一种多功能的模块化固体火箭发动机组合喷管结构的制作方法

文档序号:15579014发布日期:2018-09-29 06:21

本发明涉及一种多功能的模块化固体火箭发动机组合喷管结构,属于固体火箭发动机领域。



背景技术:

固体火箭发动机技术成熟,具有结构简单、使用方便、能长期保持在备战状态、安全可靠、成本低、质量比大和点火延迟时间短等特点。目前,各种无控火箭弹、反坦克导弹等各种导弹几乎全部采用固体火箭发动机作为一级或多级的动力装置。

固体火箭发动机的燃烧室与装药是一个整体。而它的体积与质量几乎占整个导弹的三分之二以上,它的质心变化决定了导弹的质心变化。显然,如果把一台一般的固体火箭发动机安排在导弹的最后一段,在发动机工作过程中,整个导弹的质心至少变化10%的飞行器总长度。但是,在导弹外形气动力设计中,静稳定度一般只取2~5%,当外形不随导弹质心变化时,势必使导弹变为不稳定或过稳定,而不能控制。

所以一般导弹布局时将燃烧室中心安排在导弹质心附近,喷管从侧面伸出,并设计成两个或者四个喷管,以求对称,例如苏联的AA-1、AT-3等导弹。这种方法所带来的比冲损失只有1%左右。但现阶段设计中常用的固体火箭发动机动力装置,其喷管结构复杂,加工困难,导致动力装置占据了很大的空间,出现了导弹的体积增大,设备安排不合理等现象;喷管结构外侧与作动系统等相连接,也增加了喷管外围的设备的防热、防震等要求;同时,尽管燃烧室的中心安排在导弹质心附近,发动机工作过程中装药质量减少,使得质心偏移,增大了控制系统的难度。



技术实现要素:

本发明的目的是为了解决现有固体火箭发动机的喷管结构复杂,加工困难的问题,提供一种多功能的模块化固体火箭发动机组合喷管结构。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的。

一种多功能的模块化固体火箭发动机组合喷管结构,包括燃气通道模块和柱状连接模块;柱状连接模块固定于两个燃气通道模块之间;

柱状连接模块包括转接支座模块、组合式绝热模块、喷管模块和弹翼连接模块。

具体地,所述燃气通道模块包括燃烧室壳体、装药和绝热层。其中,燃烧室壳体为对称回转体结构的空心圆柱体。装药的形式、装药结构、装药量等和绝热层材料的选择以及绝热层的厚度可根据实际导弹的动力需求设计。

具体地,所述转接支座模块包括转接壳体和喷管转接座,实现了燃气通道模块与喷管模块之间的连接。其中转接壳体为类哑铃型结构,其上、下段为直径较大的柱段,长度较短,且上、下柱段直径相同,两侧通过螺纹与燃烧室壳体相连接;中间段为直径较小的柱段,长度较长。下柱段的上侧端面上有对称结构的喷管转接座,喷管转接座为对称回转体结构,用来与喷管模块相连接。

所述喷管转接座的数量为双数,且沿中轴对称。

组合式绝热模块布置在转接支座模块的内壁上;所述组合式绝热模块包括内外两层结构;内层与燃气相接触,为抗烧蚀材料;外层与转接壳体内表面相连接,为绝热材料。

具体地,所述喷管模块包括喷管、喉衬和外部绝热机构。所述喷管为顶部带有斜坡的中空圆柱体;喷管的轴线与转接壳体的圆柱体轴线的夹角为10°~90°,需保证喷出的火焰不会损伤转接壳体;喷管与转接壳体的喷管转接座通过固定密封相连接。喉衬的外表面与喷管壳体的内表面密封对接,所述喉衬包括喉衬扩张段和喉衬收敛段,其具体结构形式由实际需求决定。喉衬处在实际工作过程中温度较高,采用抗烧蚀材料。外部绝热机构的形状与喷管相似,其内表面与喷管外表面密封对接,绝热层的材料及其性能的选择由实际需求决定。

所述抗烧蚀材料包括石墨、C/C复合材料、碳/酚醛复合材料等。

所述的弹翼连接模块包括多个相同的小块,小块固定在转接支座模块的转接壳体处,小块的两端与转接壳体的上段柱段和下段柱段固定连接;小块的侧壁与转接壳体的中段柱段固定连接;小块用于连接折叠翼,小块的数量与折叠翼的数量相同;小块与喷管互相交错排列在转接壳体的中段柱段外侧面。

进一步地,弹翼连接模块与转接支座模块中转接壳体之间通过焊接相连接。

有益效果

1、本发明的一种多功能的模块化固体火箭发动机组合喷管结构,将固体火箭发动机分成五个主要模块,将一个复杂的整体分开,每个模块结构都相对简单,易于加工和批量化生产,最后再统一进行装配,降低了加工难度、时间周期和加工成本。

2、本发明的一种多功能的模块化固体火箭发动机组合喷管结构,采用折叠式弹翼安装结构,利用喷管附近内部空间实现弹翼不突出弹体直径部分,实现弹体直径前后一致,减小弹体局部增大的问题,实现了发动机部位的复用,多系统协调工作,解决了设备安排不合理的现象。

3、本发明的一种多功能的模块化固体火箭发动机组合喷管结构,采用组合式绝热模块同时实现了防止壳体烧蚀和解决了外部机构的防热,防止作动系统过热的问题。

4、本发明的一种多功能的模块化固体火箭发动机组合喷管结构,引入转接支座模块实现了对称安装两个相同的燃烧室与喷管模块之间的配合,减少发动机工作过程中弹体质心的变化,降低了控制系统的难度。

