径较小时喉衬的烧蚀和喷管效率对发动机性能的影响以及推进剂燃速降低对推进剂能量水平的影响，优化得出最佳的喷管膨胀比为13～17，喷管喉径根据出口内径确定，推进剂燃速调整为7.0mm/s～10.0mm/s；
推进剂药柱结构设计规则：推进剂药柱设计时燃面退移尽量平稳，以保证 更好发挥出推进剂能量，在发动机长径比已超过7的情况下，为提高推进剂药柱强度，只设计后翼；
参数优化规则：以发动机冲质比为优化目标，综合考虑压强、喉径、膨胀比、推进剂燃速、推进剂药柱燃面等的影响，最终优化出发动机各项型质参数值；
推进剂配方选取及调整规则：选取NEPE推进剂配方并经过配方调整，调整后以达到高能、高安全性和廉价的特点。
具体地，所述推进剂药柱的推进剂配方调整，增塑剂与粘合剂比例调整为1.3～1.7，硝胺组分含量调整为12％～18％，铝粉含量调整为16％～20％。
优选地，所述增塑剂为消化甘油和1，2，4-丁三醇三硝酸脂的混合物，消化甘油含量为35％～45％，1，2，4-丁三醇三硝酸脂的含量为65％～55％，粘合剂为聚己二酸乙二脂和聚己酸内脂的混合物，聚己二酸乙二脂的含量为45％～55％，聚己酸内脂的含量为55％～45％，增塑剂与粘合剂比例为1.3～1.4。
优选地，所述推进剂药柱有较好的低温力学性能，推进剂药柱结构设计为三维翼柱型，为降低低温工作下对推进剂药柱的冲击，仅采用后翼结构，翼数量为5～9个，为保证燃面平稳，后翼扩张角优选为3°～15°，同时要适应挂在飞机上飞行法向过载7g～9g、侧向过载2.5g～4.5g，机动飞行轴向过载23g～28g、法向过载7g～9g的使用环境，为提高推进剂药柱结构完整，燃烧室热防护前、后封头处均设计有人工脱粘层，脱粘深度0.5R～1R。
具体地，所述喷管3包括收敛段绝热层、喉衬、绝热环、扩张段绝热层和壳体，收敛段设计为锥形型面，收敛半角βs可在30°～60°，初始膨胀半角22°～28°，初始出口半角10°～16°，扩散段采用三次多项式、二次多项式、双圆弧或是抛物线气动型面，合理的结构设计保证满足防热和烧蚀要求。适应选取的发动机平均工作压强为9MPa～12MPa，20℃的工作条件，初始膨胀比13～14。
具体地，所述燃烧室壳体包括前接头、前封头、前裙、柱段、后接头、挂机结构，所述挂机结构包括前滑块、后滑块，所述前滑块、后滑块固定在燃烧室壳体上，与前滑块、后滑块焊接的燃烧室壳体部位加厚。(固定方式通过焊接 或者螺纹连接的方式与燃烧室壳体柱段连接，滑块附近壳体柱段部位进行局部加强。)
优选地，所述燃烧室热防护采用分层设计方法，分为“绝热材料+抗冲刷材料”两层，充分考虑飞行过载对热防护层的烧蚀和冲刷，对头部受过载影响严重的区域进行加厚，对尾部受侧向过载影响严重的部位设计抗冲刷层，在前后封头部位设计人工脱粘层保证药柱应力释放，所有热防护部位的烧蚀余量1.5mm～5mm。
本发明通过特定设计规则设计发动机，同时采用的调整过配方的NEPE推进剂，可满足宽温-55℃～+60℃工作而不会导致药柱结构完整性在低温环境下破坏，能量高，提高发动机比冲，危险等级达到1.3级的安全性要求，推进剂力学性能更优可提高装药模数从而提升装药量；同时对药柱结构进行合理设计，使用力学性能好，低温药柱结构完整性满足要求，能适应高过载的使用环境；通过合理的整体布局和压强设计，充分发挥推进剂高能量特性，使发动机具有最优的比冲。总之，成功解决了作为飞行器的动力装置的固体火箭发动机的安全性、能量、复杂环境适应性需求的问题。
