CN115142981A - 一种无绝热结构固体火箭发动机 - Google Patents

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刘国斌
赵猛
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Abstract

本发明涉及固体火箭发动机技术领域，具体涉及一种无绝热结构固体火箭发动机。包括前顶盖、点火装置、挡药板、药柱、燃烧室壳体、喷管及堵盖，所述燃烧室壳体前后端部通过挡药板固定药柱，防止药柱在燃烧室壳体内晃动，所述燃烧室壳体前端部与前顶盖密封连接，点火装置置于前顶盖与药柱间，所述燃烧室壳体后端部与喷管密封连接，喷管处设有堵盖。所述前顶盖与燃烧室壳体、燃烧室壳体与喷管连接处均设置密封圈，防止高温高压燃气泄漏。所述挡药板上设置缓冲垫。所述燃烧室壳体、喷管及前顶盖材料选用钢材。本发明提供一种无绝热结构固体火箭发动机，既可以缩短产品研制周期，又可以降低产品成本。

Description

一种无绝热结构固体火箭发动机
技术领域
本发明涉及固体火箭发动机技术领域，具体涉及一种无绝热结构固体火箭发动机。
背景技术
固体火箭发动机由于其结构简单可靠、使用方便，已广泛应用于各类导弹及运载火箭。固体火箭发动机一般由燃烧室、喷管、点火装置及直属件组成。固体火箭发动机工作时燃烧室、喷管需承受高温、高压燃气，故在燃烧室、喷管内壁均设置一层耐高温的绝热层。
目前在燃烧室、喷管内壁均设置一层绝热层，绝热层为耐高温隔热性好的非金属材料，生产工艺复杂、生产周期长、材料费用高，因此无法满足用于无人机、靶机起飞动力的短时间固体火箭发动机低成本、快速研发的要求。
发明内容
本发明要解决的技术问题
本发明提供一种无绝热结构固体火箭发动机，以解决不能满足用于无人机、靶机起飞动力的短时间固体火箭发动机低成本、快速研发的要求的问题。
为解决技术问题本发明采用的技术方案
一种无绝热结构固体火箭发动机，包括前顶盖、点火装置、药柱、燃烧室壳体、喷管及堵盖，所述燃烧室壳体内设有药柱，所述燃烧室壳体前端部设有点火装置，通过前顶盖密封前端部，所述燃烧室壳体后端部设有喷管，所述喷管扩张段设有堵盖。
进一步地，所述药柱两端分别设有挡药板，防止药柱在燃烧室壳体内晃动。
进一步地，所述前顶盖与燃烧室壳体、燃烧室壳体与喷管连接处均设置密封圈，防止高温高压燃气泄漏。
进一步地，所述挡药板上设置缓冲垫。
进一步地，所述燃烧室壳体、喷管及前顶盖材料选用钢材。
进一步地，所述前顶盖与燃烧室壳体通过螺纹连接，所述喷管与燃烧室壳体通过螺纹连接。
进一步地，所述堵盖粘接在喷管扩张段。
进一步地，所述药柱设有贯穿其两端的内孔，点火装置引线通过药柱内孔及喷管与外部接插件连接。
进一步地，所述燃烧室壳体、喷管及前顶盖根据温度不同选用20MnTiB、35#钢、406A、20#钢或45#钢。
本发明获得的有益效果
本发明提供一种无绝热结构固体火箭发动机，既可以缩短产品研制周期，又可以降低产品成本。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本发明的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1：一种无绝热结构固体火箭发动机结构示意图；
其中：1-前顶盖，2-密封圈，3-点火装置，4-挡药板，5-药柱，6-燃烧室壳体，7-喷管，8-堵盖。
具体实施方式
本发明提供一种用于无人机、靶机起飞动力的短时间无绝热结构固体火箭发动机，包括前顶盖1、密封圈2、点火装置3、挡药板4、药柱5、燃烧室壳体6、喷管7、堵盖8。其中密封圈2前后各1个，挡药板4前后各一个且挡药板上设置缓冲垫。
为使本发明所提出的技术方案的目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面将结合附图，对本发明所提出的技术方案的实施例进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是所提出的技术方案的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动的前提下所获得的所有其它实施例，均属于本发明保护的范围。
如图1所示，工作时由外部电源触发点火装置3，点火装置3点燃药柱5，堵盖8打开，点火装置3和药柱5燃烧产生大量燃气，从喷管7排出，产生推力。
如图1所示，密封圈2防止高温、高压燃气从燃烧室壳体6与前顶盖1、喷管7接口处泄露。
如图1所示，挡药板4防止药柱5在燃烧室壳体6内晃动。
如图1所示，工作时燃烧室壳体6、喷管7、前顶盖1承受高温、高压燃气。
具体实施时，燃烧室壳体6、喷管7、前顶盖1材料选用钢材，钢材的高温力学性能较差，表1列出部分钢材的高温力学性能。钢材抗拉强度基本随温度升高而降低，且这种降低趋势随温度升高而增大。当温度低于200℃时，温度对钢材抗拉强度的影响很小，几乎可以忽略不计；当温度超过300℃时，钢材抗拉强度开始下降；当温度超过400℃时，钢材抗拉强度急剧下降；当温度达到500℃时，钢材抗拉强度约为常温下的一半；当温度达到600℃时，钢材变红，抗拉强度约为常温下的30％，基本丧失承载强度。
表1钢材力学性能
温度/℃ 20 200 300 400 500 600 700
20MnTiB抗拉强度/MPa 1175.3 1180.2 1102.3 872.0 514.3 250.0 106.7
35#钢抗拉强度/MPa 800 800 685.6 685.6 411.2 228.8 ——
406A拉强度/MPa 1755 1847 1675 1453 1018 708 ——
20#钢抗拉强度/MPa 507 500 520 410 250 130 ——
45#钢抗拉强度/MPa 635 700 720 580 400 220 ——
根据药柱5工作性能计算燃烧室壳体6、喷管7、前顶盖1温度，为保证燃烧室壳体6、喷管7和前顶盖1强度，承载厚度内温度应不超过500℃，有效承载厚度内温度不超过300℃时，可有效承载。当温度大于500℃时，适当增加燃烧室壳体6、喷管7、前顶盖1厚度，按温度不大于300℃区域计算有效承载。
某型号固体火箭发动机，工作时间1.2s±0.05s，平均推力9000N，前顶盖、燃烧室壳体、喷管材料为结构钢，采用无绝热结构，最小壁厚为2.5mm，经计算工作时间内最小2.1mm内温度不大于200℃，可计为有效承载厚度，可以满足承载要求，已完成试车试验及飞行试验考核，均工作正常。

