一种固体火箭发动机装药药柱结构及固体火箭发动机的制作方法

1.本发明属于固体火箭发动机技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机装药药柱结构及固体火箭发动机。


背景技术：

2.固体火箭发动机作为重要的推进系统广泛应用于各类战术、战略导弹武器系统中，药柱作为火箭发动机的能量来源，其设计的好坏直接决定着武器系统的性能。经过半个世纪固体火箭技术的发展，现今已经形成了比较完备的药柱的结构设计理论，应用于各型导弹系统中。
3.端面燃烧药柱（简称端燃药柱）由于具备装填系数高、推力特性好、结构简单，广泛应用在固体火箭发动机中。
4.随着对导弹命中精度的不断提高，要求发动机在巡航段工作时推力保持稳定，即燃面保持恒定；而对于大多发动机端燃装药，由于考虑开始段爬升现象(如图1所示)，采用端面开槽或是球缺等方式以增大初始燃烧面积，或是为了最大限度地利用有限空间进行装药，将端燃药柱头部设计成一定弧度，这些设计方式均会给推力曲线的初始段或拖尾段带来推力不恒定，即难以保证全工作过程中燃面恒定。


技术实现要素：

5.本发明的目的是提供一种固体火箭发动机装药药柱结构，以实现装药燃面始终处于恒定的目的。
6.为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：一种固体火箭发动机装药药柱结构，包括药柱本体，所述药柱本体的尾端面开设有球形缺口，所述球形缺口的球心在药柱本体轴线上，且与尾端面中心偏距为e，所述药柱本体长度l、尾端面直径d、球形缺口半径r满足如下关系式：r2+3
·
e2+0.25
·
d2=4
·r·
e-2
·
l
·
(e-r)。
7.进一步的，所述药柱本体上与尾端面相对的面为球形圆弧面，且该球形圆弧面的球心与球形缺口的球心重合。
8.进一步的，所述球形缺口的球心与尾端面中心偏距e为0，所述药柱本体长度l、尾端面直径d、球形缺口半径r满足如下关系式：r2+0.25
·
d2=2
·
l
·
r。
9.具体的，所述药柱本体长度l为250mm，尾端面直径d为150mm，球形缺口的球心与尾端面中心偏距e为10mm，球形缺口半径r为21.052mm。
10.具体的，所述药柱本体长度l为130mm，尾端面直径d为100mm，球形缺口的球心与尾端面中心偏距e为0mm，球形缺口半径r为10mm。
11.另外，本发明还提供了一种固体火箭发动机，包括燃烧室、喷管以及上述的固体火箭发动机装药药柱结构，所述固体火箭发动机装药药柱结构设置于燃烧室内，所述喷管与燃烧室连通。
12.与现有技术相比，本发明的有益效果：本发明提供的这种固体火箭发动机装药药柱结构通过具体设计药柱本体长度l、药柱本体直径d、球形缺口半径r、球形缺口的球心与尾端面中心偏距e之间满足的关系，实现装药燃面始终处于恒定的目的，使得发动机工作压强、工作推力也为稳定值，从而可减小发动机壳体厚度，增加质量比，从而提高了装药燃烧稳定性，改善了固体火箭发动机的工作品质。
13.以下将结合附图对本发明做进一步详细说明。
附图说明
14.图1是现有发动机端燃药柱的推力-时间曲线示意图；图2是本发明固体火箭发动机装药药柱结构示意图；图3是本发明实施例1的固体火箭发动机装药药柱结构尺寸示意图；图4是本发明实施例2的固体火箭发动机装药药柱结构尺寸示意图；图5是本发明实施例2中固体火箭发动机装药药柱实测推力-时间曲线图；图6是本发明对比例中固体火箭发动机装药药柱实测推力-时间曲线图。
15.附图标记说明：1、药柱本体；2、球形缺口；3、尾端面；4、球形圆弧面。
具体实施方式
16.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。
17.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“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发明和简化描述，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发明的限制；在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
