CN114876667B - 一种复合固体火箭发动机、装药方法及灌装设备 - Google Patents

Abstract

本发明涉及固体火箭发动机领域，具体公开了一种复合固体火箭发动机，包括发动机壳体以及同轴设置在发动机壳体内的药柱，所述药柱包括由燃速依次减小的推进剂制成的第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层，第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层的外径依次增大且依次同轴重叠设置。在采用本方案中药柱在燃烧时，第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层的燃烧面一直变大能与其燃速依次减小相配合，能够让药柱点燃后燃烧的过程中，实现发动机工作时质量流率在设定的范围内波动，推力波动维持在要求的范围内，效果近似等质量流率燃烧。

Description

一种复合固体火箭发动机、装药方法及灌装设备

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机技术领域，尤其涉及一种复合固体火箭发动机、装药方法及灌装设备。

背景技术

固体火箭发动机燃料结构一般在进行设计时，设计目标在于让发动机的燃料在一个恒定的质量流率下进行燃烧，这能让发动机产生大小稳定的推力，同时，也能让发动机壳体内部的承压负载也基本处于一个稳定状态。

为了接近以上设计目标，就需要将装药设计为燃烧面积一定的恒面燃烧。一般可以通过星孔型、车轮型或翼柱型等装药型面来实现近似的恒面燃烧。但由于星孔型、车轮型或翼柱型等药型结构的复杂性，导致在进行装药时，容易造成装药缺陷、脱模困难、药柱结构存在较严重应力集中、装填系数较低及余药系数较大等问题；同时，也会采用单一燃速的推进剂来进行装药，形成初始燃面为圆柱状内孔结构的药型，但是这种装药结构的发动机工作时，该单一燃速推进剂形成的壳体内部压强曲线基本如说明书附图1所示，该压强会极速的提升，在燃烧结束时提升到极点后快速下降，在燃烧过程中难以维持一个相对大小稳定的压强。在发动机喷管喉径不变的情况下，发动机推力与压强的变化趋势是一致的。

发明内容

针对现有技术中所存在的不足，本发明提供了一种复合固体火箭发动机、装药方法及灌装设备，以解决了在采用单一燃速的推进剂来进行装药时，药柱在燃烧的中期难以维持一个大小稳定的推力，难以达到近似等质量流率燃烧的问题。

为了达到上述目的，本发明的基础方案如下：一种复合固体火箭发动机，包括发动机壳体以及同轴设置在发动机壳体内的药柱，药柱包括由燃速依次减小的推进剂制成的第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层，第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层的外径依次增大且依次同轴重叠设置。

本发明的技术原理为：药柱在第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层依次的同轴重叠设置下，药柱整体呈环状，进而便于在装药形成药柱时，装药更加简单方便，容易进行脱模，且药柱的局部处也不容易出现装药缺陷，药柱内的应力也分布较均匀，更易进行均匀地燃烧。

同时由于第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层的燃速依次减小，使得形成的整个药柱在由内至外进行燃烧时，第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层的燃烧面一直变大能与其燃速依次减小相配合，能够让药柱点燃后燃烧的过程中，实现发动机工作时质量流率在设定的范围内波动，推力波动维持在要求的范围内，效果近似等质量流率燃烧。

进一步，第1环状层的内径为D₀，其外径为D₁；第2环状层的外径为D₂；···第m环状层的外径为D_m；第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层的厚度分别为(D₁-D₀)/2,(D₂-D₁)/2,……,(D_m-D_m-1)/2；

第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层所用的推进剂的压强指数分别为n₁,n₂,……,n_m，其密度分别为ρ₁，ρ₂，……,ρ_m，其燃速分别为r₁,r₂,……,r_m，发动机推力波动范围为1±d，则所需要的层数m按下列方法估算：

（1）

式子（1）中：n _max为最大的一个压强指数；

d为发动机推力波动范围值的绝对值与发动机平均推力的比值；

第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层的外径和燃速按以下方法确定：

（2）

（3）

（4）

其中r₀是按发动机平均推力及D₀值得到的。

在进行装药结构的设计时，可根据需求设定发动机平均推力、D₀和n _max，然后根据设计允许的发动机推力的最大拨动范围获知r₀和d，然后再结合第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层的密度、燃速和压强指数，通过上述计算过程即可获知层数m以及第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层的外径，使得最终形成的药柱结构达到呈环状布置，且各层的燃烧面面积与相应层的燃烧比能够有效结合，使得燃烧时药柱的燃烧效果近似等质量流率燃烧。

