CN113153572A - 一种弧形叶片固体火箭发动机药柱结构 - Google Patents

一种弧形叶片固体火箭发动机药柱结构 Download PDF

Info

Publication number
CN113153572A
CN113153572A CN202110376338.7A CN202110376338A CN113153572A CN 113153572 A CN113153572 A CN 113153572A CN 202110376338 A CN202110376338 A CN 202110376338A CN 113153572 A CN113153572 A CN 113153572A
Authority
CN
China
Prior art keywords
grain
arc
solid rocket
rocket engine
blade
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.)
Pending
Application number
CN202110376338.7A
Other languages
English (en)
Inventor
张群
王紫欣
王晓燕
马晓曦
高耀红
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.)
Northwestern Polytechnical University
Original Assignee
Northwestern Polytechnical University
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 Northwestern Polytechnical University filed Critical Northwestern Polytechnical University
Priority to CN202110376338.7A priority Critical patent/CN113153572A/zh
Publication of CN113153572A publication Critical patent/CN113153572A/zh
Pending legal-status Critical Current

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
    • F02K9/10—Shape or structure of solid propellant charges
    • F02K9/12—Shape or structure of solid propellant charges made of two or more portions burning at different rates or having different characteristics
    • 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
    • F02K9/10—Shape or structure of solid propellant charges
    • F02K9/14—Shape or structure of solid propellant charges made from sheet-like materials, e.g. of carpet-roll type, of layered structure
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/35—Combustors or associated equipment
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/60—Structure; Surface texture

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

本发明提供了一种弧形叶片固体火箭发动机药柱结构，在中心药柱的外表面上均匀设置有旋转式分布的弧形叶片结构。燃气在药柱内部流动时燃面也会向后移动，当燃气流过该结构时，弧形叶片结构会使得燃气在其下游产生涡流，增强气流的扰动，并且随着叶片弯曲角度的增大，扰动越剧烈，燃料燃烧也更加充分。高温燃气沿着中心药柱外表面的旋转式直通道继续向前流动的过程中会产生旋流，减弱了燃气前进的阻力，使药柱表面的湍流粘度以及温度梯度更大，进而提高了药柱表面热流密度，增强了药柱表面对流换热，且该直通道呈收缩状，显著提高了推进剂燃速。该发明极大地增大了燃速，有利于燃料更加充分地燃烧。