Claims (9)

1.一种无绝热结构固体火箭发动机，其特征在于：包括前顶盖、点火装置、药柱、燃烧室壳体、喷管及堵盖，所述燃烧室壳体内设有药柱，所述燃烧室壳体前端部设有点火装置，通过前顶盖密封前端部，所述燃烧室壳体后端部设有喷管，所述喷管扩张段设有堵盖。
2.根据权利要求1所述的一种无绝热结构固体火箭发动机，其特征在于：所述药柱两端分别设有挡药板，防止药柱在燃烧室壳体内晃动。
3.根据权利要求1所述的一种无绝热结构固体火箭发动机，其特征在于：所述前顶盖与燃烧室壳体、燃烧室壳体与喷管连接处均设置密封圈，防止高温高压燃气泄漏。
4.根据权利要求1所述的一种无绝热结构固体火箭发动机，其特征在于：所述挡药板上设置缓冲垫。
5.根据权利要求1所述的一种无绝热结构固体火箭发动机，其特征在于：所述燃烧室壳体、喷管及前顶盖材料选用钢材。
6.根据权利要求1所述的一种无绝热结构固体火箭发动机，其特征在于：所述前顶盖与燃烧室壳体通过螺纹连接，所述喷管与燃烧室壳体通过螺纹连接。
7.根据权利要求1所述的一种无绝热结构固体火箭发动机，其特征在于：所述堵盖粘接在喷管扩张段。
8.根据权利要求1所述的一种无绝热结构固体火箭发动机，其特征在于：所述药柱设有贯穿其两端的内孔，点火装置引线通过药柱内孔及喷管与外部接插件连接。
9.根据权利要求1所述的一种无绝热结构固体火箭发动机，其特征在于：所述燃烧室壳体、喷管及前顶盖根据温度不同选用20MnTiB、35#钢、406A、20#钢或45#钢。
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CN114233517A (zh) * 2021-12-21 2022-03-25 西安零壹空间科技有限公司 一种用于高过载固体火箭发动机及其药型设计方法
CN115653791A (zh) * 2022-10-31 2023-01-31 北京中科宇航技术有限公司 一种固体火箭发动机及其穿舱式点火装置

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