CN114922746B - 固体火箭发动机及其推力调节方法 - Google Patents

Abstract

为了解决现有的固体火箭发动机推力调节效果不佳的技术问题，本发明提出一种固体火箭发动机及其推力调节方法。本发明将固体燃料与凝胶氧化剂分开放置，有效提升了发动机的低易损性；推进剂药柱采用燃料包裹氧化剂，药柱的氧燃比可预先设计好，利用步进电机和电机托盘将推进剂药柱驱动进入燃烧室内，通过调整步进电机功率来改变推进剂的供给量，药柱经气化后最终可在燃烧室中按照预先设计的固定氧燃比进行燃烧，实现了灵活、准确、快速地调控推力的目的；采用刀片不动、推进剂药柱螺旋式进给的方式，有利于刀片对其进行切割，保证大质量流率的供给。

Description

固体火箭发动机及其推力调节方法

技术领域

本发明涉及航天推进技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机及其推力调节方法。

背景技术

固体火箭发动机主要由固体推进剂、燃烧室壳体、喷管及点火装置组成，具有结构简单、长期储存性好、可靠性强、操作维护简单等优点，广泛应用于各类导弹、航天器和运载火箭中。然而，发动机壳体通常采用强度较高的金属材料，增大了固体发动机的消极质量；而且，推进剂药柱由氧化剂与燃料均匀混合制成，其中往往会添加一些含能材料以提升发动机比冲，这些含能材料感度较高，存在易燃易爆的危险；此外，固体火箭发动机大多通过调节喷管喉部面积、设置装药结构或被动降压熄火等方案实现推力调控，然而这些方案均为被动式控制手段，推力调节响应慢，无法根据飞行条件实时进行推力调控，难以满足导弹武器系统“轻质、安全、可控”的发展需求，因此亟需开发一种兼顾高质量比、低易损性和能量可调的固体火箭发动机。

2018年，Yemets V等人在Journal of Spacecraft and Rockets期刊第55卷第4期984-992页题目为Autophage engines:Toward a throttleable solid motor的文章中提出一种自噬固体火箭发动机结构：在燃烧室中设置分离/打开气化室与燃烧室的阀门，固体推进剂药柱由惰性气体提供动力的外置加压装置进行驱动，经气化器加热后在混合室中完成掺混，通过阀门的开闭实现发动机的脉冲工作，由于推进剂药柱在进入燃烧室前氧化剂与燃料不混合，可提升发动机的低易损性能。

2016年，Tappan等人发表的题目为High DeltaV Solid Propulsion System fortSmall Satellites文章中提出一种氧燃分装组合固体发动机结构：将固体氧化剂与固体燃料分别制备成富氧推进剂和富燃推进剂并分别放置在富氧燃烧室和富燃燃烧室内，从发动机头部开始，依次设置富燃燃烧室、富氧燃烧室及混燃室。发动机工作时富燃推进剂首先被点燃，通过自持燃烧产生富燃产物，其富燃产物与富氧推进剂产生的富氧产物耦合燃烧，经混燃室中进一步掺混释热，使得固体火箭发动机产生推力，该固体发动机具有安全性高、推力可调的优点。

以上方案虽然实现了安全、推力可调的功能，但仍存在如下局限性：

1、自噬固体火箭发动机依靠燃料的热分解进行供给，燃烧效率低，且采用固体氧化剂增加了供给负担；同时推进剂药柱采用惰性高压气体提供动力进行驱动，推力不易精确控制；此外，发动机采用外部储存罐提供引燃气体通过火花塞实现发动机的点火及预热功能，系统结构复杂，危险性较高，难以灵活实现发动机的多次启动。

2、氧燃分装组合固体发动机中氧化剂和燃料放置在两个甚至多个不同的燃烧室中，因而需要配备两个甚至多个独立装药燃烧室、混合燃烧室以及流量调节装置等，系统结构复杂，增加了发动机的消极质量；且分装在不同燃烧室中的富燃、富氧推进剂具有不同的燃烧模式(富燃固体推进剂通过燃烧产生富燃产物，炽热的富燃产物喷射到富氧推进剂燃烧室中引燃富氧推进剂，富燃推进剂的燃烧产物再与富氧推进剂分解的产物进行耦合燃烧)，富燃/富氧推进剂的自持燃烧、富氧燃气与富燃推进剂间的耦合燃烧机理严重缺乏，导致氧燃分装发动机燃烧效率不高，难以达到设计的理想效果，推力调节效果不佳，因而无法得到实际应用。

