CN117703624A - 一种变燃速多级固体火箭发动机及成型方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种变燃速多级固体火箭发动机及成型方法，属于航空航天技术领域。本发明将多材料组合的纤维骨架结构内埋于推进剂内部，使原有推进剂燃速呈现多级改变，实现多级推力的功能。内埋于固体火箭发动机内部的纤维骨架结构采用增材制造方式成型，固定于燃烧室内部，随后进行一次性装药，完成该发动机药柱成型。该设计可以大幅提高端面燃烧和内孔燃速发动机推进剂的燃速，同时还可以通过改变纤维骨架材料与结构对发动机的燃速进行多级调节，满足导弹武器系统对于多级动力推进的要求。本发明大幅简化了现有单室多推力发动机的工艺制作流程；同时，采用物理手段提高推进剂的燃速，安全有效地实现高燃速推进剂的多级改变功能。
Description
技术领域
本发明属于航空航天技术领域，涉及到固体火箭发动机设计，特别涉及到一种多级变燃速固体火箭发动机及成型方法。
背景技术
固体火箭发动机作为导弹常用的动力装置，在武器系统设计中有举足轻重的作用。为了更有利于能量分配，提高导弹射程，有些导弹武器在设计过程中会将初始大推力的助推段和小推力的巡航段组合使用。针对一些特殊的作战场景，武器系统需要更复杂的多级弹道组合来实现相应的功能，这就需要其动力系统必须具有多级内弹道特性为武器系统提供多级可变推力。目前大多数的变推力导弹武器均采用单室双推力(单室多推力)发动机来实现其变推力、变阶段的功能。单室双推力发动机是指在一个燃烧室内产生两级推力的发动机，这种发动机可为火箭起飞时提供短时大推力，为飞行过程提供长时间的续航推力。但是现有的单室双推力发动机通常需要设计极为复杂的药柱结构用于实现燃面的多级变化，或者使用不同燃速的推进剂进行分段装药，这些措施都增加了可变推力发动机的工艺制造难度及维护成本。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提供了一种变燃速多级固体火箭发动机及成型方法。本发明将多材料组合的纤维骨架结构内埋于推进剂内部，使原有推进剂燃速呈现多级改变，实现多级推力的功能。内埋于固体火箭发动机内部的纤维骨架结构采用增材制造方式成型，以直接或间接的方式固定于燃烧室内部，随后进行一次性装药，完成该发动机药柱成型。该设计可以大幅提高端面燃烧和内孔燃速发动机推进剂的燃速，同时还可以通过改变纤维骨架材料与结构对发动机的燃速进行多级调节，满足导弹武器系统对于多级动力推进的要求。
本发明的技术方案：
一种变燃速多级固体火箭发动机，包括燃烧室壳体1、绝热层2、推进剂药柱3、纤维骨架结构4、固定纤维丝7和工装8。
所述的绝热层2粘接在燃烧室壳体1内表面。
所述的工装8在装药时与燃烧室壳体1端部采用螺栓连接，装药后进行分解拆除。
所述的纤维骨架结构4设于燃烧室壳体1内部，由若干垂直于主装药端面的轴向纤维丝5和平行于主装药端面的径向纤维丝6构成。其中，轴向纤维丝5的前端与绝热层2通过螺纹连接，末端与固定纤维丝7相连，固定纤维丝7同时与工装8通过螺纹连接；径向纤维丝6沿轴向纤维丝5等间隔均匀分布，或者根据燃速调节需求改变分布方式。
所述的推进剂药柱3在纤维骨架结构4与燃烧室壳体1连接后，由工装8预留的装药孔装填于燃烧室壳体1中。
进一步的，所述的纤维骨架结构4采用增材制造法成型。
进一步的，所述的纤维骨架结构4根据多级燃速变化需求沿轴向分为结构相同、长度不同的若干段，各段分别由不同的材料组成，通过增材制造方式将各段一体打印成型，形成整体纤维骨架结构4。
进一步的，所述的纤维骨架结构4采用多种热传导率大于100W/(m·K)的金属材料连接组合而成，同时满足增材制造及骨架强度的需求；所述的金属材料包括铜、银、铝等。
进一步的，当纤维骨架结构4采用多种金属材料组合时，不同金属材料的连接区域采用与相邻两种连接的金属熔点相近的合金材料进行过渡，用以确保两种材料之间的良好连接和均匀过渡。
进一步的，所述的纤维骨架结构4采用热导率大于100W/(m·K)的金属材料和非金属材料连接组合而成，同时满足增材制造及骨架强度的需求；所述的非金属材料包括石墨、碳化硅等。
进一步的，当纤维骨架结构4采用多种金属材料和非金属材料组合时，不同材料之间的过渡区域采用碳纤维材料进行过渡，用以确保两种材料之间的良好连接和均匀过渡。
