CN109723573A - 一种带药缠绕一体化结构的双脉冲发动机及制作方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了带药缠绕一体化结构的双脉冲发动机及制备方法，该发动机包括燃烧室壳体、软质隔层、第一脉冲药柱组件、第二脉冲药柱组件、点火装置和喷管；燃烧室壳体两端分别设有前开口和后开口；软质隔层包括第一段和第二段，软质隔层将燃烧室壳体内腔分隔成靠近后开口的第一腔以及靠近前开口且内外分布的第三腔和第二腔；第一脉冲药柱组件包括第一药柱以及第一绝热层；第一药柱上开设有中心槽；第二脉冲药柱组件包括第二药柱以及第二绝热层；点火装置设于前开口处，其顶盖体具有第二延伸部，第二延伸部两壁面分别与燃烧室壳体和第二绝热层粘接；喷管设于后开口处。本发明第二延伸部与燃烧室壳体和第二绝热层粘接，大大降低了消极质量。

Description

一种带药缠绕一体化结构的双脉冲发动机及制作方法

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机技术领域，具体涉及一种带药缠绕一体化结构的双脉冲发动机及制作方法。

背景技术

双脉冲固体火箭发动机是固体火箭发动机的一种，它利用阻燃隔热层将燃烧室隔开成为两个燃烧室，通过两个点火装置分别点燃一、二脉冲燃烧室，从而实现双脉冲点火工作。其中阻燃隔热层分为两类，一类为软质隔层，另一类为硬质隔舱。软质隔层位于一脉冲药柱和二脉冲药柱之间，为二脉冲药柱的后端部分提供热防护，确保长脉冲间隔时间内一脉冲热量不传递到二脉冲，在二脉冲工作时需保证软质隔层可以破裂打开，发动机存储和工作时推进剂粘接界面处应力应得到有效释放。

双脉冲固体火箭发动机，可以通过脉冲的点火与关机控制导弹武器的飞行弹道和能量，实现能量管理的灵活性，从而实现特殊弹道要求，如更高打击高度、更大打击速度，打击目标前进行变速飞行等，提高导弹武器的射程、机动突防、高速打击等能力。

传统双脉冲固体火箭发动机制作流程为：通过传统流程缠绕制作出燃烧室壳体，制作绝热层(包括一脉冲绝热层、软质隔层、二脉冲绝热层)，浇注一脉冲药柱，装完药后固化，浇注二脉冲药柱，然后固化，此时，一脉冲药柱再一次固化，相当于固化了两次，会缩短药柱寿命。

传统双脉冲发动机燃烧室壳体预先成型，在燃烧室壳体内绝热层制作完成后需进行装药和固化，工艺性差，而且一脉冲药柱经历两次固化，会加速一脉冲药柱的老化。

此外，传统的双脉冲发动机的点火装置和喷管均通过金属法兰与燃烧室壳体前、后接头对接，消极质量大。

发明内容

针对现有技术中存在的缺陷，本发明的目的在于提供一种带药缠绕一体化结构的双脉冲发动机，可以有效减小消极质量。

为达到以上目的，本发明采取的技术方案是：一种带药缠绕一体化结构的双脉冲发动机，其包括：

燃烧室壳体，其两端分别设有前开口和后开口；

软质隔层，其位于燃烧室壳体内，其包括一端粘接于燃烧室壳体内壁的第一段和由第一段另一端朝前开口延伸而成的第二段，软质隔层将燃烧室壳体内腔分隔成靠近后开口的第一腔以及靠近前开口且内外分布的第三腔和第二腔，第三腔与前开口连通；

第一脉冲药柱组件，其填充于第一腔内，其包括第一药柱以及一壁面粘接于第一药柱外表面的第一绝热层，第一绝热层另一壁面一部分粘接于燃烧室壳体，且另一部分粘接于第一段；第一药柱上开设有中心槽，中心槽两端分别与第三腔和后开口连通；