进一步，一种复合固体火箭发动机的装药方法，包括以下步骤：

步骤1：准备发动机壳体、芯模和推进剂，将推进剂分为1组推进剂、2组推进剂、3组推进剂····m组推进剂，且1组推进剂、2组推进剂、3组推进剂····m组推进剂的燃速依次减小；

步骤2：将芯模同轴安装到发动机壳体内，1组推进剂、2组推进剂、3组推进剂···m组推进剂同时向壳体中浇注，1组推进剂、2组推进剂、3组推进剂···m组推进剂依次形成第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层，第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层组成药柱。

通过上述步骤，先将1组推进剂、2组推进剂、3组推进剂····m组推进剂按各自的燃速要求预制好推进剂，便于进行1组推进剂、2组推进剂、3组推进剂····m组推进剂的同时浇注，使得拼合形成的药柱呈多层设置，便于不同燃速的推进剂能够分层布置到发动机壳体内；在采用以上的方式加工药柱后，只需竖直取下芯模即可完成脱模，芯模的脱模相对容易，芯模的侧壁上也基本无余药，不易造成装药柱的内壁产生缺陷，药柱内的应力也分布较均匀，更易进行均匀地燃烧。

进一步，一种复合固体火箭发动机的灌装设备，灌装设备包括若干料管和若干出料头，若干料管和若干出料头一一对应连通，若干出料头与第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层一一相对。

在对药柱进行灌装时，采用灌装设备进行灌装，在进行灌装时，若干料管内可分别容纳第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层的原料，然后从若干出料头处同步排出，进而可依次形成第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层，使得第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层的成型快速方便。

进一步，灌装设备还包括带动发动机壳体转动的转台以及与提升出料头上移的料管提升单元，发动机壳体上的第一开口处与转台相抵，发动机壳体的下端上设有与芯模同轴转动连接的第一开口，发动机壳体的上端上设有芯模穿出以及料管穿入的第二开口，芯模的下端与发动机壳体的第一开口处转动连接。

通过上述设置，采用不同燃速的推进剂用料管和出料头同时进行灌注，料管和出料头在进行灌注时能够在料管提升单元的带动下沿芯模稳定上移，上移的出料头能与被转台带动转动的发动机壳体配合，进而形成第1环状层、第2环状层、第3环状层····第m环状层的药剂，使得拼合形成的药柱呈多层设置，便于不同燃速的推进剂能够稳定分层布置到发动机壳体内。

进一步，料管提升单元包括第一定位法兰、导向槽、提升料管的提升架以及沿芯模外壁竖直滑动的滑动架，滑动架套设在芯模外，滑动架外固定安装有若干可伸缩的定位杆，定位杆的轴线与芯模横截面的半径共线，且定位杆远离滑动架的一端上设有夹持出料头或料管的固定块，定位杆远端尺寸超过壳体机口半径时，定位杆为多节伸缩结构，第一定位法兰与发动机壳体的上端可拆卸连接；出料头出口的横截面轮廓呈矩形，若干出料头横截面轮廓矩形的长度与第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层的厚度一一对应。

在对推进剂进行灌注时，先根据第1环状层、第2环状层、第3环状层····第m环状层中间处的半径控制出料头，便于出料头处注入的推进剂能够准确的位于相应的层次中，在对出料头的位置进行调整时，通过可伸缩的定位杆推动出料头在发动机壳体的横截面半径上移动即可，能够对出料头的位置进行快速调整；同时，若干定位杆能分别对若干出料头进行位置的调节和定位，使得第1环状层、第2环状层、第3环状层····第m环状层能够同步快速成型。

进一步，第一定位法兰和滑动架之间设置有导轨，导轨沿设置在第一定位法兰上的导向槽轴向运动，滑动架与导轨连接沿轴向提升。

当出料头和料管在竖直上移时，滑轨能够为滑动架的竖直上移提供稳定的导向，使得出料头的竖直上移也更加稳定，让第1环状层、第2环状层、第3环状层····第m环状层的成型更加精准。

进一步，灌装设备还包括机架、压力可调的加压料斗以及固定安装在加压料斗和料管之间的阀门，加压料斗固定安装在机架上。

通过上述设置，加压料斗内的压力控制能够与不同燃速的推进剂的密度进行配合，使得不同燃速的推进剂的流率误差能被控制在±1%~±5%之间，使得最终被挤出的第1环状层、第2环状层、第3环状层····第m环状层能够均匀地形成环状结构。

