CN111207006A - 一种固体火箭发动机大脱粘满装填装药结构 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种固体火箭发动机大脱粘满装填装药结构，包括药柱1、绝热层2以及燃烧室壳体3；所述燃烧室壳体3内表面进行喷砂处理，均匀喷涂胶粘剂，绝热层2与燃烧室壳体3真空粘接；已粘接的绝热层2内表面进行打毛处理并均匀抛涂衬层和粘结剂，所述药柱1选用丁羟复合推进剂采用真空贴壁浇注方式固化成型。本发明在固体发动机壳体内粘贴绝热层，绝热层采用大脱粘变厚度设计，燃烧室装药采用贴壁浇注、近满装填形式，装填比≥99％。本发明可有效改善固体火箭发动机工作过程中药柱的温度应力及粘结界面应力，提高发动机装药装填系数，提高发动机冲质比以及内弹道性能，有利于提高飞行器性能。

Description

一种固体火箭发动机大脱粘满装填装药结构
技术领域
本发明涉及一种固体火箭发动机大脱粘满装填装药结构,属于固体火箭发动机装药结构设计领域。
背景技术
行星采样返回上升器由行星表面起飞入轨到自主交会轨道，考虑行星表面环境约束，为满足任务实施过程中力学及质量等工程约束要求，上升器固体推进系统对固体发动机轻质高装填及严酷低温条件下性能提出了很高的要求。
燃烧室装药是固体火箭发动机结构中的重要部份之一，它为发动机提供动力，推动上升器飞行。在低温严酷环境中，大型端面燃烧药柱与绝热层粘接界面承受很大应力，大脱粘结构设计可以改善药柱的温度应力及粘结界面应力，提高发动机严酷低温条件下工作可靠性，绝热层作为燃烧室内衬，保护发动机壳体不过热失强，装药结构设计影响发动机装填比并决定了发动机的推力变化形式。
为了保证发动机性能及轻质要求，该装药结构采用大脱粘结构改善装药结构应力分布，采用变厚度绝热层及近似满装填装药结构设计，明显提高了装填比，壳体采用TC11高强度钛合金材料，极大的减轻发动机消极重量。
发明内容
本发明提出了一种固体火箭发动机大脱粘满装填装药结构，有利于改善装药应力分布，提高发动机装填比，减轻发动机消极质量。
为了达到上述技术效果，本发明提供了一种固体火箭发动机大脱粘满装填装药结构，包括药柱、绝热层以及燃烧室壳体；
所述燃烧室壳体内表面进行喷砂处理，均匀喷涂胶粘剂，绝热层相对传统发动机增大脱粘长度，采用变厚度设计与燃烧室壳体粘接；已粘接的绝热层内表面进行打毛处理并均匀抛涂粘结剂，贴壁注入丁羟复合推进剂，推进剂采用近似满装填结构，装填比达到99％，燃烧室壳体选用高强度钛合金材料。
进一步的，所述药柱采用贴壁浇注方法固化成型，推进剂装填比≥99％。
进一步的，所述绝热层(1)采用大脱粘变厚度设计，绝热层厚度由燃烧室尾部呈阶梯状分四段向头部递减，厚度减小位置为(a)、(b)、(c)处,四段绝热层厚度从厚到薄依次为14～22mm、8mm、4mm、2mm。
进一步的，所述绝热层大脱粘结构起始点(B)距离结束点(A)深度为235mm，脱粘盖层厚度2mm，脱粘底层厚度由燃烧室前端向后递减，为11.5～20.2mm。
进一步的，所述燃烧室壳体采用前封头+筒体段+后封头设计，各段采用真空电子束焊,燃烧室长度为750mm，筒体段外径450，筒体段内径445mm。
进一步的，所述药柱采用丁羟复合推进剂，贴壁浇注方式；所述绝热层的材料为三元乙丙橡胶；所述燃烧室壳体采用TC11高强度钛合金材料。
进一步的，所述绝热层(2)尾部与推进剂药柱(1)之间为自由脱粘结构，推进剂药柱(1)与自由脱粘结构的盖层绝热层同步进行温度应变，改善绝热层(2)与推进剂药柱(1)之间的粘结界面应力。
本发明与现有技术相比具有的有益效果是：
(1)本发明可有效改善固体火箭发动机药柱的温度应力及粘结界面应力，大脱粘结构能进一步提高发动机工作可靠性。
(2)本发明可有效减轻固体火箭发动机消极质量，绝热层采用变厚度设计，药柱采用异形端面燃烧且装填比大于99％，最大化利用装药空间，增加装药量，提高发动机总冲，减轻了发动机质量，提高上升器性能；
(3)本发明壳体采用TC11高强度钛合金材料，承压能力强，密度低，保证了发动机工作的可靠性，提高了导弹整体的工作可靠性。
附图说明
图1为本发明实施例提供的带固体火箭发动机燃烧室结构的示意图；
图2为本发明实施例提供的大脱粘绝热层结构的示意图；
图3为现有固体火箭发动机壳体结构的示意图。
具体实施方式
本发明提供的解决方案是提供一种固体火箭发动机大脱粘满装填装药结构，固体火箭发动机绝热层采用大脱粘变厚度设计，改善药柱的温度应力及粘结界面应力，提高发动机工作可靠性。固体火箭发动机装药采用异形端面燃烧且装填比大于99％，最大化利用装药空间，增加装药量，提高发动机总冲，减轻发动机消极质量。
如图1所示，本发明提出的一种固体火箭发动机大脱粘满装填装药结构，包括药柱1、绝热层2以及燃烧室壳体3；
发动机燃烧室壳体3采用前封头+筒体段+后封头设计，各段采用真空电子束焊；对成型后燃烧室壳体3内表面进行喷砂处理,均匀喷涂胶粘剂；通过气囊将绝热层2与燃烧室壳体3粘接牢靠；对绝热层2内表面进行打毛处理，再均匀抛涂丁羟衬层粘结剂；真空贴壁浇注丁羟复合推进剂,低温固化成型药柱。
如图2所示，本发明提出的绝热层2采用大脱粘变厚度设计，绝热层大脱粘结构起始点B距离结束点A深度为235mm，脱粘盖层厚度2mm，脱粘底层厚度由燃烧室前端向后递减，为11.5～20.2mm。
绝热层变厚度设计为燃烧室尾部呈阶梯状分四段向头部递减，厚度减小位置为a、b、c处,四段绝热层厚度分别为14～22mm、8mm、4mm、2mm。
如图3所示，本发明提出的燃烧室壳体采用前封头+筒体段+后封头设计，各段采用真空电子束焊,燃烧室长度为750mm，筒体段外径450，筒体段内径445mm。
具体的，本发明药柱1采用丁羟复合推进剂，贴壁浇注方式，推进剂装填比：≥99％；绝热层2材料为三元乙丙橡胶；燃烧室壳体3材料为TC11高强度钛合金材料。
具体的，所述绝热层2尾部与推进剂药柱1之间采用自由脱粘结构，推进剂药柱1与自由脱粘结构的盖层绝热层同步进行温度应变，改善绝热层2与推进剂药柱1之间的粘结界面应力。
本发明给出的实施例：发动机燃烧室壳体3材料为TC11高强度钛合金，采用前封头+筒体段+后封头设计，各段采用真空电子束焊；对成型后燃烧室壳体3内表面进行喷砂处理,均匀喷涂胶粘剂；通过气囊将大脱粘变厚度绝热层2与燃烧室壳体3粘接牢靠；对绝热层2内表面进行打毛处理，再均匀抛涂丁羟衬层粘结剂；真空贴壁浇注丁羟复合推进剂,低温固化成型药柱。
在本发明的实施例中，发动机根据总体任务书的指标要求，设计相应的装药结构，采用了大脱粘满装填装药结构。根据发动机性能设计要求，明确了药柱的直径与长度，明确了绝热层各位置厚度及脱粘结构的尺寸，绝热层厚度减小位置为a、b、c处,由燃烧室尾端向前绝热层厚度分别为14～22mm、8mm、4mm、2mm，脱粘结构起始点B距离结束点A深度为235mm，脱粘盖层厚度2mm，脱粘底层厚度由燃烧室前端向后递减，为11.5～20.2mm。
采用固体火箭发动机大脱粘满装填装药结构，变厚度绝热层设计及药柱采用异形端面燃烧可以最大化利用装药空间，增加装药量，提高发动机总冲，减轻发动机性消极质量，提升上升器性能。
采用固体火箭发动机大脱粘满装填装药结构，大脱粘绝热层设计可有效改善严酷低温条件下固体火箭发动机药柱的温度应力及粘结界面应力，大脱粘结构能进一步提高发动机严酷低温条件下工作可靠性。
本发明的实施例公布的是较佳的实施例之一，对于本领域技术人员而言，显然不限于上述示范性实施例的细节，极易根据上述实施例，领会本发明的精神，并做出不同的引申和变化，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (7)

