一种低成本固体火箭发动机装药燃烧室单元及其加工方法与流程

本发明涉及一种发动机装药燃烧室单元，属于固体火箭发动机技术领域。

背景技术：

目前，固体火箭发动机因其结构简单、免维护、响应速度快等特点广泛应用于导弹武器及航天运载。随着商业航天市场的蓬勃发展，对固体火箭发动机研发、制造成本降低的需求越来越迫切，而装药作为固体火箭发动机各部件中成本组成最重要的环节，降成本潜力最大。

传统固体火箭发动机装药燃烧室单元如图1所示，由壳体1、绝热层2、衬层3、药柱4组成。其中绝热层2粘接在壳体1上，衬层3外侧与绝热层2粘接，内侧与药柱4粘接。其制造过程为：壳体1制造完毕后转入具备火工品生产资质的装药厂家，由装药厂家按照绝热层2制造及与壳体1粘接→衬层3涂覆→装药4浇铸的顺序生产。各组成部分中仅装药4为火工品，其由氧化剂、燃料和粘合剂等组分混合成的药浆浇铸并固化而成。目前广泛使用的丁羟三组元推进剂的氧化剂为ap(高氯酸铵)、燃料为al(铝粉)，粘合剂为htpb(端羟基聚丁二烯)。

传统固体火箭发动机装药燃烧室单元在降低成本方面的不足之处在于：

(1)氧化剂、燃料和粘合剂均匀混合形成推进剂，整体浇铸为药柱4，整个装药混合过程只能在具备火工品生产资质的厂家进行生产，而火工品生产线由于安全性要求，对单位资质以及人力、场地、设备要求很高，不利于成本降低。

(2)绝热层2、衬层3等非火工品的生产制造也在具备火工品资质的生产厂家，不利于成本降低。

技术实现要素：

有鉴于此，本发明提供一种低成本固体火箭发动机装药燃烧室单元，在不改变推进剂组分的前提下，将氧化剂和燃料分离，使发动机装药燃烧室单元制造过程中非火工品的生产制造能够在非火工品生产厂家生产，从而降低其制造成本。

所述的低成本的固体火箭发动机装药燃烧室单元包括：壳体以及位于壳体内部的绝热层、燃料衬层、氧化剂衬层、燃料药柱和氧化剂药柱；所述绝热层、燃料衬层、氧化剂衬层、燃料药柱为非火工品，所述氧化剂药柱为火工品；

所述绝热层粘接在所述壳体内圆周面上，在所述壳体内部沿轴向分别设置氧化剂药柱和燃料药柱，在所述燃料药柱与所述绝热层内圆周面之间设置有燃料衬层，在所述氧化剂药柱与所述绝热层内圆周面之间设置有氧化剂衬层；所述氧化剂药柱和燃料药柱轴向对接面之间通过所述氧化剂衬层进行隔离。

其加工顺序为：所述绝热层的制造及与壳体粘接→在所述绝热层内圆周面上燃料药柱对应的区域涂覆燃料衬层→制造燃料药柱，并粘接燃料药柱与燃料衬层→在所述绝热层内圆周面上氧化剂药柱对应的区域以及燃料药柱与氧化剂药柱对接的端面上涂覆氧化剂衬层→制造氧化剂药柱，并粘接氧化剂药柱与氧化剂衬层。

当所述固体火箭发动机装药燃烧室单元为分段式结构，所述的低成本的固体火箭发动机装药燃烧室单元包括：一个以上氧化剂舱段和相同个数的燃料舱段；所述氧化剂舱段和燃料舱段间隔对接为一个整体；

所述氧化剂舱段包括：壳体以及粘接在壳体内圆周面的绝热层、粘接在绝热层内圆周面衬层以及设置在壳体内部与衬层内圆周面粘接在一起的氧化剂药柱；

所述燃料舱段包括：壳体以及粘接在壳体内圆周面的绝热层、粘接在绝热层内圆周面衬层以及设置在壳体内部与衬层内圆周面粘接在一起的燃料药柱。

其加工顺序为：先分别加工氧化剂舱段和燃料舱段，然后将加工完成的一个以上氧化剂舱段和一个以上燃料舱段间隔对接为一个整体。

有益效果：

(1)本发明将传统药柱划分为氧化剂药柱和燃料药柱，从而将传统固体火箭发动机装药燃烧室单元中火工品的氧化剂和燃料隔离，使得作为非火工品的燃料药柱能够在非火工品生产厂家生产，大幅度降低对厂家、场地、设备、人员的要求，降低了成本。

(2)绝热层和燃料衬层为非火工品，在非火工品生产厂家生产，降低了成本。

附图说明

图1传统固体火箭发动机装药燃烧室单元的结构示意图；

图2为实施例1中的低成本固体火箭发动机装药燃烧室单元结构示意图；

图3传统分段式固体火箭发动机装药燃烧室单元的结构示意图；

图4为实施例2中的低成本分段式固体火箭发动机装药燃烧室单元结构示意图；

其中：1-壳体；2-绝热层；3-衬层；4-药柱；31-燃料衬层，32-氧化剂衬层，41-燃料药柱，42-氧化剂药柱。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