18.如图2所示，本实施例提供了一种固体火箭发动机装药药柱结构，包括药柱本体1，所述药柱本体1的尾端面3开设有球形缺口2，所述球形缺口2的球心在药柱本体1轴线上，且与尾端面3中心偏距为e，所述药柱本体1长度l、尾端面3直径d、球形缺口2半径r满足如下关系式：r2+3
·
e2+0.25
·
d2=4
·r·
e-2
·
l
·
(e-r)。
19.优化的，为了减轻发动机结构质量，提高强度，同时提高空间利用率，采用蝶形或椭球形封头，因而将端燃药柱的头部形状设计为与前封头内型面重合的弧形，即所述药柱本体1上与尾端面3相对的面设计为球形圆弧面4，同时使该球形圆弧面4的球心与球形缺口2的球心重合，以匹配前封头的内型面，增加装药量，提高发动机质量比和体积系数。
20.在本实施例中，固体火箭发动机在进行总体方案论证时，根据结构尺寸可确定药柱本体1的尾端面3直径d，再根据能量要求，可确定该药柱装药质量，进而确定药柱本体1长度l；根据实际情况设计球形缺口2的球心与尾端面3中心偏距e的大小，再通过上述l、d、r、e满足的关系式即可求解得出球形缺口2半径r的大小。可选的，可将所述球形缺口2的球心与
尾端面3中心偏距e设计为0，则所述药柱本体1长度l、尾端面3直径d、球形缺口2半径r满足如下关系式：r2+0.25
·
d2=2
·
l
·
r。
21.本实施例提供的这种固体火箭发动机装药药柱结构通过具体设计药柱本体长度l、药柱本体直径d、球形缺口半径r、球形缺口的球心与尾端面中心偏距e之间满足的关系，从而实现装药燃面始终处于恒定的目的。
22.下面通过具体实施例对本发明做进一步的解释说明。
23.实施例1：已知固体火箭发动机总体设计时确定的装药药柱参数如下：尾端面直径d=150mm，药柱本体长度l=250mm，球形缺口的球心与尾端面中心偏距e=10mm；将其代入关系式r2+3
·
e2+0.25
·
d2=4
·r·
e-2
·
l
·
(e-r)中，求解得r=21.052mm；据此确定的装药药柱结构尺寸如图3所示。运用药柱燃烧规律可计算得到燃面恒定为180.55cm2；其中药柱燃面计算方法为现有技术，其具体计算过程此处不再赘述。
24.实施例2：已知固体火箭发动机总体设计时确定的装药药柱参数如下：尾端面直径d=100mm，药柱本体长度l=130mm，球形缺口的球心与尾端面中心偏距e=0mm；将其代入关系式r2+0.25
·
d2=2
·
l
·
r中，求解得r=10mm；据此确定的装药药柱结构尺寸如图4所示。运用药柱燃烧规律可计算得到燃面恒定为81.68cm2；其中药柱燃面计算方法为现有技术，其具体计算过程此处不再赘述。
25.对本实施例确定的装药药柱实测推力-时间曲线如图5所示，由此可知，本实施例的装药药柱满足本发明的参数关系式r2+3
·
e2+0.25
·
d2=4
·r·
e-2
·
l
·
(e-r)时，其工作推力恒定。
26.对比例：本对比例的装药药柱结构同上述实施例2，不同之处在于，装药药柱参数如下：尾端面直径d=118.5mm，药柱本体长度l=88.5mm，球形缺口的球心与尾端面中心偏距e=0，球形缺口半径r=35mm；该装药药柱结构尺寸不满足r2+3
·
e2+0.25
·
d2=4
·r·
e-2
·
l
·
(e-r)。此时对此装药药柱实测推力-时间曲线如图6所示，由此可知，该装药药柱工作推力不恒定，同时运用药柱燃烧规律计算得到燃面亦不恒定。
27.另外，本发明还提供了一种固体火箭发动机，包括燃烧室、喷管以及上述的固体火箭发动机装药药柱结构，所述固体火箭发动机装药药柱结构设置于燃烧室内，所述喷管与燃烧室连通。本发明这种固体火箭发动机的药柱燃烧燃面呈恒面，发动机工作压强、工作推力也为稳定值，可减小发动机壳体厚度，增加质量比，从而提高了装药燃烧稳定性，改善了固体火箭发动机的工作品质。
28.以上例举仅仅是对本发明的举例说明，并不构成对本发明的保护范围的限制，凡是与本发明相同或相似的设计均属于本发明的保护范围之内。