CN209654136U - 一种单室双推力的丁羟复合固体火箭发动机助推器 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及一种单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。所述助推器主要结合发动机的尺寸对装药结构进行设计，采用头部实心药柱和尾部六角星型药柱组成的复合药型装药，且装药采用自由装填方式，而且装药的丁羟复合固体推进剂密度不小于1.69g/cm³，且在0.6MPa下的静态燃速为(13.6±0.4)mm/s，可为高速巡航式靶弹的起飞及续航飞行提供可靠动力，且能保证靶弹飞行时间不小于70s。

Description

一种单室双推力的丁羟复合固体火箭发动机助推器

技术领域

本实用新型涉及一种单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。

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ZL200420032097.6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，其动力系统就是一种固体火箭发动机助推器，但是该种发动机助推器工作时间短，推力小，使得该靶标飞行距离短、飞行速度低，不能够满足防空武器定型试验和军事训练中打靶对高速靶弹的需求，即该固体火箭发动机助推器不能够为靶标提供足够的动力需求，为解决这一问题需设计出更大动力更长工作时间的一种固体火箭发动机助推器。

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单室双推力的丁羟复合固体火箭发动机助推器，该助推器可供高速巡航式靶弹使用，能保证靶弹飞行时间不小于70s。

本实用新型的目的是通过以下技术方案实现的：

一种单室双推力的丁羟复合固体火箭发动机助推器，所述助推器包括前顶盖、燃烧室壳体、装药、点火装置及喷管；

装药采用自由装填方式，装药的药型是由头部实心药柱和尾部六角星型药柱组成的复合药型，六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6个U形槽组成；装药的丁羟复合固体推进剂密度不小于1.69g/cm³，且在0.6MPa下的静态燃速为(13.6±0.4)mm/s；

前顶盖安装在燃烧室壳体的前端，喷管安装在燃烧室壳体的后端，装药装填在燃烧室壳体的内部，点火装置设置在燃烧室壳体的后端用于点燃装药的六角星型药柱；所述助推器的总长不小于1140mm，燃烧室壳体的外径不小于160mm，六角星型药柱的长度不小于270mm。

进一步地，燃烧室壳体的外径为160mm～210mm。

进一步地，所述助推器的总长为1140mm～1240mm。

进一步地，六角星型药柱的长度为270mm～330mm。

进一步地，六角星型药柱中，位于燃烧室壳体后端的端面药孔面积占该六角星型药柱端面面积的13％～16％，药孔的中心小孔直径为10mm～30mm，且U形槽的面积沿装药轴向逐渐减小。

工作原理：点火装置完成点火后，发动机燃烧室内的装药迅速被点燃，燃烧后产生大量气体为靶弹起飞提供所需的大推力，将靶弹加速至高速速度，之后装药迅速减小至端面燃烧，从而产生小推力保持靶弹高速飞行，直至靶弹完成飞行任务。

有益效果：

本实用新型通过对发动机尺寸以及装药结构的设计，使该助推器满足防空武器系统试验或训练用高速巡航式靶弹的要求，可为高速巡航式靶弹的起飞及续航飞行提供可靠动力，且能保证靶弹飞行时间不小于70s。

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为图1中六角星型药柱的右视图。

其中，1-前顶盖，2-燃烧室壳体，3-装药，4-点火装置，5-喷管。

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

一种单室双推力的丁羟复合固体火箭发动机助推器，所述助推器包括前顶盖1、燃烧室壳体2、装药3、点火装置4及喷管5，如图1所示；

前顶盖1、燃烧室壳体2及喷管5本体均采用30CrMnSiA材料，喷管5喉衬采用耐高温耐冲刷耐烧蚀的材料(如T705高强度石墨)，燃烧室壳体2内表面粘贴抗烧蚀性和结碳性良好的绝热材料(如丁腈橡胶、三元乙丙等)，点火装置4为点火药包；

装药3采用自由装填方式，装药3的药型是由头部实心药柱和尾部六角星型药柱组成的复合药型，六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6个U形槽组成，如图1和图2所示；装药3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、Al、AP、RDX以及其他组分组成，密度约为1.7g/cm³，且在0.6MPa下的静态燃速约为13.6mm/s；

前顶盖1安装在燃烧室壳体2的前端，喷管5安装在燃烧室壳体2的后端，装药3装填在燃烧室壳体2的内部，点火装置4设置在燃烧室壳体2的后端用于点燃装药3的六角星型药柱，如图1所示。

本实施例中所述助推器的总长度为1190mm，燃烧室壳体2的外径为188mm，六角星型药柱的长度为300mm，六角星型药柱的中心小孔直径为20mm，六角星型药柱的端面药孔面积占其端面面积的15％；该助推器的装药3总重量为32kg，常温总冲约为60kN·s，续航级常温平均推力约为0.5kN，常温总工作时间为80s。

所述助推器的点火装置4完成点火后，发动机燃烧室2内的装药3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，将靶弹加速至高速速度，之后装药3迅速减小至端面燃烧，从而产生小推力保持靶弹高速飞行，直至靶弹完成飞行任务。

另外，还可以在前顶盖1内表面涂抹一层端面包覆丁羟材料，避免前顶盖1在所述助推器工作时易过热易烧穿等现象。

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)

1.一种单室双推力的丁羟复合固体火箭发动机助推器，其特征在于：所述助推器包括前顶盖(1)、燃烧室壳体(2)、装药(3)、点火装置(4)及喷管(5)；

装药(3)采用自由装填方式，装药(3)的药型是由头部实心药柱和尾部六角星型药柱组成的复合药型，六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6个U形槽组成；装药(3)的丁羟复合固体推进剂密度不小于1.69g/cm³，且在0.6MPa下的静态燃速为13.6±0.4mm/s；

前顶盖(1)安装在燃烧室壳体(2)的前端，喷管(5)安装在燃烧室壳体(2)的后端，装药(3)装填在燃烧室壳体(2)的内部，点火装置(4)设置在燃烧室壳体(2)的后端用于点燃装药(3)的六角星型药柱；所述助推器的总长不小于1140mm，燃烧室壳体(2)的外径不小于160mm，六角星型药柱的长度不小于270mm。

2.根据权利要求1所述的单室双推力的丁羟复合固体火箭发动机助推器，其特征在于：燃烧室壳体(2)的外径为160mm～210mm。

3.根据权利要求1或2所述的单室双推力的丁羟复合固体火箭发动机助推器，其特征在于：所述助推器的总长为1140mm～1240mm。

4.根据权利要求1或2所述的单室双推力的丁羟复合固体火箭发动机助推器，其特征在于：六角星型药柱的长度为270mm～330mm。

5.根据权利要求4所述的单室双推力的丁羟复合固体火箭发动机助推器，其特征在于：六角星型药柱中，位于燃烧室壳体(2)后端的端面药孔面积占六角星型药该端面面积的13％～16％，药孔的中心小孔直径为10mm～30mm，且U形槽的面积沿装药(3)轴向逐渐减小。