进一步，灌装设备还包括第二定位法兰，第二定位法兰上设有供料管和出料头穿过的导向孔、供导轨定向运动的导向槽、固定芯模的定位孔及与壳体之间的连接固定件。

通过上述设置，导向块能让料管的上下移动更加稳定，同时由于导向块位于发动机壳体的第二开口处，能够有效避免料管与发动机壳体的第二开口处发生摩擦。

进一步，若干定位杆均匀设置在滑动架的圆周上。

通过上述设置，能让相邻两个出料头之间的间隔距离保持均匀状态，让第1环状层、第2环状层、第3环状层····第m环状层在同时形成不会相互的干扰。

附图说明

图1为背景技术中单一燃速推进剂燃烧时形成的推力曲线图。

图2为本发明实施例一种复合固体火箭发动机的装药方法中灌注装置、发动机壳体、芯模、转台和推进剂纵向的剖视图。

图3为图2中A-A处的剖视图。

图4为图2中B-B处的剖视图。

图5为图2中发动机壳体和药柱体横向的剖视图。

图6为本实施例中多燃速推进剂的药柱在燃烧时形成的推力曲线图。

上述附图中：发动机壳体10、第一开口101、第二开口102、芯模20、转台30、料管401、导向块402、加压料斗403、阀门404、导轨405、出料头406、滑动架407、定位杆408、固定块409、药柱50、初始燃烧面501。

具体实施方式

下面结合附图及实施例对本发明中的技术方案进一步说明。

参照图5所示，一种复合固体火箭发动机，包括发动机壳体10以及同轴设置在发动机壳体10内的药柱50，药柱50包括由燃速依次减小的推进剂制成的第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层，第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层的外径依次增大且依次同轴重叠设置，m为6；第m环状层的外壁与发动机壳体10的内壁贴合；

其中第1环状层的内径为D₀，其外径为D₁；第2环状层的外径为D₂；···第m环状层的外径为D_m；第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层的厚度分别为(D₁-D₀)/2,(D₂-D₁)/2,……,(D_m-D_m-1)/2；

第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层所用的推进剂的压强指数分别为n₁,n₂,……,n_m，其密度分别为ρ₁，ρ₂，……,ρ_m，其燃速分别为r₁,r₂,……,r_m，发动机推力波动范围为发动机平均推力为1±d，则所需要的层数m按下列方法估算：

（1）

式子（1）中：n _max为最大的一个压强指数；

d为发动机推力波动范围值的绝对值与发动机平均推力的比值；

第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层的外径和燃速按以下方法确定：

（2）

（3）

（4）

其中药柱50的内径为r₀，r₀是按发动机平均推力及D₀值得到的；使得最终药柱50的外径与内径比值小于等于4。

在进行装药结构的设计时，可根据需求设定发动机平均推力、D₀和n _max，然后根据设计允许的发动机推力的最大波动范围获知r0和d，然后再结合第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层的密度、燃速和压强指数，通过上述计算过程即可获知层数m以及第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层的外径，使得最终形成的药柱50结构达到呈环状布置，且各层的燃烧面面积与相应层的燃烧比能够有效结合，使得燃烧时药柱50的燃烧效果近似等质量流率燃烧。

在对复合固体火箭发动机进行装药时，参照图2、图3和图4，在一种复合固体火箭发动机的装药方法中采用一种复合固体火箭发动机的灌装设备，具体包括以下步骤：

步骤1：如图2、图3和图4所示，准备复合固体火箭发动机的灌装设备、发动机壳体10、芯模20、转台30和推进剂，复合固体火箭发动机的灌装设备包括六个料管401、机架、第二定位法兰402、压力可调的加压料斗403、焊接在加压料斗403和料管401之间的阀门404、分别与六个料管401连通的六个出料头406以及料管提升单元，发动机壳体10竖直卡扣安装在转台30上，芯模20与转台30的上表面转动连接，发动机壳体10的下端上设有与芯模20同轴设置的第一开口101，发动机壳体10的上端上设有芯模20穿出以及六个料管401穿入的第二开口102；同时，料管提升单元包括第一定位法兰、提升料管401的提升架以及沿芯模20外壁竖直滑动的滑动架407，滑动架407呈环状且套设在芯模20外，滑动架407外水平焊接有六个气压伸缩的定位杆408，定位杆408的轴线与芯模20横截面的半径共线，六根定位杆408均匀设置在滑动架407的圆周上；同时定位杆408远离滑动架407的一端上焊接有固定块409，固定块409上竖直设置有用于夹持料管401的夹持孔；芯模20和滑动架407之间设置有导轨405，导轨405沿芯模20的轴向设置，导轨405的顶端位于在发动机壳体10外，滑动架407的内壁上焊接有在导轨405上竖直滑动的滑块；第一定位法兰呈扣合发动机壳体10上端处的筒状，第一定位法兰的下端与发动机壳体10的上端外壁处贴合；加压料斗403固定安装在机架上，第一定位法兰焊接机架上；第二定位法兰402焊接在导轨405的上端上，且第二定位法兰402位于发动机壳体10的第二开口102处，第二定位法兰402上设有供料管401和出料头406穿过的导向孔；

