CN114294124B - 用于固体火箭冲压发动机的含能绝热层热防护结构及方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开的一种用于固体火箭冲压发动机的含能绝热层热防护结构及方法，属于固体火箭冲压发动机热防护领域。本发明包括壳体、粘结剂、传统绝热层、富燃推进剂。壳体为中空圆柱体，传统绝热层通过粘结剂粘贴于壳体上。通过富燃推进剂和传统绝热层的结合形成用于补燃室的含能绝热层。利用富燃推进剂富燃贫氧的特性，充分利用补燃室中恶劣的富氧环境中的氧气，将补燃室中恶劣的富氧环境转换为对富燃推进剂有利的燃烧环境，含能绝热层中的富燃推进剂燃烧产生高温燃气，增加固体火箭冲压发动机补燃室内部的工质，进而提升冲压发动机的工作性能，此外，利用含能绝热层中的富燃推进剂燃烧实现对冲压发动机补燃室热防护。

Description

用于固体火箭冲压发动机的含能绝热层热防护结构及方法
技术领域
本发明涉及一种用于固体火箭冲压发动机的含能绝热层热防护结构及方法，具体涉及的是固体火箭冲压发动机热防护结构，属于固体火箭冲压发动机热防护领域。
背景技术
随着高超声速武器的发展需求，冲压发动机以其比冲高，体积小、重量轻、结构紧凑、成本低等优势成为高超声速武器推进系统的优先选择。固体火箭冲压发动机主要有进气道、燃气发生器、补燃室、喷管、流量调节装置等组成。固体火箭冲压发动机工作过程中，补燃室处于高温富氧环境，燃气发生器燃烧产生的一次燃气含有大量的凝相颗粒，这使得补燃室的工作环境极其恶劣。恶劣的工作环境使得固体火箭冲压发动机的热防护尤为重要，热防护技术是固体火箭冲压发动机的一项关键技术。
现有的热防护方案主要有主动热防护方案和被动热防护方案。固体火箭冲发动机热防护系统的难点是无法同其他类型的发动机一样进行气膜冷却和再生冷却，其内部热防护主要以耐烧蚀和隔热材料的使用来实现，即通过绝热层进行被动热防护。现有的绝热材料主要有碳基复合材料、硅基复合材料和碳化复合材料。相较于传统固体火箭发动机，固体火箭冲压发动机补燃室内部的富氧环境，使得绝热层的烧蚀氧化问题更加严重。同时，传统绝热材料通常只能作为发动机的无效载荷(负载荷)，不能为发动机性能提供有效帮助。而随着高超声速武器的发展需求，对发动机的性能要求也越来越高，如何提高发动机的性能亦是国内外学者关注的热点。
发明内容
本发明的目的是提供一种用于固体火箭冲压发动机的含能绝热层热防护结构及方法，通过富燃推进剂和传统绝热层的结合形成用于补燃室的含能绝热层，通过所述含能绝热层中富燃推进剂的燃烧，将补燃室中恶劣的富氧环境转换为对富燃推进剂有利的燃烧环境，富燃推进剂的燃烧不仅能够为燃烧室提供做功工质，提高冲压发动机的性能，还能够实现对固体火箭冲压发动机补燃室热防护。
本发明的目的是通过下述技术方案实现的。
本发明公开的一种用于固体火箭冲压发动机的含能绝热层热防护结构，包括壳体、粘结剂、传统绝热层、富燃推进剂。
壳体为中空圆柱体，传统绝热层通过粘结剂粘贴于壳体上；通过浇铸方式在传统绝热层表面浇铸富燃推进剂。
通过富燃推进剂和传统绝热层的结合形成用于补燃室的含能绝热层。利用富燃推进剂富燃贫氧的特性，充分利用补燃室中恶劣的富氧环境中的氧气，将补燃室中恶劣的富氧环境转换为对富燃推进剂有利的燃烧环境，含能绝热层中的富燃推进剂燃烧产生高温燃气，增加固体火箭冲压发动机补燃室内部的工质，进而提升冲压发动机的工作性能，此外，利用含能绝热层中的富燃推进剂燃烧实现对冲压发动机补燃室热防护。
