CN203175703U - 一种固体火箭发动机管状装药结构 - Google Patents
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Abstract
本实用新型提供一种固体火箭发动机管状装药结构，药柱端面呈对称花状且设置多个圆形通孔，各通孔外沿圆弧相连构成花瓣结构，各通孔均与各自的外沿圆弧同心。本实用新型通过如上端面药型，将多个管状药柱融合，增大发动机工作后期药柱的整体强度，使发动机工作平稳，能提高推进剂效率，减轻重量。
Description
技术领域
本实用新型涉及固体火箭发动机药型结构设计领域，特别是一种发动机装药结构。
背景技术
固体火箭发动机装药设计过程中，在装药长细比较大特别是管状装药的情况下，火箭发动机容易产生严重的侵蚀燃烧现象，造成火箭发动机工作后期压力和推力产生突变，性能不稳定。针对前述问题，在装药设计过程中，往往采取分段装药设计和增大装药量的方式解决，但此措施导致推进剂利用率低，系统整体重量大。
实用新型内容
本实用新型要解决的技术问题是：针对大长细比的管型装药在固体火箭发动机侵蚀燃烧导致工作后期容易产生压力和推力突变的现象，提供一种固体火箭发动机管状装药结构。
本实用新型采用的技术方案为：
一种固体火箭发动机管状装药结构，其特征在于：药柱端面设置多个圆形通孔，各圆形通孔对称设置且各通孔的孔壁外沿均为圆弧；各通孔外沿圆弧首尾相连构成花瓣结构，各通孔均与各自的外沿圆弧同心。
按上述方案，所述的通孔大小相同，所有通孔的中心分布在以端面中心为圆点的圆上。
按上述方案，所述各外沿圆弧相接部位弧形过渡。
按上述方案，所述的通孔之间的端面区域含有或不含通孔。
本实用新型的有益效果为：本实用新型通过端面呈花状的药型，将多个管状药柱融合，增大发动机工作后期药柱的整体强度，使发动机工作平稳，能提高推进剂效率，减轻重量。
附图说明
图1是本实用新型一个实施例的装药药柱端面结构示意图。
具体实施方式
如图1所示的实施例为单根四孔药柱的情况，内孔数量可以根据装药设计的实际情况进行调整。内部通孔与外沿圆弧同心，外沿圆弧交界处圆弧过渡。
其中，单根药柱长度为150mm，孔径7mm，长细比达21.4。药柱内部均匀分布四个通孔，通孔外沿端面呈圆弧型，外沿端面圆弧与对应的通孔同心，外沿圆弧交界处采取半径为3mm的圆弧光滑过渡。本实施例中所述各通孔之间的端面区域不含通孔。
Claims (4)
1.一种固体火箭发动机管状装药结构，其特征在于：药柱端面设置多个圆形通孔，各圆形通孔对称设置且各通孔的孔壁外沿均为圆弧；各通孔外沿圆弧首尾相连构成花瓣结构，各通孔均与各自的外沿圆弧同心。
2.如权利要求1所述的固体火箭发动机管状装药结构，其特征在于：所述的通孔大小相同，所有通孔的中心分布在以端面中心为圆点的圆上。
3.如权利要求1或2所述的固体火箭发动机管状装药结构，其特征在于：所述各外沿圆弧相接部位弧形过渡。
4.如权利要求1所述的固体火箭发动机管状装药结构，其特征在于：所述的通孔之间的端面区域含有或不含有通孔。
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2012
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| GR01 | Patent grant | ||
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Assignee: Chinese Air Lifesaving Inst. Assignor: Aerospace Life-Support Industries Co., Ltd. Contract record no.: 2015420000110 Denomination of utility model: Tubular changing structure of solid rocket motor Granted publication date: 20130904 License type: Exclusive License Record date: 20150624 |
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