CN107529585B - 一种适用于多脉冲固体火箭发动机的熔膜式隔板 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种适用于多脉冲固体火箭发动机的熔膜式隔板，由隔板固定体、隔板绝热体及隔板堵片组成，隔板固定体采用2A12高强铝合金材料，隔板固定体两侧模压成型有隔板绝热体；隔板绝热体采用高硅氧纤维/酚醛树脂模压制品，隔板绝热体和隔板固定体整体模压成型后整体机加至设计状态，隔板绝热体和隔板固定体中间相同位置处开设有燃气孔；隔板堵片采用2A12材料，隔板堵片粘接在发射发动机一侧的隔板绝热体上，粘接好的隔板堵片在发射发动机一侧涂覆一层南大703胶膜。本发明的熔膜式隔板适用于中、小型发动机；成本低廉、结构简单；喷出物飞出时间晚、颗粒直径小，且对药型无特殊要求。

Description

一种适用于多脉冲固体火箭发动机的熔膜式隔板

技术领域

本发明涉及一种多脉冲固体火箭发动机的隔板，尤其涉及一种适用于多脉冲固体火箭发动机的熔膜式隔板。

背景技术

一般的固体火箭发动机一次点火工作直至燃烧结束，如采用一级固体发动机的空-空或地-空导弹，其发动机通常只在导弹的前1/2或1/3射程内工作，在飞行总射程的后1/2甚至2/3，导弹是无动力飞行的，无动力飞行时导弹必然很快减速，以致在弹道的末端难以再进行较大的机动。如果采用多级发动机分离的形式，无疑又增大了导弹武器的复杂程度，降低了可靠性。而脉冲固体火箭发动机能够实现多次点火，合理分配并控制各段推力的大小、持续时间和时间间隔，可显著改善固体发动机能量可控性差的缺点，极大地提高导弹武器系统的性能。

脉冲固体火箭发动机是利用隔离装置实现分别点火、燃烧，从而实现脉冲工作。隔离装置典型结构有两种：隔舱式和隔层式。隔舱式隔离装置通过级间隔舱将燃烧室分割成多个独立的燃烧室舱体，隔舱既要隔热又要承力，根据隔舱的结构形式可分为喷射棒式隔舱、金属膜片式隔舱、非金属材料式隔舱。隔层式隔离装置在结构上采用隔层把各脉冲药柱沿轴向或径向隔离，各脉冲药柱分别点火，隔层主要起阻燃和隔热的作用，不需要承力，隔层式隔离装置分为轴向隔层式和径向隔层式。

“喷射棒”式隔舱设计原理是用铬钼钢等难熔性金属材料作隔舱基体，在上面以同心圆排列方式钻孔作喷射用，喷射孔用重量较轻且耐烧蚀的纤维增强塑料做成的台阶状喷射棒堵塞，为密封起见，在每个喷射棒上装一个小的“O”形环，喷射棒尺寸大的一头朝第一级脉冲药柱燃烧室。这样，在第一级脉冲药柱点火工作时，隔板上的喷射孔被喷射棒上的台阶堵住，以免相互窜气而把第二级脉冲药柱隔开，并有效地承受第一级脉冲的压力，当第二级脉冲药柱点火工作时，来自第二级脉冲药柱燃烧室的压力把隔板上的喷射棒很容易地吹出，使隔板孔打开，而被吹出的喷射小塞子随同燃气流一起经第一级燃烧室从喷管排出。这种隔舱结构简单且密封可靠性高。

金属膜片式隔舱组件包括支撑件和金属膜片。国内的金属膜片隔舱主要靠金属或者非金属材料作为支撑件，在支撑件的另一侧利用附着绝热层的金属膜片进行密封。当第一脉冲工作时，金属膜片承受一脉冲燃烧室压强的载荷不破裂且有效密封一脉冲燃气；二脉冲工作时，在较低的压强下，膜片破裂保证二脉冲正常工作，且膜片破裂后不产生碎片，以免对喷管等结构造成破坏。

