CN213392422U - 一种固体火箭发动机及火箭 - Google Patents
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Abstract
本申请提供一种固体火箭发动机，包括燃烧室壳体；所述燃烧室壳体的内表面贴附有绝热层；所述燃烧室壳体内设有推进剂药柱；所述燃烧室壳体的一端设有点火器，另一端设有喷管组件；所述燃烧室壳体包括筒段以及设置在所述筒段两端的封头段；所述筒段的壁厚为5mm；两端的所述封头段为外型面为2:1的椭球状；所述封头段的壁厚为6mm；所述推进剂药柱设有贯穿其两端的内孔；所述推进剂药柱在所述内孔的靠近所述喷管组件的一端设有径向延伸的尾翼槽。本申请中通过增加燃烧室壳体的壁厚来提高热沉，使燃烧室壳体的整体温度降低，来适应飞行器大过载机动飞行时的结构强度，在箭体总装过程中省去了壳体外表面防隔热材料的装配。
Description
技术领域
本申请涉及航空航天动力技术领域，尤其涉及一种固体火箭发动机及火箭。
背景技术
固体火箭发动机因结构简单，性能可靠，不用维护等特点已广泛用于各型航天器中，如长征十一号等。固体火箭发动机一般由燃烧室壳体、推进剂药柱、绝热层、喷管和点火器组成。大型固体发动机燃烧室壳体一般由30CrMnSiA钢或D406A钢经过旋压或卷焊而成，为了提高质量比，其燃烧室壳体做的很薄，但在飞行器做高超音速飞行时，外表面受到高温的情况下无法有效保证壳体结构强度，如果在壳体外表面增加防隔热材料，会额外增加消极质量及较高的成本，还会给飞行器总装过程增加工序。
发明内容
本申请的目的是针对以上问题，提供一种固体火箭发动机及火箭。
第一方面，本申请提供一种固体火箭发动机，包括燃烧室壳体；所述燃烧室壳体的内表面贴附有绝热层；所述燃烧室壳体内设有推进剂药柱；所述燃烧室壳体的一端设有点火器，另一端设有喷管组件；所述燃烧室壳体包括筒段以及设置在所述筒段两端的封头段；所述筒段的壁厚为5mm；两端的所述封头段为外型面为2:1的椭球状；所述封头段的壁厚为6mm；所述推进剂药柱设有贯穿其两端的内孔；所述推进剂药柱在所述内孔的靠近所述喷管组件的一端设有径向延伸的尾翼槽。
根据本申请某些实施例提供的技术方案，所述尾翼槽包括依次连接的第一锥段、第二锥段以及倒角段；所述第二锥段所对应的锥角大于所述第一锥段所对应的锥角。
根据本申请某些实施例提供的技术方案，所述第二锥段与所述第一锥段的锥角差为15°。
根据本申请某些实施例提供的技术方案，所述燃烧室壳体采用D406A钢旋压组焊而成，其外部直径为600mm，裙间距为4210mm，长度为4300mm。
根据本申请某些实施例提供的技术方案，所述绝热层由多层丁腈橡胶形成；所述绝热层靠近所述喷管组件的一端设有多块径向插附于多层丁腈橡胶内的碳毛毡板。
根据本申请某些实施例提供的技术方案，所述喷管组件包括喷管壳体；所述喷管壳体内设有收敛段和扩张段；所述收敛段朝向所述燃烧室壳体内凸出有喉衬；所述喷管壳体内设有卡在所述喉衬及所述收敛段上的橡胶软堵盖。
根据本申请某些实施例提供的技术方案，所述喷管壳体采用30CrMnSiA钢制作而成；所述收敛段采用碳纤维与高硅氧纤维复合模压材料制成；所述扩张段采用碳带-高硅氧布带/酚醛树脂复合缠绕结构，所述喉衬采用穿刺碳/碳复合材料制成。
根据本申请某些实施例提供的技术方案，所述点火器为篓式点火器。
第二方面，本申请提供一种火箭，所述火箭上安装有如上所述任意一种固体火箭发动机。
与现有技术相比，本申请的有益效果：
(1)本申请中燃烧室壳体通过增加其壁厚来提高热沉，使燃烧室壳体的整体温度降低；
(2)本申请中燃烧室壳体通过增加其壁厚来适应飞行器大过载机动飞行时的结构强度；
(3)本申请中的固体火箭发动机在箭体总装过程中省去了壳体外表面防隔热材料的装配。
附图说明
图1为本申请实施例1提供的固体火箭发动机的结构示意图。
图中所述文字标注表示为：
1、燃烧室壳体；11、筒段；12、封头段；2、绝热层；3、推进剂药柱；4、喷管组件；41、喷管壳体；42、收敛段；43、扩张段；44、喉衬；45、橡胶软堵盖；5、点火器；6、尾翼槽；61、第一锥段；62、第二锥段；63、倒角段。