第二脉冲药柱组件，其填充于第二腔内，其包括第二药柱以及两壁面分别粘接于燃烧室壳体与第二药柱的第二绝热层；

点火装置，其设于前开口处，其顶盖体具有第二延伸部，第二延伸部两壁面分别与燃烧室壳体和第二绝热层粘接；

喷管，其设于后开口处。

进一步地，第二绝热层与第二延伸部连接的部分设有第二人工脱粘层。

进一步地，第二延伸部上粘接有第三绝热层，第二延伸部通过第三绝热层与燃烧室壳体和第二绝热层粘接。

进一步地，喷管靠近后开口的一端具有第一延伸部，第一延伸部两壁面分别与燃烧室壳体和第一绝热层粘接。

进一步地，第一延伸部上粘接有第四绝热层，第一延伸部通过第四绝热层与燃烧室壳体和第一绝热层粘接。

进一步地，第一绝热层与第一段粘接的部分设有第一人工脱粘层。

进一步地，第一段粘接于燃烧室壳体内壁的一端朝远离第一药柱的方向延伸并形成第三段；第三段一壁面粘接于燃烧室壳体内壁，另一壁面上至少部分粘接有第二绝热层。

进一步地，第一段粘接于燃烧室壳体内壁的一端朝远离第二药柱的方向延伸并形成第四段；第四段一壁面粘接于燃烧室壳体内壁，另一壁面上粘接有第一绝热层。

进一步地，中心槽采用星型槽。

本发明还提供了一种带药缠绕一体化结构的双脉冲发动机的制作方法，包括如下步骤：

通过第一脉冲工艺燃烧室和第二脉冲工艺燃烧室分别制作第一绝热层和第二绝热层；

分别浇注第一药柱和第二药柱并固化；

拆卸第一脉冲工艺燃烧室和第二脉冲工艺燃烧室，得到第一脉冲药柱组件和第二脉冲药柱组件；

将喷管、第一脉冲药柱组件、软质隔层、第二脉冲药柱组件、点火装置顺次粘接形成芯模，在芯模上进行缠绕制作出燃烧室壳体，得到带药缠绕一体化结构的双脉冲发动机。

与现有技术相比，本发明的优点在于：

(1)相对于传统采用法兰结构的连接方式，本发明第二延伸部与燃烧室壳体和第二绝热层粘接，使得顶盖体与燃烧室壳体融为一体，大大降低了消极质量，在导弹武器领域具有极大的应用价值。

(2)本发明采用带药缠绕的方案，第一药柱和第二药柱单独预先成型，最后缠绕制作燃烧室壳体，避免第一药柱经历两次固化而减少寿命。第一药柱和第二药柱成型前与喷管、第、软质隔层、点火装置、燃烧室壳体独立，在燃烧室壳体缠绕前经过了严格检验，确保第一药柱和第二药柱浇注后内部无缺陷；第一药柱和第二药柱成型后即进行了应力释放，可进一步提升装填比，本方法制作双脉冲发动机相比传统方案更加简单，工艺性更好。

附图说明

图1为本发明实施例提供的带药缠绕一体化结构的双脉冲发动机结构示意图；

图2为图1中去掉燃烧室壳体后的结构示意图；

图3为图2中A处放大图；

图4为图2中B处放大图；

图5为图2中C处放大图；

图6为本发明实施例提供的第一药柱断面图；

图7为本发明实施例提供的带药缠绕一体化结构的双脉冲发动机压强曲线；

图8为本发明实施例提供的带药缠绕一体化结构的双脉冲发动机推力曲线。

图中：1、燃烧室壳体；10、第三腔；2、软质隔层；20、第一段；21、第二段；22、第三段；23、第四段；3、第一脉冲药柱组件；30、第一绝热层；31、第一药柱；32、中心槽；33、第四绝热层；4、第二脉冲；40、第二绝热层；41、第二药柱；42、第三绝热层；5、点火装置；50、第二延伸部；51、第一脉冲点火装置；510、第一脉冲药盒；511、第一脉冲点火发动机；52、第二脉冲点火装置；6、喷管；60、第一延伸部；61、台阶；7、密封圈；70、螺钉。

具体实施方式

以下结合附图及实施例对本发明作进一步详细说明。

参见图1所示，本发明实施例提供了一种带药缠绕一体化结构的双脉冲发动机，其包括燃烧室壳体1、软质隔层2、第一脉冲药柱组件3、第二脉冲药柱组件4、点火装置5和喷管6；

燃烧室壳体1的两端分别设有前开口和后开口；

参见图1所示，软质隔层2位于燃烧室壳体1内，软质隔层2包括第一段20和第二段21，第一段20一端粘接于燃烧室壳体1内壁上，第一段20另一端朝前开口方向延伸并形成第二段21，软质隔层2将燃烧室壳体1内腔分隔成三个部分：靠近后开口的第一腔以及靠近前开口且内外分布的第三腔10和第二腔。第三腔10与前开口连通，第二腔和第三腔10通过第二段21隔开，第二段21呈筒状结构，其内腔形成第三腔10，第二段21、第一段20和燃烧室壳体1内壁之间围成的空间形成第二腔；