附图说明
图1为本发明的发动机结构示意图；
图2为本发明的前滑块和后滑块结构示意图；
图3为图2的A向示意图；
图4为图3的B向示意图；
图5为图3的C-C剖面示意图；
图6为本发明的后封头燃烧室热防护示意图；
图7为本发明的推进剂药柱沿中心线剖面示意图；
图8为本发明的燃烧室工作压强波形图。
图中：1-装药燃烧室；11-燃烧室壳体；12-燃烧室热防护；13-推进剂药柱；131-后翼结构；2-点火装置；3-喷管；111-前接头；112-前裙；113-前封头；114-柱段；115-后接头；116-挂机结构；116a-前滑块；116b-后滑块。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步说明。在此需要说明的是，对于这些实施方式的说明用于帮助理解本发明，但并不构成对本发明的限定。
如图1所示，本发明的一种宽温使用的高能固体火箭发动机，包括装药燃烧室1、点火装置2和喷管3，装药燃烧室1包括燃烧室壳体11、燃烧室热防护12、推进剂药柱13，所述发动机-55℃～+60℃宽温工作，所述推进剂药柱的推进剂为NEPE推进剂，危险等级为1.3级，发动机比冲达252s～256s，本实施例达255s，按照特定设计规则设计发动机，所述特定设计规则具体为：
选取工作压强规则，发动机工作压强越高，发动机比冲越高，但同时为保证结构安全系数，需要提高结构承载能力，造成消极质量提高，综合考虑选取工作压强为9MPa～12MPa，本实施例为11MPa；
确定喷管喉径规则，尤其是挂于飞机上使用前提下，由于喷管出口内径受到尺寸限制，发动机设计时无法达到最佳膨胀比状态，为了达到最优性能，尽量提升喷管膨胀比，喷管内径取最大允许值，喷管喉径和推进剂燃速尽量取小，同时需考虑喷管喉径较小时喉衬的烧蚀和喷管效率对发动机性能的影响以及推进剂燃速降低对推进剂能量水平的影响，优化得出最佳的喷管膨胀比为14～16，本实施例为14.5，喷管喉径根据出口内径确定，推进剂燃速调整在8.2mm/s～9.0mm/s范围，本实施例为8.5mm/s；喉径在85mm～100mm，本实施例为92mm；
推进剂药柱13结构设计规则：推进剂药柱13设计时燃面退移尽量平稳，以保证更好发挥出推进剂能量，在发动机长径比已超过7的情况下，本实施例为7.8，为提高推进剂药柱强度，只设计后翼，如图8所示；
参数优化规则：以发动机冲质比为优化目标，综合考虑压强、喉径、膨胀比、推进剂燃速、推进剂药柱燃面等的影响，最终优化出发动机各项型质参数值；
推进剂配方选取及调整规则：选取NEPE推进剂配方并经过配方调整，调整后以达到高能、高安全性和廉价的特点。
本实施例中，调整后推进剂(高能高安全性廉价NEPE)危险等级达到1.3级，能量达到250s，保证能量仍高于传统四组元复合推进剂配方的能量247s， 力学性能仍高于传统复合推进剂，具体性能对比情况见表1和表2。因此，发动机采用该推进剂配方进行设计，一方面能够因为推进剂能量水平更高从而提高发动机比冲，另一方面推进剂力学性能更优可提高装药模数从而提升装药量，还可以适应宽温-55℃～+60℃使用条件，而不会导致推进剂药柱结构完整性在低温环境下被破坏。
表1高能高安全性廉价NEPE与传统推进剂配方对比情况
配方 固含量％ 铝粉含量％ 硝胺含量
传统四组元复合推进剂 85～90 9～10 9～10
