一种单室双推力固体火箭发动机装药结构及工艺的制作方法

1.本发明涉及固体火箭发动机燃烧室装药结构，具体涉及一种单室双推力固体火箭发动机装药结构及工艺。


背景技术：

2.固体火箭发动燃烧室是导弹发动机重要部件之一，它是固体推进剂装填和推力产生的场所，为弹体结构一部分，在导弹飞行过程中承受内压和外载，并为导弹外部接口提供支撑和连接。其中，不同燃烧室装药结构决定着发动机不同推力输出的方式，也决定着导弹的射程和过载的实现。
3.现某型导弹采用内埋滑轨发射总体设计方案，要求导弹在离架后必须高速飞离载机，以免对载机造成一定的影响。此外导弹在总体设计时因轴向长度受限，全弹轴向质心向后偏移，使得导弹在飞行过程中存在失稳的风险，综合以上设计因素，在满足总体对发动机冲量要求的前提下，若采用传统的发动机燃烧室装药结构设计，则无法满足总体需求。


技术实现要素：

4.本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种质心前置的单室双推力固体火箭发动机燃烧室装药结构及工艺，有效解决了导弹轴向质心偏移所产生的飞行失稳问题，从而提高导弹的飞行可靠性，同时保证了导弹离架所需要的初始推力。
5.进一步的，该种燃烧室装药结构设计也有效改善了传统串联组合式单室双推力星孔药柱成型工艺的复杂性，同时避免了组合式药柱在过渡段成型过程中出现的脱粘、夹渣、气泡以及裂纹等质量问题，节约了生产成本。
6.本发明的技术解决方案是：
7.一种单室双推力固体火箭发动机装药结构及工艺，包括药柱、绝热层、燃烧室壳体；所述绝热层粘接于燃烧室壳体内壁，药柱粘接于绝热层内壁，药柱中心轴线位置设有前小后大的内孔；所述药柱从头部到尾部依次为巡航段、过渡段、初始助推段，初始助推段到巡航段方向、过渡段内径逐渐降低。
8.所述药柱在初始助推段的肉厚与药柱半径大小的比值为1:5，长度与药柱长度的比值为1:3，药柱在巡航段的肉厚与药柱半径大小的比值为1:1.6、长度为药柱长度的比值为1:2.2，药柱的初始助推段到巡航段之间通过圆弧过渡段进行过渡，过渡段长度为药柱长度的比值为1:4.4。
9.所述绝热层根据药柱燃烧的规律进行变厚度设计，且从头部到尾部依次为头部人工脱粘绝热层、筒段绝热层、加厚段绝热层、尾部人工脱粘绝热层共四段。
10.所述绝热层从头部人工脱粘绝热层到尾部人工脱粘绝热层厚度以此分别为：6mm，1mm，4.5mm以及8mm。
11.所述绝热层两端分别设置头部人工脱粘绝热层到尾部人工脱粘绝热层，其作用是将绝热层人为的分为两层，外层与燃烧室壳体连接，内层与药柱连接，以改善绝热层与药柱
之间的因为环境温度改变而带来粘接界面应力。
12.所述绝热层采用均质三元乙丙橡胶绝热材料为基材。
13.所述药柱采用变截面一体化设计，药柱采用丁羟复合推进剂。
14.所述燃烧室壳体内表面进行喷砂处理。
15.一种单室双推力固体火箭发动机装药结构及工艺，采用上述任一所述的燃烧室装药结构，包括：
16.燃烧室壳体内表面进行喷砂处理，并均匀喷涂胶粘剂；
17.绝热层外表面与燃烧室内表面采用真空工艺进行界面粘接，粘接完成后进行固化处理；
18.将绝热层内表面按照工艺要求进行打毛处理，并在绝热层内表面均匀喷涂衬层和粘接剂；
19.药柱采用真空贴壁浇注工艺整体固化于绝热层内表面。
20.综上所述，本技术至少包括以下有益技术效果：
21.(1)本发明采用一种单室双推力固体火箭发动机装药结构及工艺，有效解决了导弹轴向质心偏移所产生的飞行失稳问题，从而提高导弹的飞行可靠性。同时保证了导弹离架所需要的初始推力，此外该种燃烧室装药结构设计也有效改善了传统串联组合式单室双推力星孔药柱成型工艺的复杂性，同时避免了组合式药柱在过渡段成型过程中出现的脱粘、夹渣、气泡以及裂纹等质量问题，节约了生产成本；
22.(2)更有效的利用现有空间，利用改变装药构型的方式提高发动机的初始推力，保证导弹离轨的最小初试推力需求，同时利用固体火箭发动机燃烧室变截面一体化装药设计结构，保证燃烧室质心的前置，达到对导弹的全弹质心进行修偏，提高导弹的飞行可靠性的目的。
附图说明
23.图1为本发明的一种单室双推力固体火箭发动机装药结构的剖视图；
24.图2为燃烧室壳体内表面的示意图；
25.图3为绝热层内外表面的示意图。
26.附图标记说明：1、药柱；2、绝热层；3、燃烧室壳体；
27.11、巡航段；12、过渡段；13、初始助推段；
28.21、头部人工脱粘绝热层；22、筒段绝热层；23、加厚段绝热层；24、尾部人工脱粘绝热层；
具体实施方式
