CN114233517B - 一种用于高过载固体火箭发动机及其药型设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种用于高过载固体火箭发动机及其药型设计方法，其包括燃烧室壳体、设置于燃烧室壳体一端的封头以及设置于燃烧室壳体另一端的喷管组件，所述燃烧室壳体内填充有药柱、缓冲垫，所述缓冲垫开设有用于点火的通孔，所述通孔的孔径大于喷管组件连通药柱的孔的孔径，且所述药柱靠近喷管组件的一侧内凹形成有曲面。本发明具有可相对降低现有技术中点火失败的几率，并可相对降低药柱在过载工况下结构完整性被破坏的问题的效果。

Description

一种用于高过载固体火箭发动机及其药型设计方法

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机技术领域，尤其涉及一种用于高过载固体火箭发动机及其药型设计方法。

背景技术

固体火箭发动机是使用固体推进剂的化学火箭发动机，是导弹、火箭等航天运载器的重要动力系统之一；其中，发动机内部的装药是保证发动机加速的动力来源。例如：炮射导弹发射时，利用火炮发射获得较高初速度，并利用装药的燃烧使得增速发动机进一步加速，以较低成本获得比常规固体火箭发动机更远的射程。发动机在炮膛内加速到飞出炮膛这个过程中受到高过载，受力来自于火炮内部的底排火药点燃产生的压力，该高过载对内部药柱产生影响；发动机是在炮弹飞出一段时间后点火，此时的过载量远小于发动机被发射时所受过载，且对装药完整性的影响可以忽略。

参照图16，一种固体火箭发动机，包括燃烧室壳体1、设置于燃烧室壳体1一端的封头2、设置于燃烧室壳体另一端的喷管组件3以及填充于燃烧室壳体1内的药柱11；在药柱11和喷管组件3之间叠置有抵接于燃烧室壳体1内壁的缓冲垫12和挡药板13，缓冲垫12抵接药柱11，挡药板13抵接喷管组件3，且缓冲垫12和挡药13上同时开设有多个通孔14。

炮射导弹发射时，为获得较高的初速度，其轴向加速度非常大，药柱11由于炮射导弹发射时的过载产生较大应力，这部分力通过缓冲垫12传递到挡药板13，最终将由挡药板13承受，因此发动机要承受很高的轴向过载，此时，缓冲垫12和挡药板13保证了药柱11在轴向过载下的结构完整性，进而保证了火箭发动机工作的可靠程度和炮射导弹的安全性与稳定性。获得较高初速度之后，启动发动机，利用增速发动机进一步加速；启动过程中，通过通孔14对药柱11进行点火。

可以得出，挡药板不仅间接通过通孔提供点火燃药柱的点燃面，还保证了药柱在轴向过载下的完整性；显而易见，挡药板间接提供给药柱的承载面积越大，药柱与挡药板本身的受力情况会越好。因此，为了增大挡药板承载面积，挡药板上的通孔的尺寸减小，即药柱的点火燃面减小，进而增加了点火失败的风险；同时，药柱未被挡药板支撑的部位(点燃面)，会在过载加速度的作用下挤入通孔，在通孔附近的装药会因此产生较大剪切力，并产生裂纹，装药的结构完整性遭到破坏。

发明内容

针对现有技术中所存在的不足，本发明提供了一种用于高过载固体火箭发动机及其药型设计方法，其可相对降低现有技术中点火失败的几率，并可相对降低药柱在过载工况下结构完整性被破坏的问题。

一方面，根据本发明的实施例，一种用于高过载固体火箭发动机，其包括燃烧室壳体、设置于燃烧室壳体一端的封头以及设置于燃烧室壳体另一端的喷管组件，所述燃烧室壳体内填充有药柱、缓冲垫，所述缓冲垫开设有用于点火的通孔，所述通孔的孔径大于喷管组件连通药柱的孔的孔径，且所述药柱靠近喷管组件的一侧内凹形成有曲面。

通过采用上述技术方案，发动机在空中飞行一段时间后，对发动机进行增速时，点燃药柱的曲面侧即可，药柱燃烧并按照平行层推移规律开始燃烧推移，点燃过程中，由于该曲面的面积大于现有技术中通过多个通孔形成的点燃面面积，故而点燃失败的几率减小；在先的，在发动机从炮膛加速飞出过程中，朝向封头凸起的曲面变形，可吸收过载能量，改善药柱受力情况，相对于现有技术中挡药板支撑药柱的结构，避免了药柱承受剪切力，保证药柱结构完整性，从而相对降低现有技术中点火失败的几率，并可相对降低药柱在过载工况下结构完整性被破坏的问题。此外，挡药板的撤销相对增大了装药空间，一定程度上减少因药柱曲面而造成的药柱量的减少的情况，同时减轻了结构重量。

