CN112211746A - 内含旋叶的固体火箭发动机燃烧室 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种内含旋叶的固体火箭发动机燃烧室结构。此燃烧室利用药柱开槽的空闲位置加入旋叶，以增强固体推进剂装药的燃烧效率。在设计限制边界一定的条件下，在管状药柱末端进行过渡三叉开槽且开槽最大深度等于药柱外直径，通过开槽前端的旋叶对气态燃烧产物的扰动作用，在保证装药的完整性和该药型的固体火箭发动机的装药燃烧室的高装填比的前提下，气态燃烧产物通过倾斜叶面以及旋叶内部类转子结构，带动旋叶转动，通过类转子通道的气流增速增压，加速了燃烧过程，大幅度提高了气态燃烧产物进入喷管膨胀的速度，同时三叉旋叶架与燃烧室的连接处采用收缩圆锥状的连接锥，可有效减小药柱在接触边缘的残留量。

Description

内含旋叶的固体火箭发动机燃烧室

技术领域

本发明属于固体火箭发动机技术领域，具体涉及一种内含旋叶的固体火箭发动机燃烧室。

背景技术

固体火箭发动机是固体推进剂火箭发动机的简称，主要由燃烧室壳体固体推进剂装药、喷管和点火装置等几部分组成。在固体火箭发动机中，燃烧用的推进剂经压伸或浇注制成所需形状的装药，直接装于燃烧室或发动机壳体内。所以，固体推进剂又叫做药柱,它含有完全燃烧所需要的所有化学元素,通常是在药柱的暴露表面上按预定的速率缓慢平稳地燃烧。

固体推进剂装药在燃烧室内的安装方式主要有两种:贴壁浇注式和自由装填式。前者是指将燃烧室壳体作为模具，推进剂直接浇注到壳体内，与壳体或壳体绝热层黏结；后者是指药柱的制造在壳体外进行，然后装入壳体中。自由装填药柱用在一些小型战术导弹或中等规模的发动机上，也常用在大型导弹的弹射动力装置和分离火箭中，一般成本较低,易于检查。相比较而言,贴壁浇注装药呈现出更好的性能，由于不需要支撑装置和支撑垫片，且绝热层薄,因此情性质量略低，有较高的容积装填系数。目前几乎所有的大型固体发动机和许多战术导弹发动机都使用贴壁浇注装药。

管槽药型是长细比较大、燃面变化规律要求较平稳的固体火箭发动机常用的药柱结构，通过优化槽的个数、管槽过渡斜槽结构尺寸等结构参数实现预期的燃面随肉厚的变化规律。随着对固体火箭发动机整体性能要求的不断提高，在燃烧室壳体尺寸一定的条件下，装药燃烧室的装填比和燃烧室的空间利用率应有所提高。本发明利用三叉斜圆槽和内部旋叶，在保证高装填比的情况下，利用开槽空闲空间，通过旋叶加强气流扰动，可以有效加快燃烧速率，提高气流流动速度，一定程度提高固体火箭发动机的整体性能。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提出一种内含旋叶的固体火箭发动机燃烧室结构，以解决现阶段出现的装填比和空间利用率不高的问题。本技术首先通过三叉斜圆槽，在对管状药柱开槽的前提下，提高该药型的固体火箭发动机装药燃烧室的装填比，然后内设旋叶，不仅有效提高药柱的燃烧速度和气流流速的同时，而且增大了燃烧室的空间利用率。

技术方案

本发明的目的在于提供一种内含旋叶的固体火箭发动机燃烧室结构。

本发明技术方案如下：

一种内含旋叶的固体火箭发动机燃烧室，其特征在于：旋叶设置在管状药柱三叉斜圆槽的前端且位于药柱内管的中心轴线上，利用三叉旋叶架与燃烧室壁相连接，其连接处的连接锥呈收缩圆锥状，连接锥与圆柱杆的接触位置采用圆弧过渡；旋叶叶面保持一定角度的倾斜，内部设置平行的类转子结构，类转子截面叶型中，最大直径的内切圆圆心大致离叶片前缘的距离约为整个叶片长度的三分之一；管状药柱的三叉斜圆槽宽度小于药柱外直径的0.02倍，最大深度与药柱外直径一致。

所述的内含旋叶的固体火箭发动机燃烧室，其特征在于：三叉斜圆槽在已有的过渡斜槽基础上，采用圆弧过渡，圆弧始末两切线的夹角大致为90°，三叉槽之间相隔120°均匀分布，深度与药柱外直径一致，整个三叉斜圆槽直至管状药柱尾部结束。

所述的内含旋叶的固体火箭发动机燃烧室，其特征在于：旋叶由四个相同叶片组成，旋转对称并相隔90°；旋叶叶面倾斜，与竖直平面大致保持45°倾斜角；旋叶整体呈直角梯形状，斜角边连接在旋转轴上，用以保持结构的稳定性；旋叶叶片中空，每个叶片内含7个结构相同的类转子结构。

所述的内含旋叶的固体火箭发动机燃烧室，其特征在于：叶片中类转子呈线性排列，叶片截面的叶型中，沿叶旋线的内切圆直径大小呈开口向下的抛物线函数关系，靠近来流方向的一端为截面叶型的头部，头部内切圆的直径大于尾部内切圆的直径，且最大直径的内切圆距离叶型头部三分之一处左右。

所述的内含旋叶的固体火箭发动机燃烧室，其特征在于：旋叶通过三叉旋叶架与燃烧室壳体相连接，连接处为收缩圆锥状的连接锥，其母线与圆锥中轴线的夹角为20°～30°，连接锥与圆柱杆的接触位置采用圆弧过渡；三叉旋叶架位于三叉槽中，且位于整个三叉斜圆槽的头部。