Description

一种弧形叶片固体火箭发动机药柱结构
技术领域
本发明涉及固体火箭发动机领域，特别地，涉及一种弧形叶片固体火箭发动机药柱结构。
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。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。
固体火箭发动机的特点是所有的固体推进剂全都装填在燃烧室中，没有供应系统，推进系统是为导弹飞行提供动力、是导弹获得所需的飞行速度和射程的导弹分系统。随着固体推进剂的能量越来越高、燃速可调范围越来越广、装药工艺越来越先进，以及推力矢量装置的应用，固体火箭发动机作为空空导弹的推进系统，与液体火箭发动机相比，越来越显示出优势地位。
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，发动机的工作时间、燃烧室压力和推力均与药柱的几何形状和尺寸有关，同时其几何形状和尺寸也影响着药柱结构的完整性和发动机的质量比及推进剂质量与发动机总质量之比。燃烧室中燃料的燃速是确定内弹道过程的最重要的推进剂特性。在额定压力下，它应当足以达到发动机装置所要求的性能。这时根据强度要求不允许采用增大燃烧面的多根药柱，可能接受的解决方法是采用贴壁装药形式，而这时在燃面受到限制的条件下，必须以高燃速去保证所需的燃气生成量，因此提高燃速的唯一可靠的方法，是改进药柱的结构，同时让燃料燃烧地更加充分，以获得更大的能量和推力。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提出一种弧形叶片固体火箭发动机药柱结构，与现有的技术相比，本方案的优点是在传统套管型药柱几何形状的基础上，在中心药柱的外表面上设置有旋转式分布的弧形叶片结构，弧形叶片结构使得高温燃气在流过时，一部分燃气会由于弧形叶片结构而在下游产生涡流，增强气流的扰动，高温燃气在向前流动的过程中，随着弧形叶片弯曲角度逐渐增大，气流的扰动也会越剧烈，在一定程度上增加了火焰的停留时间，使得燃料燃烧更加充分，另一部分高温燃气则会沿着中心药柱外表面的旋转式直通道继续向前流动产生旋流，并带动周围燃气向前流动，且该直通道呈收缩状，即下游的叶片长度比上游的叶片长度更长，弯曲的角度更小，在一定程度上使高温燃气的燃速得到提高。
技术方案
本发明的目的在于提供一种弧形叶片固体火箭发动机药柱结构。
本发明技术方案如下：
一种弧形叶片固体火箭发动机药柱结构，包括外侧圆环药柱和中心圆柱外表面上弧形叶片的尺寸与布置。所述的一种弧形叶片固体火箭发动机药柱结构，其特征在于：中心圆柱外表面上均匀设置有弧形叶片结构，该叶片结构弯曲的角度为30°～90°，叶片长度大小范围为5～20mm，单排弧形叶片中心线的旋转角度范围为5°～15°。
本发明具有以下有益效果：
与现有的固体火箭发动机普通套管型药柱相比，本发明优点突出，主要表现在高温燃气在流经时会在叶片下游在形成涡流，可形成回流区使得推进剂充分燃烧，以获得更大的能量和推力，并且随着弧形叶片弯曲角度逐渐增大，气流的扰动也会越剧烈。叶片之间构成的旋转式直通道结构则在燃气沿轴向流动时使其产生旋流，减弱了燃气前进的阻力，使药柱表面的湍流粘度以及温度梯度更大，进而提高了药柱表面热流密度，增强了药柱表面对流换热，且该直通道呈收缩状，显著提高了推进剂燃速。该发明极大地增大了燃速，有利于燃料更加充分地燃烧，以获得更大的能量和推力，得到更加优越的内弹道性能。
附图说明
图1：一种弧形叶片固体火箭发动机药柱结构整体结构示意图
图2：一种弧形叶片固体火箭发动机药柱结构沿药柱轴向俯视图
图3：一种弧形叶片固体火箭发动机药柱结构沿俯视图A-A方向剖视图
图4：一种弧形叶片固体火箭发动机药柱结构中心药柱示意图
图5：一种弧形叶片固体火箭发动机药柱结构中心药柱主视图示意图
图6：单个弧形叶片结构示意图
图中：1－外侧圆环药柱，2－弧形叶片结构，3－中心药柱
具体实施方式
现结合附图对本发明作进一步描述：
图1为一种弧形叶片固体火箭发动机药柱结构整体结构示意图，图2为沿药柱轴向的俯视图，图3和图4分别为一种弧形叶片固体火箭发动机药柱结构沿俯视图A-A 方向剖视图和中心药柱示意图，由此可以看出该药柱结构的布局方式，图5和图6为一种弧形叶片固体火箭发动机药柱结构中心药柱主视图示意图和单个叶片结构示意图，用来确定弧形叶片尺寸、分布方式以及其相对位置。
燃烧室内的高温燃气在点火后沿轴向流动，在流经中心药柱3外表面上设置的弧形叶片结构2时，高温燃气会在弧形叶片结构下游产生涡流，形成回流区使得推进剂充分燃烧，高温燃气在向前流动的过程中，随着弧形叶片弯曲角度逐渐增大，气流的扰动也会越剧烈，在一定程度上增加了火焰的停留时间，使得燃料燃烧更加充分。与此同时，高温燃气在流经每两排弧形叶片之间的旋转式直通道时，会产生旋流，这一结构减弱了燃气前进的阻力，使药柱表面的湍流粘度以及温度梯度更大，进而提高了药柱表面热流密度，增强了药柱表面对流换热，且该直通道呈收缩状，即下游的叶片长度比上游的叶片长度更长，弯曲的角度更小，这一结构显著提高了推进剂燃速。该发明极大地增大了燃速，有利于燃料更加充分地燃烧，以获得更大的能量和推力，得到更加优越的内弹道性能。