而目前液体火箭发动机，一般通过在主系统或副系统的管路上设置流量调节装置、采用可调结构的针栓式喷注器等来调节流量，但这些方案零部件较多，调节及供应阀门管路复杂，难以实现小型化。而对于固液混合发动机，由于固体燃料和液体氧化剂分别储存于燃烧室及氧化剂储箱中，可通过改变氧化剂流量调节阀门开度实现发动机的推力调节，然而在燃烧过程中氧燃比会沿燃料通道的长度不断减小，且固液混合发动机存在燃面退移速率低、装填密度低、燃烧效率低等难以克服的天然缺陷。

鉴于目前液体火箭发动机及固液混合火箭发动机的结构特点以及其推力调节方案本身的局限性，技术人员也无法从液体火箭发动机和固液混合火箭发动机的推力调节方案中获取改进固体火箭发动机推力调节效果的技术启示。因此，需要另辟蹊径，寻求一种新的固体火箭发动机的推力调节方案，以改善目前固体火箭发动机推力调节效果不佳的技术问题。

发明内容

为了解决现有的固体火箭发动机推力调节效果不佳的技术问题，本发明提出一种固体火箭发动机及其推力调节方法。

本发明的技术方案是：

固体火箭发动机，包括燃烧室和喷管；其特殊之处在于：

还包括推力调节装置、传动换向装置、推进剂药柱和气化器；

推力调节装置包括电机托盘和步进电机；步进电机通过所述传动换向装置将转动扭矩传递到所述推进剂药柱上，驱动推进剂药柱转动；电机托盘的一端用于安放步进电机，另一端用于支撑固定所述推进剂药柱且能保证推进剂药柱的自由旋转；

推进剂药柱由外周的固体燃料和内部的凝胶氧化剂构成；所述固体燃料的径向截面为外齿轮状，每个轮齿上均沿轴向开设有多个凹槽，所有凹槽呈双螺旋线排布；

气化器主体位于所述燃烧室内，气化器包括自内向外依次套设的切削刀、刀套和换热壳体；

刀套内壁轴向上设置有两个与所述推进剂药柱上的凹槽配合实现推进剂药柱轴向旋进的定位结构；

切削刀用于在所述推进剂药柱轴向旋进换热壳体内时，对其中的固体燃料进行切削；

切削刀上靠近燃烧室的一侧设有氧化剂注入口；刀套外壁上开设有多个导流槽，每个导流槽上分别设有燃料出口和氧化剂出口，分别与切削刀上的切削区和氧化剂注入口连通；

换热壳体周向上开设有与所述导流槽位置一一对应的旋流孔，换热壳体内壁上设置与所述氧化剂注入口一一对应的、用于点火启动的加热丝；

推进剂药柱旋进所述换热壳体内后，被所述切削刀将其中的固体燃料切成碎条/片，从切削区经所述燃料出口送入所述导流槽中；同时，凝胶氧化剂在挤压作用下从所述氧化剂注入口先经所述加热丝加热作用发生燃烧反应气化后，再经所述氧化剂出口送入所述导流槽中，在导流槽流动时加热所述固体燃料碎条/片且与其初步掺混，完成点火动作；

初步掺混后的混合物通过所述旋流孔进入所述燃烧室；

在推进剂药柱旋进期间，通过调节步进电机的输出功率控制其进给速度，实现推力调节。

进一步地，所述传动换向装置包括沿力的传递方向依次设置的滑轮组件、滑轮轴、第一直齿圆锥齿轮、第二直齿圆锥齿轮、齿轮轴和直齿轮；

滑轮组件包括设置在所述电机托盘上的第一滑轮、设置在所述滑轮轴上的第二滑轮，以及绕制在所述第一滑轮和第二滑轮侧壁上的传动钢丝绳，传动钢丝绳的端部绕制在所述步进电机的输出轴上；