本发明具有以下有益效果：

(1)本发明采用三叉斜圆槽，在已有的过渡斜槽基础上，采用圆弧过渡，在解决等宽度槽状态下，直径越小的部分应力应变越大的问题同时，有效提高了装药燃烧室的装填比。(2)本发明采用了中间旋叶装置，在推进剂点燃的瞬间，产生高温高压的气态燃烧产物，气态产物通过叶片的45°倾斜叶面，对称位置上产生的扭转力矩无法相互抵消，带动旋叶转动；旋叶的转动增强了气流的紊乱度，加速了气态燃烧产物向喷嘴的流动，促进了推进剂在高压环境中持续燃烧的速度。(3)中空叶片内置类转子结构，在叶片旋转的情况下，类转子对气流做功加压，使得通过类转子的气流速度增加。(4)旋叶通过三叉旋叶架与燃烧室连接，连接部分采用收缩圆锥状的连接锥，避免直角处药柱燃烧不充分，出现余药情况，连接锥与圆柱杆的接触位置采用圆弧过渡，以减少应力集中现象。

附图说明

图1：内含旋叶的固体火箭发动机燃烧室的截面视图

图2：内含旋叶的固体火箭发动机燃烧室的主视图

图3：三叉斜圆槽的截面视图

图4：旋叶的主视图

图5：类转子的的截面视图

图6：连接锥的主视图

图中：1-燃烧室壳体，2-管状药柱，3-三叉斜圆槽，4-旋叶，5-类转子，6-三叉旋叶架，7-连接锥。

具体实施方式

现结合附图对本发明作进一步描述：

结合图1，本发明提供了一种有效提高药柱燃烧速度并增加气态燃烧产物流速的内含旋叶的固体火箭发动机燃烧室。

具体过程：

在设计限制边界一定，采用内孔燃烧的管状药柱2，并在管状药柱末端开过渡槽的情况下，本设计的开槽位置采用圆弧过渡的三叉斜圆槽3，此圆弧内切与普通过渡斜槽的两条边界线，有效提高采用该药型的固体火箭发动机装药燃烧室的装填比。常温、常压下的管状药柱2在燃烧室内瞬时点燃后，产生高温、高压的气态燃烧产物，不平衡压差使得气流向下游喷口方向流动。旋叶4的叶面与竖直平面呈45°倾斜角并保持圆形对称，气流经过旋叶4时，旋叶叶片在对称位置上产生的扭转力矩无法相互抵消，扭矩的存在使得旋叶旋转，增强了气流的紊乱度，加速了气态燃烧产物向喷嘴的流动，促进了管状药柱2在高压环境中持续燃烧的速度。旋叶4叶片中空，内含平行倾斜叶面且线性排列的类转子5，其最大直径内切圆的圆心离叶片前缘的距离约为整个叶片长度的三分之一，旋叶4转动的情况下，类转子5对气流做功增压，气流在类转子中得到切线方向的加速度，其加速度的方向与类转子的运动方向一致，增加了气流紊乱度和气流流速，促进了气态燃烧产物在喷管内部的等熵膨胀过程，固体火箭发动机的整体性能得到的一定的提升。旋叶4通过三叉旋叶架6与燃烧室壳体1连接，连接处为连接锥7装置，连接锥采用收缩圆锥状，母线与中轴线20°～30°的夹角，可避免药柱在直角连接处的余药，同时，连接锥与圆柱杆的接触位置采用圆弧过渡，可有效避免尖角处应力集中情况，使得结构增加稳定。

Claims (5)

1.内含旋叶的固体火箭发动机燃烧室，其特征在于：旋叶设置在管状药柱三叉斜圆槽的前端且位于药柱内管的中心轴线上，利用三叉旋叶架与燃烧室壁相连接，其连接处的连接锥呈收缩圆锥状；旋叶叶面保持一定角度的倾斜，内部设置平行的类转子结构，类转子截面叶型中，最大直径的内切圆圆心大致离叶片前缘的距离约为整个叶片长度的三分之一；管状药柱的三叉斜圆槽宽度小于药柱外直径的0.02倍，开槽的最大深度与药柱外直径一致。

2.根据权利要求1所述的内含旋叶的固体火箭发动机燃烧室，其特征在于：三叉斜圆槽在已有的过渡斜槽基础上，采用圆弧过渡，圆弧始末两切线的夹角大致为90°，三叉槽之间相隔120°均匀分布，深度与药柱外直径一致，整个三叉斜圆槽直至管状药柱尾部结束。

3.根据权利要求1所述的内含旋叶的固体火箭发动机燃烧室，其特征在于：旋叶由四个相同叶片组成，旋转对称并相隔90°；旋叶叶面倾斜，与竖直平面大致保持45°倾斜角；旋叶整体呈直角梯形状，斜角边连接在旋转轴上，用以保持结构的稳定性；旋叶叶片中空，每个叶片内含7个结构相同的类转子结构。

4.根据权利要求1所述的内含旋叶的固体火箭发动机燃烧室，其特征在于：叶片中类转子呈线性排列，叶片截面的叶型中，沿叶旋线的内切圆直径大小呈开口向下的抛物线函数关系，靠近来流方向的一端为截面叶型的头部，头部内切圆的直径大于尾部内切圆的直径，且最大直径的内切圆距离叶型头部三分之一处左右。

5.根据权利要求1所述的内含旋叶的固体火箭发动机燃烧室，其特征在于：旋叶通过三叉旋叶架与燃烧室壳体相连接，连接处为收缩圆锥状的连接锥，其母线与圆锥中轴线的夹角为20°～30°，连接锥与圆柱杆的接触位置采用圆弧过渡；三叉旋叶架位于三叉槽中，且位于整个三叉斜圆槽的头部。

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