1.一种固体火箭发动机大脱粘满装填装药结构，其特征在于：包括药柱(1)、绝热层(2)以及燃烧室壳体(3)；
所述燃烧室壳体(3)内表面进行喷砂处理，均匀喷涂胶粘剂，绝热层(2)与燃烧室壳体(3)真空粘接；已粘接的绝热层(2)内表面进行打毛处理并均匀抛涂衬层和粘结剂，所述药柱(1)选用丁羟复合推进剂采用真空贴壁浇注方式固化成型。
2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机大脱粘满装填装药结构，其特征在于：所述药柱(1)采用采用贴壁浇注方法固化成型，推进剂装填比≥99％。
3.根据权利要求2所述的固体火箭发动机大脱粘满装填装药结构，其特征在于：绝热层(1)采用变厚度设计，绝热层厚度由燃烧室尾部呈阶梯状分四段向头部递减，厚度减小位置为a、b、c处,四段绝热层厚度从厚到薄依次为14～22mm、8mm、4mm、2mm。
4.根据权利要求所述的固体火箭发动机大脱粘满装填装药结构，其特征在于：所述大脱粘结构深度为235mm，脱粘盖层厚度为2mm，脱粘底层厚度由燃烧室前端向后递减，厚度为11.5～20.2mm。
5.根据权利要求1所述的固体火箭发动机大脱粘满装填装药结构，其特征在于：所述燃烧室壳体采用前封头、筒体段、后封头的三段式设计，各段之间连接均采用真空电子束焊；所述燃烧室长度为750mm，筒体段外径为450mm，筒体段内径为445mm。
6.根据权利要求1～5中任一项所述的固体火箭发动机大脱粘满装填装药结构，其特征在于：所述药柱(1)采用丁羟复合推进剂；所述绝热层(2)的材料为三元乙丙橡胶；所述燃烧室壳体(3)的材料采用TC11高强度钛合金。
7.根据权利要求1所述的固体火箭发动机大脱粘满装填装药结构，其特征在于，所述绝热层(2)尾部与推进剂药柱(1)之间同为自由脱粘结构，推进剂药柱(1)与自由脱粘结构的盖层绝热层同步进行温度应变，改善绝热层(2)与推进剂药柱(1)之间的粘结界面应力。
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