CN110529288A - 固体火箭发动机、抑制其装药余药的方法及燃烧室结构 - Google Patents

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张永涛
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Abstract

本发明公开了一种抑制固体火箭发动机装药余药的方法，包括如下步骤：1)确定导致固体火箭发动机工作后期拖尾现象的残余药形状及其位置；2)在原位置设置与残余药形状完全相同并由不能提供推力的材料制成的余药抑制件；3)按照常规方法将推进剂装填至燃烧室内形成药柱。本发明同时公开了由前述方法确定的燃烧室结构和固体火箭发动机。本发明采用余药抑制件代替余药，在固体火箭发动机工作后期，药柱刚刚触及燃烧室绝热层时，原本会继续燃烧一段时间的余药区域由于没有推进剂而终止燃烧，从而减小甚至杜绝余药导致的拖尾现象，提高导弹的打击精度。

Description

固体火箭发动机、抑制其装药余药的方法及燃烧室结构
技术领域
本发明涉及一种固体火箭发动机，特别是指一种固体火箭发动机、抑制其装药余药的方法及燃烧室结构。
背景技术
固体火箭发动机是火箭、导弹以及航天飞机等航空航天飞行器的动力装置。如图1所示，固体火箭发动机主要由点火装置1、药柱2、燃烧室3、喷管4等组成。其中，药柱2是使用固体推进剂、燃烧剂、氧化剂预先均匀混合后，在燃烧室3内浇注成的一定形状和尺寸的固体药柱，药柱2在燃烧室3内燃烧后产生高温高压燃气，通过喷管4膨胀，气体加速后，高速喷出，产生推动火箭运动的反作用力。
药柱安放于固体火箭发动机燃烧室中，其几何形状和尺寸的选择与发动机的工作时间、燃烧室压力和推力有关，同时也影响药柱的结构完整性和发动机的质量比。药柱依燃面所处位置分为端面、侧面和端-侧面燃烧药柱，侧面燃烧药柱又分为外侧面燃烧药柱、内侧面燃烧药柱和内外侧面同时燃烧药柱三种类型。其中常用的是内侧面燃烧药柱，这种药柱贴壁浇铸于燃烧室内，在燃烧时药柱肉厚起隔热作用，有利于减轻燃烧室的结构重量。内侧面燃烧药柱可采用各种几何形状，比较常见的有圆孔形、星形、轮毂形等。
通常，简单的圆孔形药柱无余药，而具有复杂内孔(圆孔形以外的各种形状)的内侧面燃烧药柱在固体火箭发动机工作后期，都存在一定的余药，余药燃烧最终会导致推力减小、工作时间变长，这种现象称之为拖尾现象，严重影响发动机总体性能。因此，为了保证固体火箭发动机正常地工作，对发动机在工作时产生的拖尾时间有一定地限制，使推力减退过程在规定的时间减小到零，进而保证固体火箭发动机工作指标达到要求。
发明内容
本发明的目的在于提供一种能够将固体火箭发动机推力在较短的时间内减退到规定地范围内的固体火箭发动机、抑制其装药余药的方法及燃烧室结构。
为实现上述目的，本发明首先提供了一种固体火箭发动机抑制装药余药的方法，包括如下步骤：
1)确定导致固体火箭发动机工作后期拖尾现象的残余药形状及其位置；
2)在原位置设置与残余药形状完全相同并由不能提供推力的材料制成的余药抑制件；
3)按照常规方法将推进剂装填至燃烧室内形成药柱。
优选地，所述残余药形状根据几何燃烧规律计算得到，或者通过试验确定。
优选地，对于具有星形内孔的药柱，通过以下方法确定残余药形状：首先，在燃烧室横截面上，以每个星角过渡圆弧的圆心为圆心，以星角过渡圆弧的半径r与药柱肉厚e之和为半径画圆，各相邻星角所画的圆与燃烧室内圆(有绝热层时为绝热层内壁)围成的区域即为余药抑制件的横截面。该方案针对广泛应用的星形药柱，通过作图即可简单方便地确定残余药形状，并且能够较好地反映发动机实际工作时的余药情况。
本发明随后提供了一种固体火箭发动机的燃烧室结构，包括燃烧室壳体、燃烧室绝热层和具有复杂内孔燃烧面结构的药柱，所述燃烧室绝热层与药柱之间还设置有如前所述的余药抑制件。
优选地，所述余药抑制件采用与燃烧室绝热层相同的材料。余药抑制件采用绝热材料，可以增加壳体的绝热性能，使结构更加安全。
优选地，所述余药抑制件与燃烧室绝热层为一体结构。
优选地，所述余药抑制件采用橡胶材料，并以贴片方式粘贴在燃烧室绝热层内侧。
本发明还提供了具有前述燃烧室结构的固体火箭发动机。
与现有技术相比，本发明的有益效果在于：本发明采用余药抑制件代替余药，在固体火箭发动机工作后期，药柱刚刚触及燃烧室绝热层时，原本会继续燃烧一段时间的余药区域由于没有推进剂而终止燃烧，从而减小甚至杜绝余药导致的拖尾现象，提高导弹的打击精度。本发明适用于具有复杂内孔结构内侧面燃烧药柱的固体火箭发动机。
附图说明
图1、图2分别为现有的固体火箭发动机的纵向、横向断面结构示意图。
图3、图4分别为本发明所设计的固体火箭发动机的纵向、横向断面结构示意图。
图5为采用作图法确定图4中的残余药形状位置的示意图，其中，D：药柱外径；e：药柱肉厚；l：特征尺寸；r：星角过渡圆弧半径。
图6为图1中固体火箭发动机的时间与推力关系曲线，横坐标为时间，纵坐标为推力。
图7为图3中固体火箭发动机的时间与推力关系曲线，横坐标为时间，纵坐标为推力。
上述各图中：
点火装置1、药柱2、星形内孔2.1、星角过渡圆弧2.2、燃烧室3、燃烧室壳体3.1、燃烧室绝热层3.2、喷管4、余药抑制件5。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步的详细说明。
如图1、图2所示为现有技术中的固体火箭发动机，其结构已在背景技术部分作了详细说明，于此不再赘述。
如图3～5所示，本发明所设计的固体火箭发动机点火装置1、药柱2、燃烧室3和喷管4，燃烧室3包括燃烧室壳体3.1、燃烧室绝热层3.2，药柱2为具有星形内孔的药柱，在燃烧室绝热层3.2与药柱2之间还设置有余药抑制件5。
余药抑制件5通过下述步骤确定：
1)确定导致固体火箭发动机工作后期拖尾现象的残余药形状及其位置：如图5所示，在具体实施方式中，针对具有星形内孔2.1药柱2，首先，在燃烧室3横截面上，以每个星角过渡圆弧2.2的圆心O1为圆心，以星角过渡圆弧2.2的半径r与药柱肉厚e之和为半径画圆，各相邻星角所画的圆与燃烧室3内圆围成的区域即为余药抑制件5的横截面。
2)在原位置设置与残余药形状完全相同并由绝热材料代替制成的余药抑制件5；绝热材料与燃烧室绝热层3.2相同，均为三元乙丙橡胶，以贴片方式粘贴在燃烧室绝热层3.2内侧，也可以直接预制在燃烧室绝热层3.2上形成一体结构。
3)按照常规方法(贴壁浇注)将推进剂装填至燃烧室3内得到特殊结构的药柱2。
对现有的固体火箭发动机和经本发明改进后的固体火箭发动机的进行试验，得到如图6、图7所示的时间-推力曲线。从图中可以看出，改进前拖尾现象明显，拖尾时间约为8s；改进后，在发动机工作后期，推力仅经过约2s即降低为零，几乎不存在拖尾现象，可见本发明可以很好的抑制由余药导致的拖尾现象。

