CN110374761A - 一种反向多喷管固体火箭发动机 - Google Patents

一种反向多喷管固体火箭发动机 Download PDF

Info

Publication number
CN110374761A
CN110374761A CN201910793048.5A CN201910793048A CN110374761A CN 110374761 A CN110374761 A CN 110374761A CN 201910793048 A CN201910793048 A CN 201910793048A CN 110374761 A CN110374761 A CN 110374761A
Authority
CN
China
Prior art keywords
end cap
rear end
grate
front head
shell
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201910793048.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110374761B (zh
Inventor
胡松启
刘雪莉
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Northwestern Polytechnical University
Northwest University of Technology
Original Assignee
Northwest University of Technology
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Northwest University of Technology filed Critical Northwest University of Technology
Priority to CN201910793048.5A priority Critical patent/CN110374761B/zh
Publication of CN110374761A publication Critical patent/CN110374761A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110374761B publication Critical patent/CN110374761B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
    • F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/34—Casings; Combustion chambers; Liners thereof
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/95—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by starting or ignition means or arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/97—Rocket nozzles

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Ignition Installations For Internal Combustion Engines (AREA)
  • Cylinder Crankcases Of Internal Combustion Engines (AREA)

Abstract

本发明公开了一种反向多喷管固体火箭发动机；由点火压螺、点火座、挡药板、前封头、后端盖、喷管、燃烧室壳体组成。前封头、后端盖与燃烧室壳体两端通过螺纹连接；挡药板位于前封头与燃烧室壳体形成的凹腔中；点火座与前封头连接且与挡药板形成空腔，点火药盒放置在空腔内。点火压螺与点火座通过螺纹连接。推进剂放置在燃烧室内通过挡药板与后端盖台阶固定。后端盖为半球形空腔，在半球形的平面处开有四个与燃烧室相通的螺孔，四个反向喷管与后端盖通过螺纹连接；半球形空腔对气流的导流作用，削减了燃气对后端盖内的冲刷，提高了发动机的重复使用率。喷管喉颈可调、更换便捷，可适用不同的使用条件，减小了发动机更换成本。