具体实施方式
为了使本领域技术人员更好地理解本申请的技术方案，下面结合附图对本申请进行详细描述，本部分的描述仅是示范性和解释性，不应对本申请的保护范围有任何的限制作用。
实施例1
请参考图1，本实施例提供一种固体火箭发动机，包括燃烧室壳体1；所述燃烧室壳体1的内表面贴附有绝热层2；所述燃烧室壳体1内设有推进剂药柱3；所述燃烧室壳体1的一端通过法兰连接有点火器5，另一端通过法兰连接有喷管组件4，连接处使用“O”型密封圈通过螺栓锁紧挤压密封；所述燃烧室壳体1为所述固体火箭发动机的结构框架，包括筒段11以及设置在所述筒段11两端的封头段12；为确保足够的热沉，所述筒段11的壁厚为5mm；两端的所述封头段12为外型面为2:1的椭球状；所述封头段12的壁厚为6mm；所述推进剂药柱3设有贯穿其两端的内孔；所述推进剂药柱3在所述内孔的靠近所述喷管组件4的一端设有径向延伸的尾翼槽6。
进一步的，所述尾翼槽6包括依次连接的第一锥段61、第二锥段62以及倒角段63；所述第二锥段62所对应的锥角大于所述第一锥段61所对应的锥角。
进一步的，所述第二锥段62与所述第一锥段61的锥角差为15°。
进一步的，所述燃烧室壳体1采用材质D406A钢旋压组焊而成，其外部直径为600mm，裙间距为4210mm，长度为4300mm。
进一步的，所述绝热层2为所述燃烧室壳体1的内部隔热结构，由多层丁腈橡胶形成，贴附于所述燃烧室壳体1的内表面；所述绝热层2靠近所述喷管组件4的一端设有多块径向插附于多层丁腈橡胶内的碳毛毡板。
进一步的，所述推进剂药柱3是所述固体火箭发动机的能量源，采用翼柱型装药设计，复合固体推进剂经过混合、浇注、固化、整形而形成在所述燃烧室壳体1内，其成分为：50目高氯酸铵20％、100目高氯酸铵30％、200目高氯酸铵20％、200目球形铝粉16％、丁羟胶及固化剂11％、三氧化二铁0.9％、草酸铵1.2％、工艺助剂0.9％。该推进剂通过调节其中增速剂(三氧化二铁)以及降速剂(草酸铵)的比例和用量，可减小径向过载燃速不均的情况。
进一步的，所述喷管组件4是将势能转化为动能的装置，采用半潜入式喷管设计，包括喷管壳体41；所述喷管壳体41内设有收敛段42和扩张段43；所述收敛段42朝向所述燃烧室壳体1内凸出有喉衬44；所述喷管壳体41内设有卡在所述喉衬44及所述收敛段42上的橡胶软堵盖45。
进一步的，所述喷管壳体41采用30CrMnSiA钢经过机械加工制作而成；所述收敛段42采用碳纤维与高硅氧纤维复合模压材料制成；所述扩张段43采用碳带-高硅氧布带/酚醛树脂复合缠绕结构，所述喉衬44采用穿刺碳/碳复合材料制成。
进一步的，所述点火器5为所述固体火箭发动机的启动装置，采用篓式点火器，点火器顶盖采用30CrMnSiA钢经过机械加工而成，点火器的壳体采用2A12-T4铝合金经过机械加工而成，点火药使用硼/硝酸钾点火药，发火管采用制式的DHQ-3D发火管。
本申请实施例提供的固体火箭发动机在工作时，首先点火器5发火工作，引燃推进剂药柱3，推进剂药柱3在燃烧室壳体1中燃烧产生高温燃气经过喷管组件4加速排出产生推力。
本申请实施例提供的固体火箭发动机，在高超音速飞行时，厚实的燃烧室壳体吸收气动热流产生的热量，能够有效的控制燃烧室壳体外表面的温度，使结构强度得到保证。同时含有增速剂和降速剂的推进剂药柱能够在不改变燃速的情况下有效的减小大过载产生的药柱径向燃速不均现象，使发动机的内弹道性能得到保障。
实施例2
本实施例提供一种火箭，所述火箭上安装有实施例1所述的固体火箭发动机。
本说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
本文中应用了具体个例对本申请的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本申请的方法及其核心思想。以上所述仅是本申请的优选实施方式，应当指出，由于文字表达的有限性，而客观上存在无限的具体结构，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进、润饰或变化，也可以将上述技术特征以适当的方式进行组合；这些改进润饰、变化或组合，或未经改进将发明的构思和技术方案直接应用于其他场合的，均应视为本申请的保护范围。