Claims (8)

1.一种抑制固体火箭发动机装药余药的方法，其特征在于：
包括如下步骤：
1)确定导致固体火箭发动机工作后期拖尾现象的残余药形状及其位置；
2)在原位置设置与残余药形状完全相同并由不能提供推力的材料制成的余药抑制件(5)；
3)按照常规方法将推进剂装填至燃烧室(3)内形成药柱(2)。
2.根据权利要求1所述的抑制固体火箭发动机装药余药的方法，其特征在于：所述残余药形状根据几何燃烧规律计算得到，或者通过试验确定。
3.根据权利要求2所述的抑制固体火箭发动机装药余药的方法，其特征在于：对于具有星形内孔(2.1)的药柱(2)，通过以下方法确定残余药形状：首先，在燃烧室(3)横截面上，以每个星角过渡圆弧(2.2)的圆心为圆心，以星角过渡圆弧(2.2)的半径r与药柱肉厚e之和为半径画圆，各相邻星角所画的圆与燃烧室(3)内圆围成的区域即为余药抑制件(5)的横截面。
4.一种固体火箭发动机燃烧室结构，包括燃烧室壳体(3.1)、燃烧室绝热层(3.2)和具有复杂内孔燃烧面结构的药柱(2)，其特征在于：所述燃烧室绝热层(3.2)与药柱(2)之间还设置有如权利要求1～3中任一项所述的余药抑制件(5)。
5.根据权利要求4所述的燃烧室结构，其特征在于：所述余药抑制件(5)采用与燃烧室绝热层(3.2)相同的材料。
6.根据权利要求5所述的燃烧室结构，其特征在于：所述余药抑制件(5)与燃烧室绝热层(3.2)为一体结构。
7.根据权利要求4所述的燃烧室结构，其特征在于：所述余药抑制件(5)采用橡胶材料，并以贴片方式粘贴在燃烧室绝热层(3.2)内侧。
8.一种具有如权利要求4～7中任一项所述的燃烧室结构的固体火箭发动机。
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