CN112211747A - 旋转加速型固体火箭发动机内部结构 - Google Patents

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张群
马晓曦
王晓燕
王紫欣
高耀红
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    • 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
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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Abstract

本发明提供了一种旋转加速型固体火箭发动机内部结构，包括点火器、带螺旋槽的固体药柱、喷口对称分布的后连接裙以及四个小型喷管。其特征在于，所述结构在药柱内燃烧面打出了螺距逐渐减小的螺旋形内槽；尾部不再采用传统的拉伐尔喷管结构，而是设计了一种自带喷口的后连接裙与出口的小型喷管组合成收敛‑扩张型的通道。通过开槽来增加燃烧面积解决了不扩大体积而获得更大推力的需求，通过设计新型喷管结构缩短了发动机的长度，通过改变喷管角度使得装备可以旋转前进降低迎面阻力。本发明在保证了发动机点火燃烧稳定性的同时提升了发动机的推力。

Description

旋转加速型固体火箭发动机内部结构
技术领域
本发明涉及固体火箭发动机技术领域，具体地说，涉及一种旋转加速型固体火箭发动机内部结构。
背景技术
在小型战术导弹的设计中，为了提高装备的性能经常采用固体火箭发动机作为动力源。火箭推进是喷气推进的形式之一，这种推进形式喷射的物质全部来源于动力装置所携带的推进剂，不需要利用周围大气。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构成。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以化学元素，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。
发动机工作时，由点火装置点燃点火药。点火药的燃烧产物流经装药表面，将装药迅速加热点燃，将助推剂的化学能转变成燃烧产物的热能，继而膨胀加速后高速喷出产生推力。
药柱是固体火箭发动机的重要组成部分，决定发动机的主要弹道性能；药柱的燃面设计是发动机设计的重要内容。固体火箭发动机在工作压强、喉径等设计参数一定的情况下，通过改变药柱的燃面可以调节发动机的推力，即药柱的燃面变化决定发动机的推力变化。对于恒面燃烧药柱，通常采用几何形状简单、无余药、无应力集中现象及制造工艺成熟的管形药。
发明内容
本发明的目的在于提供一种旋转加速型固体火箭发动机内部结构，以满足现有技术对固体火箭发动机性能提升的需求。
技术方案
本发明的目的在于提供一种旋转加速型固体火箭发动机内部结构。
本发明技术方案如下:
一种旋转加速型固体火箭发动机内部结构，包括带螺旋槽的固体药柱、喷口对称分布的后连接裙以及四个小型喷管。
所述的带螺旋槽的固体药柱结构，其特征在于药柱的内部燃烧表面上设计出了螺距由外向里逐步减小的螺旋形凹槽，螺距范围在60～100mm,凹槽的深度d<15mm，宽度范围在15～20mm。随着燃烧进行药柱尾部的燃烧表面积逐步增加从而获得随时间上升的推力。
所述的带有喷口的后连接裙，其特征在于与前端逐渐收缩的管道以及尾部的多个扩张型喷管共同组成一个类似拉伐尔喷管的结构，在不影响气体膨胀加速的前提下缩短了发动机整体的长度；且喷口处设有螺纹用于和尾部的喷管连接。
所述的四个小型喷管，其特征与普通喷管安装角度的不同，一般喷管出口方向与轴向一致。但在本发明中采取了沿顺时针方向与轴向、径向均成一个小于25°的夹角的安装方法，目的是为了使得喷气具有一个周向的速度来带动整个飞行装置旋转前进，这样可以降低飞行时的迎面阻力以获得更理想的飞行速度和射程。
本发明具有以下有益效果：
本发明设计的一种旋转加速式固体火箭发动机内部结构，优点在于通过对于药柱燃面几何形状的改变获得了更好的燃烧和加速效果，且不会像普通的打孔法会对药柱产生裂痕和推进剂脱落的影响。设计改进的喷管结构虽不如普通拉伐尔喷管一样结构简单，但是通过对收敛段的改进缩短了发动机整体的长度，而且四个呈角度分布的小型喷管给予了飞行器旋转这一特点，在不改变载药量以及增加预算的情况下对发动机的性能进行了提升。
附图说明：
图1：一种旋转加速型固体火箭发动机内部结构整体示意图
图2：一种旋转加速型固体火箭发动机内部结构剖视图
图3：发动机侧视图
图4：发动机后视图
图中：1-固体火箭发动机点火器；2-经过表面处理的药柱；3-收敛形连接裙；4-尾部小型喷管
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，图2，本发明提供了一种旋转加速型固体火箭发动机内部结构。图1为一种旋转加速型固体火箭发动机内部结构整体示意图，图2为一种旋转加速型固体火箭发动机内部结构剖视图。
发动机工作时，由点火装置1点燃点火药，点火药的燃烧产物流经装药表面2，由于本设计中增加的螺旋凹槽使得装药表面积有头部向尾部逐渐增加，使得药柱内的推进剂随着反应进程将推进剂的化学能转变为燃烧产物的热能的速率不断上升，继而膨胀加速后高速排出产生一个随时间上升的推力。
而尾部设计的后连接裙3以及四个小型喷管4组合之后，不仅起到与原来拉伐尔喷管相同的作用，还因为喷管的角度设置使得喷气并非沿轴线喷出让发动机获得了一个周向的动能使得发动机旋转前进，减小了迎面阻力。本设计可以在不增加发动机整体体积以及推进剂载药量的情况下通过内部结构的设计和改良使得飞行器的飞行速度及射程得到一定的提升。

Claims (5)

1.旋转加速型固体火箭发动机内部结构，其特征在于：所述结构包括点火器、螺旋式内槽药柱，对称分布喷口的后连接裙以及四个扩张型喷管；所述喷管通过螺纹连接的方式固定在后连接裙上。
2.根据权利要求1所述的一种旋转加速型固体火箭发动机内部结构，其特征在于：燃烧段的药柱内燃烧表面开有螺距逐渐收缩的螺旋槽，螺距范围在60-100mm,凹槽的深度d<15mm，宽度范围在15-20mm；凹槽的具体尺寸可由药柱的材料及动力要求决定。
3.根据权利要求1所述的一种旋转加速型固体火箭发动机内部结构，其特征在于：设计了异型排气结构，在后连接裙上设计出直径约为90-120mm的喷气口，喷气口壁面上设有与喷管匹配的螺纹。
4.根据权利要求1所述的一种旋转加速型固体火箭发动机内部结构，其特征在于：尾喷管由四个对称分布的扩张型喷管组成。
5.根据权利要求1和权利要求4所述的一种旋转加速型固体火箭发动机内部结构，其特征在于：四个小型喷管并非沿轴线固定，而是沿顺时针方向分布在轴向和径向上均有一个小于25°的角。
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SE01 Entry into force of request for substantive examination
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