CN110630404A - 一种双脉冲固体发动机 - Google Patents

一种双脉冲固体发动机 Download PDF

Info

Publication number
CN110630404A
CN110630404A CN201910769142.7A CN201910769142A CN110630404A CN 110630404 A CN110630404 A CN 110630404A CN 201910769142 A CN201910769142 A CN 201910769142A CN 110630404 A CN110630404 A CN 110630404A
Authority
CN
China
Prior art keywords
top cover
interlayer
heat insulation
pulse
insulation 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
CN201910769142.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110630404B (zh
Inventor
张翔宇
郭运强
李青频
黄薇薇
童天赐
汪海滨
甘晓松
张仲
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.)
ACADEMY OF AEROSPACE SOLID PROPULSION TECHNOLOGY
Xian Aerospace Propulsion Institute
Original Assignee
ACADEMY OF AEROSPACE SOLID PROPULSION 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 ACADEMY OF AEROSPACE SOLID PROPULSION TECHNOLOGY filed Critical ACADEMY OF AEROSPACE SOLID PROPULSION TECHNOLOGY
Priority to CN201910769142.7A priority Critical patent/CN110630404B/zh
Publication of CN110630404A publication Critical patent/CN110630404A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110630404B publication Critical patent/CN110630404B/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
    • 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
    • F02K9/343—Joints, connections, seals therefor

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Spark Plugs (AREA)
  • Feeding, Discharge, Calcimining, Fusing, And Gas-Generation Devices (AREA)

Abstract

本发明公开了一种双脉冲固体发动机，包括点火器、顶盖、隔层、连接件、药柱、绝热壳体和喷管；药柱设置在绝热壳体内，所述隔层将药柱沿轴向分隔成两段；绝热壳体一端由顶盖密封，另一端与喷管固定连接，同时所述顶盖通过连接件与隔层固定连接并实现自密封，点火器固定在顶盖上。本发明径向隔层与顶盖连接易于实现、可靠性高。