本发明公开的一种用于固体火箭冲压发动机的含能绝热层热防护方法，基于所述一种用于固体火箭冲压发动机的含能绝热层热防护结构实现，实现方法为：
步骤一：根据所述一种用于固体火箭冲压发动机的含能绝热层热防护结构初步确定含能绝热层热防护结构。
步骤二：根据常用富燃推进剂的种类，确定所用富燃推进剂，以此来确定富燃推进剂的燃速r、燃气温度Tf、比热比k、燃气平均分子质量
Figure BDA0003434655820000021
富燃推进剂密度ρp，随后根据富燃推进剂暴露在高温燃气的时间t1、燃烧室压力pc、补燃室喷管出口压力为pe，由公式(1-1)确定富燃推进剂的燃面和厚度。
Figure BDA0003434655820000022
其中F0为不加含能绝热层发动机所产生的有效推力；Ftotal为加绝热层发动机所产生的有效推力；ΔF为推力差；
Figure BDA0003434655820000023
为补燃室燃气质量；
Figure BDA0003434655820000024
为空气质量；Ve为发动机喷管出口速度；Vair为空气速度；pe为出口压力；Ae为发动机喷管出口面积；Xad为附加阻力；Xsw为前缘波阻；Xfri为外壳摩擦阻力；k为比热比；Tf为绝热燃烧温度；R0为通用气体常数；
Figure BDA0003434655820000025
为燃气平均分子质量；pc为补燃室压力；ρp为富燃推进剂密度；Ab为含能绝热层燃烧面积；δ为含能绝热层厚度；t1为富燃推进剂暴露在高温燃气的时间。
步骤三：根据绝热层暴露在高温燃气的时间t，以及绝热层烧蚀率rb，通过公式(1-2)确定绝热层的厚度。
δs＝(1.25～1.5)rbt (1-2)
步骤四：根据不同工作阶段，基于步骤二、三优化确定富燃推进剂和传统绝热层的组合方案形成用于补燃室的含能绝热层。利用富燃推进剂富燃贫氧的特性，充分利用补燃室中恶劣的富氧环境中的氧气，将补燃室中恶劣的富氧环境转换为对富燃推进剂有利的燃烧环境，含能绝热层中的富燃推进剂燃烧产生高温燃气，增加固体火箭冲压发动机补燃室内部的工质，进而提升冲压发动机的工作性能，此外，利用含能绝热层中的富燃推进剂燃烧实现对冲压发动机补燃室热防护。
有益效果：
1.本发明公开的一种用于固体火箭冲压发动机的含能绝热层热防护结构及方法，通过富燃推进剂和传统绝热层的结合形成用于补燃室的含能绝热层。利用富燃推进剂富燃贫氧的特性，充分利用补燃室中恶劣的富氧环境中的氧气，将补燃室中恶劣的富氧环境转换为对富燃推进剂有利的燃烧环境，含能绝热层中的富燃推进剂燃烧产生高温燃气，增加固体火箭冲压发动机补燃室内部的工质，进而提升冲压发动机的工作性能，此外，利用含能绝热层中的富燃推进剂燃烧实现对冲压发动机补燃室热防护。相较于传统绝热层，本发明能够有效降低固体火箭冲压发动机的无效载荷，增加发动机的推重比。
2、本发明公开的一种用于固体火箭冲压发动机的含能绝热层热防护结构及方法，根据富燃推进剂类型、补燃室压力、环境压力、富燃推进剂暴露在高温燃气的时间来确定富燃推进剂的燃面和厚度。根据不同工作阶段，优化确定富燃推进剂和传统绝热层的组合方案形成用于补燃室的含能绝热层，进而使本发明的适用范围更广。
附图说明
图1为低燃速富燃推进剂含能绝热层热防护方案示意图；
