固体发动机及火箭制造技术

本发明专利技术提供一种固体发动机及火箭，涉及航天设备技术领域。固体发动机包括第一燃烧室壳体、第二燃烧室壳体及挡板，第一燃烧室壳体与第二燃烧室壳体固定连接，第一燃烧室壳体内填充有第一药柱，第二燃烧室壳体内填充有第二药柱，第一药柱沿径向的有效厚度小于第一药柱沿轴向的有效厚度，第一燃烧室壳体朝向第二燃烧室壳体的一端设有连接头，挡板固定于连接头，其中，挡板设有若干镂空孔。本发明专利技术提供的固体发动机及火箭，第一药柱余料燃烧产生的燃气经由挡板上的镂空孔点燃第二药柱，从而延长整个固体发动机的续航能力，相比于传统依靠时序控制实现双推力的方式，排除了高压叠加风险，提高了安全性。高了安全性。高了安全性。

【技术实现步骤摘要】
固体发动机及火箭


[0001]本专利技术涉及航天设备
，尤其涉及一种固体发动机及火箭。

技术介绍

[0002]固体发动机依靠推进剂的平行层燃烧产生流量，经高压喷出，形成推力。因此，固体发动机中药柱结构及推进剂自身的燃速决定了固体发动机的续航时间。由于推进剂燃速下限的限制，固体发动机很难实现长续航时间。除了燃速特性以外，影响固体发动机的内弹道特性主要是药柱结构。目前常见的药柱结构有内孔药型和端面燃烧药型。其中，端面燃烧药型的有效厚度较大，在燃速不变的情况下可以实现更长的工作时间，因此通常内孔药型的续航时间小于端面燃烧药型。但端面药型无法实现内弹道平稳的推力输出，一般用在尺寸规模较小的小型助推发动机上，难以应用在大型固体发动机上。如何实现大型固体发动机的长续航是目前亟需解决的问题。

