固体发动机及火箭的制作方法

1.本发明涉及航天设备技术领域，尤其涉及一种固体发动机及火箭。


背景技术：

2.固体发动机依靠推进剂的平行层燃烧产生流量，经高压喷出，形成推力。因此，固体发动机中药柱结构及推进剂自身的燃速决定了固体发动机的续航时间。由于推进剂燃速下限的限制，固体发动机很难实现长续航时间。除了燃速特性以外，影响固体发动机的内弹道特性主要是药柱结构。目前常见的药柱结构有内孔药型和端面燃烧药型。其中，端面燃烧药型的有效厚度较大，在燃速不变的情况下可以实现更长的工作时间，因此通常内孔药型的续航时间小于端面燃烧药型。但端面药型无法实现内弹道平稳的推力输出，一般用在尺寸规模较小的小型助推发动机上，难以应用在大型固体发动机上。如何实现大型固体发动机的长续航是目前亟需解决的问题。


技术实现要素：

3.本发明提供一种固体发动机及火箭，用以解决现有技术中大型固体发动机续航时间短的缺陷。
4.本发明提供一种固体发动机，包括第一燃烧室壳体、第二燃烧室壳体及挡板，所述第一燃烧室壳体与所述第二燃烧室壳体固定连接，所述第一燃烧室壳体内填充有第一药柱，所述第二燃烧室壳体内填充有第二药柱，所述第一药柱沿径向的有效厚度小于第一药柱沿轴向的有效厚度，所述第一燃烧室壳体朝向所述第二燃烧室壳体的一端设有连接头，所述挡板固定于所述连接头，其中，所述挡板设有若干镂空孔。
5.根据本发明提供的一种固体发动机，所述挡板通过卡环固定于所述连接头。
6.根据本发明提供的一种固体发动机，所述连接头上设有卡槽，所述卡环卡装于所述卡槽，所述第一燃烧室壳体设有台阶面，所述挡板的一侧与所述台阶面抵设，所述挡板的另一侧与所述卡环抵设。
7.根据本发明提供的一种固体发动机，还包括点火装置，所述点火装置用于点燃所述第一药柱。
8.根据本发明提供的一种固体发动机，所述第一药柱与所述第二药柱的推进剂成分相同。
9.根据本发明提供的一种固体发动机，所述第一药柱沿径向的有效厚度与所述第二药柱沿径向的有效厚度一致。
10.根据本发明提供的一种固体发动机，所述第一燃烧室壳体具有包覆层，所述包覆层对应所述挡板的区域为通孔结构。
11.根据本发明提供的一种固体发动机，所述包覆层为丁睛橡胶层、三元乙丙橡胶层和硅橡胶层中的任一种。
12.根据本发明提供的一种固体发动机，所述挡板与所述第一药柱之间设有胶层。
13.本发明还提供一种火箭，包括如上所述的固体发动机。
14.本发明提供的固体发动机及火箭，第一燃烧室壳体和第二燃烧室壳体隔离出两个独立的燃烧室，第一药柱燃烧时，位于第二燃烧室壳体内的第二药柱处于非燃烧状态，当第一药柱燃烧完后，燃气经由挡板上的镂空孔点燃第二药柱，从而延长整个固体发动机的续航能力，相比于传统依靠时序控制实现双推力的方式，排除了高压叠加风险，提高了安全性。
附图说明
15.为了更清楚地说明本发明或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
16.图1是本发明提供的固体发动机的结构示意图；图2是本发明提供的挡板的安装示意图。
17.附图标记：1、第一燃烧室壳体；11、包覆层；2、第二燃烧室壳体；3、挡板；31、镂空孔；4、第一药柱；5、第二药柱；6、连接头；7、卡环。
具体实施方式
18.为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明中的附图，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例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作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
19.本技术的说明书和权利要求书中的术语“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。此外，说明书以及权利要求中“和/或”表示所连接对象的至少其中之一，字符“/”，一般表示前后关联对象是一种“或”的关系。
