CN113958424B - 一种内弹道曲线无翘尾现象的火箭助推发动机 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种内弹道曲线无翘尾现象的火箭助推发动机，包括：推座，所述推座的一端用于外接推力座，所述推座的另一端具有第一内螺纹；前封头，所述前封头的前端通过所述第一内螺纹旋入所述推座内，所述前封头的内侧螺纹旋设有点火器，所述前封头的后端具有第二内螺纹；燃烧室壳体，所述燃烧室壳体的一端通过所述第二内螺纹旋入所述前封头内，并包裹所述点火器，所述燃烧室壳体的另一端螺纹设有喷管组件，所述燃烧室壳体内设有沿其轴向布置的推进剂药柱，所述推进剂药柱上设有锥孔。本发明解决了现有技术中发动机内弹道曲线存在“翘尾”现象以及结构复杂的技术问题。

Description

一种内弹道曲线无翘尾现象的火箭助推发动机

技术领域

本发明涉及无人机系统技术领域，尤其涉及一种内弹道曲线无翘尾现象的火箭助推发动机。

背景技术

对于无人机系统，其采用的发射方式有地面滑跑发射、火箭助推发射、空中发射等多种方式。其中，火箭助推发射具有场地要求低、准备时间短、加速性好等优点，广泛应用于大、中、小型等各种规格的无人机系统中。

为满足助推发动机推力波动范围小的要求，通常采用星孔形装药设计(如申请号为CN200720127505.X的中国专利)。但此设计方案存在内弹道曲线“翘尾”现象，即在发动机工作结束时刻，推力上升再急剧下降，导致作用在无人机上的推力力矩发生变化，由于该情况发生的时间很短，无人机的控制系统无法在短时间内作出响应，无法维持系统姿态平衡，导致无人机产生失稳状况，严重情况下，无人机会坠机，导致任务失败。

此外，图1示出了现有发动机的部分连接结构，即采用的是卡块结构设计，该结构连接结构复杂，零件数量多。以某200mm直径发动机为例，其采用的卡块连接结构，各零件数量多达40余件，且均为细小零件，总装时容易产生多余物；另外，零件加工精度要求高。卡块与筒段、前封头之间存在高精度配合，加工精度达到6～7级，对于筒段等薄壁零件，其加工难度较大，生产成本较高；再者，发动机总装时需要使用专用工装从安装口将卡块压入安装沟槽，拆卸时同样需要专门的工装，安装及拆卸的工艺性较差。

发明内容

针对现有技术中所存在的不足，本发明提供了一种内弹道曲线无翘尾现象的火箭助推发动机，其解决了现有技术中发动机内弹道曲线存在“翘尾”现象以及结构复杂的技术问题。

一种内弹道曲线无翘尾现象的火箭助推发动机，包括：

推座，所述推座的一端用于外接推力座，所述推座的另一端具有第一内螺纹；

前封头，所述前封头的前端通过所述第一内螺纹旋入所述推座内，所述前封头的内侧螺纹旋设有点火器，所述前封头的后端具有第二内螺纹；

燃烧室壳体，所述燃烧室壳体的一端通过所述第二内螺纹旋入所述前封头内，并包裹所述点火器，所述燃烧室壳体的另一端螺纹设有喷管组件，所述燃烧室壳体内设有沿其轴向布置的推进剂药柱，所述推进剂药柱的一端伸入至所述点火器上，所述推进剂药柱的另一端延伸至靠近所述喷管组件，所述推进剂药柱上设有锥孔，所述锥孔上具有锥面b，所述锥面b沿所述点火器至所述喷管组件方向逐渐扩张。

本发明的技术原理为：使用时，首先将本发动机与无人机系统对接好，然后启动点火器，随后推进剂药柱被点燃后燃烧产生大量高温高压的燃气，最后燃气经喷管组件喷出产生推力，推动无人机。

相比于现有技术，本发明具有如下有益效果：

第一，推座与前封头之间、前封头与燃烧室壳体之间、燃烧室壳体与喷管组件之间均通过螺纹连接，从而使得本发动机结构更简单、加工精度更低、拆装工艺性更优，保证了高同轴度指标要求，产品经济性更好；