参见图1所示，第一脉冲药柱组件3填充于第一腔内，第一脉冲药柱组件3包括第一绝热层30和第一药柱31，第一药柱31上开设有中心槽32，中心槽32两端分别与第三腔10和后开口连通，中心槽32通常与燃烧室壳体1同轴；第一绝热层30包覆在第一药柱31外表面上，并与第一药柱31粘接形成一个整体，第一绝热层30外壁一部分粘接于燃烧室壳体1，且另一部分粘接于第一段20；

参见图1所示，第二脉冲药柱组件4填充于第二腔内，第二脉冲药柱组件4包括第二绝热层40和第二药柱41，第二绝热层40粘接在燃烧室壳体1内壁上，第二药柱41填充在第二绝热层40与软质隔层2之间，第二绝热层40与软质隔层2均与第二药柱41粘接；

参见图1所示，喷管6设在后开口处，与中心槽32连通；点火装置5设在前开口处，其顶盖体具有第二延伸部50，第二延伸部50两壁面分别与燃烧室壳体1和第二绝热层40粘接，从图中可以看出，本实施例中，第二延伸部50是由顶盖体边缘沿燃烧室壳体1径向延伸而成。相对于传统采用法兰结构的连接方式，本发明实施例中，顶盖体的第二延伸部50与燃烧室壳体1和第二绝热层40粘接，使得顶盖体与燃烧室壳体1融为一体，大大降低了消极质量，在导弹武器领域具有极大的应用价值。

参见图2所示，点火装置5包括第一脉冲点火装置51和第二脉冲点火装置52，第二脉冲点火装置52用于点燃第二药柱41，第一脉冲点火装置51用于点燃第一药柱31，其包括第一脉冲药盒510和第一脉冲点火发动机511，第一脉冲药盒510和第一脉冲点火发动机511沿前开口向后开口的方向布置在第三腔10内。

第二绝热层40与第二延伸部50连接的部分设有第二人工脱粘层，设置第二人工脱粘层，可以保证第二药柱41工作点火瞬间，第二脉冲药柱组件4与点火装置5的顶盖体以及燃烧室壳体1之间变形协调。

参见图2和图3所示，第二延伸部50的两侧壁面上粘接有第三绝热层42，参见图1所示，第二延伸部50通过第三绝热层42与燃烧室壳体1和第二绝热层40粘接。第三绝热层42可以对顶盖体和燃烧室壳体1之间进行密封。第三绝热层42与第二绝热层40粘接面长度为30～60mm，本实施例中采用40mm。

第三绝热层42可以呈V字型结构，并套在第二延伸部50上，第二延伸部50两侧壁面与第三绝热层42粘接，第三绝热层42再与燃烧室壳体1和第二绝热层40粘接。参见图3所示，第三绝热层42也可以呈人字型(或称之为Y字型)结构。

参见图3所示，点火装置5与第二段21通过径向密封圈7密封，并通过螺钉70进行轴向连接，确保安装过程中各个部分无相对摩擦，保证一体化缠绕芯模组装安全性。

参见图2和图4所示，喷管6靠近后开口的一端具有第一延伸部60，第一延伸部60两壁面分别与燃烧室壳体1和第一绝热层30粘接。从图中可以看出，本实施例中，第一延伸部60是由喷管6靠近后开口的一端边缘沿燃烧室壳体1径向延伸而成。相对于传统采用法兰结构的连接方式，本发明实施例中，喷管6的第一延伸部60与燃烧室壳体1和第一绝热层30粘接，使得喷管6与燃烧室壳体1的接头融为一体，大大降低了消极质量，在导弹武器领域具有极大的应用价值。

参见图4所示，第一延伸部60的两侧壁面上粘接有第四绝热层33，参见图1所示，第一延伸部60通过第四绝热层33与燃烧室壳体1和第一绝热层30粘接。第四绝热层33可以对喷管6和燃烧室壳体1之间进行密封。第四绝热层33与第一绝热层30粘接面长度为20～40mm，本实施例中采用25mm。

参见图4所示，喷管6与第一绝热层30对接处还设有台阶61，台阶61位于第一绝热层30与第一延伸部60之间，设置台阶61确保发动机工作过程中燃气不破坏第一绝热层30和第四绝热层33的粘接界面，保证结构完整性，台阶61沿燃烧室壳体1轴向的厚度和径向的长度分别为5～15mm和5～15mm，本实施例分别取6mm和9mm。参见图4所示，台阶61与第一延伸部60之间还留有间隙，第四绝热层33有部分在间隙内并与台阶61与第一延伸部60粘接。