Description

一种反向多喷管固体火箭发动机
技术领域
本发明涉及固体火箭发动机试验技术领域，具体地说，涉及一种具有多个反向喷管的固体火箭发动机。
背景技术
文献“小型固体火箭发动机斜切喷口流场数值仿真与试验研究”(《电子测试》2014年3期9-11页)中提出了一种一体式小型固体火箭发动机装置，包括点火器、大燃烧室、小燃烧室、药柱、喷管、挡药板和壳体。点火器与大燃烧室通过螺纹连接，通过在大燃烧室内部设置台阶得到小燃烧室，该台阶还可固定药柱，反向的四个斜切喷管以药柱轴线为中心围绕壳体均匀布置，药柱分为内环和外环装药且内环装药的长度大于外环装药，通过挡药板和台阶对药柱进行固定。
点火器引燃点火药包产生的火花喷向药柱内孔通道，引燃发动机装药，产生的高温燃气充填燃烧室的自由容积，使燃烧室压强迅速上升，燃气经过喷管喷出又会使燃烧室压强下降，喷出的燃气反作用产生推力，当燃气生成量与喷管质量流量达到动态平衡时，保证发动机稳定工作。
但现有文献公开的小型固体火箭发动机存在以下缺陷:
一、燃烧室喷管通过打孔的形式得到，不可拆卸，如果设计的喷管喉颈不合理，使喷管的质量流量超过燃气生成量或燃气生成量比喷管质量流量低，进而导致发动机不能稳定工作，若想使得达到稳定需要更换整个发动机，成本较高，并且发动机的适用条件单一。
二、为了固定药柱，挡药板壁面设置成平面形状，产生的燃气流直接冲向壳体壁面，会造成较为严重的烧蚀，降低燃气的作用效果，并且壳体受损严重，大大降低发动机的重复使用率。
发明内容
为了避免现有技术存在的不足，本发明提出一种反向多喷管固体火箭发动机。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:包括点火压螺、点火座、挡药板、点火药盒、前封头、燃烧室壳体、推进剂、后端盖、喷管和燃烧室，其特征在于所述燃烧室壳体的外圆周表面两端有凸台，且燃烧室壳体的两端内表面为螺纹面；燃烧室壳体一端与后端盖螺纹连接，喷管以螺纹连接的方式安装在与均布设置在后端盖半球形腔体平面上；
所述前封头外圆周为台阶状，内腔由共轴线的两个直径不同而长度相同的圆孔组成，在靠近点火座侧开有内螺纹，在靠近燃烧室壳体侧开有外螺纹，前封头端部有圆柱形凹槽，挡药板位于前封头与燃烧室壳体之间凹槽内，挡药板通过前封头凹槽与燃烧室壳体内端台阶固定，前封头与燃烧室壳体另一端螺纹连接，推进剂装填在燃烧室内，并通过挡药板与后端盖固定；
所述点火压螺与点火座螺纹连接，点火压螺轴向开有圆形通孔，并在螺纹侧设有圆台形凹槽用于放置密封和固定点火丝的聚四氟乙烯点火锥。
所述后端盖内部由圆柱孔和半球形腔组成，半球形腔体的球心位于内孔直径上，圆柱孔的内径小于燃烧室壳体内部通孔直径，在半球形腔体的平面处设有多个与燃烧室通孔轴线夹角为45度的斜切螺孔。
所述挡药板为凹字形，内部圆柱槽孔直径与前封头小直径通孔一致，挡药板底部面由多个相同直径阵列通孔组成。
有益效果
本发明提出的一种反向多喷管固体火箭发动机，由点火压螺、点火座、挡药板、点火药、前封头、燃烧室、药柱、后端盖、喷管、燃烧室壳体组成；前封头、后端盖与燃烧室壳体两端通过螺纹连接。挡药板放置在前封头内壁面与燃烧室壳体台阶内壁面形成的凹腔中。点火座与前封头螺纹连接，且与挡药板形成空腔，点火药盒放置在空腔中。点火压螺与点火座通过螺纹连接，并通过聚四氟乙烯密封。推进剂放置在燃烧室内通过挡药板与后端盖台阶固定。后端盖为半球形空腔，在半球的平面处开通四个与燃烧室通孔轴线夹角一致的斜切螺纹孔，四个螺纹孔到轴线的距离一致，并均匀布置在圆形壁面上，喷管与后端盖通过螺纹连接，喷管喉颈可调，更换方便以适用不同的使用条件，减小了发动机更换成本；喷管与半球形后端盖平板面相连，可产生一个喷向前封头方向的推力，球形空腔对气流的导流作用，削减了燃气对后端盖内避免的冲刷，提高了发动机的重复使用率；采用四个反向喷管缩短其单个喷管长度，降低了喷出火焰长度，降低特征信号。
附图说明
下面结合附图和实施方式对本发明一种反向多喷管固体火箭发动机作进一步详细说明。
图1为本发明反向多喷管固体火箭发动机示意图。
图2为本发明反向多喷管固体火箭发动机的点火压螺示意图。
图3为本发明的点火压螺剖视图。