第二，推进剂药柱上设有锥孔，锥孔上具有锥面b，使得发动机在工作结束时刻的燃面变化形式为减面燃烧，解决了火箭助推发动机在工作结束时刻的翘尾问题，使得助推发动机的推力缓慢下降，防止了推力变化对无人机姿态的负面影响，保障了系统工作任务的完成。

优选地，所述推座远离所述前封头的一端具有锥面a，所述锥面a沿所述点火器至所述喷管组件方向逐渐收缩。

优选地，所述推座的内部具有沿其轴向开设的中心孔。

优选地，所述推进剂药柱靠近所述点火器的一端为沿所述点火器至所述喷管组件方向逐渐收缩的喇叭状结构，所述推进剂药柱靠近所述喷管组件的一端沿所述点火器至所述喷管组件方向逐渐扩张形成后翼柱形结构，所述锥面b位于所述推进剂药柱的中部。

优选地，所述喷管组件包括有喷管壳体、绝热层和堵盖，所述喷管壳体的一端与所述推进剂药柱的一端螺纹连接，所述喷管壳体的另一端设有所述堵盖，所述绝热层包括有依次铺设于所述喷管壳体内壁的收敛段和扩张段，所述收敛段靠近所述燃烧室壳体布置，所述收敛段和所述扩张段之间设有背衬和喉衬。

优选地，所述前封头与所述燃烧室壳体之间以及所述燃烧室壳体与所述喷管壳体之间均设有密封圈或涂抹密封胶。

优选地，所述锥孔的内径(d)、长度(L)、锥半角(α)以及所述燃烧室壳体的外径(D)的尺寸范围为d≥D/3.4，L＝15㎜～200㎜，α＝3°～15°。

优选地，所述燃烧室壳体与所述推进剂药柱之间设有隔热层，所述隔热层为丁晴橡胶材料制成。

优选地，所述前封头与所述燃烧室壳体在连接螺纹外侧存在定位止口，所述定位止口的尺寸精度为7～8级。

优选地，所述发动机还包括有外型面c，所述外型面c靠近所述喷管组件布置。

附图说明

图1为现有发动机的部分连接结构；

图2为本发明的结构示意图；

图3为本发明的结构示意图；

图4为喷管组件的结构示意图；

图5为锥孔的结构示意图；

图6为定位止口的结构示意图；

图7为发动机工作曲线对比图；

图8为燃面——肉厚曲线图。

图中：1、推座；2、前封头；3、点火器；4、燃烧室壳体；5、密封圈；6、喷管组件；7、收敛段；8、喷管壳体；9、背衬；10、喉衬；11、紧固螺钉；12、扩张段；13、堵盖；14、锥面a；15、锥面b；16、外型面c；17、推进剂药柱。

具体实施方式

需要说明的是，在本发明的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“连接”等应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

下面将结合附图1-8，对本发明做进一步说明。

一种内弹道曲线无翘尾现象的火箭助推发动机，包括有推座1、前封头2、点火器3、燃烧室壳体4和喷管组件6；推座1的一端用于外接无人机系统的推力座，推座1的另一端具有第一内螺纹；前封头2的前端通过第一内螺纹旋入推座1内，前封头2的内侧螺纹旋设有点火器3，前封头2的后端具有第二内螺纹；燃烧室壳体4的一端通过第二内螺纹旋入前封头2内，并包裹点火器3，燃烧室壳体4的另一端螺纹设有喷管组件6，燃烧室壳体4内设有沿其轴向布置的推进剂药柱17，推进剂药柱17的一端伸入至点火器3上，推进剂药柱17的另一端延伸至靠近喷管组件6；上述推座1与前封头2之间、前封头2与燃烧室壳体4之间、燃烧室壳体4与喷管组件6之间均通过螺纹连接，从而使得本发动机结构更简单、加工精度更低、拆装工艺性更优，保证了高同轴度指标要求，产品经济性更好；推进剂药柱17上设有锥孔，锥孔上具有锥面b15，锥面b15沿点火器3至喷管组件6方向逐渐扩张。使得发动机在工作结束时刻的燃面变化形式为减面燃烧，解决了火箭助推发动机在工作结束时刻的翘尾问题，使得助推发动机的推力缓慢下降，防止了推力变化对无人机姿态的负面影响，保障了系统工作任务的完成。同时结合附图7可以看出，本助推器(即助推发动机)与一般助推器相比，在助推器工作末时刻，推力逐渐下降，且没有产生翘尾的现象。

