一种高性能侧置喷管固体火箭发动机制造技术

本发明专利技术公开了一种高性能侧置喷管固体火箭发动机，包括燃烧室壳体为空心圆柱体的装药燃烧室、点火装置和喷管，其特征在于，所述喷管固定密封安装于燃烧室壳体外侧的开口处，所述喷管的轴线与燃烧室壳体的圆柱体轴线间的夹角为10°～90°。通过喷管侧置解决了固体火箭发动机在小的使用结构空间内实现大推力、大总冲的需求，通过设计异形喷管壳体解决了喷管侧置的密封安装问题，通过设计异形喷管喉衬解决了喷管侧置带来的装药燃烧室内燃气形成贴壁流动，对喷管密封安装结构处的烧蚀、冲刷带来了根本性的改善，使得喷管密封安装结构处的防热、受力、连接密封设计可靠性提高，保证发动机工作结构完整性，内弹道到性能的一致性。

A high-performance lateral nozzle solid rocket motor

The invention discloses a high performance side nozzle of solid rocket engine, including a combustion chamber housing for charging a hollow cylinder combustion chamber, ignition device and nozzle, which is characterized in that the fixed nozzle is sealed and installed in the opening of the combustion chamber shell outside, the included angle between the axis of nozzle and combustion chamber shell cylinder the axis is 10 degrees to 90 degrees. Through the nozzle side to solve the large solid rocket engine thrust and the total impulse demand in the use of the space structure of small, through the design of a special nozzle shell solves the sealing problem of side nozzle installation, through the design of a special nozzle throat nozzle solves the side brought charge combustor wall to form flow. Seal installation structure of the ablation and erosion of the nozzle has brought the fundamental improvement, making the nozzle seal installation structure of the thermal stress, sealing and connection design improve the reliability, ensure engine structural integrity, ballistic consistency performance.

