CN115807717A - 一种侧喷式固体火箭发动机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种侧喷式固体火箭发动机，属于固体火箭发动机领域，包括依此连接的壳体、端盖和管路组件，并在壳体内装填推进剂主装药，同时通过在管路组件中设置第一通道和第二通道，并将第二通道设置为与壳体的轴线垂直，使得推进剂主装药点燃后产生的气体沿发动机的侧边喷出，为对应的飞行器提供转动动力。本发明的侧喷式固体火箭发动机，其结构简单紧凑，操作控制方便，能够为飞行器提供切向滚转控制力矩，使得飞行器在前进的同时实现自身转动，提高了飞行器飞行的稳定性和命中精度，具有较好的实用价值和应用前景。

Description

一种侧喷式固体火箭发动机

技术领域

本发明属于固体火箭发动机领域，具体涉及一种侧喷式固体火箭发动机。

背景技术

火箭发动机是利用冲量原理，通过自带推进剂来为飞行器提供推力的喷气发动机，其与其他喷气发动机的最大不同在于不依赖于外界空气，可在大气层外使用。火箭发动机作为飞行器的主要动力来源，直接影响到飞行器飞行的安全性与可靠性。

最常用的火箭发动机一般是利用化学推进剂燃烧提供动力的化学火箭发动机，其中固体火箭发动机作为化学火箭发动机的一种，是通过使用固体推进剂燃烧产生热气，并通过喷口向火箭后部喷出气流，利用产生的反作用力为火箭提供向前的动力。

目前，固体火箭发动机在弹道导弹作为飞行器的应用场景中，弹道导弹的弹头进入大气层后主要采用无控飞行技术，由于现有的火箭发动机只能为弹头提供飞行方向上的动力，其飞行弹道和打击精度主要取决于弹头和弹体分离点的位置和分离时弹头的速度以及弹道倾角等因素，其飞行路线很容易被敌方破解并利用反导系统对其进行拦截。

发明内容

针对现有技术的以上缺陷或改进需求中的一种或者多种，本发明提供了一种侧喷式固体火箭发动机，能够实现沿火箭发动机侧向输出气体，为飞行器提供转动推力，提高火箭发动机的适用性。

为实现上述目的，本发明提供一种侧喷式固体火箭发动机，包括依次连接设置的壳体、端盖和管路组件，且所述壳体内封装有推进剂主装药，其特征在于，

所述管路组件包括正交设置的第一管路和第二管路；所述第一管路的一端通过所述端盖与所述壳体内腔连通，其另一端的端部封闭并以侧壁面与所述第二管路连通；

所述第二管路的两端贯通，其一端连接在所述第一管路的侧壁面上，另一端与外界连通，使得推进剂主装药点燃后产生的气体可通过该第二管路沿发动机的侧边喷出；且所述第二管路内设置有喉衬，用于缩小第二管路的排气面积。

作为本发明的进一步改进，所述第一管路背离所述端盖一端的内径大于另一端的内径，在所述第一管路内部形成“T型”通路形式。

作为本发明的进一步改进，在所述端盖靠近所述壳体的一侧嵌设有点火药盒，并在所述点火药盒内装填有点火药；

在所述端盖的另一侧还设置有至少一个点火器，所述点火器与所述点火药盒匹配，用于对所述点火药盒进行点火。

作为本发明的进一步改进，所述点火药盒包括药盒体和药盒座；

所述药盒体内装填有点火药，其一端与所述点火器连通，另一端与所述药盒座连接，并通过所述药盒座上设置的至少一个排气孔与所述壳体内腔连通，使得所述点火药点燃后产生的燃气可通过所述排气孔通入到所述壳体内。

作为本发明的进一步改进，在所述药盒体的内壁面上还设置有膜片，用于药盒体的自密封防潮。

作为本发明的进一步改进，在所述推进剂主装药背离所述端盖一端与所述壳体之间还设置有调整垫。

作为本发明的进一步改进，在所述壳体的内壁面上还设置有隔热材料，由其在壳体与推进剂主装药之间形成隔热层；

和/或

在所述第一管路和所述第二管路的内壁面上还设置有隔热材料。

作为本发明的进一步改进，在所述第二管路背离所述第一管路的端部还设置有管路膜片，用于该端部的临时封闭，并可在开口处气压达到设计阈值后破裂。

作为本发明的进一步改进，在所述端盖与所述壳体的连接部位设置有双重密封结构，其包括密封件和硫化层；

所述密封件设置在所述壳体与所述端盖之间，用于两者之间的径向密封；所述硫化层设置在所述壳体连接端盖一端的端面上，并与所述端盖的内侧端面硬接触压紧，以此实现壳体与端盖之间的轴向密封。