实施例1：

为解决固体火箭发动机装药成本高的问题，本实施例提供一种低成本的固体火箭发动机装药燃烧室单元及其加工方法。

如图2所示，该固体火箭发动机装药燃烧室单元包括：壳体1以及位于壳体1内部的绝热层2、燃料衬层31、氧化剂衬层32、燃料药柱41和氧化剂药柱42。即本方案中将传统的药柱4分成燃料剂药柱41和氧化剂药柱42两部分。其中绝热层2、燃料衬层31、燃料药柱41为非火工品，在非火工品生产厂家制造，其中燃料药柱41组分为al铝粉和htpb端羟基聚丁二烯。氧化剂药柱42为火工品，其组分为ap高氯酸铵和htpb端羟基聚丁二烯。

壳体1内部沿轴向分别设置氧化剂药柱42和燃料药柱41，壳体1内圆周面粘接有绝热层2，燃料药柱41与绝热层2之间均通过燃料衬层31进行径向隔离和粘接，氧化剂药柱42与绝热层2之间通过氧化剂衬层32进行径向隔离和粘接，氧化剂药柱42与燃料药柱41之间通过氧化剂衬层32进行轴向隔离和粘接。具体为：绝热层2外圆周面与壳体1内圆周面粘接在一起，在装填燃料药柱41区域的绝热层2内圆周面涂覆有燃料衬层31，在装填氧化剂药柱42区域的绝热层2内圆周面涂覆有氧化剂衬层32，燃料药柱41外圆周面与燃料衬层31内圆周面粘接，氧化剂药柱42外圆周面与氧化剂衬层32内圆周面粘接，且氧化剂药柱42与燃料药柱41对接面之间也设置有氧化剂衬层32。由此将传统固体火箭发动机装药燃烧室单元中火工品的氧化剂和燃料隔离，在加工时将，壳体1、绝热层2、燃料衬层31和燃料药柱41在非火工品生产厂家完成后，转入火工品装药厂进行氧化剂衬层32和氧化剂药柱42的生产，进而组装成整个装药燃烧室单元。

工作过程中燃料药柱41不能自持燃烧，其在氧化剂药柱42燃烧生成的富氧环境下可以持续燃烧。

实施例2：

对于分段式固体火箭装药燃烧室单元，传统分段式固体火箭发动机装药燃烧室单元如图3所示，其燃烧室由a、b、c、d舱段顺序对接为一个整体。以a舱段为例，其由壳体1、绝热层2、衬层3和药柱4构成，其中药柱4为三组元丁羟推进剂，由69％质量分数的ap、18％质量分数的al和13％质量分数的htpb构成，其他三个舱段段与a舱段结构相同，且各舱段的装药质量相同。

本实施例所提供的低成本分段式固体火箭装药燃烧室单元如图4所示，其燃烧室同样由a、b、c、d四个舱段顺序对接为一个整体，但其中a舱段和c舱段为氧化剂舱段，b舱段和d舱段为燃料舱段，即氧化剂舱段和燃料舱段间隔对接，具体为：

a舱段和c舱段的结构形式相同，包括壳体1、绝热层2、衬层3和氧化剂药柱42，其中绝热层2外圆周面与壳体1内圆周面粘接在一起，衬层3外圆周面与绝热层2内圆周面粘接在一起，氧化剂药柱42外圆周面与衬层3内圆周面粘接在一起。氧化剂药柱42组分为87％质量分数的ap和13％质量分数的htpb。

b舱段和d舱段的结构形式相同，包括壳体1、绝热层2、衬层3和燃料药柱41，其中绝热层2外圆周面与壳体1内圆周面粘接在一起，衬层3外圆周面与绝热层2内圆周面粘接在一起，燃料药柱41外圆周面与衬层3内圆周面粘接在一起。燃料药柱41组分为87％质量分数的al和13％质量分数的htpb。

a舱段中的氧化剂药柱与b舱段中的燃料药柱的质量比为69：18；c舱段中的氧化剂药柱与d舱段中的燃料药柱的质量比为69：18。a舱段中的氧化剂药柱和c舱段中的氧化剂药柱质量相同，b舱段中的燃料药柱与d舱段中的燃料药柱质量相同。

各舱段除药柱外的壳体、绝热层、衬层与图3中传统分段式固体火箭发动机装药燃烧室单元材料一致。由此在对分段式固体火箭装药燃烧室单元进行加工时，a舱段和c舱段含火工品，在火工品厂家生产，b舱段和c舱段不含火工品，在非火工品厂家生产。

图4中低成本装药燃烧室单元工作过程为：发动机点火后，a舱段中和c舱段中的氧化剂药柱首先开始燃烧，生成富氧燃气，b舱段和c舱段中的燃料药柱在富氧燃气环境下持续燃烧，与a舱段中和c舱段中的氧化剂药柱燃烧产物混合形成高温高压燃气。高温高压燃气作为固体火箭发动机的工质在喷管中完成热能到机械能的转换，产生推力。

与传统分段式固体发动机装药燃烧室单元相比，采用图4低成本固体火箭发动机装药燃烧室单元的b舱段和d舱段均在非火工品生产厂家生产，成本降低。

综上，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非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，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。