一种微型多级脉冲推力固体火箭发动机的制作方法

本发明一种微型多级脉冲推力固体火箭发动机涉及火箭发动机技术领域，尤其是用于弹射救生领域弹射救生座椅飞行姿态调整的可重复点火的微型固体火箭发动机。

背景技术：

目前在弹射救生座椅上可实现飞行姿态调整的方案很多，如探针式火箭发动机、喷管摆动式火箭发动机、喷管扰动式火箭发动机、以及多个单脉冲火箭发动机等。但这类火箭发动机都由于控制系统复杂、结构尺寸大、重量大或姿态调整范围窄等各种原因，很难在弹射救生座椅上得到实际应用。而本发明涉及的微型多级脉冲推力固体火箭发动机具有结构简单、控制方便、可小型化等特点。

固体火箭发动机中所采用的推进剂为固体推进剂，即火药。火药进行正常燃烧反应的要件是温度、压力(压强值超过火药燃烧临界值)以及其作用时间足够长。一旦条件建立完成，燃烧反应将持续进行直到火药燃尽。因此在不破坏固体发动机结构的前提下，要想提前终止火药燃烧几乎是不太可能实现的。因此要实现多级脉冲推力固体火箭发动机，可在固体火箭发动机中采用多级独立封装的推力单元，以便实现各级推力单元独立点火、独立燃烧，并通过共用的喷管产生各自的推力。

技术实现要素：

本发明的目的：为了实现微型固体火箭发动机的可重复输出推力，本发明提供一种微型多级脉冲推力固体火箭发动机。

本发明的技术方案：一种微型多级脉冲推力固体火箭发动机，包括发动机壳体21、喷管22、电点火接头23，其特征在于，所述发动机还包括多个脉冲推力单元24，所述脉冲推力单元24包括可控电点火器25、主装药26、外壳容器28、堵片29；所述外壳容器28为柱体，在外壳容器28的一个底平面上依次设置电点火器室30和主装药室31两个腔室，且与外壳容器28的另一个底平面不相通，形成电点火器室底32和主装药室底33；可控电点火器25放置在电点火器室30内；主装药26放置在主装药室31内；在所述电点火器室底32上设置有连接触点窗34，所述连接触点窗34用于多个脉冲推力单元34堆叠安装时，保证可控电点火器25的电连接通道；在所述主装药室底33上设置有多个通气通道35；电点火器室30和主装药室31之间设置有点火窗36和熔断丝窗37；点火窗36和熔断丝窗37将电点火器室30和主装药室31相连通；且熔断丝窗37靠近通气通道35一侧设置，点火窗36远离通气通道35设置；所述堵片29为柱体片状结构，形状与所述外壳容器28一致；在堵片29上设置有与外壳容器28上的连接触点窗34的形状、位置相对应的触点窗38，用于多个脉冲推力单元24堆叠安装时，保证可控电点火器25电连接通道；所述堵片29设置在外壳容器28的通气通道35一则的底部外侧。

所述可控电点火器25除包括点火桥丝1、发火药41、点火药42外，还包括有可控点火电路板40；所述可控点火电路板40的电路包括点火桥丝1、场效应管2、高温熔断丝3、偏置电阻4、下正连接触点5、下负连接触点6、下控制触点7、上正连接触点8、上负连接触点9、上控制触点10；所述场效应管2的栅极g与偏置电阻4的一端连接；所述场效应管2的漏极d与点火桥丝1的一端连接；所述场效应管2的源极s和高温熔断丝3的一端直接与下正连接触点5、上正连接触点8相连；所述偏置电阻4的另一端和点火桥丝1的另一端直接与下负连接触点6和上负连接触点9相连；所述场效应管2的栅极g还与上控制触点10相连；所述高温熔断丝3的另一端直接与下控制触点7相连。