优选的，所述曲面为球面。

通过采用上述技术方案，设置为球面的曲面便于加工，且在药柱燃烧时，其吸收过载能量相对于其他曲面形式更多，保证药柱结构完整性的作用更强。

优选的，为球面的所述曲的球心位于燃烧室壳体的轴心线上。

通过采用上述技术方案，在药柱燃烧过程中，球面按照行层推移规律燃烧推移时，使得药柱受力均匀，且剩余未燃烧的部分均布于燃烧室壳体内，并使得发动机的加速效果更好。

另一方面，根据本发明的实施例，还提供了一种用于高过载固体火箭发动机的药型设计方法，其包括以下步骤：

1)、根据药柱成分确定点火压强Pc；

2)、根据点火压强Pc确定点燃面面积Ab，点燃面为球面；

3)、选取初始弧面参数R、H，并保证R、H乘积满足与点燃面面积Ab之间的计算公式，其计算公式为：RH＝Ab/2π；式中，R为球面的半径，H为球面的高度；

4)、建立药柱过载仿真的二维轴对称模型，并对模型进行仿真计算，获取药柱的应力及变形值；

5)、调整球面参数R、H，并重复步骤3)、4)，得出不同弧度下药柱的受力情况统计表，并选取球面最优参数。综上所述，本发明包括以下至少一种有益技术效果：

优选的，5.步骤2)中点燃面面积Ab的计算公式为：

Ab＝AtPc^(1-n)/(ρc*α)，(n≠1)；

式中，Pc为点火压强，ρ为药柱密度，c*为特征速度，α为燃速系数，At为发动机喉部面积，n为药柱的压强指数，Ab为点火燃面面积；ρ、c*、α以及n均为药柱特性。

优选的，步骤4)中二维轴对称模型的建立方式为在ANSYS中建立；并在进行仿真计算之前，在ANSYS中设置零件材料，完成网格划分，然后施加边界条件，即对模型整体施加相应的过载加速度，缓冲垫为轴向固定约束，燃烧室壳体为径向固定约束。

优选的，根据步骤5)的结果绘制应力、应变以及变形曲线图。

综上所述，本发明包括以下至少一种有益技术效果：

1.将曲面整体作为点燃面，点燃面面积相对现有技术增大，使得点燃失败几率降低；在发动机从炮膛加速飞出过程中，通过曲面的变形吸收过载能量，改善药柱的受力情况，相对于现有技术中挡药板支撑药柱的结构，避免了药柱承受剪切力，保证药柱结构完整性，从而相对降低现有技术中点火失败的几率，并可相对降低药柱在过载工况下结构完整性被破坏的问题；

2.挡药板的撤销节省装药空间，一定程度上减少因挡药曲面而造成的药柱量的减少的情况，同时简化了发动机结构，减轻了发动机重量；

3.利用仿真技术确定球面的最优弧度，最大化的改善了药柱的受力情况；同时，也可利用仿真的方式确定其他曲面形式或者不同材料的药柱的最优受力曲面，设计方法简便。

附图说明

图1是本发明实施例的整体结构示意图，主要展示球面药柱结构；

图2是本发明的药柱球面的燃烧推移规律的示意图；

图3是本发明实施例的高过载药型设计方案流程图；

图4是本发明实施例的球面设计的结构参数示意图；

图5是本发明实施例的二维轴对称仿真模型图；

图6是本发明实施例的药柱的网格及边界条件示意图；

图7是本发明实施例的球面弧度调整示意图；

图8是本发明实施例的不同弧度球面下的药柱受力情况统计表；

图9是本发明实施例的应力变化曲线图；

图10是本发明实施例的应变值变化曲线图；

图11是本发明实施例的变形值变化曲线图；

图12是本发明实施例的序号5的药柱在过载工况下的应力与变形变化过程图；

图13是本发明实施例的球面药柱在2000g过载工况下的应力云图；

图14是现有技术具有挡药板时的整体应力云图；

图15是现有技术药柱在2000g过载工况下的应力云图；

图16是现有技术固体火箭发动机的结构示意图。

上述附图中：1、燃烧室壳体；11、药柱；111、曲面；12、缓冲垫；13、挡药板；14、通孔；2、封头；3、喷管组件。

具体实施方式

下面结合附图1-15对本发明作进一步说明。

参照图1和图2，一方面，本发明实施例提出了一种用于高过载固体火箭发动机，包括燃烧室壳体1、封头2以及喷管组件3，燃烧室壳体1沿其轴向贯穿开口，且封头2和喷管组件3分别设置于燃烧室壳体1的两端；在燃烧室壳体1的内部填充有药柱11和缓冲垫12，缓冲垫12的两侧分别抵接于药柱11和喷管组件3，且缓冲垫12沿厚度方向贯穿开设有通孔14，以便通过通孔14对药柱11进行点火操作，使得发动机二次加速。

