运载火箭的助推级发动机及运载火箭的制作方法

1.本技术涉及航空航天技术领域，具体而言，本技术涉及一种运载火箭的助推级发动机及运载火箭。


背景技术：

2.现代的固体火箭飞行过程中，由于级间分离的需求，一般助推级发动机设计有反推装置，可以按照飞行时序控制打开，提供向后的反作用力，利于级间分离，提高火箭飞行可靠性。传统的反推装置是依靠发动机工作过程中的内弹道参数，通过加速度传感器或者压力传感器获取实时数据，经过总体程序判断低于某个阈值来控制打开时间，整个系统有较为明显的短板。
3.一是反推系统设计较为复杂，需要多个系统协调工作，难度及复杂度均较高。
4.二是打开时序控制是通过飞行过程中传感器的数据采集，实际数据有较大的干扰因素，数据精确性打开时间点的控制有一定的影响。
5.综上所述，现有技术中固体火箭发动机存在反推系统工作难度高、复杂度高、精确性和可靠性差的技术问题。


技术实现要素：

6.本技术针对现有方式的缺点，提出一种运载火箭的助推级发动机及运载火箭，用以解决现有技术中固体火箭发动机存在的反推系统工作难度高、复杂度高、精确性差或可靠性差的技术问题。
7.第一个方面，本技术实施例提供了一种运载火箭的助推级发动机，包括：发动机本体，具有用于容纳推进剂的燃烧室，以及分别与燃烧室连通的推进输出口、激发开口和反推输出口；推进输出口和反推输出口分别位于发动机本体相对的两端，激发开口位于推进输出口与反推输出口之间；
8.反推装置，包括：起爆器、导爆索和自毁挡板组件；起爆器至少部分通过激发开口伸入燃烧室，用于根据可引爆范围内的推进剂的燃烧而形成冲击波；导爆索的两端分别连接起爆器和自毁挡板组件，用于传递冲击波；自毁挡板组件覆盖反推输出口，用于在冲击波的激发下自毁。
9.在本技术的一些实施例中，自毁挡板组件包括承压挡板和切割索，切割索位于承压挡板远离燃烧室的一侧，且与承压挡板接触。
10.在本技术的一些实施例中，承压挡板远离燃烧室的一侧表面具有凹槽，切割索的至少一端连接导爆索，切割索的一部分嵌入凹槽中。
11.在本技术的一些实施例中，反推装置还包括激发支座，激发支座与发动机本体固连，激发支座在发动机本体上的正投影至少部分包围激发开口，起爆器固定于激发支座。
12.在本技术的一些实施例中，反推装置还包括反推支座，反推支座与发动机本体固连，反推支座在发动机本体上的正投影至少部分包围反推输出口，自毁挡板组件嵌入反推
支座中。
13.在本技术的一些实施例中，反推装置还包括卡环，卡环位于自毁挡板组件远离燃烧室的一侧，且固定于反推支座，用于限位自毁挡板组件。
14.在本技术的一些实施例中，反推装置还包括密封电连接器，反推支座朝向激发开口的一侧具有通孔，导爆索穿过通孔与自毁挡板组件连接，密封电连接器设置于反推支座与导爆索之间，用于密封通孔。
15.在本技术的一些实施例中，反推装置还包括网状盖板和盖板连接件，网状盖板位于自毁挡板组件远离燃烧室的一侧且通过盖板连接件固定于反推支座上。
16.在本技术的一些实施例中，反推装置还包括支撑垫，支撑垫位于自毁挡板组件靠近燃烧室的一侧
17.第二个方面，本技术实施例提供了一种运载火箭，包括：如第一方面中任意一个实施例中的运载火箭的助推级发动机。
18.本技术实施例提供的技术方案带来的有益技术效果包括：通过反推装置中的起爆器、导爆索和自毁挡板组件联动，结合发动机中推进剂的“平行层燃烧规律”，利用物理结构实现反推的时序控制，时间控制精准，集成度高，结构紧凑，组件易生产易安装，不需要传感器等程序控制系统，简化控制逻辑和控制系统，降低制造成本和运行成本，提高即时性，加强覆盖性，提高飞行可靠性。本技术附加的方面和优点将在下面的描述中部分给出，这些将从下面的描述中变得明显，或通过本技术的实践了解到。
附图说明
19.本技术上述的和/或附加的方面和优点从下面结合附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
20.图1为本技术实施例中提供的一种运载火箭的助推级发动机的结构示意图；
21.图2为本技术实施例中提供的一种反推装置的结构示意图。
22.图中；
23.1-反推装置；2-发动机本体；
24.101-起爆器；102-激发支座；103-导爆索；104-密封电连接器；105-反推支座；106-盖板连接件；107-网状盖板；108-承压挡板；109-切割索；110-卡环；111-支撑垫；112-绝热层；113-推进剂。
具体实施方式
25.下面结合本技术中的附图描述本技术的实施例。应理解，下面结合附图所阐述的实施方式，是用于解释本技术实施例的技术方案的示例性描述，对本技术实施例的技术方案不构成限制。
26.本技术领域技术人员可以理解，除非特意声明，这里使用的单数形式“一”、“一个”、“上述”和“该”也可包括复数形式。应该进一步理解的是，本技术的说明书中使用的措辞“包括”是指存在所述特征、元件和/或组件，但不排除实现为本技术领域所支持其他特征、信息、数据、元件、组件和/或它们的组合等。应该理解，当我们称一个元件被“连接”或“耦接”到另一元件时，该一个元件可以直接连接或耦接到另一元件，也可以指该一个元件
和另一元件通过中间元件建立连接关系。此外，这里使用的“连接”或“耦接”可以包括无线连接或无线耦接。这里使用的术语“和/或”指该术语所限定的项目中的至少一个。
27.为使本技术的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本技术实施方式作进一步地详细描述。
28.研究发现，由于一是反推系统设计较为复杂，需要多个系统协调工作，难度及复杂度均较高。二是打开时序控制是通过飞行过程中传感器的数据采集，实际数据有较大的干扰因素，数据精确性打开时间点的控制有一定的影响。现有技术中固体火箭发动机存在反推系统工作难度高、复杂度高、精确性和可靠性差的技术问题。
29.本技术提供的一种运载火箭的助推级发动机及运载火箭，旨在解决现有技术的如上技术问题。下面以具体地实施例对本技术的技术方案以及本技术的技术方案如何解决上述技术问题进行详细说明。需要指出的是，下述实施方式之间可以相互参考、借鉴或结合，对于不同实施方式中相同的术语、相似的特征以及相似的实施步骤等，不再重复描述。
30.第一个方面，本技术实施例提供了一种运载火箭的助推级发动机。如图1和图2所示，图1为本技术一个实施例中运载火箭的助推级发动机的结构示意图，图2为本技术实施例中提供的一种反推装置1的结构示意图。一种运载火箭的助推级发动机，包括：发动机本体2和反推装置1。
31.发动机本体2，具有用于容纳推进剂113的燃烧室，以及分别与所述燃烧室连通的推进输出口203、激发开口202和反推输出口201；所述推进输出口203和所述反推输出口201分别位于所述发动机本体2相对的两端，所述激发开口202位于所述推进输出口203与所述反推输出口201之间；
32.反推装置1，包括：起爆器101、导爆索103和自毁挡板组件；所述起爆器101至少部分通过所述激发开口202伸入所述燃烧室，用于根据可引爆范围内的所述推进剂113的燃烧而形成冲击波；所述导爆索103的两端分别连接所述起爆器101和所述自毁挡板组件，用于传递冲击波；所述自毁挡板组件覆盖所述反推输出口201，用于在冲击波的激发下自毁。
33.本技术实施例中，运载火箭的发动机本体2是利用冲量原理，将推进剂113贮箱或运载工具内的反应物(推进剂113)变成高速射流由推进输出口203流出，由于牛顿第三运动定律而产生推进力。推进输出口203的轴线与运载火箭的前进方向平行或呈锐角，即运载火箭的前进方向与推进力的方向同向，或者，运载火箭的前进方向与推进力的分向量的方向同向。
34.由于级间分离的需求，助推级发动机还包括反推装置1，用于分离抛弃助推级发动机。发动机本体2与反推装置1连接处至少包括反推输出口201和激发开口202，推进剂113产生的部分高速射流由反推输出口201流出而产生反推力。所述推进输出口203和所述反推输出口201分别位于所述发动机本体2相对的两端。反推力的方向与推进力的方向反向，或者，反推力的分向量的方向与推进力的方向反向。
35.在本实施例中，发动机本体2至少包括依次连接的封头301、筒体302和喷头303。喷头303上开设有开口，即推进输出口203。封头301上或者筒体302上靠近封头301的一侧开设有一个或者多个开口，即反推输出口201。由推进输出口203流出的高速射流与由反推输出口201流出的高速射流方向完全相反，或者，由推进输出口203流出的高速射流与由反推输出口201流出的高速射流的分向量的方向相反。
36.在推进输出口203流出的高速射流与由反推输出口201流出的高速射流方向完全相反的实施例中，发动机本体2包括一个或者多个反推输出口201，反推输出口201的轴线、发动机本体2的轴线、推进输出口203的轴线上述三者之间两两相互平行。
37.在由推进输出口203流出的高速射流与由反推输出口201流出的高速射流的分向量的方向相反的实施例中，发动机本体2包括至少两个反推输出口201，发动机本体2的轴线与推进输出口203的轴线平行，反推输出口201的轴线与推进输出口203的轴线之间夹角呈锐角。至少两个反推输出口201以发动机本体2的轴线为中心轴呈中心对称分布，即至少两个反推输出口201引导气流分别形成第一反推力、第二反推力，甚至第三反推力以及更多反推力。第一反推力和第二反推力在平行于发动机本体2的轴线的方向上的分向量相互叠加，形成与推进力相反的合力。第一反推力和第二反推力在垂直于发动机本体2的轴线的方向上的分向量方向相反，相互抵消。在具有第三反推力以及更多反推力的实施例中与上述两个反推力的实施例中同理，多个反推力在平行于发动机本体2的轴线的方向上形成合力，在垂直于发动机本体2的周线的方向上相互抵消，此处不再赘述。
38.通过反推装置1中的起爆器101、导爆索103和自毁挡板组件联动，结合发动机中推进剂113的“平行层燃烧规律”，利用物理结构实现反推的时序控制，时间控制精准，集成度高，结构紧凑，组件易生产易安装，不需要传感器等程序控制系统，简化控制逻辑和控制系统，降低制造成本和运行成本，提高即时性，加强覆盖性，提高飞行可靠性。
39.根据平行层燃烧规律，理想状态下，推进剂113在燃烧过程中，假定其燃面上每一点燃速均相同，燃面各点都按垂直该点所在面的法线方向退移，燃烧服从平行层退移的规律。
40.反推装置1的工作原理为：
41.当发动机本体2在工作状态，自毁挡板组件覆盖反推输出口201，燃烧室内的推进剂113燃烧产生高速射流由推进输出口203流出，运载火箭受到推进力运动。
42.当发动机本体2进入工作末期，起爆器101被推进剂113的燃面引爆形成冲击波，冲击波作用于导爆索103的一端，冲击波顺着导爆索103的延伸路径进行传递，自毁挡板组件受到冲击波激发执行自毁，反推输出口201打开，推进剂113燃烧产生的部分高速射流由反推输出口201流出，助推级发动机还受到反推力。所述冲击波包括爆轰波。
43.值得一提的是，由于起爆器101被引爆与自毁挡板组件自毁之间存在一定的时间差，这一时间差主要取决于导爆索103的延伸路径的长度，延伸路径的长度取决于激发支座102与反推支座105之间的距离。由于反推输出口201和推进输出口203分别位于发动机本体2相对的两端，反推支座105的位置在封头301区域或者筒体302靠近封头301的一侧，位置变化范围相对激发支座102的位置变化范围较小，反推支座105的位置对时间差影响相对激发支座的位置较小，在下述映射表中默认反推支座105位置不变。
44.以激发支座102与推进剂113的距离为自变量，以起爆器101被引爆与自毁挡板组件执行自毁的时间差为因变量，建立映射表。在不同类型的运载火箭中，通过变化激发支座102的位置，可以改变反推打开时间。
45.在本技术的一些实施例中，所述自毁挡板组件包括承压挡板108和切割索109，所述切割索109位于所述承压挡板108远离所述燃烧室的一侧，且与所述承压挡板108接触。
46.在本实施例中，切割索109一端与导爆索103连接，另一端与承压挡板108接触，切
割索109接收到导爆索103传递的冲击波信号后，通过切割承压挡板108使得一整块的承压挡板108被破碎成多段碎片。
47.在本技术的一些实施例中，所述自毁挡板组件包括承压挡板108和切割索109，所述承压挡板108远离所述燃烧室的一侧具有凹槽，所述切割索109的一端连接所述导爆索103、另一端预埋于所述凹槽中。
48.在本实施例中，承压挡板108远离燃烧室的一侧具有安装切割索109的凹槽，如环状凹槽，切割索109至少部分嵌入凹槽能够至少限制切割索109的端部的位置。
49.切割索109受到冲击波后切割承压挡板108，使得承压挡板108被破碎成多段碎片，切割轨迹可以经过凹槽，承压挡板108凹槽处的厚度小于非凹槽区域的厚度，更容易切割。也可以不经过凹槽，切割轨迹更自由。
50.可选地，承压挡板108的材料包括可燃性材料，切割后产生的多段碎片被燃烧的推进剂113点燃，燃烧殆尽。
51.在本技术的一些实施例中，所述反推装置1还包括激发支座102，所述激发支座102与所述发动机本体2固连，所述激发支座102在所述发动机本体2上的正投影至少部分包围所述激发开口202。