所述设置在可控电点火器25中的发火药41和点火药42通过点火窗36点燃主装药26。

所述高温熔断丝3设置在主装药室31内，且通过熔断丝窗37安装在可控电点火器25上。

本发明的有益效果：为了使固体火箭发动机能够重复点火输出推力，本发明一种微型多级脉冲推力固体火箭发动机，采用了多个脉冲推力单元，使其在结构上能够独立点火、独立工作；为了在微型固体火箭发动机上实现多级脉冲推力单元独立点火，本发明采用了一种可控电点火器，其点火控制电路能够实现多个脉冲推力单元分级独立点火；为了在微型固体火箭发动机上实现多个脉冲推力单元依次分级点火，本发明采用了高温熔断丝，这种高温熔断丝在脉冲推力单元未工作时，保持其结构完整，电路通畅，使得下一级可控电点火器处于禁用状态，而在脉冲推力单元开始工作后，由于高温将其熔化断开，电路断开，使得下一级可控电点火器处于可用状态。当采用了本发明的方案后，只需要两根信号控制线发出脉冲控制信号就可以依次控制多级脉冲推力单元各自独立工作，实现多级脉冲推力固体火箭发动机的重复点火工作；还可以通过改变各脉冲推力单元中的主装药种类或药型，实现多级脉冲变推力固体火箭发动机。由于控制控制信号线少，很容易实现控制信号冗余。

附图说明

图1是一种微型多级脉冲推力固体火箭发动机示意图；

图2是脉冲推力单元示意图；

图3是外壳容器示意图；

图4是堵片示意图；

图5是外壳容器、堵片安装示意图；

图6是可控电点火器结构示意图；

图7是可控点火电路板的电路原理图；

图8是脉冲推力单元堆叠安装示意图；

图9是可控电点火器立体示意图；

图10是高温熔断丝示意图；

图11是多级脉冲推力固体火箭发动机工作时序示意图。

其中，1-点火桥丝、2-场效应管、3-高温熔断丝、4-偏置电阻、5-下正连接触点、6-下负连接触点、7-下控制触点、8-上正连接触点、9-上负连接触点、10-上控制触点、21-发动机壳体、22-喷管、23-电点火接头、24-脉冲推力单元、25-电点火器、26-主装药、28-外壳容器、29-堵片、30-电点火器室、31-主装药室、32-电点火器室底、33-主装药室底、34-连接触点窗、35-通气槽、36-点火窗、37-熔断丝窗、38-触点窗、39-v型槽、40-脉冲点火电路板、41-发火药、42-点火药、43-高温熔断丝插座、44-点火药室、45-外力、46-内压力。

具体实施方式

下面通过具体实施方式对本发明作进一步的详细说明：一种微型多级脉冲推力固体火箭发动机，包括发动机壳体21、喷管22、电点火接头23，其特征在于，所述发动机还包括多个脉冲推力单元24，所述脉冲推力单元24包括可控电点火器25、主装药26、外壳容器28、堵片29。如图1、图2所示。

所述外壳容器28为柱体，如圆柱体。在所述外壳容器28的一个底平面上依次设置电点火器室30和主装药室31两个腔室，且与外壳容器28的另一个底平面不相通，形成电点火器室底32和主装药室底33；可控电点火器25放置在电点火器室30内，可通过粘接剂进行固定。主装药26放置在主装药室31内。如图2、图3所示。

在所述电点火器室底32上设置有连接触点窗34，所述连接触点窗34用于多个脉冲推力单元34堆叠安装时，保证可控电点火器25的电连接通道。如图3所示。

在所述主装药室底33上设置有多个通气通道35；所述通气通道35是主装药26燃烧后产生燃气的流动通道；所述通气通道35可以为通气槽或通气孔。多个通气通道35的总截面积应大于喷管22的喉部截面积，通气通道35的间隔要进行强度校核确定。如图3所示。