进一步的，在绝热层2和工装8上预埋螺纹孔，用于固定纤维骨架结构4。
进一步的，纤维骨架结构4中相邻层的径向纤维丝6之间使用多个相互交叉的纤维丝进行支撑固定，使纤维骨架结构4更加稳定可靠。
一种上述多级变燃速固体火箭发动机的成型方法，包括以下步骤：
步骤1：根据武器系统多级弹道需求，开展发动机的总体设计，确定多级燃速变化范围；根据燃速变化范围确定推进剂药柱3的基础燃速数据及所需增速比，再根据增速比反算材料的热导率数据，根据热导率范围完成纤维骨架结构4材料的选取，继而根据多级燃速的变化规律选取纤维骨架结构4的组合结构形式，最终通过增材制造打印多级材料纤维骨架结构4；
步骤2：将增材制造的纤维骨架结构4放于燃烧室壳体1内部，将轴向纤维丝5的前端与绝热层2通过螺纹连接，末端与固定纤维丝7相连接后，将固定纤维丝7穿过工装8拉紧后通过螺纹与工装8固定，将工装8与燃烧室壳体1连接；
步骤3：将燃烧室壳体1内部抽真空后，通过工装8中的装药孔采用贴壁浇注的方式进行推进剂药柱3的浇注；
步骤4：待推进剂药柱3完全固化后，将工装8中连接固定纤维丝7的螺纹拆卸，继而将工装8与燃烧室壳体1进行拆除，最后将轴向纤维丝5与固定纤维丝7连接的部分剪断，完成多级变燃速固体火箭发动机的成型。
本发明的有益效果：本发明所述的方法可以实现变燃速多级固体火箭发动机设计及成型，满足导弹武器系统对于多级变推力动力的需求。该方法通过安装多材料纤维骨架，可以在一次装药的前提下实现多级燃速调控，大幅简化现有单室多推力发动机的工艺制作流程；同时，该方法采用物理手段提高推进剂的燃速，与化学催化方法相比，该方法能够显著降低推进剂摩擦感度、撞击感度等安全性指标。因此通过该成型方法，可以安全有效地实现高燃速推进剂的多级改变功能。
附图说明
图1为多级变燃速固体火箭发动机结构剖视图。
图2为多级变燃速固体火箭发动机纤维骨架结构三维示意图。
图3为纤维骨架结构三维侧面示意图。
图4为纤维骨架结构三维端面示意图。
图5为增加支撑结构的多级变燃速固体火箭发动机结构剖视图。
图6为增加支撑结构的多级变燃速固体火箭发动机纤维骨架结构三维示意图。
图7为增加支撑结构的纤维骨架结构三维侧面示意图。
图8为增加支撑结构的纤维骨架结构三维端面示意图。
图中：1燃烧室壳体；2绝热层；3推进剂药柱；4纤维骨架结构；5轴向纤维丝；6径向纤维丝；7固定纤维丝；8工装；9金属材料铜；10金属材料镍。
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，下面将结合附图，对本发明的具体实施方式进行详细的描述。
如图1所示，一种多级变燃速固体火箭发动机，包括燃烧室壳体1、绝热层2、推进剂药柱3、纤维骨架结构4、固定纤维丝7和工装8。
所述的绝热层2粘接在燃烧室壳体1内表面。
所述的纤维骨架结构4设于燃烧室壳体1内部，由若干垂直于主装药端面的轴向纤维丝5和平行于主装药端面的径向纤维丝6构成。其中，轴向纤维丝5的前端与绝热层2通过螺纹连接，末端与固定纤维丝7相连，固定纤维丝7与工装8通过螺纹连接；径向纤维丝6沿轴向纤维丝5非等间隔分布，见图2。
所述的工装8在装药时与燃烧室壳体1采用螺栓连接，装药后进行分解拆除。
所述的推进剂药柱3在纤维骨架结构4与燃烧室壳体1连接后，由工装8预留的装药孔装填于燃烧室壳体1中。
如图2～4所示，纤维骨架结构4采用增材制造技术成型，由轴向纤维丝5和径向纤维丝6组成。其中，纤维骨架结构4由铜和镍两种金属材料制成，金属材料铜9与金属材料镍10的连接区域采用铜镍合金(白铜)进行连接过渡。
上述多级变燃速固体火箭发动机的成型的方法，包括以下步骤：
步骤1：根据武器系统多级弹道需求，开展发动机的总体设计，确定所需的多级燃速变化范围；根据燃速变化范围确定推进剂药柱3的基础燃速数据及所需增速比，再根据增速比反算材料的热导率数据，根据热导率范围完成纤维骨架结构4材料的选取，继而根据多级燃速的变化规律选取纤维骨架结构4的组合结构形式，最终通过增材制造打印多级材料纤维骨架结构4；
步骤2：将增材制造的纤维骨架结构4放于燃烧室壳体1内部，将轴向纤维丝5的前端与绝热层2通过螺纹连接，末端与固定纤维丝7相连接后，将固定纤维丝7穿过工装8拉紧后通过螺纹与工装8固定，将工装8与燃烧室壳体1连接；