Claims (2)

1.一种弧形叶片固体火箭发动机药柱结构，包括外侧圆环药柱和中心圆柱外表面上弧形叶片的尺寸与布置。
2.根据权利要求1所述的一种弧形叶片固体火箭发动机药柱结构，其特征在于：中心圆柱外表面上均匀设置有弧形叶片结构，该叶片结构弯曲的角度为30°～90°，叶片长度大小范围为5～20mm，单排弧形叶片中心线的旋转角度范围为5°～15°。
CN202110376338.7A 2021-03-31 2021-03-31 一种弧形叶片固体火箭发动机药柱结构 Pending CN113153572A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110376338.7A CN113153572A (zh) 2021-03-31 2021-03-31 一种弧形叶片固体火箭发动机药柱结构

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110376338.7A CN113153572A (zh) 2021-03-31 2021-03-31 一种弧形叶片固体火箭发动机药柱结构

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN113153572A true CN113153572A (zh) 2021-07-23

Family

ID=76889043

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110376338.7A Pending CN113153572A (zh) 2021-03-31 2021-03-31 一种弧形叶片固体火箭发动机药柱结构

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113153572A (zh)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1216823A (en) * 1968-01-16 1970-12-23 Dynamit Nobel Ag Solid fuel rocket engine
CN109989850A (zh) * 2019-04-12 2019-07-09 中国科学院力学研究所 一种用于固液火箭发动机的药柱
CN112211747A (zh) * 2020-10-13 2021-01-12 西北工业大学 旋转加速型固体火箭发动机内部结构
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 (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1216823A (en) * 1968-01-16 1970-12-23 Dynamit Nobel Ag Solid fuel rocket engine
CN109989850A (zh) * 2019-04-12 2019-07-09 中国科学院力学研究所 一种用于固液火箭发动机的药柱
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
CN112211747A (zh) * 2020-10-13 2021-01-12 西北工业大学 旋转加速型固体火箭发动机内部结构

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112228247A (zh) 一种带蜂窝孔的导叶片式套管型药柱结构
US8015821B2 (en) Apparatus and method for a gas turbine entrainment system
CN112879178A (zh) 一种基于爆震燃烧的固体火箭冲压发动机
CN109184953B (zh) 一种火箭式旋转爆震冲压组合发动机
US20170234543A1 (en) High G-field Combustion
CN110513719B (zh) 一种气氧/气甲烷火炬点火器
US20170074102A1 (en) High Temperature Ceramic Rotary Turbomachinery
CN112211749A (zh) 一种小型固体火箭发动机
CN109630315B (zh) 固体火箭超燃冲压发动机及弧形燃气发生器、中心喷注装置
CN109322761B (zh) 高马赫数飞行中发动机环形燃烧室及螺旋斜爆震燃烧方法
CN113153572A (zh) 一种弧形叶片固体火箭发动机药柱结构
CN201165916Y (zh) 固体火箭发动机
CN112211747A (zh) 旋转加速型固体火箭发动机内部结构
CN111981511A (zh) 一种燃油喷嘴空气隔热结构
CN114251191B (zh) 一种集流量调节和掺混于一体的燃气发生器
CN112922745B (zh) 一种反旋式套管型药柱结构
US3300142A (en) Rocket nozzle capable of inducing flow separation
CN114352437A (zh) 一种适用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机
RU2682466C1 (ru) Камера сгорания двухрежимного жрд, работающего по безгенераторной схеме
EP4286673A2 (en) Method of controlling deflagration combustion process in pistonless combustor
CN113898496A (zh) 火箭发动机和运载火箭
US3383862A (en) Rocket thrust chamber
JP2989312B2 (ja) ガス発生装置
Zhuo et al. The experimental research on the solid fuel ramjet with high enthalpy air
US2736168A (en) hanley

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
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

Application publication date: 20210723

WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication