CN115839287A - 一种火箭发动机自毁装置、火箭发动机及火箭组装方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种火箭发动机自毁装置、火箭发动机及火箭组装方法，属于火箭发动机技术领域，一种火箭发动机自毁装置包括引爆器功能组件和爆炸器功能组件；所述引爆器功能组件固设于火箭的结构舱段内壁上；所述结构舱段上包括贯通其侧壁的操作口；所述引爆器功能组件与所述操作口的最大距离不超过人手臂的长度；所述爆炸器功能组件固设于火箭发动机的前封头壳体上。一种火箭发动机包括能够火箭发动机自毁装置。一种火箭组装方法，在火箭发动机与结构舱段完成装配后，通过操作口对设置于结构舱壁的安全机构和起爆器进行电缆连接。本发明能够在保证安全性的前提下，提高了自毁装置与电缆网连接操作的便利性，进而提高火箭总装和总测效率。

Description

一种火箭发动机自毁装置、火箭发动机及火箭组装方法

技术领域

本发明涉及火箭发动机技术领域，特别涉及一种火箭发动机自毁装置、火箭发动机及火箭组装方法。

背景技术

固体运载火箭的自毁装置，主要功能是执行自毁指令将固体火箭发动机的封头壳体爆破，使固体火箭发动机无法正常工作从而达到火箭自毁的功能。自毁装置一般安装在固体火箭发动机的前封头上，由电缆连接至箭体控制系统。

发明人在日常实践中，发现现有的技术方案具有如下问题：

根据固体运载火箭的全箭总装流程以及为了保证装配过程中的安全性，电缆与自毁装置的连接是在总装流程的后期。此时火箭发动机与结构舱段已完成装配，电缆插接一般通过结构舱段上的操作口完成的。现有安全机构安装在发动机顶盖上，随着固体火箭发动机技术的发展，发动机直径也在增大，自毁装置电缆插接口到操作口的距离增大，增加了人工操作的难度。同时，随着发动机直径的增加，还须增加转接电缆进行连接，转接电缆的增加增加火箭自重削弱火箭的运载能力，还可能破坏火箭的整体稳定性。

有鉴于此，实有必要提供一种新的技术方案以解决上述问题。

发明内容

为解决上述技术问题，本申请提供一种火箭发动机自毁装置、火箭发动机及火箭组装方法，可减少转接电缆的使用，提高火箭发动机自毁装置安装的便利性，进而提高火箭总装和总测效率。

一种火箭发动机自毁装置，包括：引爆器功能组件和爆炸器功能组件；所述引爆器功能组件固设于火箭的结构舱段内壁上；所述结构舱段上包括贯通其侧壁的操作口；所述引爆器功能组件与所述操作口的最大距离不超过人手臂的长度；所述爆炸器功能组件固设于火箭发动机的前封头壳体上。

优选的，所述引爆器功能组件包括起爆器、安全机构和电缆网；所述安全机构通过支架固定于所述结构舱段内壁上；所述起爆器安装在所述安全机构上，与所述电缆网电性连接。

优选的，所述爆炸器功能组件包括导爆索和用于破坏所述前封头壳体的炸药索；所述导爆索一端与所述炸药索连接，所述导爆索另一端与所述安全机构连接。

优选的，所述炸药索为环形结构，固定于所述前封头壳体上。

根据本申请的另一方面，还提供一种火箭发动机，包括火箭发动机本体和能够对火箭发动机本体进行切割的火箭发动机自毁装置。

根据本申请的另一方面，还提供一种火箭组装方法，能够将所述自毁装置安装于火箭发动机上，包括：

在火箭发动机出厂前将炸药索完全环绕于火箭发动机前封头周向，并粘接在火箭发动机前封头上；

将安全机构通过支架安装在舱段内壁上；

将起爆器固定于安全机构上，并将导爆索的一端与安全机构固定连接；

将结构舱段和火箭发动机进行对接安装；

待结构舱段和火箭发动机对接完成后，通过操作口连接导爆索和炸药索；

将自毁装置的电缆网与箭体控制系统连接。

与现有技术相比，本申请至少具有以下有益效果：

1、在保证安全性的前提下，本发明提高了自毁装置与电缆网连接操作的便利性，进而提高火箭总装和总测效率。

2、发动机工作时的冲击源为火箭冲击环境的，将安全自毁装置安装至结构舱段内壁，远离冲击源，改善自毁装置的冲击环境。

3、避免由于转接电缆增加对火箭稳定性的影响，避免可能造成的火箭整体稳定性的破坏。

附图说明

后文将参照附图以示例性而非限制性的方式详细描述本发明的一些具体实施例。附图中相同的附图标记标示了相同或类似的部件或部分。本领域技术人员应该理解，这些附图未必是按比例绘制的。附图中：

图1为本发明自毁装置的结构示意图；

图2为本发明自毁装置安装完成后的使用状态示意图。

其中，上述附图包括以下附图标记：

1、电缆网，2、起爆器，3、安全机构，4、导爆索，5、炸药索，6、结构舱段，7、支架，8、操作口，9、密封板，10、前封头壳体。

具体实施方式

为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请具体实施例及相应的附图对本申请技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

如图1和图2所示，一种火箭发动机自毁装置，包括引爆器功能组件和爆炸器功能组件，引爆器功能组件固设于火箭的结构舱段6内壁上，其中结构舱段6上包括贯通其侧壁的操作口8。引爆器功能组件与操作口8的最大距离不超过人手臂的长度，方便操作人员进行相应操作安装。爆炸器功能组件固设于火箭发动机的前封头壳体10上。