所述滑轮轴通过第一轴座安装在所述换热壳体的端面上；

所述齿轮轴通过第二轴座安装在所述换热壳体的端面上。

进一步地，所述定位结构为定位球。

进一步地，所述电机托盘包括依次连接的转动盘、止推轴承和固定盘；转动盘与所述推进剂药柱的端面对接；止推轴承用于实现转动盘与固定盘之间的相对自由旋转；固定盘用于安放所述步进电机。

进一步地，所述转动盘与所述推进剂药柱的端面对接。

进一步地，所述切削刀外围周向设有8个刀片；所述刀套外壁设有8个导流槽；所述换热壳体周向设有8个旋流孔。

进一步地，所述换热壳体内设有用于放置导通所述加热丝的铜导线。

进一步地，所述加热丝为加热钨丝。

进一步地，所述换热壳体上部外壁设有法兰环，用于与所述燃烧室的壳体对接。

本发明还提供了一种固体火箭发动机的推力调节方法，其特殊之处在于：在所述推进剂药柱沿轴向进入所述换热壳体期间，调节步进电机的输出功率控制其进给速度，实现推力调节。

本发明的有益效果：

1、本发明将固体燃料与凝胶氧化剂分开放置，解决了氧化剂与燃料按氧燃比预先混合易燃易爆、一旦发生事故无法扑灭的缺陷，有效提升了发动机的低易损性；推进剂药柱采用燃料包裹氧化剂，药柱的氧燃比可预先设计好，利用步进电机和电机托盘将具有一定强度的推进剂药柱驱动进入燃烧室内，通过调整步进电机功率来改变推进剂的供给量，药柱经气化后最终可在燃烧室中按照预先设计的固定氧燃比进行燃烧，实现了灵活、准确、快速地调控推力的目的；采用刀片不动、推进剂药柱螺旋式进给的方式，有利于刀片对其进行切割，保证大质量流率的供给，较之刀片转动而推进剂药柱仅轴向进给的方式，本发明无需配置刀片转动控制机构，避免了高温燃气对刀片转动机构的不利影响。

2、本发明具有自噬功能，推进剂药柱旋入气化器后，固体燃料经切削刀切削成碎条进入导流槽中，凝胶氧化剂经喷注孔流入导流槽，随着燃烧反应的进行发动机长度不断减小，有利于提升各类导弹武器在近目标范围内的隐身性能。

3、本发明采用凝胶氧化剂作为推进剂芯部，可减轻氧化剂的供给负担；同时，推进剂燃料外壳通过切削刀进行切削，解决了单纯依靠热分解燃烧速度慢的问题，保证发动机工作时推进剂的大质量流率供给。

4、本发明在推进剂外壳上设置具有一定轴向自锁性的呈双螺旋排布的多个凹槽，可保证燃烧室具有较高的压强，使发动机具有较高的能量水平。

5、本发明中的气化器由换热壳体、切削刀与刀套三部分组成，换热壳体可以吸收热量并加热刀套，有利于固体燃料的进一步切削与输送，提高发动机的能量利用率；同时在换热壳体周向设有旋流孔，使得流出的燃料气流具有一定的切向速度，有利于提升发动机的燃烧效率；此外，刀套外壁则设有多个导流槽，促使氧化剂和燃料的进一步气化及掺混。