20.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”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。
21.在本发明的描述中，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；可以是机械连接，也可以是电连接；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发明中的具体含义。
22.下面结合图1-图2描述本发明的固体发动机。
23.本发明提供一种固体发动机，如图1所示，该固体发动机包括第一燃烧室壳体1、第
二燃烧室壳体2及挡板3。第一燃烧室壳体1与第二燃烧室壳体2固定连接，第一燃烧室壳体1内填充有第一药柱4，第二燃烧室壳体2内填充有第二药柱5。其中，第一药柱4沿径向的有效厚度小于第一药柱4沿轴向的有效厚度。第一燃烧室壳体1朝向第二燃烧室壳体2的端部设有连接头6，挡板3固定于连接头6。其中，挡板3设有若干镂空孔31。
24.第一燃烧室壳体1和第二燃烧室壳体2均为绝热的承压容器，第一燃烧室壳体1内填充推进剂形成第一药柱4，第二燃烧室壳体2内填充推进剂形成第二药柱5。两个燃烧室壳体内分别填充推进剂，相比于同等长度的单一壳体，两个燃烧室壳体的长细比降低，降低了药柱自身的应力水平，能够大幅提升单个燃烧室壳体的装填比或者采用或加压固化模式装填。第一燃烧室壳体1和第二燃烧室壳体2密封连接形成前后两个串联在一起的燃烧室。可选的，连接头6与第一燃烧室壳体1一体成型；或者，连接头6与第一燃烧室壳体1固定连接。
25.如图2所示，挡板3上设有若干镂空孔31，镂空孔31的孔轴沿第一燃烧室壳体1的轴向延伸。挡板3为承压板，第一药柱4燃烧时能够承受第一药柱4燃烧产生的推力，保证第一燃烧室壳体1的密封。当第一药柱4沿着轴向的有效厚度燃烧完时，燃气沿着镂空孔31进入第二燃烧室壳体2内，从而借由第一药柱4点燃第二药柱5，使第一药柱4和第二药柱5在燃烧时间上连续，相比于单一燃烧室的药柱结构，能够延长燃烧时间。
26.第一燃烧室壳体1和第二燃烧室壳体2各自密封，如图1所示，第一药柱4靠近第二壳体的一端为实心，其沿轴向的有效厚度为e2，第一药柱4远离第二壳体的一端为空心，其沿径向的有效厚度为e1。第一药柱4沿径向的有效厚度e1小于第一药柱4沿轴向的有效厚度e2，使得第一药柱4沿轴向的燃烧时间较长，借助e1和e2的差值控制第二药柱5的点燃时间。随着第一药柱4的燃烧，安装在第一燃烧室壳体1端部的挡板3逐渐暴露，燃气通过挡板3上的镂空孔31进入第二燃烧室壳体2内，点燃第二药柱5，从而形成连续的推力，延长续航能力。如图1所示，第二药柱5为空心柱状，其有效厚度根据需要设置。
27.可以理解的，固体发动机还可以包括第三燃烧室壳体，第一燃烧室壳体1、第二燃烧室壳体2和第三燃烧室壳体顺次相接，在第一燃烧室壳体1朝向第二燃烧室壳体2的端部和第二燃烧室壳体2朝向第三燃烧室壳体的端部分别设有挡板3。当第一燃烧室壳体1内填充的第一药柱4燃烧完后，借助挡板3点燃第二燃烧室壳体2内的第二药柱5；当第二药柱5燃烧完之后，借助挡板3点燃第三燃烧室壳体内的药柱。也即，第一燃烧室壳体1、第二燃烧室壳体2和第三燃烧室壳体顺次连接实现三个药柱的串联，点火后，第一药柱4、第二药柱5和第三药柱顺次燃烧，从而延长续航时间。本发明实施例不具体限定燃烧室壳体的数量，多个燃烧室壳体顺次相接进行串联，每一燃烧室通过一个挡板3以点燃下一燃烧室的药柱。
28.本发明实施例提供的固体发动机，第一燃烧室壳体1和第二燃烧室壳体2隔离出两个独立的燃烧室，第一药柱4燃烧时，位于第二燃烧室壳体2内的第二药柱5处于非燃烧状态，当第一药柱4燃烧完后，燃气经由挡板3上的镂空孔31点燃第二药柱5，从而延长整个固体发动机的续航能力，相比于传统依靠时序控制实现双推力的方式，排除了高压叠加风险，提高了安全性。