图4为本发明反向多喷管固体火箭发动机的点火座示意图。
图5为本发明的点火座剖视图。
图6为本发明反向多喷管固体火箭发动机的前封头示意图。
图7为本发明的前封头剖视图。
图8为本发明反向多喷管固体火箭发动机的挡药板示意图。
图9为本发明的挡药板剖视图。
图10为本发明反向多喷管固体火箭发动机的燃烧室壳体主视图。
图11为本发明的燃烧室壳体剖视图。
图12为本发明反向多喷管固体火箭发动机的后端盖示意图。
图13为本发明的后端盖剖视图。
图14为本发明反向多喷管固体火箭发动机的喷管主视图。
图15为本发明的喷管剖视图。
图中
1.点火压螺 2.点火座 3.挡药板 4.点火药盒 5.前封头 6.燃烧室壳体 7.推进剂 8.后端盖 9.喷管 10.燃烧室
具体实施方式
本实施例是一种反向多喷管固体火箭发动机。
参阅图1～图15，本实施例反向多喷管固体火箭发动机，由点火压螺1、点火座2、挡药板3、点火药盒4、前封头5、燃烧室壳体6、推进剂7、后端盖8、喷管9和燃烧室10组成。其中，燃烧室壳体6的外圆周表面两端有凸台，且燃烧室壳体6的两端内表面为螺纹面；燃烧室壳体6一端与后端盖8螺纹连接，喷管9以螺纹连接的方式安装在与均匀布置在后端盖8半球腔体平面上通过螺纹连接。
本实施例中，前封头5外圆周为台阶状，内腔由共轴线的两个直径不同而长度相同的圆孔组成，在靠近点火座2侧开有内螺纹，在靠近燃烧室壳体10侧加工有外螺纹，前封头端部有圆柱形凹槽，挡药板3位于前封头5与燃烧室壳体6之间凹槽内，挡药板3通过前封头5凹槽与燃烧室壳体10台阶固定；前封头5与燃烧室壳体6另一端螺纹连接，药柱7装填在燃烧室壳体10中，通过挡药板3和后端盖8固定。点火压螺1与点火座2螺纹连接，压螺轴线附近开有圆柱形通孔，在螺纹侧开有圆台形凹槽用于放置密封和固定点火丝的聚四氟乙烯点火锥。
本实施例中，发动机燃烧室10由前封头5、燃烧室壳体6与后端盖8组成，前封头5与燃烧室壳体6通过螺纹连接，燃烧室壳体6与后端盖8通过螺纹连接。前封头5外侧为连续的两个台阶状，内侧由共轴线的两个直径不同而长度相同的圆柱形通孔组成。其中，外壁面台阶高的地方对应为直径小的通孔，外壁面台阶低的地方对应为直径大的通孔。前封头5的大直径通孔与发动机壳体壁面10十分之一处的台阶形成空腔，将挡药板3放置其中，挡药板3为“凹”形，内部圆柱槽孔直径与前封头小直径通孔一致，圆柱槽长度为挡药板3总长度的三分之二，挡药板3底部面由与圆柱槽同轴线、直径为圆柱槽八分之一的通孔以及距离通孔为凹槽直径五分之二处的6个相同直径阵列通孔组成。点火座2与挡药板3通过螺纹相连，点火座2为“H”型，螺纹侧的凹槽长度为点火座2的四分之一，螺纹侧的凹槽与挡药板3形成圆柱形空腔，点火药盒4放置在空腔内。点火座2螺纹侧和非螺纹侧形成台阶，非螺纹侧的凹槽与螺纹侧的凹槽直径一致，非螺纹侧的凹槽长度为点火座长度的二分之一。点火压螺1侧面段有外螺纹，通过旋转固定在点火座2上，点火压螺轴线上开有圆形通孔，在螺纹侧开有圆台形凹槽用于放置密封和固定点火丝的聚四氟乙烯点火锥。后端盖8，在开近燃烧室壳体10处开有外螺纹，药柱7通过自由装填放置在燃烧室壳体10中，通过挡药板3和后端盖8台阶固定，后端盖8通过旋转固定在燃烧室壳体10上，在后端盖8半球腔的平面处开通四个与燃烧室6通孔轴线夹角一致的斜切螺纹孔，四个螺纹孔到轴线的距离一致，并均匀布置在圆形壁面上。后端盖8内部由圆柱孔和球形腔组成，半球形腔体的球心在内孔直径上，圆柱孔的内径比燃烧室壳体6内部通孔的直径小3毫米，在半球的平面处开通四个与燃烧室通孔轴线夹角45度的斜切螺纹孔，四个螺纹孔到轴线的距离一致，均匀地布置在圆形壁面上。喷管9在侧面开有外螺纹，喷管9通过螺纹与后端盖8四个螺纹孔连接。
反向多喷管发动机工作时，将点火头通过点火压螺1固定在前封头5侧端，将点火药盒4自由放置在前封头5与燃烧壳体形成的凹槽中，将固体推进剂7放置在燃烧室10内，通过后端盖8台阶固定，喷管9均匀布置在后端盖8半球腔体的平板面上。通过点火器将点火药盒4内火药引燃，形成的高温燃气喷向推进剂7面，引燃推进剂7后产生的高温高压燃气通过与后端盖8相连的喷管9喷出，从而产生由点火器到后端盖8装配方向相同的推力，以满足特殊的使用要求。