第四绝热层33可以呈V字型结构，并套在第一延伸部60上，第一延伸部60两侧壁面与第四绝热层33粘接，第四绝热层33再与燃烧室壳体1和第一绝热层30粘接。参见图3所示，第四绝热层33也可以呈人字型(或称之为Y字型)结构。

第一绝热层30与第一段20粘接的部分设有第一人工脱粘层。设置第一人工脱粘层，可以保证第一药柱31工作点火瞬间，第一脉冲药柱组件3与软质隔层2之间变形协调。

参见图1和图5所示，第一段20粘接于燃烧室壳体1内壁的一端朝远离第一药柱31的方向延伸并形成第三段22；第三段22一壁面粘接于燃烧室壳体1内壁，另一壁面上至少部分粘接有第二绝热层40。第一段20粘接于燃烧室壳体1内壁的一端朝远离第二药柱41的方向延伸并形成第四段23；第四段23一壁面粘接于燃烧室壳体1内壁，另一壁面上粘接有第一绝热层30。

参见图5所示，本实施例中，第一段20与第三段22和第四段23形成T字型结构，而且，在第三段22与第二绝热层40相连的壁面上和第四段23与第一绝热层30相连的壁面上都可以设置成阶梯结构，一方面可以增大粘接面积，使得粘接效果更好，另一方面，相对于平坦壁面，设置为阶梯结构，即使粘接界面失效，由于阶梯结构的存在，燃烧室内的高温燃气通过阶梯结构的时间更长，燃气温度降低，保证燃烧室壳体1处传递的热量减小，避免燃烧室壳体1温度过高强度大幅下降导致结构破坏，本实施例中，第三段22和第四段23的总长度为20～40mm；第二绝热层40粘接在第三段22和第一段20上的长度为35mm，第一绝热层30粘接在第四段23和第一段20上的长度为25mm。

参见图6所示，中心槽32采用星型槽，为方便药柱浇注成型，适应一体化结构，将星槽设计成头部开口较大、尾部开口较小；考虑发动机尺寸、燃面和工艺性，星型槽的槽齿320个数设计为5～8个，本实施例槽齿320选取7个，槽齿的底面为弧面。

参见图1所示，本发明实施例还提供了一种带药缠绕一体化结构的双脉冲发动机的制作方法，包括如下步骤：

S1：通过第一脉冲工艺燃烧室和第二脉冲工艺燃烧室分别制作第一绝热层30和第二绝热层40，第一脉冲工艺燃烧室和第二脉冲工艺燃烧室分别与一绝热层30和第二绝热层40不粘接，保证按正常流程装药后能够顺利脱模；

S2：朝第一脉冲工艺燃烧室和第二脉冲工艺燃烧室中分别浇注第一药柱31和第二药柱41并固化；

S3：拆卸第一脉冲工艺燃烧室和第二脉冲工艺燃烧室，得到第一脉冲药柱组件3和第二脉冲药柱组件4；

S4：将喷管6、第一脉冲药柱组件3、软质隔层2、第二脉冲药柱组件4、点火装置5顺次粘接形成芯模，在芯模上进行缠绕制作出燃烧室壳体1，得到带药缠绕一体化结构的双脉冲发动机。

本发明实施例采用带药缠绕的方案，第一药柱31和第二药柱41单独预先成型，最后缠绕制作燃烧室壳体1，避免第一药柱31经历两次固化而减少寿命。第一药柱31和第二药柱41成型前与喷管6、第、软质隔层2、点火装置5、燃烧室壳体1独立，在燃烧室壳体1缠绕前经过了严格检验，确保第一药柱31和第二药柱41浇注后内部无缺陷；第一药柱31和第二药柱41成型后即进行了应力释放，可进一步提升装填比，本方法制作双脉冲发动机相比传统方案更加简单，工艺性更好。

综合考虑发动机工作压强对发动机结构和性能的影响，合理发挥燃烧室壳体强度，选取一、二脉冲最大预示压强接近，平均工作压强为6～12MPa。本实施例发动机直径560mm，选取一脉冲平均工作压强为8MPa，二脉冲平均工作压强为7MPa，发动机内弹道性能如图7和图8所示，两个脉冲最大压强接近，最大程度提高燃烧室壳体利用率。