作为本发明的进一步改进，在所述端盖上还设置有可通过堵头进行封堵的测压口，用于检测装置的对应安装。

上述改进技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案与现有技术相比，具有的有益效果包括：

(1)本发明的侧喷式固体火箭发动机，其通过依次连接设置的壳体、端盖和管路组件，并将推进剂主装药封装在所述壳体内，同时通过管路组件中的第一管路和与壳体轴线垂直设置的第二管路，使得壳体内气体从发动机侧边喷出，为相应飞行器提供切向滚转控制力矩，并将飞行器加速到预期的转动速度，提高了飞行器飞行的稳定性以及命中精度。

(2)本发明的侧喷式固体火箭发动机，其通过将第一管路相对端盖一端的内径大于另一端的内径，以减缓气体在第一管路内的流速，降低气体对第一管路封口端面的冲击，实现对发动机拐角处内流场整流，稳定主装药燃烧压力；同时通过在壳体内以及管路组件内设置隔热层，防止发动机工作时因内部气体温度过高对其他设备造成影响，提高各设备工作的可靠性。

(3)本发明的侧喷式固体火箭发动机，其通过在推进剂主装药背离端盖的一端与壳体之间设置调整垫，使得壳体可以适应不同规格大小的推进剂主装药；通过在第二管路的开口端设置管路膜片对该开口进行密封，以保证发动机发动后内部气体能够快速聚集并达到特定压强。

(4)本发明的侧喷式固体火箭发动机，其结构简单紧凑，操作控制方便，能够为飞行器提供切向滚转控制力矩，使得飞行器在前进的同时实现自身转动，提高了飞行器飞行的稳定性和命中精度，具有较好的实用价值和应用前景。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，也可根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明实施例中侧喷式固体火箭发动机的整体结构示意图；

图2是本发明实施例中侧喷式固体火箭发动机的点火器在壳体上的位置示意图；

图3是本发明实施例中侧喷式固体火箭发动机的点火药盒的剖面结构示意图；

图4是本发明实施例中侧喷式固体火箭发动机的试验数据示意图。

在所有附图中，同样的附图标记表示相同的技术特征，具体为：1、点火器；101、堵头；102、第二密封圈；103、第三密封圈；2、端盖；3、管路组件；4、壳体；5、第一密封圈；6、点火药盒；601、药盒体；602、药盒座；603、第一膜片；604、第二膜片；605、点火药；7、推进剂主装药；8、调整垫；9、管路膜片；10、压螺。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

实施例：

请参阅图1～图4，本发明优选实施例中的侧喷式固体火箭发动机包括壳体4、端盖2和管路组件3和点火装置。其中，壳体4、端盖2和管路组件3为依次连通设置，并在壳体4内封装有推进剂主装药7，该推进剂主装药7在点火装置的作用下引燃，其产生的高温高压气体通过管路组件3喷出，为对应飞行器的转动提供动力。

具体而言，优选实施例中的壳体4为一端开口、一端封闭的筒状结构，其内部有一定的容置空间，用于装填推进剂主装药7，并通过端盖2与壳体4开口处连接，以对推进剂主装药7进行限位，将其封装在壳体4内。

更详细地，优选实施例中的推进剂主装药7为自由装填在壳体4内，并优选采用端面燃烧的方式输出高温高压气体。同时，对应推进剂主装药7的装填，在壳体4的内壁上铺设有隔热材料，使其在壳体4与推进剂主装药7之间形成隔热层，以减少推进剂主装药7燃烧时对壳体4的影响。

同时，如图1所示的优选实施例中，在推进剂主装药7背离端盖2的一端与壳体4之间还设置有调整垫8，对推进剂主装药7进行调整限位，以适应不同规格大小的推进剂主装药7，同时适应推进剂主装药7因受到温度、压强等环境的影响而发生的尺寸变化，提高壳体4的适用性。

进一步地，优选实施例中的端盖2连接设置在壳体4开口处，用于对壳体4开口端的密封，并优选端盖2与壳体4之间通过螺纹匹配连接，并进一步通过第一密封圈5对两者之间的连接处进行径向密封。同时，还可以通过在壳体4连接端盖一端的端面上设置硫化层，并将壳体4和端盖2的内侧端面通过硬接触压紧，实现两者之间的轴向密封，优选实施例中同时进行径向密封和轴向密封以在端盖2和壳体4连接处形成双重密封结构。

优选地，在端盖2相对壳体4的一侧，也即是在端盖2的内侧设置有隔热材料，对端盖2进行隔热，并使得端盖2与壳体4连接后可由该隔热材料对推进剂主装药7的一侧进行限位。

同时，为了便于检测推进剂主装药7燃烧时壳体4内的温度和压强，优选在端盖2上设置有测压口，用于相关检测装置的对应安装。相应地，在不需要检测时，对应测压口设置有堵头101，可通过堵头101对测压口进行封堵，优选实施例中采用螺纹匹配的方式将堵头101连接在端盖2测压口所在位置，并优选通过第三密封圈103对两者的连接位置进行密封。