6、本发明中推进剂药柱既作为发动机的能量来源，其外壳又是整个发动机的承力部件，相比于传统固体火箭发动机可显著降低由大尺寸壳体带来的消极质量。

7、本发明通过点火丝的加热进行点火，可便捷通过通断电流实现发动机的多次启动。

8、本发明中的推力调控结构简单、易实现。

附图说明

图1为本发明固体火箭发动机的主视图；

图2为本发明固体火箭发动机的局部剖视图；

图3为本发明中步进电机的示意图，其中(a)为主视图，(b)为侧视图；

图4为本发明中电机托盘的结构示意图；

图5为本发明中传动换向装置的结构示意图；

图6为本发明中气化器的结构示意图；

图7为本发明中切削刀的结构示意图，其中(a)为主视图，(b)为俯视图；

图8为本发明中刀套的结构示意图，其中(a)为主视图，(b)为剖视图；

图9为本发明中换热壳体的结构示意图，其中(a)为主视图，(b)为剖视图；

图10为本发明中推进剂药柱的结构示意图，其中(a)为立体图，(b)为主视图；

图11为本发明中燃烧室的剖视图；

图12为本发明中喷管的结构示意图。

附图标记说明：

1-步进电机；101-绕线器；2-转动盘；3-止推轴承；4-第一滑轮；5-固定盘；6-固体燃料；7-凝胶氧化剂；8-传动钢丝绳；9-第二滑轮；10-滑轮轴；11-第一卡簧；12-第一轴座；13-第一直齿圆锥齿轮；14-第二直齿圆锥齿轮；15-齿轮轴；16-第二轴座；17-第二卡簧；18-直齿轮；19-键；20-切削刀；201-刀片；202-氧化剂注入口；21-定位球；22-刀套；221-导流槽；222-燃料出口；223-氧化剂出口；23-换热壳体；231-走线槽；24-加热钨丝；25-燃烧室、26-喷管、27-旋流孔、28-凹槽、29-定位槽。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明作进一步说明。

如图1、2所示，本实施例的固体火箭发动机，包括推力调节装置、传动换向装置、气化器、推进剂药柱、燃烧室25和喷管26。

推力调节装置包括电机托盘和步进电机1；电机托盘的一端用于安放步进电机1，另一端用于支撑固定推进剂药柱且能保证推进剂药柱的自由旋转；如图3所示，步进电机1用于推进剂供给和调节，其输出轴端焊接有绕线器101；所述绕线器101为H型结构，绕线器与传动钢丝绳8一端固定，用于收/放传动钢丝绳8。如图4所示，电机托盘包括转动盘2、止推轴承3、第一滑轮4和固定盘5；固定盘5用于安装固定步进电机1；转动盘2与推进剂药柱的端面对接在一起(例如粘接或卡接)；固定盘5与转动盘2通过止推轴承4连接，可保证发动机工作过程中推进剂药柱的自由旋转。

如图5所示，传动换向装置用于将步进电机1的转动力转换为推进剂药柱旋转的驱动力；传动换向装置包括第一滑轮4、传动钢丝绳8、第二滑轮9、滑轮轴10、第一卡簧11、第一轴座12、第一直齿圆锥齿轮13、第二直齿圆锥齿轮14、齿轮轴15、第二轴座16、第二卡簧17、直齿轮18和键19；第一滑轮4通过螺钉安装在电机托盘的固定盘5上且其轴线与固定盘5的轴线垂直，用于引导支撑传动钢丝绳8；传动钢丝绳8一端固定在步进电机输出轴上，另一端绕在第二滑轮9侧壁的凹槽处，将步进电机1的转动力转化为传动钢丝绳8的拉力，进而带动第二滑轮9转动；滑轮轴10通过第一卡簧11与第一轴座12固定，第一轴座12焊接在换热壳体23上；第二滑轮9安装在滑轮轴10的一端，其受传动钢丝绳8的拉力而转动，并通过滑轮轴10将转动力传递给第一直齿圆锥齿轮13；滑轮轴10与齿轮轴15相互垂直；第一直齿圆锥齿轮13、第二直齿圆锥齿轮14通过紧定螺钉分别与滑轮轴10和齿轮轴15固定连接，直齿轮18通过键19和第二卡簧17与齿轮轴15固定连接；第二直齿圆锥齿轮14与第一直齿圆锥齿轮13相啮合，将滑轮轴10上的横向扭矩转换为齿轮轴15上的纵向扭矩，进而带动直齿轮18转动。

如图6-9所示，气化器包括自内向外依次套设的切削刀20、刀套22和换热壳体23；切削刀20通过四个定位槽29卡在刀套22内；刀套22内壁轴向上设置有两个与推进剂药柱配合的定位球21；换热壳体23内壁周向设有用于与刀套22相连的螺纹孔，换热壳体23与燃烧室25对接的法兰环上设有用于与燃烧室25的壳体相连的多个螺纹孔。