Description

一种双脉冲固体发动机
技术领域
本发明涉及固体发动机技术领域，具体涉及一种双脉冲固体发动机。
背景技术
为适应新一代战术导弹动力需求，具有能量管理优势的双脉冲固体发动机应运而生，通过设计Ⅰ/Ⅱ脉冲工作时间和脉冲间隔时间，可对发动机工作全程的能量进行有效分配，在不提高导弹最大速度的情况下有效提高导弹平均速度，更好的满足导弹动力装置能量可控的需求，提高导弹的作战效能。
隔层隔离方式是实现固体发动机双脉冲技术的先进方案之一，具有消极质量轻、性能高的优点，但双脉冲发动机结构更为复杂，因此隔层的设计、总装及发动机推进剂装药等成为隔层式双脉冲发动机的主要技术难点。
隔层的结构和装配方法决定了隔层制造可采用的工艺方法以及发动机的总装工序，目前，隔层式双脉冲固体发动机的常规结构附图1所示，由Ⅰ脉冲点火器1、顶盖2、Ⅱ脉冲点火器3、Ⅰ脉冲药柱7、径向隔层5、轴向隔层6、Ⅱ脉冲药柱4、绝热壳体8和喷管9组成。径向隔层5与顶盖2采用一体成型工艺制造，为了保证二者间的粘接及密封性能，多采用粘接模压一体成型工艺，结构如附图2所示。该制造工艺限制了径向隔层5自身的成型技术，必须与顶盖2整体模压成型，一体成型的生产效率和产品合理率较低，尤其是给大尺寸双脉冲发动机的径向隔层5制造带来了极大困难，现有工艺水平甚至无法制造成型。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种双脉冲固体发动机，径向隔层与顶盖连接易于实现、可靠性高。
本发明的具体实施方案如下：
一种双脉冲固体发动机，包括点火器、顶盖、隔层、连接件、药柱、绝热壳体和喷管；
药柱设置在绝热壳体内，所述隔层将药柱沿轴向分隔成两段；绝热壳体一端由顶盖密封，另一端与喷管固定连接，同时所述顶盖通过连接件与隔层固定连接并实现自密封，点火器固定在顶盖上。
进一步地，所述连接件为环状，内、外圆周面对应位置设有环状凸起，所述环状凸起沿轴向均布，环状凸起之间设有用于与隔层固连的安装孔。
进一步地，所述隔层与连接件通过螺栓连接，所述螺栓固定在安装孔内，且螺栓两端设置隔热材料。
进一步地，所述连接件通过螺纹或径向螺钉与顶盖相连接。
有益效果：
本发明径向隔层与顶盖通过连接件实现自密封连接，突破了目前径向隔层必须与顶盖一体成型的制造技术瓶颈，易于实现、可靠性高，使得径向隔层制造可采用多种模压工艺或分段制造粘接工艺，更适用于大尺寸的径向隔层制造，同时可有效提高径向隔层的生产效率和产品合格率，隔层式双脉冲发动机的总装过程得到优化。
附图说明
图1为常规隔层式双脉冲发动机示意图；
图2为常规径向隔层与顶盖一体化结构示意图；
图3为本发明径向隔层与顶盖连接密封结构示意图；
图4为连接部位的局部放大图；
图5为连接件的结构示意图；
图6为连接件的剖面图；
其中，1-Ⅰ脉冲点火器，2-顶盖，3-Ⅱ脉冲点火器，4-Ⅱ脉冲药柱，5-径向隔层，6-轴向隔层，7-Ⅰ脉冲药柱，8-绝热壳体，9-喷管，10-连接件。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
本实施例提供的一种双脉冲固体发动机，如图3所示，包括Ⅰ脉冲点火器1、顶盖2、Ⅱ脉冲点火器3、径向隔层5、轴向隔层6、连接件10、Ⅰ脉冲药柱7、Ⅱ脉冲药柱4、绝热壳体8和喷管9。
如图5、图6所示，连接件10为环状，内、外圆周面对应位置设有环状凸起，即自密封环，该环状凸起沿轴向均布，环状凸起之间设有用于与径向隔层5固连的安装孔。
药柱设置在绝热壳体8内，径向隔层5、轴向隔层6将药柱沿轴向分隔成两段，分别为Ⅰ脉冲药柱7、Ⅱ脉冲药柱4。绝热壳体8一端由顶盖2密封，另一端与喷管9固定连接，同时顶盖2通过连接件10与径向隔层5固定连接。如图4所示，连接件10一端通过螺纹或径向螺钉与顶盖2相连接，连接件10另一端嵌入径向隔层5内部并通过螺栓与径向隔层5连接。由于设置多处自密封环，在螺栓压紧的过程中，属于橡胶类材料的径向隔层5会变形并进入自密封环轴向之间的空隙中，形成一种压紧自密封结构，同步实现连接和密封功能。螺栓安装好后，在螺栓两端涂抹耐高温腻子，用于隔热保护，确保螺栓不在高温下失强。
Ⅱ脉冲药柱7位于前端，远离喷管11，Ⅰ脉冲药柱9位于后端，Ⅰ脉冲点火器1、Ⅱ脉冲点火器3均固定在顶盖2上，分别用于点燃Ⅰ脉冲药柱7、Ⅱ脉冲药柱4。径向隔层5包裹在Ⅱ脉冲药柱4内圆周面，轴向隔层8包裹在Ⅱ脉冲药柱4与Ⅰ脉冲药柱7相对的端面，同时径向隔层5搭接在轴向隔层6内侧，以固体发动机轴线所在为内。
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。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。

Claims (4)

1.一种双脉冲固体发动机，其特征在于，包括点火器、顶盖、隔层、连接件、药柱、绝热壳体和喷管；
药柱设置在绝热壳体内，所述隔层将药柱沿轴向分隔成两段；绝热壳体一端由顶盖密封，另一端与喷管固定连接，同时所述顶盖通过连接件与隔层固定连接并实现自密封，点火器固定在顶盖上。
2.如权利要求1所述的双脉冲固体发动机，其特征在于，所述连接件为环状，内、外圆周面对应位置设有环状凸起，所述环状凸起沿轴向均布，环状凸起之间设有用于与隔层固连的安装孔。
3.如权利要求2所述的双脉冲固体发动机，其特征在于，所述隔层与连接件通过螺栓连接，所述螺栓固定在安装孔内，且螺栓两端设置隔热材料。
4.如权利要求2所述的双脉冲固体发动机，其特征在于，所述连接件通过螺纹或径向螺钉与顶盖相连接。
CN201910769142.7A 2019-08-20 2019-08-20 一种双脉冲固体发动机 Active CN110630404B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910769142.7A CN110630404B (zh) 2019-08-20 2019-08-20 一种双脉冲固体发动机

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910769142.7A CN110630404B (zh) 2019-08-20 2019-08-20 一种双脉冲固体发动机

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110630404A true CN110630404A (zh) 2019-12-31
CN110630404B CN110630404B (zh) 2021-11-19

Family

ID=68970569

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910769142.7A Active CN110630404B (zh) 2019-08-20 2019-08-20 一种双脉冲固体发动机

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN110630404B (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111734553A (zh) * 2020-07-03 2020-10-02 宁波曙翔新材料股份有限公司 一种双脉冲发动机燃烧室壳体及成型方法
CN115711188A (zh) * 2022-11-21 2023-02-24 北京中科宇航技术有限公司 一种提高整体模压喷管粘接界面密封性的结构