进一步地，优选实施例中的点火装置设置在端盖2上，包括至少一个点火器1和点火药盒6，其中点火药盒6嵌设在端盖2靠近壳体4的一侧，并优选通过螺纹与端盖2紧固连接，同时在点火药盒6内装填有点火药605；相应地，在端盖2的外侧对应点火药盒6设置有至少一个点火器1，其与点火药盒6匹配设置，用于将点火药盒6中的点火药605点燃，并通过点火药605产生的燃气引燃推进剂主装药7。

详细地，优选实施例中点火药盒6包括药盒体601和药盒座602，其中药盒体601中部设置有空腔，用于装填点火药605。如图3中所示，优选药盒体601的中部为“T型”空腔，并将点火药605装填在较大内径一端的空腔内，同时通过该端与药盒座602进行连接。相应地，将药盒体601另一端与点火器1进行连接，并在该端的外壁上设置有螺纹，并与壳体4进行螺纹连接。实际操作时，可以根据实际需求量将点火药605自由装填在药盒体601内，并利用脱脂棉填充药盒体601剩余空间。

相应地，在药盒座602上设置有至少一个排气孔，使得药盒体601可通过该排气孔与壳体4的内腔连通，点火药605通过点火器1点燃后，产生的燃气可通过排气孔通入壳体4内。优选地，在药盒座602上沿环向呈轮辐状均匀设置多个排气孔，确保点火药605产生的燃气能够快速充分地通入到壳体4内。

同时，优选在药盒体601和药盒座602内分别设置有第一膜片603和第二膜片604，并优选膜片为铝箔片，使其分别内粘接在药盒体601和药盒座602内，以实现点火药盒6的自密封防潮。

如图2和图3中所示，优选实施例中的点火器1一端嵌设在端盖2上，并与嵌设在端盖2内的点火药盒6相互导通，同时优选通过第二密封圈102将端盖2与点火器1的连接处进行密封。同时，优选实施例中在端盖2上冗余设置有两个点火器1，并分别与点火药盒6连通，以防止因点火器1失效而影响操作。

更详细地，优选实施例中的药盒体601由30CrMnSi材料制成，并优选药盒座602的制备材料为W-7Cu，使得在保证点火药605可靠均匀引燃推进剂主装药7的同时，点火药盒6在点火瞬间不会被拉断形成多余物，且在后续发动机工作过程中不会被烧蚀变形，提高点火药盒6抗拉断、抗烧蚀的性能。

进一步地，优选实施例中的管路组件3与端盖2背离壳体4的一端连接，优选两者通过焊接进行固定连接，用于将推进剂主装药7燃烧产生的燃气通过管路组件3喷出。

具体地，优选实施例中的管路组件3包括正交设置第一管路和第二管路，其中第一管路的一端通过端盖2与壳体4同轴设置并与壳体4的内腔连通，同时，另一端的端部封闭并以靠近该端的侧壁面与第二管路连通。在如图1所示的优选实施例中，第一管路背离端盖2一端内径大于另一端的内径，第一管路的内径可以是沿相对端盖2一端向另一端逐渐增大，形成锥形通路，也可以是如图1中所示的突变并在第一管路内部形成“T型”通路形式，以减缓从壳体4内流出气体的流速，降低气体对第一管路封口端面的冲击，实现对发动机拐角处内流场整流，稳定主装药燃烧压力。

相应地，优选实施例中第二管路的两端贯通，其一端与第一管路的侧壁面连通，形成如图1中所示的“L型”管路结构，另一端与外界连通，使得推进剂主装药7点燃后产生的气体可通过该第二管路沿发动机的侧边喷出。实际设置时，将发动机沿平行于飞行器的方向安装在飞行器上，通过第二管路喷出的气体可为飞行器提供切向滚转控制力矩，使得飞行器能够在该力作用下绕飞行方向发生转动。优选地，在第一管路和第二管路地内壁面上设置有隔热层，用于实现发动机工作时管路的隔热。

同时，在第二管路内连接设置有喉衬，使得管路内的排气面积缩小，以增大喷出气体的压强和速度，同时，可通过选择喉衬的内径大小来控制气体的喷出速度，进而控制飞行器的转速。优选实施例中喉衬的材料为W-7Cu，以提高喉衬的耐烧蚀性。相应地，喉衬与第二管路内壁面优选通过螺纹连接，并在螺纹连接位置处涂抹高温密封胶粘剂，以对两者的连接位置进行密封处理，防止燃气从两者的连接间隙泄出。