29.具体地，挡板3通过卡环7固定于连接头6。
30.如图2所示，连接头6上设有卡槽，卡环7卡装于卡槽。连接头6上设有台阶面，挡板3的一侧与台阶面抵设，另一侧与卡环7抵设。如图2所示，连接头6凸设于第一燃烧室壳体1的外壁，卡环7的外壁凸设卡块，卡块卡装固定于卡槽内。具体地，卡槽为环形槽，沿连接头6的
周向设置。对应的，卡块沿卡环7的外壁周向设置。第一燃烧室壳体1设有台阶孔，挡板3的一侧与台阶孔的台阶面抵设，挡板3的另一侧与卡环7的端面抵设，从而借助卡环7将挡板3固定在第一燃烧室壳体1的端部。
31.本发明实施例提供的固体发动机，通过卡环7将挡板3固定在连接头6上，从而使挡板3能够承受较大的压力。
32.其中，固体发动机还包括点火装置，点火装置用于点燃第一药柱4。
33.相比于传统的发动机，本发明实施例提供的固体发动机仅需要设置一个点火装置，待前一燃烧室壳体的药柱燃烧完后，燃气通过挡板3上的镂空孔31点燃下一燃烧室壳体内的药柱，结构简单可靠，且能有效避免误点火。
34.在本发明一可选的实施例中，第一药柱4与第二药柱5的推进剂成分相同。
35.具体地，第一药柱4和第二药柱5燃烧速度相同，根据固体发动机的续航时间布设第一药柱4和第二药柱5的有效厚度。比如，第一药柱4沿径向的有效厚度和第二药柱5沿径向的有效厚度相同。第一药柱4和第二药柱5顺次燃烧，两个药柱提供的推力大小相同，在同样的燃烧速度下，串联的第一燃烧室壳体1和第二燃烧室壳体2能够实现续航时间翻倍，使固体发动机呈现单推力长续航的特性。或者，第一药柱4沿径向的有效厚度与第二药柱5沿径向的有效厚度不同。在同样的燃烧速度下，第二药柱5的燃烧时长与第一药柱4不同，由此可以根据需要借助第二药柱5延长特定的续航时间。
36.本发明实施例提供的固体发动机，第一药柱4和第二药柱5的推进剂成分相同，在延长续航时间的同时便于控制续航时长。
37.在本发明又一可选的实施例中，第一药柱4和第二药柱5的推进剂成分不同。
38.具体地，第一药柱4和第二药柱5采用不同的推进剂成分，由此可以使第一药柱4和第二药柱5提供不同大小的推力，使固体发动机呈现双推力长续航的特性。比如，第二药柱5选用低燃速的推进剂，在第一药柱4燃烧完后，第二药柱5继续燃烧，实现不同的推力特性，提升火箭的射程。
39.在本发明一具体实施例中，第一药柱4沿径向的有效厚度与第二药柱5沿径向的有效厚度相同。可以理解的，在第一药柱4和第二药柱5的有效厚度一致的情况下，第一药柱4与第二药柱5的推进剂成分可以相同也可以不同。
40.如图2所示，第一燃烧室壳体1具有包覆层11，包覆层11对应所述挡板3的区域为通孔结构。
41.包覆层11采用隔热材料制成，其用于防止第一药柱4的燃烧热传递至第一燃烧室壳体1的外部。可选的，包覆层11为丁睛橡胶层、三元乙丙橡胶层、硅橡胶层中的任一种。包覆层11对应挡板3在第一壳体上的投影区域设有通孔结构，确保第一药柱4的燃气能够从挡板3上的镂空孔31通过。
42.可以理解的，在固体发动机包括多个顺次连接的燃烧室壳体的情况下，燃烧室壳体对应其上安装的挡板3的投影区域为通孔结构，以确保燃气的热量能够传递至下一燃烧室壳体内的药柱。
43.可选的，挡板3与第一药柱4之间设有胶层。当然，挡板3也可以直接与第一药柱4接触，以通过第一药柱4实现镂空孔31的密封，使整个第一燃烧室壳体1呈自密封状态。
44.在固体发动机包括多个燃烧室壳体的情况下，每一挡板3与其所在燃烧室壳体内
的药柱之间均设有胶层，或者仅部分设有胶层，只要确保各燃烧室壳体相对密封，且前一燃烧室壳体内的药柱燃气能够通过挡板3上的镂空孔31引燃后一燃烧室壳体内的药柱即可。
45.除此之外，本发明还提供一种火箭，其包括如上所述的固体发动机。本发明提供的火箭通过采用如上所述的固体发动机，提升续航能力。
46.最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