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5600946A (en) * 1994-04-29 1997-02-11 Thiokol Corporation Solid propellant dual pulse rocket motor loaded case and ignition system and method of manufacture
CN102062211A (zh) * 2009-11-11 2011-05-18 八千代工业株式会社 具有改进的密封结构的压力容器
CN106762223A (zh) * 2016-12-18 2017-05-31 内蒙古航天红峡化工有限公司 一种固体火箭发动机药柱软隔层间隙成型装置
CN109441664A (zh) * 2018-12-29 2019-03-08 湖北航天技术研究院总体设计所 一种一体化双脉冲固体发动机软质隔层
CN109707534A (zh) * 2018-12-28 2019-05-03 湖北航天技术研究院总体设计所 一种径向隔层式双脉冲发动机
CN109723573A (zh) * 2018-12-28 2019-05-07 湖北航天技术研究院总体设计所 一种带药缠绕一体化结构的双脉冲发动机及制作方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5600946A (en) * 1994-04-29 1997-02-11 Thiokol Corporation Solid propellant dual pulse rocket motor loaded case and ignition system and method of manufacture
CN102062211A (zh) * 2009-11-11 2011-05-18 八千代工业株式会社 具有改进的密封结构的压力容器
CN106762223A (zh) * 2016-12-18 2017-05-31 内蒙古航天红峡化工有限公司 一种固体火箭发动机药柱软隔层间隙成型装置
CN109707534A (zh) * 2018-12-28 2019-05-03 湖北航天技术研究院总体设计所 一种径向隔层式双脉冲发动机
CN109723573A (zh) * 2018-12-28 2019-05-07 湖北航天技术研究院总体设计所 一种带药缠绕一体化结构的双脉冲发动机及制作方法
CN109441664A (zh) * 2018-12-29 2019-03-08 湖北航天技术研究院总体设计所 一种一体化双脉冲固体发动机软质隔层

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111734553A (zh) * 2020-07-03 2020-10-02 宁波曙翔新材料股份有限公司 一种双脉冲发动机燃烧室壳体及成型方法
CN111734553B (zh) * 2020-07-03 2021-06-18 宁波曙翔新材料股份有限公司 一种双脉冲发动机燃烧室壳体及成型方法
CN115711188A (zh) * 2022-11-21 2023-02-24 北京中科宇航技术有限公司 一种提高整体模压喷管粘接界面密封性的结构
CN115711188B (zh) * 2022-11-21 2024-06-04 北京中科宇航技术有限公司 一种提高整体模压喷管粘接界面密封性的结构

Also Published As

Publication number Publication date
CN110630404B (zh) 2021-11-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110630404B (zh) 一种双脉冲固体发动机
CN103267120A (zh) 一种用于定容燃烧弹的高温高压密封窗
CN107719631B (zh) 一种集热防护与成件安装一体的连接结构
CN103244309B (zh) 一种固体火箭冲压组合发动机壳体
CN109707534B (zh) 一种径向隔层式双脉冲发动机
CN109488771B (zh) 快速拆装分瓣迷宫式热密封结构
CN109026445B (zh) 多喷管固体姿控发动机堵盖结构
CN104143801A (zh) 导电杆支撑结构及使用该导电杆支撑结构的管道母线
CN108007280B (zh) 一种舵机防热结构
CN117145655B (zh) 一种用于固体火箭发动机喷管与尾舱的柔性防热密封结构
CN110529286B (zh) 一种整体隔层式双脉冲发动机
CN110594039A (zh) 一种降低双脉冲固体发动机隔层应变的隔层结构
CN114683445B (zh) 一种固体火箭发动机免拆卸翼柱型药柱成型模具及成型方法
CN111022217A (zh) 一种用于双脉冲燃发器的级间隔离导通装置
CN104279194A (zh) 一种燃气挤压式油箱
CN117145654B (zh) 一种可适应喷管变形的低成本弹尾防热密封结构
CA2814308A1 (en) Improved thermal insulation of rocket engines
CN213392422U (zh) 一种固体火箭发动机及火箭
CN113606057A (zh) 一种适用于多脉冲固体火箭发动机的轴向滑动式隔板
CN210738695U (zh) 一种固体冲压发动机喷管堵盖结构
CN211343775U (zh) 一种变速器与发动机的连接件
CN210738694U (zh) 一种脉冲发动机级间隔离装置
CN112520060A (zh) 一种无人机火箭助推器
CN215928369U (zh) 一种复合垫片式密封结构
CN115750145A (zh) 一种适用于狭窄空间的喷管法兰连接结构

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