通孔14的孔径大于喷管组件3连通药柱11的孔的孔径，以使点火窗口最大化，且药柱11近喷管组件3的一侧内凹形成有曲面111，本发明实施例中，将曲面111设计为球面，且球面的球心位于燃烧室壳体1的轴心线上。

当导弹在炮膛内加速飞出的过程中，炮膛内底排发射药点火产生高过载工况，此时，导弹发动机本身未开始点火工作，同时，在高过载工况下，朝向封头2凸起的曲面111变形，相对于现有技术中通过挡药板13间接支撑的方式，有效改善了该工况下药柱11的受力情况。发动机飞行一段时间之后，开始点火，药柱11的曲面111开始燃烧，为发动机的加速提供动力。

在点火时，曲面111整体作为点燃面，相对于现有技术中通过多个通孔14点燃药柱11的方式，曲面111的面积相对更大，点火成功几率更大；预先的，在发动机从炮膛加速飞出过程中，球面111朝向喷管组件3变形并吸收过载能量，相对于现有技术中挡药板13间接支撑药柱11的结构，避免了药柱11承受剪切力，保证药柱11的结构完整性，从而相对降低现有技术中点火失败的几率，并可相对降低药柱11在过载工况下结构完整性被破坏的问题。另外，本发明中挡药板13的撤销相对增大了装药空间，减少了因药柱11曲面111而造成的药柱量较少的情况，并在一定程度上降低了发动机在整体质量。

此外，在药柱11的燃烧过程中，由于球面的球心位于燃烧室壳体1的轴心线上，且药柱11承受各向均匀分布的燃气压力，药柱11曲面111在燃烧的过程中按照平行层推移规律开始燃烧推移，均匀后退，该推移规律可通过本领域技术人员公知的solidworks、ug等三维软件模拟得出。

参照图3至图15，另一方面，本发明实施例还提出了一种用于高过载固体火箭发动机的药型设计方法，其包括以下步骤：

1)、根据药柱成分确定点火压强P_c；

本发明实施例中，药柱11采用复合推进剂制作而成，其点火压强P_c取3Mpa。

2)、根据点火压强P_c确定点燃面面积A_b，本发明实施例中，点燃面为球面，药型的设计方法针对球面而言。本发明实施例中，点燃面面积A_b的计算公式为：

(n≠1)，可以得出，A_b＝A_tP_c ^(1-n)/(ρc*α)，(n≠1)；

式中，P_c为点火压强，取3Mpa；

ρ为药柱密度，本发明实施例中，推进剂密度为1.76g/cm³；

c*为特征速度，其为药柱特性，本发明实施例取1560m/s；

α为燃速系数，其为药柱特性，且因装药成分确定而确定，本发明实施例取4.7×10^-5；

At为发动机喉部面积，为发动机的结构参数，本发明实施例取301mm²；

n为药柱的压强指数，其为药柱特性，本发明实施例取0.4；

A_b为点火燃面面积。

通过上述平衡压强公式可以得出：A_b＝A_tP_c ^(1-n)/ρc*α＝17634mm₂。

3)、参照图4，选取初始弧面参数R、H，并保证R、H乘积满足与点燃面面积A_b之间的计算公式，其计算公式为：RH＝Ab/2π；

式中，R为球面的半径，H为球面的高度；

本发明实施例中，初始参数选取为：H＝28.5mm，R＝98.5mm。

4)、参照图5和图6，建立药柱过载仿真的二维轴对称模型，并对模型进行仿真计算，获取药柱的应力及变形值；本发明实施例在2000g高过载的状态下进行仿真运算，计算得出：应力值为10.5Mpa，变形值为28.5mm。

在本发明实施例中，二维轴对称模型的建立方式为在ANSYS中建立；

并在进行仿真计算之前，在ANSYS中设置零件材料，完成网格划分，然后施加边界条件，即对模型整体施加相应的过载加速度，缓冲垫为轴向固定约束，燃烧室壳体为径向固定约束。