如图7所示，切削刀20外围周向上设有8个刀片201，靠近燃烧室一侧设有8个氧化剂注入口202。

如图8所示，刀套22外壁开有8条导流槽221，每个导流槽221上分别开有燃料出口222和氧化剂出口223，并分别与切削刀上的切削区和氧化剂注入口202联通。

如图9所示，换热壳体23周向上开有8个旋流孔27并分别与刀套上的导流槽221相对应，在换热壳体23内壁，与切削刀20上每个氧化剂注入口202相对应的位置处均设有加热钨丝24，用于发动机的点火启动；换热壳体23内还设有走线槽231用于放置导通加热钨丝24的铜导线。图9中位于上面的加热钨丝24处为加热钨丝接导线处。

如图10所示，推进剂药柱包括固体燃料6和凝胶氧化剂7；固体燃料6作为外壳包裹凝胶氧化剂7，实现了氧化剂和燃料的分开放置，其径向截面为外齿轮形，可与传动换向装置中的直齿轮18相啮合；固体燃料6的每个轮齿上均沿轴向开设有多个凹槽28，单个凹槽28由齿顶向齿根方向开设，所有凹槽28呈双螺旋线排布，可与气化器上的两个定位球21相配合以实现推进剂药柱的轴向旋进；凝胶氧化剂7为现有材料，将凝胶氧化剂7制成圆柱形，装填在固体燃料6内部。

如图11所示，发动机燃烧室25的前端设置有连接法兰，法兰端设有多个通孔，用于与气化器通过螺栓进行连接，连接面采用石墨垫片进行密封；燃烧室25的后端设置有喷管盖，通过螺纹连接将喷管26固定。

如图12所示，发动机喷管26采用锥形喷管，安装在燃烧室25内，通过喷管盖进行固定。

本实施例的原理及工作过程：

发动机正式工作指令下达后，步进电机1通过传动换向装置中的直齿轮18将其转动扭矩传送到推进剂药柱上，驱动推进剂药柱旋转。推进剂药柱通过螺旋槽与气化器内壁的定位球21相配合，从而在推进剂药柱的推进过程中完成螺旋式进给。推进剂药柱旋进气化器中后，切削刀20将其中的固体燃料6切削成碎条，经燃料出口222后送入刀套22外壁的导流槽中。同时，凝胶氧化剂7在挤压作用下注入气化器中的氧化剂注入口202，并通过内部孔道也被输运至刀套22外壁的导流槽中。凝胶氧化剂7在通过氧化剂注入口202后在加热钨丝24的加热作用下发生燃烧反应(气化)，并在导流槽中流动时加热固体燃料碎条且与固体燃料形成初步掺混，点火动作完成。

发动机点火完成后，凝胶氧化剂7和固体燃料6通过换热壳体23上的旋流孔27后进入燃烧室内，进一步燃烧生成高温高压燃气，高温高压燃气经喷管26膨胀加速产生发动机的推力；在换热壳体23的周向设有8个旋流孔27，保证流出的燃气气流具有一定的切向速度，可提升发动机的燃烧效率；在气化器中的加热刀套22及固体燃料6吸收高温燃气传递的热量，温度升高，有利于固体燃料6的切削；随着燃烧的进行，燃烧室25内一直处于高温状态，使得气化器保持较高的温度，氧化剂的气化过程可以持续稳定地进行，从而保障发动机的稳定工作。

发动机工作过程中，可通过调节步进电机1的输出功率来控制推进剂药柱的进给速度，从而实现发动机推力的实时精确调节。而且由于固体燃料6和凝胶氧化剂7在推进剂药柱中分开放置二者处于相互分离状态，若切断步进电机1的动力输出(或进行一定的反向动力输出)，则固体燃料6和凝胶氧化剂7的供给停止，发动机关机，可有效提升发动机的低易损性。再次启动步进电机1使推进剂药柱重新进给，配合加热钨丝24的加热便可实现发动机的再次开机，从而实现火箭发动机多次点火启动，因此该发动机具有较强的能量管理能力。

Claims (10)