29.下面结合附图和具体实施例对本技术作进一步详细的描述：
30.本技术实施例公开一种单室双推力固体火箭发动机装药结构及工艺，如图1所示，燃烧室装药结构包括药柱1，绝热层2，燃烧室壳体3。所述绝热层2粘接于燃烧室壳体3内壁，药柱1粘接于绝热层2内壁，药柱1中心轴线位置设有前小后大的内孔；
31.如图1所示，药柱1采用丁羟复合推进剂结合真空贴壁浇注工艺整体固化成型。其中药柱1在初始助推段13内孔直径为ф231mm，长度为ф382.1mm，肉厚为28.1mm。在巡航段
11内孔直径为ф110mm，长度为ф520mm，肉厚为92.6mm，两级药柱1通过圆弧过渡，过渡段12长度为262.7mm。药柱1为为变截面一体化设计，通过改变内孔孔径，在初始阶段，药柱1的整个内孔开始燃烧，初试有较大的燃烧面积，能提供较大的初始推力，而在厚度较薄的初始助推段13位置的药柱1燃烧完毕后，推力减小，实现了一体化装药的两种推力的实现形式。同时通过对药柱1内孔的改变，实现了燃烧室装药结构的质心前移，有效解决了导弹轴向质心偏移所产生的飞行失稳问题。
32.如图1所示，绝热层2采用均质三元乙丙橡胶绝热材料为基材，绝热层2从头部向尾部呈阶梯型分四段采用变厚度设计，绝热层2从头部到尾部厚度依次为：6mm，1mm，4.5mm以及8mm，绝热层厚度为1mm的部位与巡航段11药柱对应，绝热层厚度为4.5mm的部位与过渡段12和助推段13药柱对应。通过对绝热层2的变厚度设置，使得绝热层在药柱1燃烧完毕后仍然有一定的剩余厚度，从而能够对燃烧室壳体3起到一定的热防护作用。
33.如图1所示，燃烧室壳体3壳体材料为30cr3sinimova超高强度钢，采用前小开口，后大开口结构设计，前后开口设计用于连接的内螺纹，其外径为φ300
±
0.2mm，前后对接面距离为1180
±
2mm，壁厚为1.5mm，根据总体连接要求，燃烧室壳体3前段及后端设计用于对外的连接接口。
34.如图1所示，绝热层2的两端分别设置头部人工脱粘绝热层21到尾部人工脱粘绝热层24，其作用是将绝热层人为的分为两层，外层与燃烧室壳体3连接，内层与药柱1连接，以改善绝热层2与药柱1之间的因为环境温度改变而带来粘接界面应力。
35.具体的，本发明燃烧室壳体3壳体材料为30cr3sinimova超高强度钢，采用旋压、数控加工并结合焊接一体化成型，其外径为φ300
±
0.2mm，前后对接面距离为1180
±
2mm，壁厚为1.5mm。燃烧室壳体3壳体采用前小开口，后大开口结构设计前后开口设计内螺纹用于与其他零部组件进行连接，根据总体机械接口协调要求，燃烧室壳体3前端及后端设计用于对外的连接接口。实现与飞行器滑轨的连接。
36.具体的，绝热层2为预制件，使用模具按照绝热层设计任务书要求，按照燃烧室壳体3内型面进行提前预制，并进行硫化处理。绝热层2材料采用均质三元乙丙橡胶绝热材料为基材，从头部向尾部呈阶梯型分四段采用变厚度设计，厚度以此分别为：6mm，1mm，4.5mm以及8mm。
37.一种单室双推力固体火箭发动机装药结构及工艺，包括以下步骤：燃烧室壳体3内表面进行喷砂处理，并均匀喷涂胶粘剂；绝热层2外表面与燃烧室内表面采用真空工艺进行界面粘接，粘接完成后进行固化处理；将绝热层2内表面按照工艺要求进行打毛处理，并在绝热层2内表面均匀喷涂衬层和粘接剂；药柱1采用真空贴壁浇注工艺整体固化于绝热层2内表面。
38.具体的，在燃烧室壳体3在成型之后，按照工艺要求，将燃烧室壳体3内表面进行喷砂处理，将绝热层2外表面进行打毛处理，并将燃烧室壳体3内表面和绝热层2外表面均匀喷涂胶粘剂，待胶粘剂喷涂完成后，采用气囊将将绝热层2与燃烧室采用真空工艺进行界面粘接，粘接完成后需要保证界面粘接质量。
39.具体的，将粘接完成后的绝热层2内表面打毛，同时在绝热层2内表面均匀喷涂衬层和和粘接剂。并将药柱11采用真空贴壁浇注工艺整体高温固化成型。
40.本发明采用一种单室双推力固体火箭发动机装药结构及工艺，有效解决了导弹轴
向质心偏移所产生的飞行失稳问题，从而提高导弹的飞行可靠性。同时保证了导弹离架所需要的初始推力，此外该种燃烧室装药结构设计也有效改善了传统串联组合式单室双推力星孔药柱1成型工艺的复杂性，同时避免了组合式药柱1在过渡段12成型过程中出现的脱粘、夹渣、气泡以及裂纹等质量问题，节约了生产成本。
41.本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改，因此，本发明的保护范围应当以本发明权利要求所界定的范围为准。