本发明不局限于上述实施方式，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也视为本发明的保护范围之内。本说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。

Claims (10)

1.一种带药缠绕一体化结构的双脉冲发动机，其特征在于，其包括：

燃烧室壳体(1)，其两端分别设有前开口和后开口；

软质隔层(2)，其位于燃烧室壳体(1)内，其包括一端粘接于燃烧室壳体(1)内壁的第一段(20)和由第一段(20)另一端朝前开口延伸而成的第二段(21)，所述软质隔层(2)将燃烧室壳体(1)内腔分隔成靠近后开口的第一腔以及靠近前开口且内外分布的第三腔(10)和第二腔，所述第三腔(10)与前开口连通；

第一脉冲药柱组件(3)，其填充于第一腔内，其包括第一药柱(31)以及一壁面粘接于第一药柱(31)外表面的第一绝热层(30)，所述第一绝热层(30)另一壁面一部分粘接于燃烧室壳体(1)，且另一部分粘接于第一段(20)；第一药柱(31)上开设有中心槽(32)，所述中心槽(32)两端分别与第三腔(10)和后开口连通；

第二脉冲药柱组件(4)，其填充于第二腔内，其包括第二药柱(41)以及两壁面分别粘接于燃烧室壳体(1)与第二药柱(41)的第二绝热层(40)；

点火装置(5)，其设于前开口处，其顶盖体具有第二延伸部(50)，所述第二延伸部(50)两壁面分别与燃烧室壳体(1)和第二绝热层(40)粘接；

喷管(6)，其设于后开口处。

2.如权利要求1所述的带药缠绕一体化结构的双脉冲发动机，其特征在于：所述第二绝热层(40)与第二延伸部(50)连接的部分设有第二人工脱粘层。

3.如权利要求1所述的带药缠绕一体化结构的双脉冲发动机，其特征在于：所述第二延伸部(50)上粘接有第三绝热层(42)，所述第二延伸部(50)通过第三绝热层(42)与燃烧室壳体(1)和第二绝热层(40)粘接。

4.如权利要求1所述的带药缠绕一体化结构的双脉冲发动机，其特征在于：所述喷管(6)靠近后开口的一端具有第一延伸部(60)，所述第一延伸部(60)两壁面分别与燃烧室壳体(1)和第一绝热层(30)粘接。

5.如权利要求4所述的带药缠绕一体化结构的双脉冲发动机，其特征在于：所述第一延伸部(60)上粘接有第四绝热层(33)，所述第一延伸部(60)通过第四绝热层(33)与燃烧室壳体(1)和第一绝热层(30)粘接。

6.如权利要求1所述的带药缠绕一体化结构的双脉冲发动机，其特征在于：所述第一绝热层(30)与第一段(20)粘接的部分设有第一人工脱粘层。

7.如权利要求1所述的带药缠绕一体化结构的双脉冲发动机，其特征在于：所述第一段(20)粘接于燃烧室壳体(1)内壁的一端朝远离第一药柱(31)的方向延伸并形成第三段(22)；所述第三段(22)一壁面粘接于燃烧室壳体(1)内壁，另一壁面上至少部分粘接有第二绝热层(40)。

8.如权利要求1所述的带药缠绕一体化结构的双脉冲发动机，其特征在于：所述第一段(20)粘接于燃烧室壳体(1)内壁的一端朝远离第二药柱(41)的方向延伸并形成第四段(23)；所述第四段(23)一壁面粘接于燃烧室壳体(1)内壁，另一壁面上粘接有第一绝热层(30)。

9.如权利要求1所述的带药缠绕一体化结构的双脉冲发动机，其特征在于：所述中心槽(32)采用星型槽。

10.一种如权利要求1所述的带药缠绕一体化结构的双脉冲发动机的制作方法，其特征在于，包括如下步骤：

通过第一脉冲工艺燃烧室和第二脉冲工艺燃烧室分别制作第一绝热层(30)和第二绝热层(40)；

分别浇注第一药柱(31)和第二药柱(41)并固化；

拆卸第一脉冲工艺燃烧室和第二脉冲工艺燃烧室，得到第一脉冲药柱组件(3)和第二脉冲药柱组件(4)；

将喷管(6)、第一脉冲药柱组件(3)、软质隔层(2)、第二脉冲药柱组件(4)、点火装置(5)顺次粘接形成芯模，在芯模上进行缠绕制作出燃烧室壳体(1)，得到所述带药缠绕一体化结构的双脉冲发动机。