CN216477608U - 一种发射级固体火箭发动机 - Google Patents
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Abstract
本实用新型提供一种发射级固体火箭发动机，包括：点火药盒(3)、增燃药柱(4)和管型药柱(6)，以及，金属材质的前端盖(1)、燃烧室筒体(2)、前挡药板(5)、后挡药板(7)、喷管座(8)、喷管(9)、压螺(10)和后裙罩(11)；其中，所述燃烧室筒体(2)的前端螺纹连接有前端盖(1)，后端卡设有后裙罩(11)，内部沿轴向布置有点火药盒(3)、增燃药柱(4)、前挡药板(5)、管型药柱(6)、后挡药板(7)、喷管座(8)、喷管(9)；所述前挡药板(5)和所述后挡药板(7)上开设有孔；所述后裙罩(11)通过螺钉周向限位固定到喷管座(8)上。各部件均便于低成本、大批量制造，使用成本极低。
Description
技术领域
本实用新型属于飞机总体设计技术领域，具体涉及一种发射级固体火箭发动机。
背景技术
许多飞行器装配有发射级固体火箭发动机，发射级固体火箭发动机是飞行器离轨时的重要动力装置。飞行器发射时，发出发射级固体火箭发动机点火信号，发射级固体火箭发动机点火并产生有效推力，向飞行器提供大的航向加速度，飞行器快速离轨(或出箱)，飞行器达到接力速度和高度时，发射级固体火箭发动机熄火，工作结束。为满足上述要求，发射级固体火箭发动机具有推重比大(≮10)、长径比小(≯1)、点火响应时间快(≯0.05s)和工作时间短(≯0.5s)等特点。在此基础上，还需考虑低成本、大批量生产需求，设计满足要求的发射级固体火箭发动机难度较大。
现有的发射级固体火箭发动机通常采用常规固体火箭发动机设计，采用改性双基推进剂或者丁羟复合推进剂制备装药，采用绝热燃烧室和复合喷管结构，只能使用一次，且生产成本较高，生产周期长，在现有条件下进行大批量生产时产能受限严重。
实用新型内容
本实用新型提出一种发射级固体火箭发动机，该固体火箭发动机不仅具有推重比大(≮10)、长径比小(≯1)、点火响应时间快(≯0.05s)和工作时间短(≯0.5s)等特点，还便于低成本、大批量生产，同时满足可重复使用需求。
本实用新型提供一种发射级固体火箭发动机，包括：点火药盒3、增燃药柱4和管型药柱6，以及，金属材质的前端盖1、燃烧室筒体2、前挡药板5、后挡药板7、喷管座8、喷管9、压螺10和后裙罩11；其中，
所述燃烧室筒体2的前端螺纹连接有前端盖1，后端卡设有后裙罩11，内部沿轴向依次布置有点火药盒3、前挡药板5、管型药柱6、后挡药板7、喷管座8、喷管9；所述压螺10套设在所述喷管9上，并与所述喷管座8螺纹连接以轴向压紧固定所述喷管9；
所述前端盖1和所述前挡药板5之间还填充有多个增燃药柱4，所述多个增燃药柱4环绕所述点火药盒3设置；
所述前挡药板5上开设有燃气通孔17，所述后挡药板7上开设有通气小孔18；
所述后裙罩11通过螺钉周向限位固定到喷管座8上。
可选的，所述燃烧室筒体2内装填19根两端包覆的管型药柱6，管型药柱6采用双基推进剂压伸成型制备。
可选的，所述增燃药柱4为两端不包覆的双基推进剂管型装药，所述增燃药柱4的内径、外径、装药配方均与管型药柱6一致，所述增燃药柱4的装药长度短于管型药柱6的装药长度，所述增燃药柱4的数量为1～6根。
可选的，所述前挡药板5朝向喷管9出口方向布置有药柱限位槽16，所述药柱限位槽16和所述管型药柱6的数量均为19，分三圈排列，且由内至外安照1+6+12排法布置；
位于内层两圈的药柱限位槽16的前端开有所述燃气通孔17，所述燃气通孔17内径小于管型药柱6直径。
可选的，所述后挡药板7周向外侧均布6个伸出耳片19，所述伸出耳片19内穿设有螺钉，用于将后挡药板7固定到喷管座8的前端面。
可选的，所述喷管座8上设置了1道周向凹槽14、4个周向均布的缺口20及对应的4个螺纹孔21；