高安全性廉价NEPE 75～80 15～22 15～30
表2高能高安全性廉价NEPE与传统推进剂性能对比情况
所述推进剂药柱13的推进剂配方调整，增塑剂与粘合剂比例从2.0调整为1.3～1.7，硝胺组分含量由20％～30％调整为12％～18％，铝粉含量调整为16％～20％。本实施例中，增塑剂与粘合剂比例为1.3，硝胺组分含量为14％，铝粉含量调整为17％。
所述增塑剂为消化甘油和1，2，4-丁三醇三硝酸脂的混合物，消化甘油含量为35％～45％，1，2，4-丁三醇三硝酸脂的含量为65％～55％，粘合剂为聚己二酸乙二脂和聚己酸内脂的混合物，聚己二酸乙二脂的含量为45％～55％，聚己酸内脂的含量为55％～45％，增塑剂与粘合剂比例为1.3～1.4。本实施例中，消化甘油含量为40％，1，2，4-丁三醇三硝酸脂的含量为60％，聚己二酸乙二脂的含量为50％，聚己酸内脂的含量为50％，增塑剂与粘合剂比例为1.3。
如图7所示，所述推进剂药柱13有较好的低温力学性能，推进剂药柱结构设计为三维翼柱型，为降低低温工作下对推进剂药柱的冲击，仅采用后翼结构，翼数量为5～9个，本实施例中为8个，为保证燃面平稳，后翼扩张角优选为3°～15°，本实施例中为4.5°；同时要适应挂在飞机上飞行法向过载8g、侧向过载3.5g，机动飞行轴向过载25g、法向过载8g的使用环境，为提高推进剂药柱结构完整，燃烧室热防护前、后封头处均设计有人工脱粘层，脱粘深度0.5R～1R。。
药柱设计基本原则是：推力曲线应尽量平缓，尽量减小侵蚀燃烧，工艺性好，药柱结构完整性满足-55℃低温使用要求。
采用推进剂配方，三维翼、柱药形，翼数量为8个，其结构如图8所示，装药的主要设计参数如表3所示。
表3推进剂药柱的主要设计参数
序号 项目(单位) 设计值
1 外半径a(mm) 218
2 内半径b(mm) 69
3 m数(m＝a/b) 3.16
5 装药长度Lp(mm) 4500
7 平均燃面(106mm2) 2.78
9 装药质量Mgr(kg) 870
经应变率云图分析，温度、内压、加速度极限载荷条件下，结构完整性有保证。
喷管3包括收敛段绝热层、喉衬、绝热环、扩张段绝热层和壳体，适应发动机平均工作压强为11MPa(20℃)的工作条件，喷管喉径92mm，初始膨胀比本实施例中为14.5，出口内径为350mm。
喷管气动型面设计，因对喷管的空间结构尺寸的限制，在气动型面设计时综合考虑了喷管气动结构和性能之间的约束关系，实现具有较高效率的喷管型面。
收敛段型面，收敛段设计为锥形型面，收敛半角βs可在30°～60°之间选取，从影响气动效率和烧蚀的因素考虑，收敛角不宜太大，否则会造成收敛段型面的严重烧蚀。选取收敛半角βs＝50°。喉部，喷管喉径为92mm。喷管喉径确定后，临界段的设计主要是选取合适的上游曲率半径R1、柱段长度、下游曲率半径R2。为减少喉部烧蚀，并使燃气流动特性更好，R1＝(0.2～1.5)dt，R2＝(1.2～2.0)dt/2，其中dt为喷管喉径。扩张段型面，在特性喷管中采用三次多项式、二次多项式、双圆弧或是抛物线气动型面，可以实现具有最短结构长度和最小质量的扩散段。初始膨胀半角22°～28°，初始出口半角10°～16°，可有效提高喷管效率。喷管热防护设计的主要是选取合适的防热、烧蚀材料，确定其结构形状、尺寸，并预示喷管防热材料的烧蚀量及炭化量，以保证喷管工作过程的结构完整性。
