CN218598267U - 火箭发动机的装药结构、火箭发动机及火箭 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供一种火箭发动机的装药结构、火箭发动机及火箭，所述装药结构包括：包覆套和药柱；所述包覆套内部形成有一侧敞口的包覆腔；所述药柱设置于所述包覆腔内；其中，所述药柱靠近所述包覆腔敞口的一侧形成有盲孔；所述药柱包括：第一燃烧段和第二燃烧段；所述第一燃烧段和所述第二燃烧段沿所述药柱的轴向方向依次连接；其中，所述第一燃烧段为火箭的续航级；所述第二燃烧段为火箭的助推级。本实用新型通过在药柱朝向包覆套敞口一侧设置盲孔，实现单室单燃速下的大推力比特性要求。

Description

火箭发动机的装药结构、火箭发动机及火箭

技术领域

本实用新型涉及火箭发动机技术领域，尤其涉及一种火箭发动机的装药结构、火箭发动机及火箭。

背景技术

火箭***实现双推力的途径有采用两级发动机串联和单室双推力的方式。其中，两级发动机串联是将两种不同大小推力发动机进行串接，优点是可实现任意推力比的需求，缺点是发动机***部组件较多，可靠性低，成本较高。

单室双推力则是将燃烧室分为助推级和续航级两个工作阶段，助推级工作时间短，推力大，为火箭发射提供主推力；续航级工作时间长，推力小，为火箭巡航飞行提供必要的推力。该方式相对于前者设计方案简单，可实现性好，成为目前低成本化小型大推力比固体火箭发动机的首选方案。

对于单室双推力的装药设计通常有两种方式：

一是采用药柱端面燃烧方式，将两种不同燃速推进剂依次浇注成型，优点是设计方案简单，但工艺性较差，不同燃速推进剂界面会有界面组分迁移现象发生，导致推力过渡段异常；

二是采用设计不同药型的方式，通过控制燃面的大小来实现不同大小的推力，优点是通过单燃速推进剂浇注，工艺性好，但对于目前常规的内孔、星形以及翼柱形装药结构，能够实现的推进比较小，且装填分数也较低，难以满足火箭总体的需求。

实用新型内容

本实用新型提供一种火箭发动机的装药结构、火箭发动机及火箭，用以解决现有技术中的上述缺陷，通过在药柱朝向包覆套敞口一侧设置盲孔，实现单室单燃速下的大推力比特性要求。

根据本实用新型第一方面提供的一种火箭发动机的装药结构，包括：包覆套和药柱；所述包覆套内部形成有一侧敞口的包覆腔；所述药柱设置于所述包覆腔内；其中，所述药柱靠近所述包覆腔敞口的一侧形成有盲孔。

可选地，所述药柱包括：第一燃烧段和第二燃烧段；所述第一燃烧段和所述第二燃烧段沿所述药柱的轴向方向依次连接；其中，所述第一燃烧段为火箭的续航级；所述第二燃烧段为火箭的助推级。

可选地，至少部分所述第二燃烧段处于所述包覆腔的外部。

可选地，所述药柱还包括：过渡段，所述过渡段分别与所述第一燃烧段和所述第二燃烧段连接；其中，所述第一燃烧段、所述过渡段和所述第二燃烧段的外径逐渐减小。

可选地，所述盲孔自所述第二燃烧段的端面伸入至所述过渡段，且部分处于所述包覆腔内。

可选地，所述第二燃烧段的外径等于所述盲孔直径和燃烧参数之和；其中，所述燃烧参数为所述第二燃烧段燃速和所述第二燃烧段工作时长乘积的二倍。

可选地，所述包覆套为丁腈橡胶制作的包覆结构。

可选地，所述药柱为丁羟三组元制作的燃料。

根据本实用新型第二方面提供的一种火箭发动机，包括上述的火箭发动机的装药结构。

根据本实用新型第三方面提供的一种火箭，包括上述的火箭发动机的装药结构，或者上述的火箭发动机。

本实用新型中的上述一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果之一：本实用新型提供的一种火箭发动机的装药结构、火箭发动机及火箭，通过在药柱朝向包覆套敞口一侧设置盲孔，实现单室单燃速下的大推力比特性要求。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型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以简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本实用新型的一些实施例，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。