步骤3：将燃烧室壳体1内部抽真空后，通过工装8中的装药孔采用贴壁浇注的方式进行推进剂药柱3的浇注；
步骤4：待推进剂药柱3完全固化后，将工装8中连接固定纤维丝7的螺纹拆卸，继而将工装8与燃烧室壳体1进行拆除，最后将轴向纤维丝5与固定纤维丝7连接的部分剪断，完成多级变燃速固体火箭发动机的成型。
Claims (10)
1.一种变燃速多级固体火箭发动机，其特征在于，包括燃烧室壳体(1)、绝热层(2)、推进剂药柱(3)、纤维骨架结构(4)、固定纤维丝(7)和工装(8)；
所述的绝热层(2)粘接在燃烧室壳体(1)内表面；
所述的工装(8)在装药时与燃烧室壳体(1)端部连接，装药后进行分解拆除；
所述的纤维骨架结构(4)设于燃烧室壳体(1)内部，由若干垂直于主装药端面的轴向纤维丝(5)和平行于主装药端面的径向纤维丝(6)构成；其中，轴向纤维丝(5)的前端与绝热层(2)连接，末端与固定纤维丝(7)相连，固定纤维丝(7)同时与工装(8)连接；径向纤维丝(6)沿轴向纤维丝(5)分布；
所述的推进剂药柱(3)在纤维骨架结构(4)与燃烧室壳体(1)连接后，由工装(8)预留的装药孔装填于燃烧室壳体(1)中。
2.根据权利要求1所述的一种变燃速多级固体火箭发动机，其特征在于，所述的纤维骨架结构(4)根据多级燃速变化需求沿轴向分为结构相同、长度不同的若干段，各段分别由不同的材料组成，通过增材制造方式将各段一体打印成型，形成整体纤维骨架结构。
3.根据权利要求2所述的一种变燃速多级固体火箭发动机，其特征在于，所述的纤维骨架结构(4)采用多种热传导率大于100W/(m·K)的金属材料连接组合而成，同时满足增材制造及骨架强度的需求。
4.根据权利要求3所述的一种变燃速多级固体火箭发动机，其特征在于，当纤维骨架结构(4)采用多种金属材料组合时，不同金属材料的连接区域采用与相邻两种连接的金属熔点相近的合金材料进行过渡，用以确保两种材料之间的良好连接和均匀过渡。
5.根据权利要求2所述的一种变燃速多级固体火箭发动机，其特征在于，所述的纤维骨架结构(4)采用热导率大于100W/(m·K)的金属材料和非金属材料连接组合而成，同时满足增材制造及骨架强度的需求。
6.根据权利要求5所述的一种变燃速多级固体火箭发动机，其特征在于，当纤维骨架结构(4)采用多种金属材料和非金属材料组合时，不同材料之间的过渡区域采用碳纤维材料进行过渡，用以确保两种材料之间的良好连接和均匀过渡；所述的非金属材料包括石墨、碳化硅。
7.根据权利要求3-6任一所述的一种变燃速多级固体火箭发动机，其特征在于，所述的金属材料包括铜、银、铝。
8.根据权利要求1-6任一所述的一种变燃速多级固体火箭发动机，其特征在于，纤维骨架结构(4)中相邻层的径向纤维丝(6)之间使用多个相互交叉的纤维丝进行支撑固定。
9.根据权利要求1-6任一所述的一种变燃速多级固体火箭发动机，其特征在于，在绝热层(2)和工装(8)上预埋螺纹孔，用于固定纤维骨架结构。
10.一种如权利要求1-9任一所述的一种变燃速多级固体火箭发动机的成型方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：
步骤1：根据武器系统多级弹道需求，开展发动机的总体设计，确定多级燃速变化范围；根据燃速变化范围确定推进剂药柱(3)的基础燃速数据及所需增速比，再根据增速比反算材料的热导率数据，根据热导率范围完成纤维骨架结构(4)材料的选取，继而根据多级燃速的变化规律选取纤维骨架结构(4)的组合结构形式，最终通过增材制造打印多级材料纤维骨架结构(4)；
步骤2：将增材制造的纤维骨架结构(4)放于燃烧室壳体(1)内部，将轴向纤维丝(5)的前端与绝热层(2)通过螺纹连接，末端与固定纤维丝(7)相连接后，将固定纤维丝(7)穿过工装(8)拉紧后通过螺纹与工装(8)固定，将工装(8)与燃烧室壳体(1)连接；
步骤3：将燃烧室壳体(1)内部抽真空后，通过工装(8)中的装药孔采用贴壁浇注的方式进行推进剂药柱(3)的浇注；
步骤4：待推进剂药柱(3)完全固化后，将工装(8)中连接固定纤维丝(7)的螺纹拆卸，继而将工装(8)与燃烧室壳体(1)进行拆除，最后将轴向纤维丝(5)与固定纤维丝(7)连接的部分剪断，完成多级变燃速固体火箭发动机的成型。
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