如图1所示，所述燃烧室壳体11包括前接头111、前封头113、前裙112、柱段114、后接头115，还包括由前滑块116aa和后滑块116b组成的挂机结构116，所述前滑块116a a、后滑块116b焊接或螺纹连接的方式固定在燃烧室壳体11的柱段114上，本实施例中与前滑块116a a、后滑块116b固定连接的燃烧室壳体11部位加厚，具体加厚2mm，保证燃烧室壳，11挂机飞行及投放时的强度和刚度，满足使用要求。
按照本发明特定设计规则设计的发动机，发动机外径为426mm；燃烧室壳体上设计有挂机结构116，如图2～图5所示，包括前滑块116a和后滑块116b，投放时冲击载荷小，本实施例中通过焊接的方式与燃烧室壳体11的柱段114本体相连。前滑块116a、后滑块116b按照GJB 1C-2006《机载悬挂物和悬挂装置接合部位的通用设计准则》进行设计，结构一致。
如图6所示，燃烧室热防护12采用分层设计方法，分为“绝热材料+抗冲刷材料”两层，充分考虑飞行过载对热防护层的烧蚀和冲刷，对头部受过载影响严重的区域进行加厚，对尾部受侧向过载影响严重的部位设计抗冲刷层，在前封头113、后封头115部位设计人工脱粘层保证药柱应力释放，所有热防护部位的烧蚀余量1.5mm～5mm；本实施例中，燃烧室热防护12绝热材料采用三元乙丙，抗冲刷材料采用T-2碳纤维编织材料，前、后人工脱粘层脱粘深度均为1R；推进剂采用NEPE类配方，该配方经过调整满足高能高安全性廉价的使用要求，药柱结构后翼扩张角为4.4°；喷管喉径为92mm，出口内径为356mm，膨胀比14.5。
本实施例中燃烧室的工作时间为15s，工作初温为-55℃～+60℃，工作压强11MPa，能够适应-55℃～+60℃温度循环和温度冲击环境，挂机和投放时结构强度和刚度有保证，能够适应轴向1.75g、法向8g、侧向3.5g的挂于飞机上所要承受的飞行过载和轴向25g、法向8.8g的自主飞行过载，推进剂危险等级为1.3级，发动机能量达到255s。
本实施例的发动机能量需求高，推进剂危险等级需要达到最低安全性要求的1.3级，而推进剂能量水平与其危险等级又相互制约，能量越高，推进剂的危险等级一般而言也越高。因此一方面通过了配方调整研究，保证推进剂在安全等级在1.3级的前提下在原有配方能量基础上下降不多，又通过合理的发动机设计，发挥出了推进剂的能量水平；发动机满足-55℃～+60℃宽温使用，低温值接近复合推进剂玻璃化温度，解决了常规推进剂难以满足使用要求的难题，同时也满足了低温下药柱的结构完整性；本实施例的发动机还满足了使用过程中过载大，满足了过载对药柱强度的高要求；本实施例的发动机也满足了投放载荷对燃烧室壳体强度和刚度度的要求。
以上所述为本发明的较佳实施例而已，但本发明不应该局限于该实施例和附图所公开的内容。所以凡是不脱离本发明所公开的精神下完成的等效或修改，都落入本发明保护的范围。

Claims (7)

1.一种宽温使用的高能固体火箭发动机，包括装药燃烧室、点火装置和喷管，装药燃烧室包括燃烧室壳体、燃烧室热防护、推进剂药柱，其特征在于，所述发动机-55℃～+60℃宽温工作，所述推进剂药柱的推进剂为NEPE推进剂，危险等级为1.3级，发动机比冲达252s～256s，按照特定设计规则设计发动机，所述特定设计规则具体为：
选取工作压强规则，发动机工作压强越高，发动机比冲越高，但同时为保证结构安全系数，需要提高结构承载能力，造成消极质量提高，综合考虑选取工作压强；