步骤2：将步骤1中的发动机壳体10竖直安装到转台30上，发动机壳体10上的第一开口101处与转台30中心处卡扣连接，然后将芯模20的下端同轴安装在到发动机壳体10内，且芯模20的下端与发动机壳体10的第一开口101处卡扣连接；六个料管401的下端和六个出料头406进入到发动机壳体10内；

步骤3：将步骤1中的推进剂分为1组推进剂、2组推进剂、3组推进剂····m组推进剂，且1组推进剂、2组推进剂、3组推进剂····m组推进剂的燃速依次减小，m组推进剂中的m等于6；先将1组推进剂、2组推进剂、3组推进剂····m组推进剂分别灌注到六个加压料斗403中，如图3所示，第6组推进剂通过出料头406贴合发动机壳体10的竖直侧壁处，灌注第6组推进剂的出料头406所在圆环的内壁与灌注第5组推进剂的出料头406所在圆环的外壁贴合，由此，1组推进剂、2组推进剂、3组推进剂····m组推进剂在六个出料头406位置的控制下达到依次分层布置的目的，在调节出料头406的位置时，控制与出料头406连接的定位杆408内的气压，使得定位杆408伸长或缩短，能够有效控制出料头406的位置；

步骤4：步骤3中，1组推进剂、2组推进剂、3组推进剂····m组推进剂的密度分别为ρ₁、ρ₂····ρ_m，然后根据1组推进剂、2组推进剂、3组推进剂····n组推进剂的密度以及用量控制加压料斗403内的压力，同时开启六个阀门404，六个出料头406同时出料，此时滑块带动滑动架407沿导轨405上移，进而带动定位杆408、料管401和出料头406同步上移，且转台30带动发动机壳体10转动，转台30的转动与出料头406的上移进行配合；使得1组推进剂灌注形成第1环状层，第1环状层贴合芯模20的外壁，内径为D₀，外径为D₁；2组推进剂灌注到发动机壳体10内形成第2环状层，第2环状层的外径为D₂，第2环状层的内壁贴合第1环状层的外壁····m组推进剂的灌注到发动机壳体10内形成第m环状层，第m环状层的外径为D_m；如图5所示，第1环状层、第2环状层、第3环状层····第m环状层贴合发动机壳体10内壁上的衬层；使得第1环状层内径为芯模外径，第m环状层的外径为发动机壳体10衬层内径；

步骤6：装药固化后，拆卸第一定位法兰，取下整个灌装设备；然后竖直取出芯模20；竖直拆卸发动机壳体10下端与转台30的连接处，使壳体、装药、芯模及上下法兰一体加热固化。待发动机内的药柱50固化后，拆除上下法兰及芯模即可。

在药柱50成型的过程中，加压料斗403、料管401和出料头406的数量能与推进剂的组数配合，进而可以无干扰的形成相应层数的药剂环状层，便于多燃速的推进剂能够层叠布置到发动机壳体10内；同时，在形成药剂环状层时，出料头406能在带动滑动架407、导轨405、滑块和定位杆408的带动下稳定上移，出料头406的上移能够与转台30和发动机壳体10的转动配合，使得从出料头406处挤出的药剂能在发动机壳体10内组合成层状结构，且层状设置的第1环状层、第2环状层、第3环状层····第m环状层不会互相干扰；加压料斗403内的压力控制能够与1组推进剂、2组推进剂、3组推进剂····m组推进剂的密度进行配合，此过程中1组推进剂、2组推进剂、3组推进剂····m组推进剂的流率误差能被控制在±1%~±5%之间，使得最终被挤出的第1环状层、第2环状层、第3环状层····第m环状层能够均匀地形成环状结构；圆柱状的芯模20也便于与成型后的药柱50进行分离，且芯模20与药柱50分离时，不会影响药柱50内壁处的结构。

