CN209654135U - 一种双室双推力的丁羟复合固体火箭发动机助推器 - Google Patents
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Abstract
本实用新型涉及一种双室双推力的丁羟复合固体火箭发动机助推器，属于固体火箭发动机助推器技术领域。所述助推器是通过整流罩将助推级发动机与续航级发动机前后串联组成的双室双推力的发动机助推器，并通过对两级发动机内部装药结构的设计，可在数秒内将超音速巡航式靶弹加速至超音速以上，并且能够连续提供动力长达70s以上，为靶弹提供起飞及续航所需的动力，让靶弹完成超音速飞行任务。
Description
技术领域
本实用新型涉及一种用于超音速巡航式靶弹的固体火箭发动机助推器，属于固体火箭发动机助推器技术领域。
背景技术
目前，由于国内靶弹采用固体火箭发动机做动力系统的偏少，防空武器系统定型试验和军事训练中打靶大多选用燃烧航空汽油的涡轮发动机作为动力的靶标，采用这种发动机作为动力极大的限制了靶标的飞行速度，使得这种型号靶标的战技术指标与实战状态相差很大，不但达不到训练及试验的目的，同时涡轮发动机价格昂贵，还需维护保养，将造成训练中的极大浪费。
中国专利ZL 200420032097.6公开了一种供地对空导弹，高射炮及空空导弹打靶用的仿真巡航导弹靶标，该靶标使用的动力系统为一种固体火箭发动机助推器，该发动机推力小，使得靶标只能亚音速飞行，不能够满足防空武器定型试验和军事训练中打靶对超音速靶弹的需求，故需要设计一种实现靶弹超音速飞行的动力系统。
实用新型内容
针对现有技术中存在的不足，本实用新型提供一种双室双推力的丁羟复合固体火箭发动机助推器，该助推器是通过整流罩将助推级发动机与续航级发动机前后串联组成的双室双推力的发动机助推器，并通过对两级发动机内部装药结构的设计，可为靶弹提供起飞及续航所需的动力，让靶弹完成超音速飞行任务。
本实用新型的目的是通过以下技术方案实现的：
一种双室双推力的丁羟复合固体火箭发动机助推器，所述助推器包括助推级发动机、续航级发动机和整流罩；
助推级发动机为了获得较大推力，助推级发动机中的装药Ⅰ采用壳体粘接方式，装药Ⅰ药型为五角星型，装药Ⅰ的丁羟复合固体推进剂在11Mpa下的静态燃速为(7.8±0.4)mm/s；其中，五角星型药柱的药孔是由中心小孔以及沿其周向均匀分布的5个U形槽组成，装药Ⅰ的长度不小于550mm，装药Ⅰ直径不小于180mm，五角星型药柱的药孔最大直径(即U形槽的外切圆直径)不小于105mm；
续航级发动机为了获得长燃时推力，装药Ⅱ采用自由装填方式，装药Ⅱ药型为端燃实心药柱，装药Ⅱ的丁羟复合固体推进剂在9Mpa下的静态燃速为(20.1±0.4)mm/s；其中，装药Ⅱ的长度不小于1290mm，装药Ⅱ直径不小于155mm，使其工作时间不小于70s；
整流罩是一个中空回转体结构，一端与助推级发动机的头部固定连接，另一端与续航级发动机的尾部自由配合，实现助推级发动机和续航级发动机的串联。
进一步地，助推级发动机中，装药Ⅰ的长度优选550mm～600mm，装药Ⅰ直径优选180mm～250mm，五角星型药柱的药孔最大直径优选105mm～130mm。
进一步地，续航级发动机中，装药Ⅱ的直径优选155mm～170mm。
进一步地，续航级发动机中，装药Ⅱ的尾部端面可以加工一个锥形槽，增大点火时初始燃烧面积，提高发动机点火可靠性，锥形槽的端面面积占该装药Ⅱ端面面积的50％～60％。