电点火器室30和主装药室31之间设置有点火窗36和熔断丝窗37；点火窗36和熔断丝窗37将电点火器室30和主装药室31相连通；且熔断丝窗37靠近通气通道35一侧设置，点火窗36远离通气通道35设置。如图3所示。

所述堵片29为柱体片状结构，形状与所述外壳容器28一致；在堵片29上设置有与外壳容器28上的连接触点窗34的形状、位置相对应的触点窗38，用于多个脉冲推力单元24堆叠安装时，保证可控电点火器25电连接通道。所述堵片29的作用在于当堵片29的外侧受到外力45作用时，在外壳容器28的支撑下能保持结构完整；主装药室31产生的内压力46作用时，堵片29由于外侧没有支撑而鼓破，为主装药26燃烧产生的燃气打开流动通道。为了使堵片29在受内压力46作用时更容易鼓破，堵片29的外侧可设置有剪切槽39，其位置与外壳容器28上的通气通道35相对应。堵片29的材料、厚度以及剪切槽39的深度根据火箭发动机的平衡压强具体计算确定。如图4、图5所示。

所述堵片29设置在外壳容器28的通气通道35一则的底部外侧。堵片29和外壳容器28之间可用粘接剂进行粘接。如图2所示。

所述可控电点火器25除包括点火桥丝1、发火药41、点火药42外，还包括有可控点火电路板40。如图6所示。

所述可控点火电路板40的电路包括点火桥丝1、场效应管2、高温熔断丝3、偏置电阻4、下正连接触点5、下负连接触点6、下控制触点7、上正连接触点8、上负连接触点9、上控制触点10。如图7所示。

所述场效应管2的栅极g与偏置电阻4的一端连接。如图7所示。

所述场效应管2的漏极d与点火桥丝1的一端连接。如图7所示。

所述场效应管2的源极s和高温熔断丝3的一端直接与下正连接触点5、上正连接触点8相连。如图7所示。

所述偏置电阻4的另一端和点火桥丝1的另一端直接与下负连接触点6和上负连接触点9相连。如图7所示。

所述场效应管2的栅极g还与上控制触点10相连。如图7所示。

所述高温熔断丝3的另一端直接与下控制触点7相连。如图7所示。

所述场效应管2采用p沟道功率场效应管或n沟道功率场效应管，但信号的正负极要进行交换。图7所示为p沟道功率场效应管。

所述下正连接触点5、下负连接触点6、下控制触点7和上正连接触点8、上负连接触点9、上控制触点10可分别采用pogopin弹簧连接器和连接触点，为了提高连接可靠性，弹簧连接器和连接触点可采用镀金器件。当多个所述脉冲推力单元24堆叠安装时，下正连接触点5、下负连接触点6、下控制触点7和上正连接触点8、上负连接触点9、上控制触点10分别与上一级和下一级的对应触点电连接。所述n级脉冲推力单元24的下正连接触点5、下负连接触点6分别与电点火接头23的正、负控制信号电连接。如图1、图6、图8所示。

所述可控电点火器25应用耐高温绝缘材料如环氧树酯或陶瓷等进行封装，其外形应与电点火器室30一致；封装起来的可控电点火器25应有点火药室44，且点火桥丝1、发火药41、点火药42设置其中。如图6、图9所示。

所述设置在可控电点火器25中的发火药41和点火药42通过点火窗36点燃主装药26。

所述高温熔断丝3设置在主装药室31内，且通过熔断丝窗37安装在可控电点火器25上。可在所述可控电点火器25上设置高温熔断丝插座43，使得高温熔断丝3方便的安装在到电点火器上。如图2、图6所示。