Claims (3)

1.一种反向多喷管固体火箭发动机，包括点火压螺、点火座、挡药板、点火药盒、前封头、燃烧室壳体、推进剂、后端盖、喷管和燃烧室，其特征在于:所述燃烧室壳体的外圆周表面两端有凸台，且燃烧室壳体的两端内表面为螺纹面；燃烧室壳体一端与后端盖螺纹连接，喷管以螺纹连接的方式安装在与均布设置在后端盖半球形腔体平面上；
所述前封头外圆周为台阶状，内腔由共轴线的两个直径不同而长度相同的圆孔组成，在靠近点火座侧开有内螺纹，在靠近燃烧室壳体侧开有外螺纹，前封头端部有圆柱形凹槽，挡药板位于前封头与燃烧室壳体之间凹槽内，挡药板通过前封头凹槽与燃烧室壳体内端台阶固定，前封头与燃烧室壳体另一端螺纹连接，推进剂装填在燃烧室内，并通过挡药板与后端盖固定；
所述点火压螺与点火座螺纹连接，点火压螺轴向开有圆形通孔，并在螺纹侧设有圆台形凹槽用于放置密封和固定点火丝的聚四氟乙烯点火锥。
2.根据权利要求1所述的反向多喷管固体火箭发动机，其特征在于:所述后端盖内部由圆柱孔和半球形腔组成，半球形腔体的球心位于内孔直径上，圆柱孔的内径小于燃烧室壳体内部通孔直径，在半球形腔体的平面处设有多个与燃烧室通孔轴线夹角为45度的斜切螺孔。
3.根据权利要求1所述的反向多喷管固体火箭发动机，其特征在于:所述挡药板为凹字形，内部圆柱槽孔直径与前封头小直径通孔一致，挡药板底部面由多个相同直径阵列通孔组成。
CN201910793048.5A 2019-08-27 2019-08-27 一种反向多喷管固体火箭发动机 Active CN110374761B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910793048.5A CN110374761B (zh) 2019-08-27 2019-08-27 一种反向多喷管固体火箭发动机

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910793048.5A CN110374761B (zh) 2019-08-27 2019-08-27 一种反向多喷管固体火箭发动机

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110374761A true CN110374761A (zh) 2019-10-25
CN110374761B CN110374761B (zh) 2021-12-17

Family

ID=68260882

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910793048.5A Active CN110374761B (zh) 2019-08-27 2019-08-27 一种反向多喷管固体火箭发动机

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN110374761B (zh)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112895503A (zh) * 2021-01-25 2021-06-04 湖北三江航天江北机械工程有限公司 小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法
CN113390291A (zh) * 2021-05-21 2021-09-14 上海新力动力设备研究所 一种燃气发生器前挡药板的bpn药片式多孔点火集成结构
CN113586285A (zh) * 2021-08-30 2021-11-02 湖北三江航天红林探控有限公司 一种快速响应的燃气动力装置
CN113847167A (zh) * 2021-08-31 2021-12-28 上海新力动力设备研究所 一种固体火箭发动机点火装置导线固线组合机构