具体的，引爆器功能组件包括起爆器2、安全机构3和电缆网1。爆炸器功能组件包括导爆索4和用于破坏前封头壳体10的炸药索5。安全机构3通过支架7固定于结构舱段6内壁上。起爆器2安装在安全机构3上，与电缆网1电性连接。炸药索5为环形结构，固定于前封头壳体10上。导爆索4一端与炸药索5连接，另一端与安全机构3连接。

起爆器2是自毁装置的点火装置。安全机构3用于确保误发火时传火通道不打开，工作状态时传火通道打开可连接至导爆索4，使安全机构3中的火焰雷管被起爆器2点爆后爆轰波通过传火通道传递至导爆索4。导爆索4能够将火焰雷管点爆后产生的爆轰波传递至炸药索5，炸药索5被点燃后可将火箭发动机壳体切割开，破坏固体火箭发动机的结构完整性，从而达到火箭自毁的功能。

在本发明的具体实施例中，某型直径Φ2650mm的固体火箭发动机配置一套自毁装置，按照现有常规做法，安全机构安装在发动机前封头部位。若将安全机构安装在火箭发动机顶盖上，则插接口距离操作口将近1200mm，该距离超过普通人手臂长度，在不改变安全机构位置的前提下则需要以下至少一种调整：

增大操作口尺寸，使工人可全身进入操作口进行插接，但这会降低结构舱段的结构强度；

提前插接电缆，但会增加火箭总装及总测过程中的不安全性；

增加转接电缆，转接电缆一端与自毁装置连接，另一端延伸至操作口，但转接电缆的增加会增加火箭发动机的整体重量，进而降低火箭的整体运载能力。

采用本发明的一种火箭发动机自毁装置，将安全机构设置于结构舱段的侧壁上，能够有效避免上述情况，可减少转接电缆的使用，提高火箭发动机自毁装置安装的便利性，进而提高火箭总装和总测效率。

根据本申请的另一方面，还提供一种火箭发动机，包括火箭发动机本体和能够对火箭发动机本体进行切割的火箭发动机自毁装置。

根据本申请的另一方面，还提供一种火箭组装方法，能够将自毁装置安装于火箭发动机上，包括以下步骤：

S1、在火箭发动机出厂前将炸药索完全环绕于火箭发动机前封头周向，并粘接在火箭发动机前封头上。

S2、将安全机构通过支架安装在舱段内壁上。

S3、将起爆器固定于安全机构上，并将导爆索的一端与安全机构固定连接。

S4、将结构舱段和火箭发动机进行对接安装。

S5、待结构舱段和火箭发动机对接完成后，通过操作口连接导爆索和炸药索。

S6、将自毁装置的电缆网与箭体控制系统连接。

发明构思：现有的自毁装置一般安装在固体火箭的前封头上，其中安全机构安装在火箭发动机顶盖上，火箭发动机顶盖处于发动机前封头的中心部位。电缆网连接在起爆器和安全机构上。火箭全箭总装流程中，各类电缆与火工品的连接是在总装流程的后期，此时火箭发动机与结构舱段已完成装配，电缆插接是通过结构舱段上的操作口完成的。另外导爆索铺设也通过结构舱段操作口跨越结构舱段和发动机前裙至前封头。若安全机构安装在前顶盖上，起爆器和安全机构的电缆插接口到操作口的距离约为货架发动机的半径，已超出人工操作的范围，本方案将起爆器和安全机构安装在结构舱段内壁上，有效减少了电缆连接以及导爆索铺设的操作距离。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、工作、器件、组件和/或它们的组合。

需要说明的是，本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本申请的实施方式能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种火箭发动机自毁装置，其特征在于，包括：引爆器功能组件和爆炸器功能组件；所述引爆器功能组件固设于火箭的结构舱段内壁上；所述结构舱段上包括贯通其侧壁的操作口；所述引爆器功能组件与所述操作口的最大距离不超过人手臂的长度；所述爆炸器功能组件固设于火箭发动机的前封头壳体上。

2.如权利要求1所述的火箭发动机自毁装置，其特征在于，所述引爆器功能组件包括起爆器、安全机构和电缆网；所述安全机构通过支架固定于所述结构舱段内壁上；所述起爆器安装在所述安全机构上，与所述电缆网电性连接。

3.如权利要求2所述的火箭发动机自毁装置，其特征在于，所述爆炸器功能组件包括导爆索和用于破坏所述前封头壳体的炸药索；所述导爆索一端与所述炸药索连接，所述导爆索另一端与所述安全机构连接。

4.如权利要求3所述的火箭发动机自毁装置，其特征在于，所述炸药索为环形结构，固定于所述前封头壳体上。

5.一种火箭发动机，其特征在于，包括火箭发动机本体和权利要求1-4任一项能够对火箭发动机本体进行切割的火箭发动机自毁装置。

6.一种火箭组装方法，其特征在于，能够将权利要求1-4任一项所述自毁装置安装于火箭发动机上，包括：

在火箭发动机出厂前将炸药索完全环绕于火箭发动机前封头周向，并粘接在火箭发动机前封头上；

将安全机构通过支架安装在舱段内壁上；

将起爆器固定于安全机构上，并将导爆索的一端与安全机构固定连接；

将结构舱段和火箭发动机进行对接安装；

待结构舱段和火箭发动机对接完成后，通过操作口连接导爆索和炸药索；

将自毁装置的电缆网与箭体控制系统连接。

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