所述后裙罩11前端设置了4个周向均布的凸台15及对应的4个通孔22，缺口20与凸台15一一对应，所述凸台15沿轴向通过缺口20进入凹槽14并可在凹槽14内转动，所述凹槽14用于限制所述后裙罩11沿轴向移动；
所述螺纹孔21与所述通孔22内穿设有紧固螺钉，用于限制所述后裙罩11周向转动。
本实用新型提出了一种发射级固体火箭发动机，各部件均便于低成本、大批量制造，结合发射级固体火箭发动机工作时间短(≯0.5s)特点，利用双基推进剂工作温度相对较低(≯2400K)优点，设计后裙罩这一保护装置，使得每台发射级固体火箭发动机金属件可重复使用20次以上，使用成本极低。
附图说明
图1一种发射级固体火箭发动机示意图；
图2a管型药柱6沿轴向示意图；
图2b管型药柱6剖面示意图；
图3a增燃药柱4沿轴向示意图；
图3b增燃药柱4剖面示意图；
图4a前挡药板5后视示意图；
图4b前挡药板5前视示意图；
图4c前挡药板5剖面示意图；
图5后挡药板7示意图；
图6a喷管座8后视示意图；
图6b喷管座8半剖示意图；
图7a后裙罩11半剖示意图；
图7b后裙罩11示意图；
附图标记说明：
1-前端盖； 2-燃烧室筒体；
3-点火药盒； 4-增燃药柱；
5-前挡药板； 6-管型药柱；
7-后挡药板； 8-喷管座；
9-喷管； 10-压螺；
11-后裙罩； 14-凹槽；
15-凸台； 16-药柱限位槽；
17-燃气通孔； 18-通气小孔；
19-伸出耳片； 20-缺口；
21-螺纹孔； 22-通孔。
具体实施方式
下面结合附图对本实用新型提供的一种发射级固体火箭发动机示意图进行解释和说明。
如图1所示，给出本实用新型的一种发射级固体火箭发动机示意图。
本实用新型提供的发射级固体火箭发动机主要由前端盖1、燃烧室筒体2、点火药盒3、增燃药柱4、前挡药板5、管型药柱6、后挡药板7、喷管座8、喷管9、压螺10和后裙罩11组成，其中前端盖1、燃烧室筒体2、点火药盒3、前挡药板5、后挡药板7、喷管座8、喷管9、压螺10和后裙罩11均布置在固体火箭发动机轴线位置，且沿轴线由前到后布置。
前端盖1与燃烧室筒体2之间、燃烧室筒体2与喷管座8之间、喷管座8与压螺10之间均采用螺纹连接；前挡药板5通过前端盖1与燃烧室筒体2螺纹连接后的间隙轴向限位固定，喷管9通过喷管座8与压螺10螺纹连接轴向压紧固定；点火药盒3通过螺钉或胶粘固定到前挡药板5前侧。
如图2a和图2b所示，管型药柱6自由装填到燃烧室筒体2内，并由前挡药板5和后挡药板7进行限位，燃烧室筒体2内装填19根两端包覆的管型药柱6，管型药柱6采用双基推进剂压伸成型制备。
如图3a和图3b所示，增燃药柱4自由装填到前端盖1和前挡药板5之间，增燃药柱4为两端不包覆的双基推进剂管型装药，其内径、外径、装药配方均与管型药柱6一致，但装药长度较短，装填数量根据需要取1～6根。
如图4a、图4b和图4c所示，前挡药板5朝向喷管9出口方向布置有药柱限位槽16，药柱限位槽16与管型药柱6根数一致，为19个，分三圈排列，且由内至外安照1+6+12排法布置。前挡药板5中间7个(1+6)药柱限位槽16的前端开有燃气通孔17，燃气通孔17内径小于管型药柱6直径，且2孔或3孔连通，以便点火药盒3点火产生的点火燃气能够快速从燃气通孔17进入到燃烧室筒体2内引燃19根管型药柱6的内外表面。
如图5所示，后挡药板7开有数十个通气小孔18，周向外侧均布6个伸出耳片19，通过螺钉穿过伸出耳片19将后挡药板7固定到喷管座8的前端面。
如图6a、图6b和图7所示，后裙罩11通过螺钉周向限位固定到喷管座8上，在喷管座8上设置了1道周向凹槽14、4个周向均布的缺口20及对应的4个螺纹孔21，在后裙罩11前端设置了4个周向均布的凸台15及对应的4个通孔22，缺口20与凸台15一一对应，凸台15能够沿轴向通过缺口20，通过后裙罩11的前端面与喷管座8的凹槽14一侧面贴合，此时将后裙罩11沿固体火箭发动机轴线旋转45°角，此时缺口20对应的螺纹孔21与凸台15对应的通孔22将一一对应，对应安装紧固螺钉即可。