非金属材料隔舱使用的是一种可进行切削、研磨和钻孔的玻璃陶瓷。材料的抗压强度远大于抗拉强度，使用时加工成凸面状，凸面朝向第一级燃烧室，使其承受第一级脉冲药柱燃烧时的高压。当第二级药柱燃烧时，隔舱凹面受拉而较易破碎，碎片随燃气流从喷管排出。由于陶瓷材料破碎具有一定的随机性，为防止出现大尺寸碎片，可在凸侧加工刻痕，以引导隔板沿刻痕破碎，控制碎片尺寸和破口形状。

轴向隔层主要适用于小直径的双脉冲发动机（φ200），大多数的轴向隔层的形状为“帽”状。轴向隔层具有结构简单、容易加工、消极质量轻，但是二脉冲药型受限，必须为端面燃烧药型，用来作为隔层的支撑。

径向隔层适用于较大直径的双脉冲发动机，径向隔层具有原理简单、Ⅱ脉冲药型基本不受限制、消极质量轻等优点。

 “喷射棒”式隔舱上的喷射棒在第二脉冲工作时的瞬间要全部同时吹出脱离而打开隔板上的喷射孔是比较困难的，因而会造成推力-时间曲线的波动；另外，当第二脉冲工作时，燃气气流通过隔板上小喷射孔会有一定的能力损失（由于这些小孔尺寸远远小于喷管喉径尺寸，使气流流经小孔时形成壅塞节流而造成）。

金属膜片式隔舱结构质量重、绝热困难，仅适用于质量比要求不高、工作时间不长的双脉冲发动机。

非金属材料隔舱结构质量重、承压和打开压强比小、对材料特别敏感等缺点。

轴向隔层的Ⅱ脉冲药型受限，必须为端面燃烧药型，用来作为隔层的支撑；径向隔层具有装药、点火工艺复杂，Ⅱ脉冲工作隔层飞出物较多。

对上述几种隔离装置进行分析，在总体功能实现、结构尺寸、安全性及成本要求方面尚存在一定缺陷。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种适用于多脉冲固体火箭发动机的熔膜式隔板，以解决适用于多脉冲固体火箭发动机上的隔离的问题。

为解决存在的技术问题，本发明采用的技术方案为：一种适用于多脉冲固体火箭发动机的熔膜式隔板，由隔板固定体、隔板绝热体及隔板堵片组成，所述的隔板固定体采用2A12高强铝合金材料，隔板固定体两侧模压成型有隔板绝热体；所述的隔板绝热体采用高硅氧纤维/酚醛树脂模压制品，隔板绝热体和隔板固定体整体模压成型后整体机加至设计状态，隔板绝热体和隔板固定体中间相同位置处开设有燃气孔，用于飞行发动机燃烧室中的燃气通过燃气孔流经发射发动机燃烧室后由喷管喷出；所述的隔板堵片采用2A12材料，隔板堵片粘接在发射发动机一侧的隔板绝热体上，用于封闭隔板绝热体的燃气孔，粘接好的隔板堵片在发射发动机一侧涂覆一层南大703胶膜。

本发明的可承受第一脉冲燃烧室，即发射发动机压强的持续载荷不会破坏,并有效密封第一脉冲燃气；第二脉冲燃烧室，即飞行发动机点火时,在较低压强载荷下便会迅速破坏，使得第二脉冲燃气顺利通过；破坏后的隔板不影响发动机工作，不破坏发动机喷管等结构，不伤害射手；有良好的工作重现性；成本低廉。

有益效果

本发明涉及隔离装置在固体火箭发动机上的应用，更具体的说，是利用隔离装置将固体火箭发动机的燃烧室分成若干部分，进行多次关机和启动，合理分配推力及各脉冲间隔时间，实现导弹飞行弹道的最优控制和发动机能量的最优管理，全面提高各类战术导弹系统的性能。与其它隔板相比，其优点在于：