5、本发明的一种多功能的模块化固体火箭发动机组合喷管结构,各模块的材料可以根据实际需求选取,既达到整体设计需求,也能减轻整体动力装置的质量,降低成本。

附图说明

图1是本发明的一种多功能的模块化固体火箭发动机组合喷管结构图;

图2是本发明的一种多功能的模块化固体火箭发动机组合喷管结构柱状连接模块剖面示意图;

图3是固体火箭发动机的转接支座模块与组合绝热模块配合剖面示意图;

图4是固体火箭发动机的喷管模块剖面示意图;

图5是固体火箭发动机的连接模块。

其中:1—燃气通道模块,2—转接支座模块,3—组合式绝热模块,4—喷管模块;5—弹翼连接模块;2.1—喷管转接座,2.2—转接壳体;4.1—喷管,4.2—喉衬,4.3—外部绝热机构。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明的具体实施方式作进一步的说明。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发明,但并不构成对本发明的限定。

本实施例中的固体火箭发动机战术指标为15kN·s。

如图1所示,本发明的一种多功能的模块化固体火箭发动机组合喷管结构,包括燃气通道模块和柱状连接模块;柱状连接模块固定于两个燃气通道模块之间;柱状连接模块包括转接支座模块、组合式绝热模块、喷管模块和弹翼连接模块。

燃气通道模块包括燃烧室壳体、装药和绝热层。其中,燃烧室壳体为对称回转体结构的空心圆柱体,装药的形式、装药结构、装药量等和绝热层材料的选择以及绝热层的厚度可根据实际导弹的动力需求设计。本实施例中,装药采用端燃药,装填方式为铸装式装填,装药长度为250mm。燃气通道模块中包括两个装药量相同的燃烧室,分别布置在柱状连接模块的两侧,与其中转接支座模块的转接壳体两端通过螺纹连接。燃烧室中心安排在导弹质心附近,点火时,点火药包位于转接壳体中,发动机工作过程中转接支座模块两侧燃烧室中的装药同时燃烧。

如图3所示,转接模块包括喷管转接座2.1和转接壳体2.2,实现了将燃气通道模块与喷管模块连接为一体。其中转接壳体为哑铃型结构,其上、下段为直径较大的柱段,且上、下柱段直径相同,两侧通过螺纹与燃烧室壳体相连接,本实施例中外径为112mm,长度为22mm;中间段为直径较小的柱段,本实施例中外径为59.4mm,长度为75mm。下柱段的上侧端面上有多个对称结构的喷管转接座,喷管转接座为对称回转体结构,用来与喷管模块中喷管相连接。本实施例中,喷管转接座为四个,且沿中轴对称。由于发动机在测试阶段须监测发动机工作过程中燃烧室的压强,本实施例中转接壳体上柱段的下端面开孔安装压力传感器转接座,与压力传感器通过螺纹连接。

组合式绝热模块布置在转接支座模块的内壁上,本实施例中组合式绝热模块包括两个类L型绝热机构,分别从转接壳体的两端放置,其外表面与转接壳体内表面密封对接。每个绝热机构分为内外两层,发动机工作过程中,其内层与燃气相接触,为抗烧蚀材料,本实施例中采用C/C复合材料;其外层与转接壳体内表面相连接,为绝热材料,本实施例中采用固体酚醛材料。

如图4所示,喷管模块包括喷管4.1、喉衬4.2和外部绝热机构4.3。喷管通过喷管转接座与转接壳体下段端面相连接,喷管为顶部带有斜坡的中空圆柱体,本实施案例中喷管的长度为62mm,顶部斜坡与喷管的轴线的夹角为28°。喷管的轴线与转接壳体壳体的圆柱体轴线的夹角可为10°~90°,本实施例中为20°。喷管转接座外侧设有固定密封安装喷管的外侧壳体安装结构,本实施案例中为螺纹连接。喉衬的外表面与喷管壳体的内表面密封对接,本实施例中为台阶密封。所述喉衬包括喉衬扩张段和喉衬收敛段,本实施例中喉衬扩张段为轴对称回转体结构与喷管壳体共同形成了发动机喷管扩张段;喉衬收敛段相对于喷管轴线为非轴对称回转体结构,沿轴向与喉衬扩张段衔接成一个整体,整个喉衬部分可整体加工也可以分成两个部分粘接而成。本实施例中,喉衬采用整体加工,其喉部直径为3mm。喉衬处在实际工作过程中温度较高,本实施例中喷管喉衬的材料采用抗烧蚀能力较强的石墨。外部绝热机构的内表面与喷管外表面密封对接,本实施例中外部绝热机构材料采用固体酚醛。

如图5所示,弹翼连接模块包括多个相同的小块,小块固定在转接支座模块的转接壳体处,小块的两端与转接壳体的上段柱段和下段柱段固定连接;小块的侧壁与转接壳体的中段柱段固定连接;小块用于连接折叠翼,小块的数量与折叠翼的数量相同;小块与喷管互相交错排列在转接壳体的中段柱段外侧面。本实施案例中,弹翼连接模块包括四个小块,连接模块与转接壳体模块之间的连接方式采用焊接。

发动机工作过程中,燃气通道模块中的装药燃烧,产生高温高压的燃气,燃气经过喷管收敛段加速至音速,随后流经喷管扩张段,继续加速至超音速。发动机通过喷管喷射出超音速燃气,由此获得反作用推力,使飞行器向前飞行。本实施例中,发动机的战术指标为15kN·s,经过发动机内弹道计算和推力公式推倒,得到单个喷管沿切面推力为447N,整个发动机的总冲为17.344kN·s,符合总体设计要求。

以上所述的具体描述,对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明,所应理解的是,以上所述仅为本发明的具体实施例而已,并不用于限定本发明的保护范围,凡在本发明的精神和原则之内,所做的任何修改、等同替换、改进等,均应包含在本发明的保护范围之内。

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