图1是本实用新型提供的火箭发动机的装药结构的装配关系示意图之一；

图2是本实用新型提供的火箭发动机的装药结构的装配关系示意图之二；

图3是本实用新型提供的火箭发动机的装药结构中，包覆套的结构示意图；

图4是本实用新型提供的火箭发动机的装药结构中，药柱的结构示意图；

图5是本实用新型提供的火箭发动机的装药结构中，推进剂燃烧时产生的燃面-肉厚曲线示意图。

附图标记：

10、包覆套；20、药柱；30、盲孔；40、第一燃烧段；50、第二燃烧段；60、过渡段。

具体实施方式

为使本实用新型实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例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实用新型的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

在本实用新型实施例的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”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实用新型实施例和简化描述，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实用新型实施例的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本实用新型的一些具体实施方案中，如图1至图5所示，本方案提供一种火箭发动机的装药结构，包括：包覆套10和药柱20；包覆套10内部形成有一侧敞口的包覆腔；药柱20设置于包覆腔内；其中，药柱20靠近包覆腔敞口的一侧形成有盲孔30。

需要说明的是，通过在药柱20的端部设置盲孔30，实现了根据小型固体火箭发动机大推力比的特性要求，基于调整推进剂燃面的方式，即药柱20的燃面，满足了单室单燃速下的大推力比特性要求。

在可能的实施方式中，包覆套10和药柱20均为圆柱形结构。

在本实用新型一些可能的实施例中，药柱20包括：第一燃烧段40和第二燃烧段50；第一燃烧段40和第二燃烧段50沿药柱20的轴向方向依次连接；其中，第一燃烧段40为火箭的续航级；第二燃烧段50为火箭的助推级。

具体来说，本实施例提供了一种第一燃烧段40和第二燃烧段50的实施方式，通过设置第一燃烧段40和第二燃烧段50，以及在第二燃烧段50内设置盲孔30，满足了对单室单燃速下的火箭助推级和续航级的双推力需求。

需要说明的是，单室双推力则是将燃烧室分为助推级和续航级两个工作阶段，助推级工作时间短，推力大，为火箭发射提供主推力；续航级工作时间长，推力小，为火箭巡航飞行提供必要的推力，通过设置第一燃烧段40和第二燃烧段50，并在第二燃烧段50内设置盲孔30，实现了对推进剂燃面大小的调节。

在本实用新型一些可能的实施例中，至少部分第二燃烧段50处于包覆腔的外部。

具体来说，本实施例提供了一种第二燃烧段50和包覆腔的实施方式，燃烧室装药由包覆套10和药柱20组成，通过将第二燃烧段50设置为悬空，满足了自由装填的方式与燃烧室绝热壳体进行组装。

在可能的实施方式中，第一燃烧段40与包覆套10之间为粘接。

在本实用新型一些可能的实施例中，药柱20还包括：过渡段60，过渡段60分别与第一燃烧段40和第二燃烧段50连接；其中，第一燃烧段40、过渡段60和第二燃烧段50的外径逐渐减小。

具体来说，本实施例提供了一种过渡段60的实施方式，通过设置过渡段60，使得药柱20与包覆套10的连接更加紧密，也变与包覆套10外形进行收口装设置。

需要说明的是，第一燃烧段40、过渡段60和第二燃烧段50沿轴向的长度，取决于助推对燃面的需求。

在可能的实施方式中，推进剂点燃时，燃面由盲孔30表面、第二燃烧段50的外圆面及第二燃烧段50的后端面组成，通过调整盲孔30和第二燃烧段50的外圆面轴向长度可实现助推级燃面的等面燃烧，当盲孔30的圆柱段特征消失后，整个燃面呈现为端面燃烧特点，从而实现续航级燃面的等面燃烧。

在本实用新型一些可能的实施例中，盲孔30自第二燃烧段50的端面伸入至过渡段60，且部分处于包覆腔内。

具体来说，本实施例提供了一种盲孔30的实施方式，通过将盲孔30设置在过渡段60内，便于助推级和续航级的双动力转换。

在可能的实施方式中，盲孔30的直径截止于10毫米至30毫米之间。

在本实用新型一些可能的实施例中，第二燃烧段50的外径等于盲孔30直径和燃烧参数之和；其中，燃烧参数为第二燃烧段50燃速和第二燃烧段50工作时长乘积的二倍。

具体来说，本实施例提供了一种第二燃烧段50外径的实施方式，通过提供一种第二燃烧段50与盲孔30直径和燃烧参数之间的相应关系，满足了不同助推级和续航级的需求。

在本实用新型一些可能的实施例中，包覆套10为丁腈橡胶制作的包覆结构。

具体来说，本实施例提供了一种包覆套10的实施方式。

在本实用新型一些可能的实施例中，药柱20为丁羟三组元制作的燃料。

具体来说，本实施例提供了一种药柱20的实施方式。

在一个应用场景中，包覆套10外径为170毫米，盲孔30直径为直径20毫米，盲孔30圆柱段长度为90毫米，底部为直径2毫米半球形结构，悬空的第二燃烧段50的外圆柱表面为外圆面，外径为150毫米，第二燃烧段50的外圆面长度为80毫米，根部为半径5毫米的圆弧。