当发动机壳体10内的药柱50在进行燃烧时，如图5所示，第1环状层的内壁处为初始燃烧面501，然后再依次燃烧至第2环状层····第m-1环状层和第m环状层处，通过步骤4中第1环状层、第2环状层、第3环状层····第m环状层中厚度、燃烧面的持续变大以及第1环状层、第2环状层、第3环状层····第m环状层中燃速的配合，最终获得的推力曲线图如图6所示，其药柱50点燃后燃烧的中期能让质量流率在设定的范围内波动，实现发动机工作时推力维持在一个较为稳定的状态下，效果近似等质量流率燃烧。

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)

1.一种复合固体火箭发动机，包括发动机壳体以及同轴设置在发动机壳体内的药柱，其特征在于，所述药柱包括由燃速依次减小的推进剂制成的第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层，第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层的外径依次增大且依次同轴重叠设置；

第1环状层的内径为D₀，其外径为D₁；第2环状层的外径为D₂；···第m环状层的外径为D_m；第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层的厚度分别为(D₁-D₀)/2,(D₂-D₁)/2,……,(D_m-D_m-1)/2；

第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层所用的推进剂的压强指数分别为n₁,n₂,……,n_m，其密度分别为ρ₁，ρ₂，……,ρ_m，其燃速分别为r₁,r₂,……,r_m，发动机推力波动范围为1±d，则所需要的层数m按下列方法估算：

（1）

式子（1）中：n _max为最大的一个压强指数；

d为发动机推力波动范围值的绝对值与发动机平均推力的比值；

第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层的外径和燃速按以下方法确定：

（2）

（3）

（4）

其中药柱的内径为r₀，r₀是按发动机平均推力及D₀值得到的。

2.用于如权利要求1所述的一种复合固体火箭发动机的装药方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1：准备发动机壳体、芯模和推进剂，将推进剂分为1组推进剂、2组推进剂、3组推进剂····m组推进剂，且1组推进剂、2组推进剂、3组推进剂····m组推进剂的燃速依次减小；

步骤2：将芯模同轴安装到发动机壳体内，1组推进剂、2组推进剂、3组推进剂···m组推进剂同时向壳体中浇注，1组推进剂、2组推进剂、3组推进剂···m组推进剂依次形成第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层，第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层组成药柱。

3.用于如权利要求1所述的一种复合固体火箭发动机的灌装设备，其特征在于，灌装设备包括若干料管和若干出料头，若干料管和若干出料头一一对应连通，若干出料头与第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层一一相对。

4.如权利要求3所述的一种复合固体火箭发动机的灌装设备，其特征在于，所述灌装设备还包括带动发动机壳体转动的转台以及与提升出料头上移的料管提升单元，发动机壳体上的第一开口处与转台相抵，发动机壳体的下端上设有与芯模同轴转动连接的第一开口，发动机壳体的上端上设有芯模穿出以及料管穿入的第二开口，芯模的下端与发动机壳体的第一开口处转动连接。

5.如权利要求4所述的一种复合固体火箭发动机的灌装设备，其特征在于，料管提升单元包括第一定位法兰、导向槽、提升料管的提升架以及沿芯模外壁竖直滑动的滑动架，滑动架套设在芯模外，滑动架外固定安装有若干可伸缩的定位杆，定位杆的轴线与芯模横截面的半径共线，且定位杆远离滑动架的一端上设有夹持出料头或料管的固定块，定位杆远端尺寸超过壳体机口半径时，定位杆为多节伸缩结构，第一定位法兰与发动机壳体的上端可拆卸连接；所述出料头出口的横截面轮廓呈矩形，若干出料头横截面轮廓矩形的长度与第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层的厚度一一对应。

6.如权利要求5所述的一种复合固体火箭发动机的灌装设备，其特征在于，所述第一定位法兰和滑动架之间设置有导轨，导轨沿设置在第一定位法兰上的导向槽轴向运动，滑动架与导轨连接沿轴向提升。

7.如权利要求6所述的一种复合固体火箭发动机的灌装设备，其特征在于，所述灌装设备还包括机架、压力可调的加压料斗以及固定安装在加压料斗和料管之间的阀门，加压料斗固定安装在机架上。

8.如权利要求7所述的一种复合固体火箭发动机的灌装设备，其特征在于，所述灌装设备还包括第二定位法兰，第二定位法兰上设有供料管和出料头穿过的导向孔、供导轨定向运动的导向槽、固定芯模的定位孔及与壳体之间的连接固定件。

9.如权利要求5所述的一种复合固体火箭发动机的灌装设备，其特征在于，若干所述定位杆均匀设置在滑动架的圆周上。