工作原理：首先对助推级发动机进行点火，助推级发动机的装药Ⅰ迅速被点燃，燃烧后产生大量气体为靶弹起飞提供所需的大推力，将靶弹加速至超音速速度，助推级发动机工作时间结束后，在重力的作用下，助推级发动机与整流罩一起自由脱落，实现与续航级发动机的自由分离，按照设定的点火时序，对续航级发动机进行点火，续航级发动机的装药Ⅱ被迅速点燃，使得靶弹继续维持超音速飞行，使得靶弹完成飞行任务。
有益效果：
本实用新型通过整流罩将助推级发动机与续航级发动机串联起来，形成一种双室双推力的发动机助推器，并对两级发动机的装药结构进行设计，可在数秒内将超音速巡航式靶弹加速至超音速以上，并且能够连续提供动力长达70s以上，为靶弹提供起飞及续航所需的动力，让靶弹完成超音速飞行任务。
附图说明
图1为本实用新型所述助推器的结构示意图。
图2为实施例中所述助推器的尺寸示意图。
图3为实施例中整流罩的结构示意图。
图4为实施例中助推级发动机装药的结构示意图。
图5为图4的A-A向视图。
图6为实施例中续航级发动机装药的结构示意图。
其中，1-前顶盖Ⅱ，2-燃烧室壳体Ⅱ，3-装药Ⅱ，4-点火装置Ⅱ，5-喷管Ⅱ，6-整流罩，7-前顶盖Ⅰ，8-燃烧室壳体Ⅰ，9-装药Ⅰ，10-点火装置Ⅰ，11-喷管Ⅰ。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本实用新型做进一步说明。
实施例1
一种双室双推力的丁羟复合固体火箭发动机助推器，所述助推器包括助推级发动机、续航级发动机和整流罩6，如图1所示；
本实施例中，所述助推器总长2557mm，助推级发动机长990mm以及外径230mm，续航级发动机长1545mm以及外径174mm，如图2所示；整流罩6是一个中空回转体结构，整流罩6长179.1mm，与助推级发动机连接的一端外径为225.5mm，与续航级发动机连接的一端外径为178mm，如图3所示；
助推级发动机由前顶盖Ⅰ7、点火装置Ⅰ10、燃烧室壳体Ⅰ8、装药Ⅰ9以及喷管Ⅰ11组成；前顶盖Ⅰ7、燃烧室壳体Ⅰ8以及喷管Ⅰ11本体均采用30CrMnSiA材料，喷管Ⅰ11喉衬采用T705高强度石墨材料，点火装置Ⅰ10为点火药包；装药Ⅰ9的丁羟复合固体推进剂为丁羟四组元复合固体推进剂，主要由HTPB(8.5wt％)、AP(60.5wt％)、Al(7％)、RDX(20wt％)及其他组分(4wt％)组成，静态燃速约7.8mm/s(11MPa)；装药Ⅰ9的药柱侧面包覆层及端面包覆层均采用丁羟包覆材料，装药Ⅰ9采用壳体粘接方式，装药Ⅰ9的药型为五角星型；其中，五角星型药柱的药孔是由中心小孔以及沿其周向均匀分布的5个U形槽组成，装药Ⅰ9的长度为550mm，装药Ⅰ9的直径为218mm，五角星型药柱的药孔最大直径(即U形槽的外切圆直径)为118mm，如图4和图5所示；该助推级发动机装药Ⅰ9总重约34kg，常温总冲约81.6kN·s，常温平均推力约15kN，常温工作时间约6.5s，可在数秒内将超音速巡航式靶弹加速至超音速以上；
续航级发动机由前顶盖Ⅱ1、点火装置Ⅱ4、燃烧室壳体Ⅱ2、装药Ⅱ3和喷管Ⅱ5组成；前顶盖Ⅱ1、燃烧室壳体Ⅱ2以及喷管Ⅱ5本体均采用30CrMnSiA材料，喷管Ⅱ5喉衬采用T705高强度石墨材料，点火装置Ⅱ4为点火药包，燃烧室壳体Ⅱ2内表面粘贴抗烧蚀性和结碳性良好的丁腈橡胶绝热材料；装药Ⅱ2的丁羟复合固体推进剂为丁羟四组元复合固体推进剂，主要由HTPB(7.5wt％)、AP(70.5wt％)、Al(7％)、RDX(10wt％)及其他组分(5wt％)组成，静态燃速约20.1mm/s(9MPa)；装药Ⅱ3采用自由装填方式，装药Ⅱ3药型为端燃实心药柱，且在装药Ⅱ3的尾部端面可以加工一个直径86mm的锥形槽，装药Ⅱ3的长度约为1300mm，装药Ⅱ3的直径为154.3mm，如图6所示；该续推级发动机装药Ⅱ3的总重约41kg，常温总冲约94.3kN·s，常温平均推力约1.2kN，常温工作时间约73.5s，可按照预设时间定时点火，长时间连续提供动力，保证靶弹在超音速上飞行，使得靶弹完成飞行任务；