52.在本实施例中，激发支座102固定于发动机本体2上，用于承载和固定相关零部件。激发支座102的正投影至少部分包围激发开口202，便于与激发开口202处的零部件配合。
53.在本技术的一些实施例中，所述起爆器101固定于所述激发支座102，所述起爆器101远离所述燃烧室的一端与所述导爆索103连接。
54.在本实施例中，起爆器101穿过激发开口202，起爆器101的一部分位于燃烧室内，另一部分位于燃烧室外。起爆器101位于燃烧室外的部分固定于激发支座102上，导爆索103与起爆器101位于燃烧室外的端部连接。导爆索103至少部分缠绕、粘贴或者穿过激发支座102上的开孔向反推支座105延伸，激发支座102对导爆索103具有一定的限位功能，防止导爆索103随意四散飞舞。
55.在本技术的一些实施例中，所述反推装置1还包括反推支座105，所述反推支座105与所述发动机本体2固连，所述反推支座105在所述发动机本体2上的正投影至少部分包围所述反推输出口，所述自毁挡板组件嵌入所述反推支座105中。
56.在本实施例中，反推支座105固定于发动机本体2上，用于承载和固定相关零部件。反推支座105的正投影至少部分包围反推输出口201，便于与反推输出口201处的零部件配合。
57.在本实施例中，反推支座105至少包括筒装侧壁，筒装侧壁用于限位自毁挡板组件垂直于发动机本体2的侧面的位置。
58.可选地，筒装侧壁在发动机本体2上的正投影轮廓为圆环形，相应的，自毁挡板组件在发动机本体2上的正投影为圆形，圆形的外轮廓与圆环形的内轮廓重合，自毁挡板组件正好嵌入反推支座105的筒装侧壁中。
59.在另一个实施例中，反推支座105至少包括多个平面侧壁，多个平面侧壁首尾相连。
60.可选地，在发动机本体2上的正投影轮廓为空心多边形，相应的，自毁挡板组件在发动机本体2上的正投影为实心多边形，两者边长数量相等，自毁挡板组件在反推支座105
中与多个侧壁抵接。上述两个实施例中通过反推支座105的侧壁对自毁挡板组件进行限位，约束了自毁挡板组件在发动机本体2上的正投影的位置。
61.在本技术的一些实施例中，所述反推装置1还包括卡环110，所述卡环110位于所述自毁挡板组件远离所述燃烧室的一侧，且固定于所述反推支座105，用于限位所述自毁挡板组件。
62.在上述实施例的基础上，反推装置1还包括卡环110，卡环110固定于反推支座105上，且卡环110至少包括一个限位结构，限位结构位于自毁挡板组件远离发动机本体2的一侧，卡环110的限位结构与自毁挡板组件抵接或者间隙配合，防止自毁挡板组件在切割前向远离发动机本体2的方向脱出。结合上述对自毁挡板组件的正投影位置的约束，卡环110对自毁挡板组件与发动机本体2的最大间距进行约束，自毁挡板组件与发动机本体2的相对位置得以固定。
63.在本技术的一些实施例中，所述反推装置1还包括密封电连接器104，所述反推支座105朝向所述激发开口，即朝向所述激发支座102的一侧具有通孔，所述导爆索103穿过所述通孔与所述自毁挡板组件连接，所述密封电连接器104设置于所述反推支座105与所述导爆索103之间，用于密封所述通孔。
64.在本实施例中，反推支座105的筒装侧壁或者多个平面侧壁为封闭面，在反推输出口201打开后，使得朝向反推输出口201一侧的高速射流均由反推输出口201流出，避免高速射流由侧壁逃逸，影响反推力的大小。
65.为了便于导爆索103由激发支座102上的起爆器101延伸至位于反推支座105内的自毁挡板组件，反推支座105的侧壁开设有通孔，导爆索103穿过通孔两端分别与起爆器101和自毁挡板组件连接。
66.为了避免影响导爆索103传递冲击波的功效，通孔直径大于导爆索103直径。在导爆索103与反推支座105侧壁之间设置密封电连接器104，密封电连接器104密封通孔，防止高速射流由反推支座105的侧壁逃逸。
67.密封电连接器104至少覆盖通孔的一侧，可以是朝向反推支座105内部空间的一侧，也可以是朝向反推支座105外的一侧，还可以同时覆盖上述通孔的两侧。密封电连接器104的中心区域包括一个子孔，子孔在反推支座105上的正投影被通孔的正投影覆盖。子孔的孔径与导爆索103的直径相等，导爆索103穿过子孔从反推支座105外侧向反推支座105内侧延伸，密封电连接器104与导爆索103共同密封通孔。