所述高温熔断丝3是一种u型金属丝，选用在火箭发动机工作时能够熔化的金属材料，其电阻值一般小于1欧姆。如图10所示。

所述多个脉冲推力单元24依次沿发动机壳体21的轴向堆叠安装在发动机壳体21内时，应有措施保证径向位置相对固定。如图1所示。

所述多个脉冲推力单元24依次沿发动机壳体21的轴向堆叠安装在发动机壳体21内时，应有措施保证轴向压紧固定而不松动。如图1所示。

所述多个脉冲推力单元24依次沿发动机壳体21的轴向堆叠安装在发动机壳体21内时，可采用隔热垫将多个脉冲推力单元24进行热隔离和火焰隔离，从而减小上一级脉冲推力单元24工作产生的火焰和高温对下级脉冲推力单元24的影响。隔热垫可采用硅酸铝陶瓷耐火纤维针刺毯等耐高温隔热材料。如图1所示。

本发明一种微型多级脉冲推力固体火箭发动机的工作过程进行描述。当本发明涉及的固体火箭发动机没有工作时，一级脉冲推力单元24的高温熔断丝3导通，使得二级脉冲推力单元24的可控电点火器25处于禁用状态，二级脉冲推力单元24也处于禁用状态；以此类推，二级及以上各级脉冲推力单元24都处于禁用状态；由于一级脉冲推力单元24是第一个工作，其中的可控电点火器25上没有更上一级的高温熔断丝3，因此一级可控电点火器25处于可用状态，一级脉冲推力单元24也处于可用状态。当电点火接头23上施加点火脉冲控制信号时，一级脉冲推力单元24的可控电点火器25工作，使一级脉冲推力单元24中的主装药26燃烧，固体火箭发动机输出一级推力，间隔一定时间后点火脉冲控制信号撤离；当一级脉冲推力单元的工作温度达到高温熔断丝3的熔断温度时，一级高温熔断丝3熔化断开，使得二级脉冲推力单元24的可控电点火器25处于可用状态，二级脉冲推力单元24也处于可用状态；一级主装药26燃烧结束，固体火箭发动机停止输出推力。当施加第二个点火脉冲控制信号时，级脉冲推力单元24的可控电点火器25工作，使一级脉冲推力单元24中的主装药26燃烧，固体火箭发动机输出二级推力，间隔一定时间后点火脉冲控制信号撤离；当二级脉冲推力单元的工作温度达到高温熔断丝3的熔断温度时，二级高温熔断丝3熔化断开，使得三级脉冲推力单元24的可控电点火器25处于可用状态，三级脉冲推力单元24也处于可用状态；二级主装药26燃烧结束，固体火箭发动机停止输出推力。以此类推，本发明一种微型多级脉冲推力固体火箭发动机完成多级脉冲推力输出。如图11所示。因此本发明一种微型多级脉冲推力固体火箭发动机，只需要两根控制信号线就可以控制多级火箭发动机重复产生推力。

以二级为例进行工作描述，当火箭发动机没有工作时，所述本级高温熔断丝3没有熔断，对三级脉冲推力单元处于禁用状态；第一级高温熔断丝也没有熔断，使得本级脉冲推力单元也处于禁用状态。由于第一级是最先工作，因此第一级脉冲推力单元上没有连接高温熔断丝，对信号正形成开路，此时第一级场效应管2的栅极g通过偏置电阻与信号负形成通路，使得第一级场效应管2的漏极d与源极s导通。当信号正与信号负上施加点火脉冲控制信号时，第一级点火桥丝流过点火电流，使火箭发动机的第一级点火，间隔一定时间后点火脉冲控制信号撤离。当第一级工作温度达到高温熔断丝3熔断温度时，第一级高温熔断丝3熔断，使得第二级场效应管2的漏极d与源极s导通。当施加第二个点火脉冲控制信号时，第二级点火桥丝流过点火电流，使火箭发动机第二级点火，间隔一定时间后点火脉冲控制信号撤离。以此类推。

因此本发明一种固体火箭发动机用可级联的点火电路，只需要信号正和信号负2根信号线就可以控制多级火箭发动机重复点火。

本发明一种微型多级脉冲推力固体火箭发动机。除包括常规发动机壳体1、喷管2以及电点火接头3外，还包括连接电路板4、多个堆叠安装的脉冲推力单元5、隔热垫6、螺环7。如图1所示。工作时序如图11所示。

