CN112983676B - 一种固体火箭发动机燃烧室药柱 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种新型固体火箭发动机药柱。此药柱采用内外三个燃气通道相结合的方式，用以增加接触燃烧表面积。药柱整体为内孔燃烧的双环管状药柱，内环中心为内燃气通道，两环之间是外燃气通道，外环与燃烧室壁面之间是辅助燃气通道；内外燃气通道由气路凸台连通，可实现内环燃气与外环燃气的掺混，外环药柱上的连接孔则连通了三个气路，三个气路的相互作用，加大了内外环管状药柱燃烧面积的同时，也增加了外燃气通道的燃气温度，使的药柱充分燃烧。内环上的气路凸台对外环燃气有着较强的扰动作用，增强了外环流场的紊乱程度，从而实现药柱的快速燃烧，提高了燃烧的效率。

Description

一种固体火箭发动机燃烧室药柱
技术领域
本发明属于固体火箭发动机技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机燃烧室药柱。
背景技术
火箭发动机主要分为太阳能火箭发动机、电能火箭发动机、核能火箭发动机和化学能火箭发动机。化学火箭发动机是目前技术最为成熟、应用最为广泛的火箭发动机。化学能火箭发动机根据所携带的推进剂物理状态不同，又可以分为液体火箭发动机、固体火箭发动机和固液混合火箭发动机三种类型。固体火箭发动机结构形状简单，所需要的零、部件少，且一般没有运动件，所以一般便携式导弹能源装置主要以固体火箭发动机为主。
药柱是固体火箭发动机的重要组成部分，其燃烧效率决定了发动机的主要弹道性能，因此增强药柱的燃烧效率是固体火箭发动机设计的重要内容。本发明采用双环管状药柱和三个燃气通道相结合的方法，大大增加了药柱接触燃烧面积，加快了药柱的燃烧速率，进而提高药柱的燃烧效率。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提出一种固体火箭发动机燃烧室药柱，以解决现阶段出现的药柱燃烧效率不高的问题。本技术通过内孔燃烧的双环管状和三燃气通道相结合的方法，增加药柱燃烧时的接触面积，使得双环管状药柱的内环表面同时燃烧，促进了燃烧的充分性；三个燃气通道相同，内环高温燃气不断向外环和辅助燃气通道扩散，一定程度上提高了外部两燃气通道的温度，加快了燃烧过程的进行，同时也有效减少了燃烧室壁面上余药的产生，进而提高了燃烧效率。
技术方案
本发明的目的在于提供一种固体火箭发动机燃烧室药柱。
本发明技术方案如下：
一种固体火箭发动机燃烧室药柱，其特征在于：固体火箭燃烧室药柱由双环管状药柱组成，其内部燃气通道被内环药柱分隔为两路，外环药柱直径沿轴向逐渐减小，与燃烧室壁面形成辅助燃气通道。内外两燃气通道由内环上的气路凸台相连接，而外环壁面上的气孔则实现了三路燃气的掺混。
所述的一种内含传热壁的固体火箭发动机结构，其特征在于：气路凸台整体呈方块状，在其外表面上分别设置了大小不同的气孔，上表面主气孔最大，侧面副气孔次之；气路凸台采用叉排的形式排列在内环管状药柱的外壁面上，具体个数分布和间距应根据内环药柱的外径大小进行设置。
所述的一种内含传热壁的固体火箭发动机结构，其特征在于：外环药柱由水平段和收缩段组成，且两段长度大致相同；在收缩段壁面上分布着大小相同的连接孔，并以叉排(或顺排)方式沿圆形对称分布，具体个数分布和间距应根据收缩段的外径大小进行设置。
所述的一种内含传热壁的固体火箭发动机结构，其特征在于：外环药柱水平段和收缩段交界处分布着一圈大小相同的连接孔。
本发明具有以下有益效果：
(1)本发明采用双环管状药柱，利用其内外环药柱的结构特性，将燃气通道划分为内外燃气通道；同时外环药柱收缩段与燃烧室壁面之间形成辅助燃气通道，此三条燃气通道大大增加了药柱燃烧时的接触面积，使得管状药柱内外表面同时燃烧，且燃烧更加充分。(2)本发明的内环药柱上采用气路凸台，内环燃气通过气孔喷向外燃气通道，根据热量传递的一般规律，外环燃气温度上升，同时一股内环燃气垂直喷入外环燃气中，两股燃气均匀掺混，大大增加了药柱燃烧速率。(3)本发明中气路凸台阻挡了一定燃气的流动，从而产生多个回流区，加剧了流场的紊乱程度，促进了药柱的燃烧效率。(4)本发明中外环药柱的壁面上设置连接孔，使外环燃气与辅助气路的燃气相互掺混；辅助气路的燃气在增加温度和紊乱度的同时，避免了固体火箭发动机燃烧室壁面上余药的产生，使得燃烧更加充分，燃烧效率更高
附图说明
图1：一种固体火箭发动机燃烧室药柱3/4的示意图
图2：一种固体火箭发动机燃烧室药柱的剖面图
图3：外环管状药柱的示意图
图4：内环管状药柱的局部放大图
图5：内环管状药柱的剖面图
图中：1-燃烧室壁面，2-外环管状药柱，3-内环管状药柱，4-连接孔，5-气路凸台，6-主气孔，7-副气孔，8-内燃气通道，9-外燃气通道，10-辅助燃气通道。
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增加药柱燃烧接触面积并增加气态燃烧产物紊乱度的固体火箭发动机燃烧室药柱。
具体过程：
设计限制边界一定，燃烧室1内采用内孔燃烧的双环管状药柱，此药柱大体由内环管状药柱3、外环管状药柱2、内燃气通道8、外燃气通道9和辅助燃气通道组成；内环管状药柱3壁面上设置有气路凸台5，用以连通内外燃气通道。常温、常压下的内外环管状药柱在燃烧室1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，同时部分内环燃气通过主气孔6和副气孔7喷出，与外环燃气掺混，实现了两燃气通道的热量传递，使得外燃气通道9温度增加，加快了燃烧的速率；气路凸台5的存在令外燃气通道9凹凸不平，其阻挡了一定燃气的流动，从而产生多个回流区，加剧了流场的紊乱程度，促进了药柱燃烧的进行。药柱整体燃烧进行到外环管状药柱2的过渡段时，其外表面与燃烧室壁面1形成辅助燃气通道10，外环燃气通过连接孔4喷入其中，同样可实现能量的传递；同时设置辅助燃气通道可有效预防燃烧室壁面1上药柱余药的产生，而外环管状药柱水平段和收缩段处的连接孔4，亦可防止尖角缝隙处药柱燃烧的不充分。内燃气通道8、外燃气通道9和辅助燃气通道10使得双环管状药柱的内外表面同时进行燃烧作用，极大程度的增加了药柱燃烧接触面积，使得固体火箭发动机燃烧的更加充分，有效提高了整体的燃烧效率。