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3540679A (en) * 1968-06-13 1970-11-17 Edward E Mccullough Unified rocket control
US4017040A (en) * 1976-01-12 1977-04-12 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Steerable extraction rocket
CN201610801U (zh) * 2010-02-04 2010-10-20 西北工业大学 一种脉冲爆震发动机的折流式进气装置
CN202073657U (zh) * 2010-01-10 2011-12-14 潘定成 直喷推进器
US20120233983A1 (en) * 2008-02-26 2012-09-20 Aerojet-General Corporation Rocket Nozzles for Unconventional Vehicles
CN105448177A (zh) * 2015-03-11 2016-03-30 西北工业大学 用于研究火箭发动机内绝热层烧蚀现象的双喷管模拟装置

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3540679A (en) * 1968-06-13 1970-11-17 Edward E Mccullough Unified rocket control
US4017040A (en) * 1976-01-12 1977-04-12 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Steerable extraction rocket
US20120233983A1 (en) * 2008-02-26 2012-09-20 Aerojet-General Corporation Rocket Nozzles for Unconventional Vehicles
CN202073657U (zh) * 2010-01-10 2011-12-14 潘定成 直喷推进器
CN201610801U (zh) * 2010-02-04 2010-10-20 西北工业大学 一种脉冲爆震发动机的折流式进气装置
CN105448177A (zh) * 2015-03-11 2016-03-30 西北工业大学 用于研究火箭发动机内绝热层烧蚀现象的双喷管模拟装置

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112895503A (zh) * 2021-01-25 2021-06-04 湖北三江航天江北机械工程有限公司 小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法
CN112895503B (zh) * 2021-01-25 2022-07-08 湖北三江航天江北机械工程有限公司 小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法
CN113390291A (zh) * 2021-05-21 2021-09-14 上海新力动力设备研究所 一种燃气发生器前挡药板的bpn药片式多孔点火集成结构
CN113586285A (zh) * 2021-08-30 2021-11-02 湖北三江航天红林探控有限公司 一种快速响应的燃气动力装置
CN113847167A (zh) * 2021-08-31 2021-12-28 上海新力动力设备研究所 一种固体火箭发动机点火装置导线固线组合机构
CN113847167B (zh) * 2021-08-31 2023-02-03 上海新力动力设备研究所 一种固体火箭发动机点火装置导线固线组合机构

Also Published As

Publication number Publication date
CN110374761B (zh) 2021-12-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110374761A (zh) 一种反向多喷管固体火箭发动机
CN105658928B (zh) 副室式燃气发动机
CN105952552B (zh) 一种小型火箭发动机光学诊断用的矩形透明燃烧室
CN109595099B (zh) 一种地面试车实验用固液混合发动机
CN103354890A (zh) 用于燃气涡轮机燃烧室的具有双燃料回路的喷射器及具有至少一个该喷射器的燃烧室
CN109798202B (zh) 一种集电点火器于一体的液体火箭发动机喷注器
CN107503861B (zh) 一种螺纹连接的可堵塞式火箭发动机推进剂偏置喷注面板
CN110513719B (zh) 一种气氧/气甲烷火炬点火器
CN109653903A (zh) 一种用于固液火箭发动机的可重复点火器
CN103267453A (zh) 一种燃气发生剂药柱
CN106016363B (zh) 一种点火器
CN116164307B (zh) 一种气体旋流式空气氢气火炬点火器
CN111734556A (zh) 一种火炬点火针栓式喷注器
CN108895484A (zh) 一种气氧/煤油涡流冷却燃烧室
CN109578148A (zh) 一种涡扇发动机烟火起动器异形装药
CN116045307B (zh) 一种双离心式空气酒精火炬点火器
CN209637902U (zh) 一种集电点火器于一体的液体火箭发动机喷注器
CN208267974U (zh) 一种用于测试推进剂金属丝燃速增速比的发动机
CN215109183U (zh) 一种微型涡喷点火器
CN102466225B (zh) 二级旋混式空气雾化油枪
CN114483380A (zh) 一种可多次起动的小型化燃气发生装置
CN109632320A (zh) 一种模拟高速旋转发动机
CN111336509A (zh) 一种硬质炭黑轴端原料油枪
CN114543118B (zh) 离心式起动喷嘴
CN114962073A (zh) 气氧煤油富燃点火器

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant