CN110439708B - 一种部分包覆的无喷管推进器药柱 - Google Patents

一种部分包覆的无喷管推进器药柱 Download PDF

Info

Publication number
CN110439708B
CN110439708B CN201910811694.XA CN201910811694A CN110439708B CN 110439708 B CN110439708 B CN 110439708B CN 201910811694 A CN201910811694 A CN 201910811694A CN 110439708 B CN110439708 B CN 110439708B
Authority
CN
China
Prior art keywords
grain
flame
coating layer
basic
retardant coating
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.)
Active
Application number
CN201910811694.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN110439708A (zh
Inventor
张小兵
郑洪峰
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.)
Nanjing University of Science and Technology
Original Assignee
Nanjing University of Science and 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 Nanjing University of Science and Technology filed Critical Nanjing University of Science and Technology
Priority to CN201910811694.XA priority Critical patent/CN110439708B/zh
Publication of CN110439708A publication Critical patent/CN110439708A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110439708B publication Critical patent/CN110439708B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

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
    • F02K9/10—Shape or structure of solid propellant charges

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)
  • Paints Or Removers (AREA)

Abstract

本发明提供了一种部分包覆的无喷管推进器药柱，包括基础药柱与阻燃包覆层；基础药柱与发动机内壁紧密贴合；阻燃包覆层设置于基础药柱内孔表面，用于阻隔基础药柱与燃气通道。

Description

一种部分包覆的无喷管推进器药柱
技术领域
本发明涉及一种包覆药柱技术，特别是一种部分包覆的无喷管推进器药柱。
背景技术
无喷管发动机在作为固体火箭冲压发动机的初始助推级时，具有其独特的优势。它利用气体壅塞效应省略了传统推进器中机械喷管的使用，因此具备结构简单、成本低廉的特点。同时因为它省略了很多壳体机械结构，使得发动机工作的可靠性也有所提升。
无喷管发动机的工作过程有别于传统发动机，它的长径比较大，燃面推移不均的现象明显，内流场情况复杂，内部压强在初期到达峰值之后无法维持，呈现单调下降的趋势。
现有发动机的主要问题是比冲不足。研究表明同等条件下无喷管发动机比冲的损失为10％-20％。这是由于当无喷管发动机逐渐工作到后期时，尽管在气体壅塞处的推进剂燃面推移明显慢于其他部分，其通道口径仍然是随着工作过程的进行而变大，导致实际燃气通道直径变大，气体流量大幅度上升，而推进剂燃面增加带来的更多的燃烧产物不足以弥补空缺，使得燃气壅塞现象减弱，最终导致压力损失，气体加速性能下降，比冲性能降低
发明内容
本发明的目的在于提供一种部分包覆的无喷管推进器药柱。
实现奔放买那个目的的技术方案为：一种部分包覆的无喷管推进器药柱，包括基础药柱与阻燃包覆层；基础药柱与发动机内壁紧密贴合；阻燃包覆层设置于基础药柱内孔表面，用于阻隔基础药柱与燃气通道。
进一步地，阻燃包覆层仅在燃烧室头部阻隔基础药柱与燃气通道，其轴向长度与基础药柱厚度相同。
本发明与现有技术相比，具有以下优点：(1)本发明利用阻燃包覆层人为控制燃面面积，在有效降低了初期内压峰值的同时减缓了工作后期内部压强的损失，较好地维持了整个工作过程中的平均压强，在获得了较好的比冲性能的同时降低了对壳体强度的要求；(2)本发明在仅在药柱的基础上进行优化改进，无需更换发动机壳体等，应用成本低。
下面结合说明书附图对本发明作进一步描述。
附图说明
图1是本发明的部分包覆的无喷管推进器药柱结构示意图。
图2是本发明的工作过程中推进剂燃面推移示意图。
具体实施方式
结合图1，一种部分包覆的无喷管推进器药柱，其特征在于，包括基础药柱1与阻燃包覆层2；
所述基础药柱1正常装填，与发动机内壁3紧密贴合；所述阻燃包覆层2处在基础药柱内孔表面，用于阻隔基础药柱1与燃气通道4。
所述的阻燃包覆层2仅在燃烧室头部阻隔基础药柱1与燃气通道4，其轴向长度与基础药柱1厚度相近。
下面结合具体实施例对本发明做进一步说明。
实施例一
结合图1，一种部分包覆的无喷管推进器药柱，其特征在于，包括基础药柱1与阻燃包覆层2；
所述基础药柱1正常装填，与发动机内壁3紧密贴合；所述阻燃包覆层2处在基础药柱内孔表面，用于阻隔基础药柱1与燃气通道4。阻燃包覆层2仅在燃烧室头部阻隔基础药柱1与燃气通道4，其轴向长度与基础药柱1厚度相同。
结合图2，采用本发明的无喷管推进器在工作过程中，燃面将从A向D进行推进。可以发现，在燃烧初期，由于阻燃包覆层的存在，初期燃面A的较小，将会使得发动机内部压强上升相比于无包覆层时缓慢，同时内压峰值也会较低。而在燃烧继续进行，燃面进一步推移后，由于包覆层仅在推进剂内孔面阻隔燃烧，不限制其他方向，燃面逐渐向着被包覆的推进剂部分进行推移，如图中B、C、D所示，燃面由此逐渐增大，燃烧产物增多，对原本将出现的内压下降有抑制作用，一定程度上保证了燃气加速的效果，获得更好的比冲性能。
以上所述仅为本发明的优选实施例，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
本发明利用阻燃包覆层控制燃面，在有效降低初期压强的同时维持较高的平均压强，保证了发动机工作过程中对燃气的加速效果，获得了更好的比冲性能。该发明可以应用于推进器设计与改良、药柱优化等领域，具有很好的工程应用前景。