进一步地，在第二管路的背离第一管路的端部还设置有管路膜片9，并优选通过压螺10硬接触压紧将管路膜片9限位固定在第二管路的端面上，用于该端部的临时封闭，当第二管路内的燃气压力达到涉及阈值后，管路膜片9破裂，气体可由第二管路的端部喷出。

实际设置时，可优选采用“较小直径主装药+较小直径喉衬”或“较大直径主装药+较大直径喉衬”的配对方式对推进剂主装药7和喉衬进行选择。

同时，优选在飞行器相对的两侧同时装配该发动机，以增大对应飞行器的旋转速度，同时优选同一飞行器上的两个发动机的设备规格相同，以实现两台发动机同时点火后工作的同步性，提高对应飞行器飞行的稳定性。

在一个具体实施例中，在弹体上同时设置了两台发动机，其中发动机的包络尺寸为φ130mm×536mm，其重量不超过4kg，发动机壳体4内装填推进剂主装药7的长度为362.2mm，直径为59.2mm，燃烧时间为31s～33s，输出推力(100±10)N，并优选喉衬的直径为3.6mm。各部件装置完成后，进行地面离心热试车试验，试验获取的数据如图4中所示，从试验结果可以看出：发动机正常工作，各项指标能够满足使用要求。

本发明中的侧喷式固体火箭发动机，其结构简单紧凑，操作控制方便，能够为飞行器提供切向滚转控制力矩，使得飞行器在前进的同时实现自身转动，提高了飞行器飞行的稳定性和命中精度，具有较好的实用价值和应用前景。

本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种侧喷式固体火箭发动机，包括依次连接设置的壳体、端盖和管路组件，且所述壳体内封装有推进剂主装药，其特征在于，

所述管路组件包括正交设置的第一管路和第二管路；所述第一管路的一端通过所述端盖与所述壳体内腔连通，其另一端的端部封闭并以侧壁面与所述第二管路连通；

所述第二管路的两端贯通，其一端连接在所述第一管路的侧壁面上，另一端与外界连通，使得推进剂主装药点燃后产生的气体可通过该第二管路沿发动机的侧边喷出；且所述第二管路内设置有喉衬，用于缩小第二管路的排气面积。

2.根据权利要求1所述的侧喷式固体火箭发动机，其特征在于，所述第一管路背离所述端盖一端的内径大于另一端的内径，在所述第一管路内部形成“T型”通路形式。

3.根据权利要求1所述的侧喷式固体火箭发动机，其特征在于，在所述端盖靠近所述壳体的一侧嵌设有点火药盒，并在所述点火药盒内装填有点火药；

在所述端盖的另一侧还设置有至少一个点火器，所述点火器与所述点火药盒匹配，用于对所述点火药盒进行点火。

4.根据权利要求3所述的侧喷式固体火箭发动机，其特征在于，所述点火药盒包括药盒体和药盒座；

所述药盒体内装填有点火药，其一端与所述点火器连通，另一端与所述药盒座连接，并通过所述药盒座上设置的至少一个排气孔与所述壳体内腔连通，使得所述点火药点燃后产生的燃气可通过所述排气孔通入到所述壳体内。

5.根据权利要求4所述的侧喷式固体火箭发动机，其特征在于，在所述药盒体的内壁面上还设置有膜片，用于药盒体的自密封防潮。

6.根据权利要求1～5中任一项所述的侧喷式固体火箭发动机，其特征在于，在所述推进剂主装药背离所述端盖一端与所述壳体之间还设置有调整垫。

7.根据权利要求6所述的侧喷式固体火箭发动机，其特征在于，在所述壳体的内壁面上还设置有隔热材料，由其在壳体与推进剂主装药之间形成隔热层；

和/或

在所述第一管路和所述第二管路的内壁面上还设置有隔热材料。

8.根据权利要求1～5、7中任一项所述的侧喷式固体火箭发动机，其特征在于，在所述第二管路背离所述第一管路的端部还设置有管路膜片，用于该端部的临时封闭，并可在开口处气压达到设计阈值后破裂。

9.根据权利要求1～5、7中任一项所述的侧喷式固体火箭发动机，其特征在于，在所述端盖与所述壳体的连接部位设置有双重密封结构，其包括密封件和硫化层；

所述密封件设置在所述壳体与所述端盖之间，用于两者之间的径向密封；所述硫化层设置在所述壳体连接端盖一端的端面上，并与所述端盖的内侧端面硬接触压紧，以此实现壳体与端盖之间的轴向密封。

10.根据权利要求9所述的侧喷式固体火箭发动机，其特征在于，在所述端盖上还设置有可通过堵头进行封堵的测压口，用于检测装置的对应安装。

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