本实用新型一种发射级固体火箭发动机，除点火药盒3、增燃药柱4和管型药柱6外，其余均为纯金属件，根据结构、强度及刚度要求，采用高强度结构钢或普通结构钢机加制备，所有点火药盒3、增燃药柱4和管型药柱6及纯金属件均有利于低成本、大批量生产。
由于发射级固体火箭发动机工作时间短(≯0.5s)、双基推进剂工作温度相对较低(≯2400K)的特点，发射级固体火箭发动机点火工作后，前端盖1、燃烧室筒体2、前挡药板5、后挡药板7、喷管座8和喷管9等过火金属件烧蚀程度低，可满足重复使用需要；在随飞行器开展飞行试验时，飞行器落地时尾部着地可能对发射级固体火箭发动机造成破坏，有后裙罩11的保护，确保燃烧室筒体2、喷管9等承压、产生推力的零件不受损伤，有利于重复使用，每台发射级固体火箭发动机金属件可重复使用20次以上，使用成本极低。
Claims (6)
1.一种发射级固体火箭发动机，其特征在于，包括：点火药盒(3)、增燃药柱(4)和管型药柱(6)，以及，金属材质的前端盖(1)、燃烧室筒体(2)、前挡药板(5)、后挡药板(7)、喷管座(8)、喷管(9)、压螺(10)和后裙罩(11)；其中，
所述燃烧室筒体(2)的前端螺纹连接有前端盖(1)，后端卡设有后裙罩(11)，内部沿轴向依次布置有点火药盒(3)、前挡药板(5)、管型药柱(6)、后挡药板(7)、喷管座(8)、喷管(9)；所述压螺(10)套设在所述喷管(9)上，并与所述喷管座(8)螺纹连接以轴向压紧固定所述喷管(9)；
所述前端盖(1)和所述前挡药板(5)之间还填充有多个增燃药柱(4)，所述多个增燃药柱(4)环绕所述点火药盒(3)设置；
所述前挡药板(5)上开设有燃气通孔(17)，所述后挡药板(7)上开设有通气小孔(18)；
所述后裙罩(11)通过螺钉周向限位固定到喷管座(8)上。
2.根据权利要求1所述的发射级固体火箭发动机，其特征在于，所述燃烧室筒体(2)内装填19根两端包覆的管型药柱(6)，管型药柱(6)采用双基推进剂压伸成型制备。
3.根据权利要求2所述的发射级固体火箭发动机，其特征在于，所述增燃药柱(4)为两端不包覆的双基推进剂管型装药，所述增燃药柱(4)的内径、外径、装药配方均与管型药柱(6)一致，所述增燃药柱(4)的装药长度短于管型药柱(6)的装药长度，所述增燃药柱(4)的数量为1～6根。
4.根据权利要求1所述的发射级固体火箭发动机，其特征在于，所述前挡药板(5)朝向喷管(9)出口方向布置有药柱限位槽(16)，所述药柱限位槽(16)和所述管型药柱(6)的数量均为19，分三圈排列，且由内至外安照1+6+12排法布置；
位于内层两圈的药柱限位槽(16)的前端开有所述燃气通孔(17)，所述燃气通孔(17)内径小于管型药柱(6)直径。
5.根据权利要求1所述的发射级固体火箭发动机，其特征在于，所述后挡药板(7)周向外侧均布6个伸出耳片(19)，所述伸出耳片(19)内穿设有螺钉，用于将后挡药板(7)固定到喷管座(8)的前端面。
6.根据权利要求1所述的发射级固体火箭发动机，其特征在于，所述喷管座(8)上设置了1道周向凹槽(14)、4个周向均布的缺口(20)及对应的4个螺纹孔(21)；
所述后裙罩(11)前端设置了4个周向均布的凸台(15)及对应的4个通孔(22)，缺口(20)与凸台(15)一一对应，所述凸台(15)沿轴向通过缺口(20)进入凹槽(14)并可在凹槽(14)内转动，所述凹槽(14)用于限制所述后裙罩(11)沿轴向移动；
所述螺纹孔(21)与所述通孔(22)内穿设有紧固螺钉，用于限制所述后裙罩(11)周向转动。
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