所述脉冲推力单元5包括有电点火器8、主装药9、高温熔断丝10、外壳容器11、定位销12、堵片13。如图2所示。

所述电点火器8包括有脉冲点火电路板14、点火桥丝15、发火药16、点火药17、两个高温熔断丝插座18以及三个pogopin弹簧连接器及电路板19、三个连接触点及电路板20，并通过环氧树酯、陶瓷等耐温材料封装而成。脉冲点火电路板14上设置有一种固体火箭发动机用可级联的脉冲点火电路的控制电路、点火桥丝15、两个高温熔断丝插座18。所述电点火器8的底部制有点火药室29。所述点火桥丝15、发火药16、点火药17设置在点火药室29中。

所述主装药9是固体火箭推进剂。

所述高温熔断丝10是一种u型金属丝，可选用在600℃～1000℃时熔化的金属材料，电阻值一般小于1ω。如图5所示。

所述外壳容器11为圆柱体，其上制有电点火器室21和主装药室22两个腔室。所述电点火器室21底部制有连接触点窗25，用于多个脉冲推力单元5堆叠安装时，保证电连接通道。所述主装药室22底部制有多个通气槽26，是主装药9燃烧后产生燃气的流动通道。为了保证火箭发动机的正常工作，通气槽26的总截面积应大于喷管2的喉部截面积；电点火器室21和主装药室22之间制有点火窗27和熔断丝安装窗28。熔断丝安装窗28尽量靠近通气槽26，而点火窗27尽量靠近外壳容器11的另一端。所述外壳容器11上还制有两个定位孔23和两个定位销孔24，定位销孔24中安装有定位销12，用于多个脉冲推力单元5堆叠安装时，定位销12与定位孔23配合，保证其位置相对固定。如图6所示。

所述电点火器8设置在电点火器室21内，并通过粘接剂固定。如图2、图6所示。

所述主装药9、高温熔断丝10设置在主装药室22内。安装时高温熔断丝10从主装药室22插入到电点火器8上的两个高温熔断丝插座18中。当主装药9正常燃烧后，燃烧温度达到高温熔断丝10的熔断温度时，高温熔断丝10熔断，电路表现为开路，给出本级已工作信号，为下一级脉冲推力单元5的工作做好准备。如图2、图6所示。

所述堵片13上制有连接触点窗30、交叉的v型槽31和两个定位孔32。堵片13通过粘接的方式设置在外壳容器8的一侧。当堵片13的外侧受到外力36作用时，由于外壳容器11的支撑而不被破坏，使得其中的主装药9不被引燃。而当内部主装药9燃烧产生的内压力37时，由于堵片13没有支撑，而沿v型槽31撕裂，为主装药9燃烧产生的燃气打开流动通道。堵片13的材料、厚度以及v型槽31的深度根据火箭发动机的平衡压强具体计算确定。通气槽26的宽度及间隔要进行强度校核确定。如图7、图10所示。

所述隔热垫6上制有连接触点窗33和两个定位孔34。隔热垫6设置在两个脉冲推力单元5之间。起到热隔离和火焰隔离的双重作用，一方面减小上一级脉冲推力单元5工作产生的火焰对下级脉冲推力单元5中主装药9的影响；另一方面减少上一级脉冲推力单元5工作产生的高温对下级脉冲推力单元5中电点火器8的影响。隔热垫6可采用硅酸铝陶瓷耐火纤维针刺毯等耐高温隔热材料。如图1、图8、图10所示。

所述连接电路板4上设置有两个连接触点35，并与电点火接头3电连接，用于传递脉冲点火控制信号。如图9所示。

所述螺环7将连接电路板4、多个脉冲推力单元5和隔热垫6等压紧成一个整体。如图1所示。