其中，1—壳体，2—粘结剂，3—传统绝热层，4—富燃推进剂，
图2为实施方式中，某固体火箭冲压发动机补燃室热防护方案示意图；
其中，1—壳体，2—粘结剂，3—传统绝热层，4—富燃推进剂，5—中心体，6—进气道，7—燃气发生器，8—燃气发生器装药，9—补燃室。10—补燃室喷管。
具体实施方式
为了更好的说明本发明的目的和优点，下面结合图和具体的实施例来对本发明进行进一步的说明。
典型固体火箭冲压发动机示意图如图2所示。本实施例公开的一种用于固体火箭冲压发动机的含能绝热层热防护结构，包括壳体1、粘结剂2、传统绝热层3、富燃推进剂4、中心体5、进气道6、燃气发生器7、燃气发生器装药8、补燃室9、补燃室喷管10。
壳体1为圆柱形筒体，补燃室喷管10通过螺纹或者法兰盘和壳体1进行连接；壳体1与中心体5之间的流道为进气道6；燃气发生器7位于中心体5内部，燃气发生器装药8在燃气发生器7内部进行燃烧产生一次富燃燃气，一次富燃燃气和从进气道6进来的空气在补燃室9中进行燃烧，产生高温高压燃气，从补燃室喷管10排出，产生反作用力，即发动机的推力；传统绝热层3通过粘结剂2粘贴于壳体1上，同时在传统绝热层3上浇铸一定厚度的富燃推进剂4，三者共同组成补燃室9内部的热防护结构，利用富燃推进剂4和高温燃气的燃烧来起到热防护作用，同时富燃推进剂4燃烧产生的燃气可增加补燃室9内的工质，能够提高发动机的性能。此外富燃推进剂4的燃烧消耗可降低固冲发动机的无效载荷。
本实施例公开的一种用于固体火箭冲压发动机的含能绝热层热防护结构的工作方法为：
固冲发动机根据不同的飞行状态其工作阶段可分为发射阶段、续航阶段以及超燃阶段。不同工作阶段热防护方案中的推进剂可根据工作阶段的特点选择不同燃速的推进剂。
(a)发射阶段：发射阶段由于进气道不启动，发动机推力主要来源于燃气发生器产生的一次燃气，推力不足，通过一次燃气与含能绝热层燃烧产生的燃气来增加推力。发动机发射所需要的推力Ftotal＝3000N，一次燃气所产生的推力F0＝2300N，则推力差ΔF＝700N，富燃推进剂可采用B345-1含硼富燃推进剂，推进剂密度ρp＝1600kg/m3，推进剂燃烧温度Tf＝2700K，比热常数k＝1.14，燃气平均分子质量为30g/mol，燃速r＝10mm/s，补燃室压力pc＝0.8MPa，补燃室出口压力pe＝0.2MPa，发射阶段工作时间为0.5s，则有公式(1-1)可知，富燃推进剂4的厚度δ＝5mm，富燃推进剂的燃面Ab＝31676mm2
(b)续航阶段：续航阶段导弹需要的推力较小，但工作时间较长，补燃室热防护所用推进剂采用燃速较低的富燃推进剂4；采用B345-2含硼富燃推进剂4，推进剂燃速发射段不同，其他参数相同，推进剂燃速为r＝6mm/s，续航阶段工作时间为10s，则此时富燃推进剂4厚度δ＝60mm。
(c)超燃阶段：超燃阶段为超声速燃烧，燃烧过程较为复杂，补燃室通过传统绝热层进行热防护。传统绝热层3可采用三元乙丙橡胶(EPDM)，其烧蚀率为0.202mm/s，超燃阶段工作时间为15s，即传统绝热层暴漏在高温燃气的时间为15s，通过公式(1-2)得到绝热层的厚度为3.79～5.68mm，取5mm。