技术特征：
1.一种固体发动机，其特征在于，包括第一燃烧室壳体、第二燃烧室壳体及挡板，所述第一燃烧室壳体与所述第二燃烧室壳体固定连接，所述第一燃烧室壳体内填充有第一药柱，所述第二燃烧室壳体内填充有第二药柱，所述第一药柱沿径向的有效厚度小于第一药柱沿轴向的有效厚度，所述第一燃烧室壳体朝向所述第二燃烧室壳体的一端设有连接头，所述挡板固定于所述连接头，其中，所述挡板设有若干镂空孔。2.根据权利要求1所述的固体发动机，其特征在于，所述挡板通过卡环固定于所述连接头。3.根据权利要求2所述的固体发动机，其特征在于，所述连接头上设有卡槽，所述卡环卡装于所述卡槽，所述第一燃烧室壳体设有台阶面，所述挡板的一侧与所述台阶面抵设，所述挡板的另一侧与所述卡环抵设。4.根据权利要求1所述的固体发动机，其特征在于，还包括点火装置，所述点火装置用于点燃所述第一药柱。5.根据权利要求1至4任一项所述的固体发动机，其特征在于，所述第一药柱与所述第二药柱的推进剂成分相同。6.根据权利要求1所述的固体发动机，其特征在于，所述第一药柱沿径向的有效厚度与所述第二药柱沿径向的有效厚度一致。7.根据权利要求1所述的固体发动机，其特征在于，所述第一燃烧室壳体具有包覆层，所述包覆层对应所述挡板的区域为通孔结构。8.根据权利要求7所述的固体发动机，其特征在于，所述包覆层为丁睛橡胶层、三元乙丙橡胶层和硅橡胶层中的任一种。9.根据权利要求1或7所述的固体发动机，其特征在于，所述挡板与所述第一药柱之间设有胶层。10.一种火箭，其特征在于，包括如权利要求1至9任一项所述的固体发动机。

技术总结
本发明提供一种固体发动机及火箭，涉及航天设备技术领域。固体发动机包括第一燃烧室壳体、第二燃烧室壳体及挡板，第一燃烧室壳体与第二燃烧室壳体固定连接，第一燃烧室壳体内填充有第一药柱，第二燃烧室壳体内填充有第二药柱，第一药柱沿径向的有效厚度小于第一药柱沿轴向的有效厚度，第一燃烧室壳体朝向第二燃烧室壳体的一端设有连接头，挡板固定于连接头，其中，挡板设有若干镂空孔。本发明提供的固体发动机及火箭，第一药柱余料燃烧产生的燃气经由挡板上的镂空孔点燃第二药柱，从而延长整个固体发动机的续航能力，相比于传统依靠时序控制实现双推力的方式，排除了高压叠加风险，提高了安全性。高了安全性。高了安全性。


技术研发人员：李伟 刘百奇 杨乐 刘建设 张胜敏 杨向明
受保护的技术使用者：北京星河动力航天科技股份有限公司 安徽星河动力装备科技有限公司 江苏星河航天科技有限公司 星河动力（山东）航天科技有限公司
技术研发日：2023.05.09
技术公布日：2023/6/7