技术实现思路

[0003]本专利技术提供一种固体发动机及火箭，用以解决现有技术中大型固体发动机续航时间短的缺陷。
[0004]本专利技术提供一种固体发动机，包括第一燃烧室壳体、第二燃烧室壳体及挡板，所述第一燃烧室壳体与所述第二燃烧室壳体固定连接，所述第一燃烧室壳体内填充有第一药柱，所述第二燃烧室壳体内填充有第二药柱，所述第一药柱沿径向的有效厚度小于第一药柱沿轴向的有效厚度，所述第一燃烧室壳体朝向所述第二燃烧室壳体的一端设有连接头，所述挡板固定于所述连接头，其中，所述挡板设有若干镂空孔。
[0005]根据本专利技术提供的一种固体发动机，所述挡板通过卡环固定于所述连接头。
[0006]根据本专利技术提供的一种固体发动机，所述连接头上设有卡槽，所述卡环卡装于所述卡槽，所述第一燃烧室壳体设有台阶面，所述挡板的一侧与所述台阶面抵设，所述挡板的另一侧与所述卡环抵设。
[0007]根据本专利技术提供的一种固体发动机，还包括点火装置，所述点火装置用于点燃所述第一药柱。
[0008]根据本专利技术提供的一种固体发动机，所述第一药柱与所述第二药柱的推进剂成分相同。
[0009]根据本专利技术提供的一种固体发动机，所述第一药柱沿径向的有效厚度与所述第二药柱沿径向的有效厚度一致。
[0010]根据本专利技术提供的一种固体发动机，所述第一燃烧室壳体具有包覆层，所述包覆层对应所述挡板的区域为通孔结构。
[0011]根据本专利技术提供的一种固体发动机，所述包覆层为丁睛橡胶层、三元乙丙橡胶层和硅橡胶层中的任一种。
[0012]根据本专利技术提供的一种固体发动机，所述挡板与所述第一药柱之间设有胶层。
[0013]本专利技术还提供一种火箭，包括如上所述的固体发动机。
[0014]本专利技术提供的固体发动机及火箭，第一燃烧室壳体和第二燃烧室壳体隔离出两个独立的燃烧室，第一药柱燃烧时，位于第二燃烧室壳体内的第二药柱处于非燃烧状态，当第一药柱燃烧完后，燃气经由挡板上的镂空孔点燃第二药柱，从而延长整个固体发动机的续航能力，相比于传统依靠时序控制实现双推力的方式，排除了高压叠加风险，提高了安全性。
附图说明
[0015]为了更清楚地说明本专利技术或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0016]图1是本专利技术提供的固体发动机的结构示意图；图2是本专利技术提供的挡板的安装示意图。
[0017]附图标记：1、第一燃烧室壳体；11、包覆层；2、第二燃烧室壳体；3、挡板；31、镂空孔；4、第一药柱；5、第二药柱；6、连接头；7、卡环。
具体实施方式
[0018]为使本专利技术的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术中的附图，对本专利技术中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。
[0019]本申请的说明书和权利要求书中的术语“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本专利技术的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。此外，说明书以及权利要求中“和/或”表示所连接对象的至少其中之一，字符“/”，一般表示前后关联对象是一种“或”的关系。
[0020]在本专利技术的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本专利技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本专利技术的限制。
[0021]在本专利技术的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本专利技术中的具体含义。
[0022]下面结合图1
‑
图2描述本专利技术的固体发动机。
[0023]本专利技术提供一种固体发动机，如图1所示，该固体发动机包括第一燃烧室壳体1、第
二燃烧室壳体2及挡板3。第一燃烧室壳体1与第二燃烧室壳体2固定连接，第一燃烧室壳体1内填充有第一药柱4，第二燃烧室壳体2内填充有第二药柱5。其中，第一药柱4沿径向的有效厚度小于第一药柱4沿轴向的有效厚度。第一燃烧室壳体1朝向第二燃烧室壳体2的端部设有连接头6，挡板3固定于连接头6。其中，挡板3设有若干镂空孔31。
[0024]第一燃烧室壳体1和第二燃烧室壳体2均为绝热的承压容器，第一燃烧室壳体1内填充推进剂形成第一药柱4，第二燃烧室壳体2内填充推进剂形成第二药柱5。两个燃烧室壳体内分别填充推进剂，相比于同等长度的单一壳体，两个燃烧室壳体的长细比降低，降低了药柱自身的应力水平，能够大幅提升单个燃烧室壳体的装填比或者采用或加压固化模式装填。第一燃烧室壳体1和第二燃烧室壳体2密封连接形成前后两个串联在一起的燃烧室。可选的，连接头6与第一燃烧室壳体1一体成型；或者，连接头6与第一燃烧室壳体1固定连接。
[0025]如图2所示，挡板3上设有若干镂空孔31，镂空孔31的孔轴沿第一燃烧室壳体1的轴向延伸。挡板3为承压板，第一药柱4燃烧时能够承受第一药柱4燃烧产生的推力，保证第一燃烧室壳体1的密封。当第一药柱4沿着轴向的有效厚度燃烧完时，燃气沿着镂空孔31进入第二燃烧室壳体2内，从而借由第一药柱4点燃第二药柱5，使第一药柱4和第二药柱5在燃烧时间上连续，相比于单一燃烧室的药柱结构，能够延长燃烧时间。
[002本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种固体发动机，其特征在于，包括第一燃烧室壳体、第二燃烧室壳体及挡板，所述第一燃烧室壳体与所述第二燃烧室壳体固定连接，所述第一燃烧室壳体内填充有第一药柱，所述第二燃烧室壳体内填充有第二药柱，所述第一药柱沿径向的有效厚度小于第一药柱沿轴向的有效厚度，所述第一燃烧室壳体朝向所述第二燃烧室壳体的一端设有连接头，所述挡板固定于所述连接头，其中，所述挡板设有若干镂空孔。2.根据权利要求1所述的固体发动机，其特征在于，所述挡板通过卡环固定于所述连接头。3.根据权利要求2所述的固体发动机，其特征在于，所述连接头上设有卡槽，所述卡环卡装于所述卡槽，所述第一燃烧室壳体设有台阶面，所述挡板的一侧与所述台阶面抵设，所述挡板的另一侧与所述卡环抵设。4.根据权利要求1所述的固体发动机，其...

【专利技术属性】
技术研发人员：李伟，刘百奇，杨乐，刘建设，张胜敏，杨向明，
申请(专利权)人：北京星河动力航天科技股份有限公司安徽星河动力装备科技有限公司江苏星河航天科技有限公司星河动力山东航天科技有限公司，
类型：发明
国别省市：