Claims (9)
1.一种固体火箭发动机，其特征在于，包括燃烧室壳体(1)；所述燃烧室壳体(1)的内表面贴附有绝热层(2)；所述燃烧室壳体(1)内设有推进剂药柱(3)；所述燃烧室壳体(1)的一端设有点火器(5)，另一端设有喷管组件(4)；
所述燃烧室壳体(1)包括筒段(11)以及设置在所述筒段(11)两端的封头段(12)；所述筒段(11)的壁厚为5mm；两端的所述封头段(12)为外型面为2:1的椭球状；所述封头段(12)的壁厚为6mm；
所述推进剂药柱(3)设有贯穿其两端的内孔；所述推进剂药柱(3)在所述内孔的靠近所述喷管组件(4)的一端设有径向延伸的尾翼槽(6)。
2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机，其特征在于，所述尾翼槽(6)包括依次连接的第一锥段(61)、第二锥段(62)以及倒角段(63)；所述第二锥段(62)所对应的锥角大于所述第一锥段(61)所对应的锥角。
3.根据权利要求2所述的固体火箭发动机，其特征在于，所述第二锥段(62)与所述第一锥段(61)的锥角差为15°。
4.根据权利要求1所述的固体火箭发动机，其特征在于，所述燃烧室壳体(1)采用D406A钢旋压组焊而成，其外部直径为600mm，裙间距为4210mm，长度为4300mm。
5.根据权利要求1所述的固体火箭发动机，其特征在于，所述绝热层(2)由多层丁腈橡胶形成；所述绝热层(2)靠近所述喷管组件(4)的一端设有多块径向插附于多层丁腈橡胶内的碳毛毡板。
6.根据权利要求1所述的固体火箭发动机，其特征在于，所述喷管组件(4)包括喷管壳体(41)；所述喷管壳体(41)内设有收敛段(42)和扩张段(43)；所述收敛段(42)朝向所述燃烧室壳体(1)内凸出有喉衬(44)；所述喷管壳体(41)内设有卡在所述喉衬(44)及所述收敛段(42)上的橡胶软堵盖(45)。
7.根据权利要求6所述的固体火箭发动机，其特征在于，所述喷管壳体(41)采用30CrMnSiA钢制作而成；所述收敛段(42)采用碳纤维与高硅氧纤维复合模压材料制成；所述扩张段(43)采用碳带-高硅氧布带/酚醛树脂复合缠绕结构，所述喉衬(44)采用穿刺碳/碳复合材料制成。
8.根据权利要求1所述的固体火箭发动机，其特征在于，所述点火器(5)为篓式点火器。
9.一种火箭，其特征在于，所述火箭上安装有如权利要求1-8任意一项所述的固体火箭发动机。
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| CN202021822697.8U CN213392422U (zh) | 2020-08-27 | 2020-08-27 | 一种固体火箭发动机及火箭 |
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113958424A (zh) * | 2021-08-20 | 2022-01-21 | 西安零壹空间科技有限公司 | 一种内弹道曲线无翘尾现象的火箭助推发动机 |
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2020
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Cited By (2)
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| CN113958424A (zh) * | 2021-08-20 | 2022-01-21 | 西安零壹空间科技有限公司 | 一种内弹道曲线无翘尾现象的火箭助推发动机 |
| CN113958424B (zh) * | 2021-08-20 | 2022-12-06 | 西安零壹空间科技有限公司 | 一种内弹道曲线无翘尾现象的火箭助推发动机 |
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