1)结构简单

熔膜式隔板由隔板固定体、隔板绝热体及隔板堵片组成。而喷射棒隔板由带孔的喷气盖和插在孔内的多根喷射棒组成，结构较复杂；

2)成本低廉、质量较轻

熔膜式隔板的结构材料为2A12材料、高硅氧纤维/酚醛树脂模压材料，成本低廉、质量较轻。陶瓷隔板材料不仅质量重，且在加工做成中对材料比较敏感；

3)喷出物飞出时间晚、粒径小

熔膜式隔板的发动机在二级工作时，隔板随二级发动机工作逐步熔熔从喷管飞出，且熔熔状态的喷出物粒径较小、不破坏发动机喷管。陶瓷隔板在二级发动机工作开始时，因陶瓷隔板打开，就会有喷出物飞出，且由于陶瓷材料的本身属性，喷出物粒径较大，容易破坏发动机喷管；

4)对药型无特殊要求

熔膜式隔板的发动机对每级发动机的药型无特殊要求，而柔性隔层对药型的要求较高，如轴向隔层需要二级药柱为端燃药柱，以对隔层进行支撑。

综上，本发明与现有技术方案对比如表1所示：

表1 隔板结构形式及特点

	熔膜式隔板	陶瓷隔板	喷射棒隔板	柔性隔层
					适用弹径	中、小	大、中	中	小
成本	低	高	低	中
					机构复杂程度	简单	复杂	简单	复杂
工作时间	中	长	中	短
					喷出物飞出时间	晚	早	早	晚
喷出物粒径	小	大	大	小
					其它	--	--	--	对药型有特殊要求

由表1可以看出，熔膜式隔板相比其它隔板，适用于中、小型发动机；成本低廉、结构简单；喷出物飞出时间晚、颗粒直径小，且对药型无特殊要求。

附图说明

图1为熔膜式隔板结构示意图，图中，包括隔板固定体1、隔板绝热体2、隔板堵片3；

图2为熔膜式隔板结构左视图；

图3为熔膜式隔板结构右视图；

图4为XL-1整体式双脉冲固体火箭发动机示意图，图中，包括飞行发动机点火装置4、飞行发动机燃烧室5、隔板组件6、发射发动机点火装置7、发射发动机燃烧室8；

图5为13.72MPa正向承压点火试验测试曲线；

图6为12.61MPa正向承压点火试验测试曲线；

图7为0.5435MPa反向打开点火试验测试曲线；

图8为0.5879MPa反向打开点火试验测试曲线；

图9为两级发动机试车曲线。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明做进一步的说明。

如图4所示，XL-1整体式双脉冲固体火箭发动机由飞行发动机点火装置4、飞行发动机燃烧室5、隔板组件6、发射发动机点火装置7、发射发动机燃烧室8、喷管及直属零件组成。

如图1-3所示，隔板组件6采用熔膜式隔板，由隔板固定体1、隔板绝热体2及隔板堵片3组成，隔板固定体1采用2A12高强铝合金材料，隔板绝热体采2用高硅氧纤维/酚醛树脂模压制品，二者整体模压成型后整体机加至设计状态，隔板绝热体2和隔板固定体1中间相同位置处开设有5个φ8燃气孔。隔板堵片3采用2A12材料，利用环氧胶粘剂与隔板粘接，固化后发射发动机一侧涂覆一层约0.5mm南大703胶膜。

制备好的熔膜式隔板通过螺纹固定在发射发动机壳体一侧，采用O形圈密封，熔膜式隔板将发射发动机与飞行发动机分隔为两个独立的空间。

XL-1整体式双脉冲固体火箭发动机的飞行发动机和发射发动机两级发动机要求能够实现单独点火，因此在发射发动机点火工作时，隔板固定体1+隔板绝热体2作为隔板堵片3支撑结构，配合隔板堵片3共同承受发射发动机一侧工作压强，隔板堵片3在发射发动机一侧的南大703胶膜在起到密封作用的同时，承受燃气烧蚀，防止隔板堵片3在发射发动机工作时熔融，从而使飞行发动机装药处于一个单独密闭的空间，该空间不受到发射发动机工作时高温高压燃气的影响。