推座1远离前封头2的一端具有锥面a14，锥面a14沿点火器3至喷管组件6方向逐渐收缩；用于和无人机上的推力座连接，保证发动机产生的推力对准无人机轴线方向。

其中，推座1的内部具有沿其轴向开设的中心孔，以减轻发动机的重量。

推进剂药柱17靠近点火器3的一端为沿点火器3至喷管组件6方向逐渐收缩的喇叭状结构，推进剂药柱17靠近喷管组件6的一端沿点火器3至喷管组件6方向逐渐扩张形成后翼柱形结构，锥面b15位于推进剂药柱17的中部(即锥面b15位于翼片的前端)；保证了发动机在宽温度范围内具有较高的装填比，从而保证了发动机总冲；同时，后翼柱形的设计条件能力较强，可保证推进剂的恒面燃烧规律。

喷管组件6包括有喷管壳体8、绝热层和堵盖13，喷管壳体8的一端与推进剂药柱17的一端螺纹连接，另外，喷管壳体8上还旋设有紧固螺钉11(用于固定扩张段12，防止在发动机工作时，扩张段12因粘接失效而飞出)，喷管壳体8的另一端设有堵盖13，绝热层包括有依次铺设于喷管壳体8内壁的收敛段7和扩张段12，收敛段7靠近燃烧室壳体4布置，收敛段7和扩张段12之间设有背衬9和喉衬10。喷管组件6为固定非潜入喷管结构，其效率高于潜入式。其中，收敛段7、扩张段12、背衬9为酚醛隔热耐烧蚀材料制成，用于抵抗燃气冲刷和隔热；喷管壳体8为喷管承压部件，材料为合金结构钢；推进剂燃烧产生的热燃气通过喉衬10时跨越声速，该部位的热力学环境最为恶劣，因此采用抗烧蚀的石墨材料；堵盖13具有一定的打开压力，保证发动机的推进剂能够在点火器3产生的点火燃气作用下可靠着火。

前封头2与燃烧室壳体4之间以及燃烧室壳体4与喷管壳体8之间均设有密封圈5或涂抹密封胶(本实施例以密封圈5密封为例)，该密封形式密封效果好，便于拆卸及更换维修。

锥孔的内径(d)、长度(L)、锥半角(α)以及燃烧室壳体4的外径(D)的尺寸范围为d≥D/3.4，L＝15㎜～200㎜，α＝3°～15°。使得发动机工作结束时刻的燃面变化形式为减面燃烧。

燃烧室壳体4与推进剂药柱17之间设有隔热层，隔热层为丁晴橡胶材料制成，用于隔绝推进剂燃烧过程中产生的高温。

前封头2与燃烧室壳体4在连接螺纹外侧存在长度为l、配合尺寸为d/D的定位止口，定位止口的尺寸精度为7～8级。使得加工精度更低、拆装工艺性更优，保证了高同轴度指标要求。

发动机还包括有外型面c16，外型面c16靠近喷管组件6布置，外型面c16用于与无人机系统连接及定位。

本实施例通过螺纹连接结构，使得结构更简单、加工精度更低、拆装工艺性更优，保证了高同轴度指标要求；另外引入了锥面b15，即选择装药型式为后翼柱型，使得发动机工作结束时刻的燃面变化形式为减面燃烧，解决了“翘尾”的问题。

最后说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制，尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，可以对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本发明技术方案的宗旨和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。

Claims (9)