以上描述对本发明的目的、技术方案和优点进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式，用于解释本发明，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种用于固体火箭冲压发动机的含能绝热层热防护结构，其特征在于：包括壳体、粘结剂、传统绝热层、富燃推进剂；
壳体为中空圆柱体，传统绝热层通过粘结剂粘贴于壳体上；通过浇铸方式在传统绝热层表面浇铸富燃推进剂；
通过富燃推进剂和传统绝热层的结合形成用于补燃室的含能绝热层；利用富燃推进剂富燃贫氧的特性，充分利用补燃室中恶劣的富氧环境中的氧气，将补燃室中恶劣的富氧环境转换为对富燃推进剂有利的燃烧环境，含能绝热层中的富燃推进剂燃烧产生高温燃气，增加固体火箭冲压发动机补燃室内部的工质，进而提升冲压发动机的工作性能，此外，利用含能绝热层中的富燃推进剂燃烧实现对冲压发动机补燃室热防护。
2.一种用于固体火箭冲压发动机的含能绝热层热防护方法，基于如权利要求1所述的一种用于固体火箭冲压发动机的含能绝热层热防护结构实现，其特征在于：包括如下步骤：
步骤一：根据所述一种用于固体火箭冲压发动机的含能绝热层热防护结构初步确定含能绝热层热防护结构；
步骤二：根据常用富燃推进剂的种类，确定所用富燃推进剂，以此来确定富燃推进剂的燃速r、燃气温度Tf、比热比k、燃气平均分子质量
Figure FDA0003984455650000011
富燃推进剂密度ρp，随后根据富燃推进剂暴露在高温燃气的时间t1、燃烧室压力pc、补燃室喷管出口压力pe确定复燃推进剂 的燃面和厚度；
步骤三：根据绝热层暴露在高温燃气的时间t以及绝热层烧蚀率rb确定绝热层的厚度；
步骤四：根据不同工作阶段，基于步骤二、三优化确定富燃推进剂和传统绝热层的组合方案形成用于补燃室的含能绝热层；利用富燃推进剂富燃贫氧的特性，充分利用补燃室中恶劣的富氧环境中的氧气，将补燃室中恶劣的富氧环境转换为对富燃推进剂有利的燃烧环境，含能绝热层中的富燃推进剂燃烧产生高温燃气，增加固体火箭冲压发动机补燃室内部的工质，进而提升冲压发动机的工作性能，此外，利用含能绝热层中的富燃推进剂燃烧实现对冲压发动机补燃室热防护。
3.如权利要求2所述的一种用于固体火箭冲压发动机的含能绝热层热防护方法，其特征在于：由公式(1-1)确定富燃推进剂的燃面和厚度；
Figure FDA0003984455650000021
其中F0为不加含能绝热层发动机所产生的有效推力；Ftotal为加绝热层发动机所产生的有效推力；ΔF为推力差；
Figure FDA0003984455650000022
为补燃室燃气质量；
Figure FDA0003984455650000023
为空气质量；Ve为发动机喷管出口速度；Vair为空气速度；pe为出口压力；Ae为发动机喷管出口面积；Xad为附加阻力；Xsw为前缘波阻；Xfri为外壳摩擦阻力；k为比热比；Tf为绝热燃烧温度；R0为通用气体常数；
Figure FDA0003984455650000024
为燃气平均分子质量；pc为补燃室压力；ρp为富燃推进剂密度；Ab为含能绝热层燃烧面积；δ为含能绝热层厚度；t1为富燃推进剂暴露在高温燃气的时间。
4.如权利要求3所述的一种用于固体火箭冲压发动机的含能绝热层热防护方法，其特征在于：通过公式(1-2)确定绝热层的厚度；
δs＝(1.25～1.5)rbt (1-2)。
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