68.在本技术的一些实施例中，所述反推装置1还包括网状盖板107和盖板连接件106，所述网状盖板107位于所述自毁挡板组件远离所述燃烧室的一侧且通过所述盖板连接件106固定于所述反推支座105上。
69.在本实施例中，反推装置1中位于自毁挡板组件远离发动机本体2的一侧还设置有盖板，盖板包括多个纵横交错的栅条，多个纵横交错的栅条将盖板分隔成多个网格结构，网格结构在尽可能减少对进出气流影响的情况下，既可以防止大体积杂物穿过盖板影响反推装置1生效，还可以防止自毁挡板组件破裂后的碎片逃逸至外界。反推支座105朝向网状盖板107的一侧设置有螺纹孔，网状盖板107通过盖板连接件106与反推支座105固连。
70.可选地，盖板连接件106包括螺栓、螺钉、铆钉中的至少一种。
71.在本技术的一些实施例中，所述反推装置1还包括支撑垫111，所述支撑垫111位于
所述自毁挡板组件靠近所述燃烧室的一侧。
72.支撑垫111的材料包括赛璐璐材料，具有良好的刚性。
73.自毁挡板组件在远离发动机本体2的方向上由卡环110提供限位，在靠近发动机本体2的方向上有支撑垫111提供限位。
74.燃烧室内装载有药柱型的推进剂113，燃烧室与反推装置1之间设置有绝热层112，支撑垫111可以防止自毁挡板组件向靠近发动机本体2的方向上运动，对绝热层112和推进剂113形成挤压，造成绝热层112和推进剂113变形或者破损。
75.基于同一发明构思，第二方面，本技术实施例提供一种运载火箭，包括：如第一方面中任意一个实施例中的运载火箭的助推级发动机。
76.应用本技术实施例，至少能够实现如下有益效果：通过反推装置1中的起爆器101、导爆索103和自毁挡板组件联动，结合发动机中推进剂113的“平行层燃烧规律”，利用物理结构实现反推的时序控制，时间控制精准，集成度高，结构紧凑，组件易生产易安装，不需要传感器等程序控制系统，简化控制逻辑和控制系统，降低制造成本和运行成本，提高即时性，加强覆盖性，提高飞行可靠性。
77.相比于传统反推装置，非程控式准确打开反推装置结构相对简单，所设计系统少，利于控制逻辑；相比于传统反推装置，非程控式准确打开反推装置不需要传感器测量输入，不需要程序控制时序指令，控制逻辑简单，易于闭环控制；相比于传统反推装置，非程控式准确打开反推装置结构相对简单，不需要程序控制时序指令，技术难度降低，可靠性高，且利于成本控制；相比传统反推装置，输入指令来自压力传感器或者火箭上加速度传感器数据，加上时序的判断，其有效性和即时性稍差；非程控式准确打开反推装置依靠推进剂113平行层燃烧的物理特性，其即时性更高，更可靠；
78.传统反推装置，只有在压强有明显的降低(放置误判)才会启动，而本发明非程控式准确打开反推装置依靠推进剂113平行层燃烧的物理特性为启动的输入点，可依据总体需求结合燃面的推移过程，可设置不同的启动点，覆盖性强。
79.在本技术的描述中，词语“中心”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方向或位置关系，为基于附图所示的示例性的方向或位置关系，是为了便于描述或简化描述本技术的实施例，而不是指示或暗示所指的装置或部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技术的限制。
80.术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本技术的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
81.在本技术的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“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，或一体地连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本技术中的具体含义。
82.在本说明书的描述中，具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。
83.以上所述仅是本技术的部分实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人
员来说，在不脱离本技术的方案技术构思的前提下，采用基于本技术技术思想的其他类似实施手段，同样属于本技术实施例的保护范畴。