Claims (1)

1.一种部分包覆的无喷管推进器药柱，其特征在于，包括基础药柱(1)与阻燃包覆层(2)；所述基础药柱(1)与发动机内壁(3)紧密贴合；所述阻燃包覆层(2)设置于基础药柱(1)内孔表面，用于阻隔基础药柱(1)与燃气通道(4)；所述阻燃包覆层(2)仅在燃烧室头部阻隔基础药柱(1)与燃气通道(4)，其轴向长度与基础药柱(1)厚度相同。
CN201910811694.XA 2019-08-30 2019-08-30 一种部分包覆的无喷管推进器药柱 Active CN110439708B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910811694.XA CN110439708B (zh) 2019-08-30 2019-08-30 一种部分包覆的无喷管推进器药柱

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910811694.XA CN110439708B (zh) 2019-08-30 2019-08-30 一种部分包覆的无喷管推进器药柱

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110439708A CN110439708A (zh) 2019-11-12
CN110439708B true CN110439708B (zh) 2021-11-05

Family

ID=68438396

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910811694.XA Active CN110439708B (zh) 2019-08-30 2019-08-30 一种部分包覆的无喷管推进器药柱

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN110439708B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111022216A (zh) * 2019-11-22 2020-04-17 北京动力机械研究所 一种可实现大燃面比爬升内弹道的内孔燃烧装药结构

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105736180A (zh) * 2014-12-09 2016-07-06 上海新力动力设备研究所 一种导弹发动机装药外端面的环向增燃结构
CN106194502A (zh) * 2016-07-15 2016-12-07 北京航空航天大学 一种固液姿控火箭发动机
CN106870206A (zh) * 2017-03-29 2017-06-20 北京航空航天大学 一种快速响应固液火箭发动机组合药柱
CN207278380U (zh) * 2017-09-15 2018-04-27 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种无喷管发动机装药药柱结构
CN110821708A (zh) * 2019-08-30 2020-02-21 南京理工大学 一种无喷管发动机三燃速变厚度组合药柱结构

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9038368B2 (en) * 2011-08-01 2015-05-26 The Aerospace Corporation Systems, methods, and apparatus for providing a multi-fuel hybrid rocket motor

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105736180A (zh) * 2014-12-09 2016-07-06 上海新力动力设备研究所 一种导弹发动机装药外端面的环向增燃结构
CN106194502A (zh) * 2016-07-15 2016-12-07 北京航空航天大学 一种固液姿控火箭发动机
CN106870206A (zh) * 2017-03-29 2017-06-20 北京航空航天大学 一种快速响应固液火箭发动机组合药柱
CN207278380U (zh) * 2017-09-15 2018-04-27 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种无喷管发动机装药药柱结构
CN110821708A (zh) * 2019-08-30 2020-02-21 南京理工大学 一种无喷管发动机三燃速变厚度组合药柱结构

Also Published As

Publication number Publication date
CN110439708A (zh) 2019-11-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4095021B2 (ja) ノズルの末広部分内の、ロケットビークル推力増強体
CN110439708B (zh) 一种部分包覆的无喷管推进器药柱
CN109538375B (zh) 应用于火箭基组合循环发动机的引射火箭
US20090007540A1 (en) Pintle-controlled propulsion system with external dynamic seal
CN110529288A (zh) 固体火箭发动机、抑制其装药余药的方法及燃烧室结构
CN106837608A (zh) 一种分段装药端燃变推力固液火箭发动机结构
US5491973A (en) Self-actuating control for rocket motor nozzle
CN110821708A (zh) 一种无喷管发动机三燃速变厚度组合药柱结构
CN111188697B (zh) 一种电磁弹射用固体火箭发动机
US2826187A (en) Method and means for the control of combustion in internal combustion engines
US4707981A (en) Variable expansion ratio reaction engine
US3999379A (en) Reduction of depressurization thrust termination jolt
CN105756808B (zh) 一种带有加力燃烧功能的轴对称塞式喷管
CN110617160B (zh) 一种无喷管发动机阶梯式燃烧室及内壁
US3292376A (en) Rocket nozzle protection system
KR101608588B1 (ko) 가스 유량 조절기
RU2461728C2 (ru) Ракетный двигатель твердого топлива
CN115142988A (zh) 一种长时间小推力喷管扩散段
CN105756806B (zh) 一种带有加力燃烧功能的轴对称喷管
US3495408A (en) Self-actuating nozzle plug
US3180221A (en) Gun perforator
CN106677901A (zh) 一种航空发动机
CN218293716U (zh) 斜爆震冲压发动机的离散式起爆装置
CN110821709A (zh) 一种增设碗状增压药柱的无喷管发动机装药结构
RU2631370C1 (ru) Жидкостный ракетный двигатель с секторами дефлектора на срезе сопла

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