一种小型固体火箭发动机制造技术

本发明专利技术提供一种小型固体火箭发动机，涉及火箭发动机技术领域。本发明专利技术对燃烧室内药柱和喷管进行改进。将药柱分为氧化剂层和火药层，通过氧化剂孔和药孔通入燃气通道，可以有效防止混合药柱的不稳定不安全性要素，同时设置氧化剂层对燃烧室壳体起到一定的热防护作用，将氧化剂孔和火药孔呈螺旋均匀排列，可以有效控制燃烧进程，实现分级燃烧和完全燃烧，提升燃烧室燃烧性能。另外将发动机喷管处设计为可旋转柔性接头和单面膨胀型喷管，确保喷管的密闭性和旋转稳定性的同时可以有效控制径向方向速度，实现发动机的矢量控制，从而提升对发动机发射射程和方位的控制。

【技术实现步骤摘要】
一种小型固体火箭发动机
本专利技术属于火箭发动机
，具体涉及一种小型固体火箭发动机。
技术介绍
固体火箭发动机属于化学火箭发动机，用固态物质(能源和工质)作为推进剂。固体推进剂点燃后在燃烧室中燃烧，产生高温高压的燃气，即把化学能转化为热能；燃气经喷管膨胀加速，热能转化为动能，以极高的速度从喷管排出从而产生推力向前飞行。固体火箭发动机是是各种武器的动力装置，同时其在航空航天领域也有广泛的应用。它的结构比较简单，具有机动性、可靠性和较易维护性的优点，极大的满足了现代战争和航空航天事业的要求。但是固体推进剂会受到各种载荷作用和温湿度变化的影响，因此可能会发生物理或者化学性质的变化，有可能会损坏固体火箭发动机的结构完整性，导致其他的缺陷。传统的固体火箭发动机的缺陷有燃烧室缺陷、喷管缺陷。这两种缺陷在其燃烧时会出现“超”燃烧表面，会造成重大的威胁，因此优化燃烧室内部药柱结构、改善喷管性能对固体火箭发动机的性能及发展十分必要。本专利技术通过对小型固体火箭发动机的药柱结构和喷管结构进行改进，可以一定程度上弥补设计造成的缺陷，提升小型固体火箭发动机性能，也可将此专利技术设计到一般固体火箭发动机结构中。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是提出一种小型固体火箭发动机。与现有的技术结构相比，本专利技术的优点是燃烧室内药柱分为氧化剂层和火药层，氧化剂层具有更易挥发的作用，通过氧化剂孔和药孔通入燃气通道，没有进行预先混合，可以有效防止混合药柱的不稳定不安全性要素。同时氧化剂层靠近燃烧室外壳，火药层靠近燃气通道，药柱氧化剂层的存在对燃烧室壳体起到了一定的隔热作用。氧化剂孔和火药孔呈螺旋均匀排列，实现分级燃烧。此外，发动机喷管处喉部与扩张段连接部分采用可旋转柔性接头，保证了喷管旋转的稳定性。喷管扩张段采用单面膨胀型喷管设计，实现发动机的矢量控制。技术方案本专利技术的目的在于提供一种小型固体火箭发动机，它能够有效控制发动机燃烧进程，并可获得径向速度，实现发动机矢量控制。本专利技术技术方案如下：一种小型固体火箭发动机，包括点火装置、燃烧室壳体、药柱、异型喷管，其特征在于：基于传统小型固体火箭发动机结构及作用，本专利技术将燃烧室内药柱进行分层填充分级燃烧，有效控制燃烧进程；将喷管扩张段设计为可旋转式喷管，出口截面设置为斜面，形成单面膨胀喷管，产生径向速度，实现矢量控制。所述燃烧室内药柱，其特征在于：分为氧化剂层和火药层，氧化剂层和火药层配比均匀，保证氧化剂和火药同时完全燃烧，氧化剂层靠近燃烧室外壳，火药层靠近燃气通道，氧化剂层和火药层中间通过隔热层隔开，氧化剂层和火药层分别通过氧化剂孔和火药孔与燃气通道相连。氧化剂孔和火药孔成斜对冲式布置，氧化剂孔有防止回火的节流塞，氧化剂孔与燃气通道成45°角，整个燃气通道中氧化剂孔和火药孔呈螺旋均匀排列，形成8组氧化剂孔和火药孔，每组旋转90°，螺旋2周，氧化剂和火药沿燃烧通道形成分级燃烧。所述发动机喷管，其特征在于：设计喷管收敛半角为45°，扩张半角15°，收敛段与燃烧室采用螺栓连接，喉部与扩张段连接部分采用可旋转柔性接头，保证喷管气密性的同时控制斜截面出口法向朝向。本专利技术具有以下有益效果：这种小型固体火箭发动机，相较于传统固体火箭发动机结构更加优化。