【技术实现步骤摘要】
一种高性能侧置喷管固体火箭发动机
本专利技术属于固体火箭发动机
，具体涉及一种高性能侧置喷管固体火箭发动机。
技术介绍
固体火箭发动机大多数采用轴对称回转体结构，包括燃烧室壳体为空心圆柱体的装药燃烧室、点火装置和喷管，喷管固定密封安装于燃烧室壳体后开口处，不能满足固体火箭发动机在小的使用结构空间内实现大推力、大总冲的需求。
技术实现思路
本专利技术的目的在于针对上述问题提供一种高性能侧置喷管固体火箭发动机，包括燃烧室壳体为空心圆柱体的装药燃烧室、点火装置和喷管，其特征在于，所述喷管固定密封安装于燃烧室壳体柱段外侧的开口处，所述喷管的轴线与燃烧室壳体的圆柱体轴线间的夹角为10°～90°。具体地，所述燃烧室壳体柱段外侧的开口处设置有固定密封安装喷管的外侧壳体安装结构，所述喷管包括设置有喷管壳体扩张段的异形喷管壳体、异形喉衬和密封堵盖，所述异形喷管壳体设置有与外侧壳体安装结构相配的喷管安装结构，所述异形喉衬外表面与异形喷管壳体内表面密封对接，所述异形喉衬包括喉衬扩张段和喉衬收敛段，所述喉衬扩张段为轴对称回转体结构与喷管壳体扩张段共同形成发动机喷管扩张段，所述喉衬收敛段相对于喷管轴线为非轴对称回转体结构，包括潜入到装药燃烧室内部的第一喉衬收敛段和与外侧壳体安装结构相结合部位的第二喉衬收敛段，所述第二喉衬收敛段内型面的第二母线长出第一喉衬收敛段内型面的第一母线的最长部分为L线，所述L线的取值要大到使得第二喉衬收敛段覆盖住外侧壳体安装结构的内表面成为隔热抗烧蚀层。进一步地，所述第一喉衬收敛段为相对于喷管轴线轴对称的回转体，所述第二喉衬收敛段沿轴向与第一喉衬收敛段衔接为一个整体，所述第二喉衬收敛段为变高度的回转体，所述变高度由0到L线的垂直高度连续变化，所述第二喉衬收敛段的0高度面即是与第一喉衬收敛段衔接面，所述0高度面为部分圆环面。具体地，所述第一喉衬收敛段的内型面为二次曲面，所述第一母线为相应的二次曲线，所述第二母线为连续的渐变线，长度值由0变化到L线的长度L，所述第二母线为第一母线的延长线，取值为喉径的8～15％。具体地，所述外侧壳体安装结构为安装法兰。本专利技术通过喷管侧置解决了固体火箭发动机在小的的使用结构空间内实现大推力、大总冲的需求，通过设计异形喷管壳体解决了喷管侧置的密封安装问题，通过设计异形喷管喉衬解决了喷管侧置带来的装药燃烧室内燃气形成贴壁流动，对喷管密封安装结构处的烧蚀、冲刷带来了根本性的改善，使得喷管密封安装结构处的防热、受力、连接密封设计可靠性提高，保证发动机工作结构完整性，内弹道到性能的一致性。经多次地面试验证明，发动机工作可靠，性能优越。附图说明图1为本专利技术的发动机结构示意图；图2为图1的A向剖面结构示意图；图3为异形喷管轴向剖面结构示意图；图4为异形喉衬结构示意图；图5为图4的B向剖面结构示意图。图中：1-装药燃烧室；11-燃烧室壳体；111-外侧壳体安装结构；2-点火装置；3-喷管；31-异形喷管壳体；311-喷管安装结构；312-喷管壳体扩张段；32-异形喉衬；321-喉衬扩张段；322-喉衬收敛段；3221-第一喉衬收敛段；3222-第二喉衬收敛段；3a-第一母线；3b-第二母线；3ab-L线；33-密封堵盖。具体实施方式下面结合附图对本专利技术的具体实施方式作进一步说明。在此需要说明的是，对于这些实施方式的说明用于帮助理解本专利技术，但并不构成对本专利技术的限定。如图1所示，本专利技术的一种高性能侧置喷管固体火箭发动机，包括燃烧室壳体为空心圆柱体的装药燃烧室、点火装置和喷管，喷管固定密封安装于燃烧室壳体外侧的开口处，喷管的轴线与燃烧室壳体的圆柱体轴线间的夹角可为10°～90°，本实施例中为48°。燃烧室壳体外侧的开口处设置有固定密封安装喷管的外侧壳体安装结构，本实施例中为安装法兰，喷管包括设置有喷管壳体扩张段的异形喷管壳体、异形喉衬和密封堵盖，异形喷管壳体设置有与外侧壳体安装结构相配的喷管安装结构，本实施例中为安装法兰。异形喉衬外表面与异形喷管壳体内表面密封对接，本实施例中为台阶密封。异形喉衬包括喉衬扩张段和喉衬收敛段，喉衬扩张段为轴对称回转体结构与喷管壳体扩张段共同形成发动机喷管扩张段，喉衬收敛段相对于喷管轴线为非轴对称回转体结构，包括潜入到装药燃烧室内部的第一喉衬收敛段和与外侧壳体安装结构相结合部位的第二喉衬收敛段，第一喉衬收敛段为相对于喷管轴线轴对称的回转体，第二喉衬收敛段沿轴向与第一喉衬收敛段衔接为一个整体，可整体加工而成也可两部分粘接而成，本实施例中第一喉衬收敛段和第二喉衬收敛段为整体加工而成，第二喉衬收敛段为变高度的面对称体，变高度由0mm到L线的垂直高度连续变化，第二喉衬收敛段过喷管轴线的各截面得到的第二母线(图5中的3b)长度由0mm到Lmm渐变，第二喉衬收敛段的0mm高度面即是与第一喉衬收敛段衔接面，0mm高度面为部分圆环面，可以为半圆环面或1/3圆环面，本实施例中为半圆环面。第二喉衬收敛段内型面的第二母线长出第一喉衬收敛段内型面的第一母线的最长部分为L线，L线的取值要大到使得第二喉衬收敛段覆盖住外侧壳体安装结构的内表面成为隔热抗烧蚀层，避免燃气形成的贴壁流动对喷管壳体和安装法兰处的烧蚀，形成保护。第一喉衬收敛段的内型面为二次曲面，实施例中为大圆弧面，第一母线为相应的大圆弧线，第二母线为连续的第一母线大圆弧线的逐渐延长线，长度值由0变化到L线(增加的一段大圆弧线)的长度L，取值为喉径的8～20％，实施例中为7mm。以上所述为本专利技术的较佳实施例而已，但本专利技术不应该局限于该实施例和附图所公开的内容。所以凡是不脱离本专利技术所公开的精神下完成的等效或修改，都落入本专利技术保护的范围。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种高性能侧置喷管固体火箭发动机，包括燃烧室壳体为空心圆柱体的装药燃烧室、点火装置和喷管，其特征在于，所述喷管固定密封安装于燃烧室壳体外侧的开口处，所述喷管的轴线与燃烧室壳体的圆柱体轴线间的夹角为10°～90°。

【技术特征摘要】
1.一种高性能侧置喷管固体火箭发动机，包括燃烧室壳体为空心圆柱体的装药燃烧室、点火装置和喷管，其特征在于，所述喷管固定密封安装于燃烧室壳体外侧的开口处，所述喷管的轴线与燃烧室壳体的圆柱体轴线间的夹角为10°～90°。2.如权利要求1所述的固体火箭发动机，其特征在于，所述燃烧室壳体外侧的开口处设置有固定密封安装喷管的外侧壳体安装结构，所述喷管包括设置有喷管壳体扩张段的异形喷管壳体、异形喉衬和密封堵盖，所述异形喷管壳体设置有与外侧壳体安装结构相配的喷管安装结构，所述异形喉衬外表面与异形喷管壳体内表面密封对接，所述异形喉衬包括喉衬扩张段和喉衬收敛段，所述喉衬扩张段为轴对称回转体结构与喷管壳体扩张段共同形成发动机喷管扩张段，所述喉衬收敛段相对于喷管轴线为非轴对称回转体结构，包括潜入到装药燃烧室内部的第一喉衬收敛段和与外侧壳体安装结构相结合部位的第二喉衬收敛段，所述第二喉衬收敛段内型面的第二母线长出第一喉衬收敛段内型面的第一...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵启扬，张棚，王善金，吴晓英，于泉，
申请(专利权)人：湖北航天技术研究院总体设计所，
类型：发明
国别省市：湖北,42