Claims (2)

1.一种固体火箭发动机燃烧室药柱，其特征在于：固体火箭发动机燃烧室药柱由双环管状药柱组成，内环管状药柱的内部为内燃气通道，外环管状药柱与内环管状药柱之间是外燃气通道，外环管状药柱直径沿轴向逐渐减小，并与燃烧室壁面形成辅助燃气通道；内燃气通道和外燃气通道由内环管状药柱上的气路凸台相连接，而外环管状药柱壁面上的连接孔则实现了三路燃气的掺混；气路凸台整体呈方块状，在其外表面上分别设置了大小不同的气孔，上表面主气孔最大，侧面副气孔次之；气路凸台采用叉排的形式排列在内环管状药柱的外壁面上，具体个数分布和间距应根据内环管状药柱的外径大小进行设置；外环管状药柱由水平段和收缩段组成，且两段长度大致相同；在收缩段壁面上分布着大小相同的连接孔，并以叉排或顺排方式沿圆形对称分布，具体个数分布和间距应根据收缩段的外径大小进行设置。
2.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机燃烧室药柱，其特征在于：外环管状药柱水平段和收缩段交界处分布着一圈大小相同的连接孔。
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Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3188802A (en) * 1961-11-29 1965-06-15 Thiokol Chemical Corp Solid propellant grain
US4936092A (en) * 1988-11-28 1990-06-26 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Propellant grain design
KR20110082309A (ko) * 2010-01-11 2011-07-19 한국과학기술원 산화제 촉매 분해를 이용한 하이브리드 로켓
CN106870205A (zh) * 2017-01-19 2017-06-20 北京航空航天大学 一种双孔形分段旋转装药固液火箭发动机推力室
CN112211749A (zh) * 2020-09-18 2021-01-12 西北工业大学 一种小型固体火箭发动机

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4345427A (en) * 1979-10-26 1982-08-24 Thiokol Corporation Rocket motor or gas generator having controlled thrust or mass flow output
RU2265746C2 (ru) * 2003-12-02 2005-12-10 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Ракетный двигатель твердого топлива
CN101004133B (zh) * 2007-01-17 2010-07-28 中国兵器工业第二一三研究所 声波震荡及脉冲燃烧式压裂器
CN106837608A (zh) * 2017-04-01 2017-06-13 北京航空航天大学 一种分段装药端燃变推力固液火箭发动机结构
CN112228247A (zh) * 2020-09-18 2021-01-15 西北工业大学 一种带蜂窝孔的导叶片式套管型药柱结构

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3188802A (en) * 1961-11-29 1965-06-15 Thiokol Chemical Corp Solid propellant grain
US4936092A (en) * 1988-11-28 1990-06-26 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Propellant grain design
KR20110082309A (ko) * 2010-01-11 2011-07-19 한국과학기술원 산화제 촉매 분해를 이용한 하이브리드 로켓
CN106870205A (zh) * 2017-01-19 2017-06-20 北京航空航天大学 一种双孔形分段旋转装药固液火箭发动机推力室
CN112211749A (zh) * 2020-09-18 2021-01-12 西北工业大学 一种小型固体火箭发动机

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