1.固体火箭发动机，包括燃烧室和喷管；其特征在于：

还包括推力调节装置、传动换向装置、推进剂药柱和气化器；

推力调节装置包括电机托盘和步进电机；步进电机通过所述传动换向装置将转动扭矩传递到所述推进剂药柱上，驱动推进剂药柱转动；电机托盘的一端用于安放步进电机，另一端用于支撑固定所述推进剂药柱且能保证推进剂药柱的自由旋转；

推进剂药柱由外周的固体燃料和内部的凝胶氧化剂构成；所述固体燃料的径向截面为外齿轮状，每个轮齿上均沿轴向开设有多个凹槽，所有凹槽呈双螺旋线排布；

气化器主体位于所述燃烧室内，气化器包括自内向外依次套设的切削刀、刀套和换热壳体；

刀套内壁轴向上设置有两个与所述推进剂药柱上的凹槽配合实现推进剂药柱轴向旋进的定位结构；

切削刀用于在所述推进剂药柱轴向旋进换热壳体内时，对其中的固体燃料进行切削；

切削刀上靠近燃烧室的一侧设有氧化剂注入口；刀套外壁上开设有多个导流槽，每个导流槽上分别设有燃料出口和氧化剂出口，分别与切削刀上的切削区和氧化剂注入口连通；

换热壳体周向上开设有与所述导流槽位置一一对应的旋流孔，换热壳体内壁上设置与所述氧化剂注入口一一对应的、用于点火启动的加热丝；

推进剂药柱旋进所述换热壳体内后，被所述切削刀将其中的固体燃料切成碎条/片，从切削区经所述燃料出口送入所述导流槽中；同时，凝胶氧化剂在挤压作用下从所述氧化剂注入口先经所述加热丝加热作用发生燃烧反应气化后，再经所述氧化剂出口送入所述导流槽中，在导流槽流动时加热所述固体燃料碎条/片且与其初步掺混，完成点火动作；

初步掺混后的混合物通过所述旋流孔进入所述燃烧室；

在推进剂药柱旋进期间，通过调节步进电机的输出功率控制其进给速度，实现推力调节。

2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机，其特征在于：

所述传动换向装置包括沿力的传递方向依次设置的滑轮组件、滑轮轴、第一直齿圆锥齿轮、第二直齿圆锥齿轮、齿轮轴和直齿轮；

滑轮组件包括设置在所述电机托盘上的第一滑轮、设置在所述滑轮轴上的第二滑轮，以及绕制在所述第一滑轮和第二滑轮侧壁上的传动钢丝绳，传动钢丝绳的端部绕制在所述步进电机的输出轴上；

所述滑轮轴通过第一轴座安装在所述换热壳体的端面上；

所述齿轮轴通过第二轴座安装在所述换热壳体的端面上。

3.根据权利要求2所述的固体火箭发动机，其特征在于：

所述定位结构为定位球。

4.根据权利要求3所述的固体火箭发动机，其特征在于：

所述电机托盘包括依次连接的转动盘、止推轴承和固定盘；转动盘与所述推进剂药柱的端面对接；止推轴承用于实现转动盘与固定盘之间的相对自由旋转；固定盘用于安放所述步进电机。

5.根据权利要求4所述的固体火箭发动机，其特征在于：

所述转动盘与所述推进剂药柱的端面对接。

6.根据权利要求5所述的固体火箭发动机，其特征在于：

所述切削刀外围周向设有8个刀片；所述刀套外壁设有8个导流槽；所述换热壳体周向设有8个旋流孔。

7.根据权利要求6所述的固体火箭发动机，其特征在于：

所述换热壳体内设有用于放置导通所述加热丝的铜导线。

8.根据权利要求7所述的固体火箭发动机，其特征在于：

所述加热丝为加热钨丝。

9.根据权利要求8所述的固体火箭发动机，其特征在于：

所述换热壳体上部外壁设有法兰环，用于与所述燃烧室的壳体对接。

10.权利要求1-9任一所述的固体火箭发动机的推力调节方法，其特征在于：在所述推进剂药柱沿轴向进入所述换热壳体期间，调节步进电机的输出功率控制其进给速度，实现推力调节。