技术特征：
1.一种单室双推力固体火箭发动机装药结构，其特征在于：包括药柱(1)、绝热层(2)、燃烧室壳体(3)；所述绝热层(2)粘接于燃烧室壳体(3)内壁，药柱(1)粘接于绝热层(2)内壁，药柱(1)中心轴线位置设有前小后大的内孔；所述药柱(1)从头部到尾部依次为巡航段(11)、过渡段(12)、初始助推段(13)，初始助推段(13)到巡航段(11)方向、过渡段(12)内径逐渐降低。2.根据权利要求1所述的一种单室双推力固体火箭发动机装药结构，其特征在于：所述药柱(1)在初始助推段(13)的肉厚与药柱(1)半径大小的比值为1:5，长度与药柱(1)长度的比值为1:3，药柱(1)在巡航段(11)的肉厚与药柱(1)半径大小的比值为1:1.6、长度为药柱(1)长度的比值为1:2.2，药柱(1)的初始助推段(13)到巡航段(11)之间通过圆弧过渡段(12)进行过渡，过渡段(12)长度为药柱(1)长度的比值为1:4.4。3.根据权利要求1所述的一种单室双推力固体火箭发动机装药结构，其特征在于：所述绝热层(2)根据药柱燃烧的规律进行变厚度设计，且从头部到尾部依次为头部人工脱粘绝热层(21)、筒段绝热层(22)、加厚段绝热层(23)、尾部人工脱粘绝热层(24)共四段。4.根据权利要求3所述的一种单室双推力固体火箭发动机装药结构，其特征在于：所述绝热层(2)从头部到尾部的厚度以此分别为：6mm，1mm，4.5mm以及8mm。5.根据权利要求3所述的一种单室双推力固体火箭发动机装药结构，其特征在于：所述绝热层(2)两端分别设置头部人工脱粘绝热层(21)到尾部人工脱粘绝热层(24)，其作用是将绝热层人为的分为两层，外层与燃烧室壳体(3)连接，内层与药柱(1)连接，以改善绝热层(2)与药柱(1)之间的因为环境温度改变而带来粘接界面应力。6.根据权利要求1所述的一种单室双推力固体火箭发动机装药结构，其特征在于：所述绝热层(2)采用均质三元乙丙橡胶绝热材料为基材。7.根据权利要求1所述的一种单室双推力固体火箭发动机装药结构，其特征在于：所述药柱(1)采用变截面一体化设计，药柱(1)采用丁羟复合推进剂。8.根据权利要求1所述的一种单室双推力固体火箭发动机装药结构，其特征在于：所述燃烧室壳体(3)内表面进行喷砂处理。9.一种单室双推力固体火箭发动机装药工艺，采用根据权利要求1～8任一所述的燃烧室装药结构，其特征在于：包括燃烧室壳体(3)内表面进行喷砂处理，并均匀喷涂胶粘剂；绝热层(2)外表面与燃烧室内表面采用真空工艺进行界面粘接，粘接完成后进行固化处理；将绝热层(2)内表面按照工艺要求进行打毛处理，并在绝热层(2)内表面均匀喷涂衬层和粘接剂；药柱(1)采用真空贴壁浇注工艺整体固化于绝热层(2)内表面。

技术总结
本发明公开了一种单室双推力固体火箭发动机装药结构及工艺，包括药柱，绝热层，燃烧室壳体；将所述燃烧室壳体内表面喷砂处理并均匀喷涂胶粘剂后与绝热层进行粘接，之后将绝热层内表面打毛并均匀喷涂衬层；采用真空贴壁浇注工艺将药柱整体固化于绝热层内表面，本发明的固体火箭发动机燃烧室装药结构采用变截面一体化设计，改善了传统串联组合式单室双推力星孔药柱成型工艺的复杂性，避免了组合式星孔药柱在过渡段成型过程中出现的脱粘、夹渣、气泡以及裂纹等质量问题，保证了装药结构完整性和内弹道性能，实现了导弹离架所需最小初始推力和导弹质心前置的特性需求，有效解决了导弹飞行失稳的问题，提高了导弹飞行可靠性，并在型号上得到成功应用。号上得到成功应用。号上得到成功应用。


技术研发人员：刘道坤 娄永春 乌日娜 陈昌将 方常青 孙晓娇 薛潇潇 薛牧遥 沈铁华 邹晓慧
受保护的技术使用者：上海新力动力设备研究所
技术研发日：2022.12.29
技术公布日：2023/5/31