5)、参照图7至图11，调整球面参数R、H，并重复步骤3)、4)，得出不同弧度下药柱的受力情况统计表，并选取球面最优参数。

本发明实施例所取数值为：球面高度H以初始值28.5mm为中间值，依次增加5mm、11mm、19.5mm、29mm，以及减少3.5mm、5.5mm；对应球面的半径R进行相应调整，并尽可能保证球面在药柱11和缓冲垫12配合处的弦长变化量一致。

通过仿真计算，得出曲面111在不同弧度下药柱受力情况的统计表，从表中可以看出，在本发明实施例中，序号5曲面111的弧度设计方案中，药柱11的等效应力最低，仅为10.5MPa，即受力情况最好且能满足2000g高过载下的强度要求。

同时，可根据统计表的结果绘制应力、应变以及变形曲线图；从图中可以看出，药柱11的曲面111的变形随着弧度的减小，先增大后减小，相应的药柱11的应力值先减小后增大，说明药柱11的曲面111变形越大，吸收的过载能量越多，药柱11受力越好。

参照图12，为本发明实施例序号5曲面111在过载工况下的应力与变形变化过程图。

参照图13至图15，为本发明实施例序号5曲面111在2000g过载工况下与现有技术中挡药板方案的药柱应力对比图。从图中可以看出，现有技术挡药板13的方案：应力集中在药柱11与挡药板13的通孔14的接触位置附近，该位置的装药由于挤入通孔14，产生了很大的应力，最大应力值达27.4Mpa；而本发明实施例中：药柱11在过载下变形较大，且整个曲面111附近均有应力分布，但最大应力值较小，仅有10.5Mpa，说明球面的变形有效改善了药柱11的受力情况。

需要说明的是，本发明实施例仿真软件使用的是ANSYS，其他仿真软件比如Abaqus也可实现本发明目的，即本发明设计方法实施简便。同时，在其他实施例中，也可将曲面111改为其他如椭球形的弧面、或者样条曲面及其他曲面形式，在通过仿真验证情况下，均可实现本发明目的。

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 (4)

1.一种用于高过载固体火箭发动机的药型设计方法，所述高过载固体火箭发动机包括燃烧室壳体(1)、设置于燃烧室壳体(1)一端的封头(2)以及设置于燃烧室壳体另一端的喷管组件(3)，所述燃烧室壳体(1)内填充有药柱(11)、缓冲垫(12)，所述缓冲垫(12)开设有用于点火的通孔(14)，其特征在于：所述通孔(14)的孔径大于喷管组件(3)连通药柱(11)的孔的孔径，且所述药柱(11)靠近喷管组件(3)的一侧内凹形成有球面，球面的球心位于燃烧室壳体(1)的轴心线上；药型设计方法包括以下步骤：

1)、根据药柱成分确定点火压强P_c；

2)、根据点火压强P_c确定点燃面面积A_b，点燃面为球面；

3)、选取初始弧面参数R、H，并保证R、H乘积满足与点燃面面积A_b之间的计算公式，其计算公式为：RH＝A_b/2π；式中，R为球面的半径，H为球面的高度；

4)、建立药柱过载仿真的二维轴对称模型，并对模型进行仿真计算，获取药柱的应力及变形值；

5)、调整球面参数R、H，并重复步骤3)、4)，得出不同弧度下药柱的受力情况统计表，并选取球面最优参数。

2.根据权利要求1所述的一种用于高过载固体火箭发动机的药型设计方法，其特征在于：步骤2)中点燃面面积A_b的计算公式为：

A_b＝A_tP_c ^(1-n)/(ρc*α)，(n≠1)；

式中，P_c为点火压强，ρ为药柱密度，c^*为特征速度，α为燃速系数，A_t为发动机喉部面积，n为药柱的压强指数，A_b为点火燃面面积；ρ、c^*、α以及n均为药柱特性。

3.根据权利要求1所述的一种用于高过载固体火箭发动机的药型设计方法，其特征在于：

步骤4)中二维轴对称模型的建立方式为在ANSYS中建立；并在进行仿真计算之前，在ANSYS中设置零件材料，完成网格划分，然后施加边界条件，即对模型整体施加相应的过载加速度，缓冲垫为轴向固定约束，燃烧室壳体为径向固定约束。

4.根据权利要求1所述的一种用于高过载固体火箭发动机的药型设计方法，其特征在于：根据步骤5)的结果绘制应力、应变以及变形曲线图。