当发射发动机工作结束，延迟一定的时间后，飞行发动机点火工作，隔板堵片3变形，燃气通道打开，飞行发动机燃气经隔板5个φ8燃气孔流经发射发动机燃烧室后由喷管喷出，期间熔膜式隔板随飞行发动机工作逐步熔融，并保证形成总面积大于喷管喉面的通道，防止发动机内部形成二次喉径，影响发动机结构完整性及技术性能指标。

本发明已经经过单项试验及多台份发动机地面热试车试验考核，熔膜式隔板正向承压能力及反向打开性能完全满足XL-1整体式双脉冲固体火箭发动机结构性能要求。

1)正向承压点火试验

采用厚壁试验器进行隔板正向承压点火试验，发射发动机装药、喷管、点火装置及隔板技术状态按设计状态执行，在隔板飞行发动机一侧设置脱脂棉，以检查是否存在燃气泄露情况。试验实测压强曲线如图5和图6所示。

根据测试数据显示，两台份最大工作压强分别为13.72MPa、12.61MPa。试验后分解检查，脱脂棉保持试验前状态，显示无燃气泄露。隔板堵片粘接胶层全部破坏，南大703胶膜完好，试验结果表明隔板能够满足承压、密封设计要求。

2)反向打开点火试验

正向承压点火试验后，在飞行发动机一侧采用点火药包进行反向打开点火试验，在发射发动机、飞行发动机两侧各设置一路压力传感器，以发射发动机一侧压力传感器采集得到压强数据一刻的飞行发动机一侧压力传感器实测压强作为隔板堵片打开压强。由于压强传递存在一定的时滞，因此隔板堵片打开压强应略低于上述结果。实测曲线如图7和图8所示。根据测试数据显示，两台份隔板堵片打开压强分别为0.5435MPa、0.5879MPa，重现性良好。隔板5孔对应堵片均打开3孔，通道面积大于喷管喉面，满足设计要求。

3)两级发动机联试试验

熔膜式隔板经过单项试验充分验证后，先后进行厚壁钢试验器、厚壁铝试验器、正式状态发动机15发点火试验，最大工作压强范围为12.8027MPa～13.6337MPa，隔板均工作正常。两级发动机试车曲线如图9所示，由图9两级发动机试车曲线可知，熔膜式隔板正向承压能力及反向打开性能完全满足XL-1整体式双脉冲固体火箭发动机结构性能要求。

本发明的熔膜式隔板由隔板固定体、隔板绝热体及隔板堵片组成，材料分别为2A12材料、高硅氧纤维/酚醛树脂模压材料。若隔板结构不变，仅改变隔板固定体1或隔板绝热体2或隔板堵片3的材料，则视为本发明的变更设计。

本发明介绍的熔膜式隔板进一步推广，可使双/多脉冲固体火箭发动机技术在便携式反坦克导弹、便携式地空导弹乃至空空导弹上得到广泛应用。

Claims (1)

1.一种适用于多脉冲固体火箭发动机的熔膜式隔板，由隔板固定体（1）、隔板绝热体（2）及隔板堵片（3）组成，其特征在于：

所述的隔板固定体（1）采用2A12高强铝合金材料，隔板固定体（1）两侧模压成型有隔板绝热体（2）；

所述的隔板绝热体（2）采用高硅氧纤维/酚醛树脂模压制品，隔板绝热体（2）和隔板固定体（1）整体模压成型后整体机加至设计状态，隔板绝热体（2）和隔板固定体（1）中间相同位置处开设有燃气孔，用于飞行发动机燃烧室中的燃气通过燃气孔流经发射发动机燃烧室后由喷管喷出；

所述的隔板堵片（3）采用2A12材料，隔板堵片（3）粘接在发射发动机一侧的隔板绝热体（2）上，用于封闭隔板绝热体（2）的燃气孔，粘接好的隔板堵片（3）在发射发动机一侧涂覆一层南大703胶膜。

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