整流罩6的一端与助推级发动机的头部固定连接，另一端与续航级发动机的尾部自由配合，实现助推级发动机和续航级发动机的串联。
工作原理：首先对助推级发动机进行点火，助推级发动机的装药Ⅰ9迅速被点燃，燃烧后产生大量气体为靶弹起飞提供所需的大推力，将靶弹加速至超音速速度，助推级发动机工作时间结束后，在重力的作用下，助推级发动机与整流罩6一起自由脱落，实现与续航级发动机的自由分离，按照设定的点火时序，对续航级发动机进行点火，续航级发动机的装药Ⅱ3被迅速点燃，使得靶弹继续维持超音速飞行，使得靶弹完成飞行任务。
综上所述，以上仅为本实用新型的较佳实施例而已，并非用于限定本实用新型的保护范围。凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。
Claims (5)
1.一种双室双推力的丁羟复合固体火箭发动机助推器，其特征在于：所述助推器包括助推级发动机、续航级发动机和整流罩(6)；
助推级发动机中的装药Ⅰ(9)采用壳体粘接方式，装药Ⅰ(9)药型为五角星型，装药Ⅰ(9)的丁羟复合固体推进剂在11Mpa下的静态燃速为7.8±0.4mm/s；其中，五角星型药柱的药孔是由中心小孔以及沿其周向均匀分布的5个U形槽组成，装药Ⅰ(9)的长度不小于550mm，装药Ⅰ(9)直径不小于180mm，五角星型药柱的药孔最大直径不小于105mm；
续航级发动机中的装药Ⅱ(3)采用自由装填方式，装药Ⅱ(3)药型为端燃实心药柱，装药Ⅱ(3)的丁羟复合固体推进剂在9Mpa下的静态燃速为20.1±0.4mm/s；其中，装药Ⅱ(3)的长度不小于1290mm，装药Ⅱ(3)直径不小于155mm；
整流罩(6)是一个中空回转体结构，一端与助推级发动机的头部固定连接，另一端与续航级发动机的尾部自由配合，实现助推级发动机和续航级发动机的串联。
2.根据权利要求1所述的双室双推力的丁羟复合固体火箭发动机助推器，其特征在于：助推级发动机中，装药Ⅰ(9)的长度为550mm～600mm，装药Ⅰ(9)直径为180mm～250mm。
3.根据权利要求1或2所述的双室双推力的丁羟复合固体火箭发动机助推器，其特征在于：五角星型药柱的药孔最大直径为105mm～130mm。
4.根据权利要求1所述的双室双推力的丁羟复合固体火箭发动机助推器，其特征在于：续航级发动机中，装药Ⅱ(3)的直径为155mm～170mm。
5.根据权利要求1或4所述的双室双推力的丁羟复合固体火箭发动机助推器，其特征在于：续航级发动机中，装药Ⅱ(3)的尾部端面加工一个锥形槽，锥形槽的端面面积占该装药Ⅱ(3)端面面积的50％～60％。
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|---|---|---|---|---|
| CN111734551A (zh) * | 2020-06-15 | 2020-10-02 | 哈尔滨工程大学 | 一种分离式多级推力的水下动力系统及其控制方法 |
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