燃烧室药柱设计可以保证燃烧室内部稳定燃烧，不会造成爆炸危险，氧化剂层靠近燃烧室外壳，可以看做是隔热层，防止燃气通道内温度过高导致燃烧室壳体受热变形，增加了壳体的使用寿命。氧化剂层和火药层配比均匀，药孔和节流塞的存在可以有效控制燃烧进程。氧化剂孔和火药孔排列方式可以对药柱内氧化剂和火药进行充分燃烧，避免火药和氧化剂的浪费，同时均匀排列的药孔和节流塞可以控制氧化剂和火药进行分级燃烧，先燃烧前部火焰，逐渐向后部延伸，提升发动机燃烧性能。发动机喷管处设计可旋转柔性接头一方面可确保喷管的密闭性，另一方面保证的喷管旋转的稳定性。喷管扩张段设计成斜截面，形成单面膨胀型喷管，可以有效控制径向方向速度，相比复杂的矢量喷口而言，结构更为简单，但可以起到同样的矢量控制效果，保证发动机性能。附图说明图1：小型固体火箭发动机半剖视图图2：小型固体火箭发动机3/4剖视图图3：小型固体火箭发动机头部截面示意图图4：小型固体火箭发动机整体结构示意图图中：1-点火器，2-壳体隔热层，3-氧化剂层，4-火药层，5-预点火燃料，6-氧化剂孔，7-火药孔，8-节流塞，9-燃气通道，10-制动螺钉，11-可旋转柔性接头，12-喷管出口斜截面。具体实施方式现结合附图对本专利技术作进一步描述：结合图1、图2、图3、图4，本专利技术为一种小型固体火箭发动机。图1为小型固体火箭发动机半剖视图，图2为小型固体火箭发动机3/4剖视图，图3为小型固体火箭发动机头部截面示意图，图4为小型固体火箭发动机整体结构示意图。在燃气通道9前部进口端固定点火器1，点火器1首先启动点火，点燃预点火燃料5，燃料燃烧的高温气体通入氧化剂孔6和火药孔7，氧化剂层3和火药层4受热挥发，再通过氧化剂孔6和火药孔7注入燃气通道9，氧化剂孔6和火药孔7成斜对冲布置，使得氧化剂和火药充分混合，燃烧更完全。药柱内首先挥发前端氧化剂和火药，在螺旋布置的作用下逐步挥发至后端，形成分级分层燃烧。挥发后的氧化剂层受节流塞8作用，燃气不会冲入氧化剂层空腔，该空腔与壳体隔热层2共同形成一层厚的隔热区，防止壳体受高温影响变形损坏。氧化剂比火药更易挥发，且恰当比例实现氧化剂和火药的完全燃烧，减少能量损耗。燃烧后的高温高速气流首先进入拉法尔喷管收敛段，在收敛段内急剧膨胀增压，收敛段前部与燃烧室壳体通过制动螺钉10固定，具有很好的稳定性，保证收敛段内气流无能量损失。随后气流通过喉部进入扩张段，气流速度急剧增加，形成超声速气流，产生强大的推力。在可旋转柔性接头11和喷管出口斜截面12的作用，可保证喷管气密性的同时产生径向方向速度，控制高温高速燃气出口速度方向，有效控制发动机发射射程和方位。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种小型固体火箭发动机，包括点火装置、燃烧室壳体、药柱、异型喷管，其特征在于：基于传统小型固体火箭发动机结构及作用，本专利技术将燃烧室内药柱进行分层填充分级燃烧，有效控制燃烧进程；将喷管扩张段设计为可旋转式喷管，出口截面设置为斜面，形成单面膨胀喷管，达到径向速度控制。/n

【技术特征摘要】
1.一种小型固体火箭发动机，包括点火装置、燃烧室壳体、药柱、异型喷管，其特征在于：基于传统小型固体火箭发动机结构及作用，本发明将燃烧室内药柱进行分层填充分级燃烧，有效控制燃烧进程；将喷管扩张段设计为可旋转式喷管，出口截面设置为斜面，形成单面膨胀喷管，达到径向速度控制。


2.根据权利要求1所述的一种小型固体火箭发动机，其特征在于：所设计燃烧室内药柱分为氧化剂层和火药层，氧化剂层和火药层配比均匀，氧化剂层靠近燃烧室外壳，火药层靠近燃气通道，氧化剂层和火药层中间通过隔热层隔开，氧化剂层和火药层分别通过氧化剂孔和火药孔与燃气通...

【专利技术属性】
技术研发人员：张群，李小龙，程祥旺，胡凡，王晓燕，马晓曦，王紫欣，高耀红，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西;61