确定喷管喉径规则，由于喷管出口内径受到尺寸限制，发动机设计时无法达到最佳膨胀比状态，为了达到最优性能，尽量提升喷管膨胀比，喷管内径取最大允许值，喷管喉径和推进剂燃速尽量取小，同时需考虑喷管喉径较小时喉衬的烧蚀和喷管效率对发动机性能的影响以及推进剂燃速降低对推进剂能量水平的影响，优化得出最佳的喷管膨胀比为13～17，喷管喉径根据出口内径确定，推进剂燃速调整为7.0mm/s～10.0mm/s；
推进剂药柱结构设计规则：推进剂药柱设计时燃面退移尽量平稳，以保证更好发挥出推进剂能量，在发动机长径比已超过7的情况下，为提高推进剂药柱强度，只设计后翼；
参数优化规则：以发动机冲质比为优化目标，综合考虑压强、喉径、膨胀比、推进剂燃速、推进剂药柱燃面等的影响，最终优化出发动机各项型质参数值；
推进剂配方选取及调整规则：选取NEPE推进剂配方并经过配方调整，调整后以达到高能、高安全性和廉价的特点。
2.如权利要求1所述的发动机，其特征在于，所述推进剂药柱的推进剂配方调整，增塑剂与粘合剂比例调整为1.3～1.7，硝胺组分含量调整为12％～18％，铝粉含量调整为16％～20％。
3.如权利要求2所述的发动机，其特征在于，所述增塑剂为消化甘油和1，2，4-丁三醇三硝酸脂的混合物，消化甘油含量为35％～45％，1，2，4-丁三醇三硝酸脂的含量为65％～55％，粘合剂为聚己二酸乙二脂和聚己酸内脂的混合物，聚己二酸乙二脂的含量为45％～55％，聚己酸内脂的含量为55％～45％，增塑剂与粘合剂比例为1.3～1.4。
4.如权利要求2所述的发动机，其特征在于，所述推进剂药柱有较好的低温力学性能，推进剂药柱结构设计为三维翼柱型，为降低低温工作下对推进剂药柱的冲击，仅采用后翼结构，翼数量为5～9个，为保证燃面平稳，后翼扩张角优选为3°～15°，同时要适应挂在飞机上飞行法向过载7g～9g、侧向过载2.5g～4.5g，机动飞行轴向过载23g～28g、法向过载7g～9g的使用环境，为提高推进剂药柱结构完整，燃烧室热防护前、后封头处均设计有人工脱粘层，脱粘深度0.5R～1R。
5.如权利要求1或2或3或4所述的发动机，其特征在于，所述喷管3包括收敛段绝热层、喉衬、绝热环、扩张段绝热层和壳体，收敛段设计为锥形型面，收敛半角βs可在30°～60°，初始膨胀半角22°～28°，初始出口半角10°～16°，扩散段采用三次多项式、二次多项式、双圆弧或是抛物线气动型面，合理的结构设计保证满足防热和烧蚀要求。适应选取的发动机平均工作压强为9MPa～12MPa，20℃的工作条件，初始膨胀比13～14。
6.如权利要求5所述的发动机，其特征在于，所述燃烧室壳体包括前接头、前封头、前裙、柱段、后接头、挂机结构，所述挂机结构包括前滑块、后滑块，所述前滑块、后滑块固定在燃烧室壳体上，与前滑块、后滑块焊接的燃烧室壳体部位加厚。
7.如权利要求6所述的发动机，其特征在于，所述燃烧室热防护采用分层设计方法，分为“绝热材料+抗冲刷材料”两层，充分考虑飞行过载对热防护层的烧蚀和冲刷，对头部受过载影响严重的区域进行加厚，对尾部受侧向过载影响严重的部位设计抗冲刷层，在前后封头部位设计人工脱粘层保证药柱应力释放，所有热防护部位的烧蚀余量1.5mm～5mm。
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