1.一种内弹道曲线无翘尾现象的火箭助推发动机，其特征在于，包括：

推座(1)，所述推座(1)的一端用于外接推力座，所述推座(1)的另一端具有第一内螺纹；

前封头(2)，所述前封头(2)的前端通过所述第一内螺纹旋入所述推座(1)内，所述前封头(2)的内侧螺纹旋设有点火器(3)，所述前封头(2)的后端具有第二内螺纹；

燃烧室壳体(4)，所述燃烧室壳体(4)的一端通过所述第二内螺纹旋入所述前封头(2)内，并包裹所述点火器(3)，所述燃烧室壳体(4)的另一端螺纹设有喷管组件(6)，所述燃烧室壳体(4)内设有沿其轴向布置的推进剂药柱(17)，所述推进剂药柱(17)的一端伸入至所述点火器(3)上，所述推进剂药柱(17)的另一端延伸至靠近所述喷管组件(6)，所述推进剂药柱(17)上设有锥孔，所述锥孔上具有锥面b(15)，所述锥面b(15)沿所述点火器(3)至所述喷管组件(6)方向逐渐扩张；

所述推进剂药柱(17)靠近所述点火器(3)的一端为沿所述点火器(3)至所述喷管组件(6)方向逐渐收缩的喇叭状结构，所述推进剂药柱(17)靠近所述喷管组件(6)的一端沿所述点火器(3)至所述喷管组件(6)方向逐渐扩张形成后翼柱形结构，所述锥面b(15)位于所述推进剂药柱(17)的中部。

2.根据权利要求1所述的一种内弹道曲线无翘尾现象的火箭助推发动机，其特征在于，所述推座(1)远离所述前封头(2)的一端具有锥面a(14)，所述锥面a(14)沿所述点火器(3)至所述喷管组件(6)方向逐渐收缩。

3.根据权利要求1或2所述的一种内弹道曲线无翘尾现象的火箭助推发动机，其特征在于，所述推座(1)的内部具有沿其轴向开设的中心孔。

4.根据权利要求1或2所述的一种内弹道曲线无翘尾现象的火箭助推发动机，其特征在于，所述喷管组件(6)包括有喷管壳体(8)、绝热层和堵盖(13)，所述喷管壳体(8)的一端与所述推进剂药柱(17)的一端螺纹连接，所述喷管壳体(8)的另一端设有所述堵盖(13)，所述绝热层包括有依次铺设于所述喷管壳体(8)内壁的收敛段(7)和扩张段(12)，所述收敛段(7)靠近所述燃烧室壳体(4)布置，所述收敛段(7)和所述扩张段(12)之间设有背衬(9)和喉衬(10)。

5.根据权利要求1所述的一种内弹道曲线无翘尾现象的火箭助推发动机，其特征在于，所述前封头(2)与所述燃烧室壳体(4)之间以及所述燃烧室壳体(4)与所述喷管壳体(8)之间均设有密封圈(5)或涂抹密封胶。

6.根据权利要求1所述的一种内弹道曲线无翘尾现象的火箭助推发动机，其特征在于，所述锥孔的内径(d)、长度(L)、锥半角(α)以及所述燃烧室壳体(4)的外径(D)的尺寸范围为d≥D/3.4，L＝15㎜～200㎜，α＝3°～15°。

7.根据权利要求1所述的一种内弹道曲线无翘尾现象的火箭助推发动机，其特征在于，所述燃烧室壳体(4)与所述推进剂药柱(17)之间设有隔热层，所述隔热层为丁晴橡胶材料制成。

8.根据权利要求1所述的一种内弹道曲线无翘尾现象的火箭助推发动机，其特征在于，所述前封头(2)与所述燃烧室壳体(4)在连接螺纹外侧存在定位止口，所述定位止口的尺寸精度为7～8级。

9.根据权利要求1所述的一种内弹道曲线无翘尾现象的火箭助推发动机，其特征在于，所述发动机还包括有外型面c(16)，所述外型面c(16)靠近所述喷管组件(6)布置。

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