在一个应用场景中，如图5所示，推进剂燃烧时产生的燃面-肉厚曲线见图5，得到助推级和续航级的燃面比约为2.8，预估可实现推力比为4.8的单室双推力固体火箭发动机。

进一步地，可通过增加盲孔30及第二燃烧段50的外圆面长度，进一步增加助推级的燃面，同时续航级的燃面保持不变，可以使两级燃面比增大，从而实现更大推力比的装药结构。

在本实用新型的一些具体实施方案中，本方案提供一种火箭发动机，包括上述的火箭发动机的装药结构。

需要说明的是，采用单室单燃速的装药结构设计，实现了对小型固体火箭发动机的大推力比特性要求。具有初始燃面大、装填比高、性能稳定的特点，提升了火箭***的综合性能，同时也能够确保火箭***的性能稳定可靠。

进一步地，改进后的装药结构具有药形结构简单，工艺实施性好，在降低发动机生产成本的同时，有利于发动机装药的大批量生产，提高小型固体火箭发动机的市场竞争力。

在本实用新型的一些具体实施方案中，本方案提供一种火箭，包括上述的火箭发动机的装药结构，或者上述的火箭发动机。

在本实用新型实施例的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“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。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本实用新型实施例中的具体含义。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“方式”、“具体方式”、或“一些方式”等的描述意指结合该实施例或方式描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本实用新型实施例的至少一个实施例或方式中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或方式。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或方式中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或方式以及不同实施例或方式的特征进行结合和组合。

最后应说明的是：以上实施方式仅用于说明本实用新型，而非对本实用新型的限制。尽管参照实施例对本实用新型进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，对本实用新型的技术方案进行各种组合、修改或者等同替换，都不脱离本实用新型技术方案的精神和范围，均应涵盖在本实用新型的权利要求范围中。

Claims (10)

1.一种火箭发动机的装药结构，其特征在于，包括：包覆套(10)和药柱(20)；

所述包覆套(10)内部形成有一侧敞口的包覆腔；

所述药柱(20)设置于所述包覆腔内；

其中，所述药柱(20)靠近所述包覆腔敞口的一侧形成有盲孔(30)。

2.根据权利要求1所述的火箭发动机的装药结构，其特征在于，所述药柱(20)包括：第一燃烧段(40)和第二燃烧段(50)；

所述第一燃烧段(40)和所述第二燃烧段(50)沿所述药柱(20)的轴向方向依次连接；

其中，所述第一燃烧段(40)为火箭的续航级；

所述第二燃烧段(50)为火箭的助推级。

3.根据权利要求2所述的火箭发动机的装药结构，其特征在于，至少部分所述第二燃烧段(50)处于所述包覆腔的外部。

4.根据权利要求2所述的火箭发动机的装药结构，其特征在于，所述药柱(20)还包括：过渡段(60)，所述过渡段(60)分别与所述第一燃烧段(40)和所述第二燃烧段(50)连接；

其中，所述第一燃烧段(40)、所述过渡段(60)和所述第二燃烧段(50)的外径逐渐减小。

5.根据权利要求4所述的火箭发动机的装药结构，其特征在于，所述盲孔(30)自所述第二燃烧段(50)的端面伸入至所述过渡段(60)，且部分处于所述包覆腔内。

6.根据权利要求2所述的火箭发动机的装药结构，其特征在于，所述第二燃烧段(50)的外径等于所述盲孔(30)直径和燃烧参数之和；

其中，所述燃烧参数为所述第二燃烧段(50)燃速和所述第二燃烧段(50)工作时长乘积的二倍。

7.根据权利要求1至6任一所述的火箭发动机的装药结构，其特征在于，所述包覆套(10)为丁腈橡胶制作的包覆结构。

8.根据权利要求1至6任一所述的火箭发动机的装药结构，其特征在于，所述药柱(20)为丁羟三组元制作的燃料。

9.一种火箭发动机，其特征在于，包括上述权利要求1至8任一所述的火箭发动机的装药结构。

10.一种火箭，其特征在于，包括上述权利要求1至8任一所述的火箭发动机的装药结构，或者上述权利要求9所述的火箭发动机。

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