一种燃面比可调的固体火箭发动机装药结构及火箭发动机的制作方法

本申请涉及固体火箭发动机技术领域，尤其涉及一种燃面比可调的固体火箭发动机装药结构及火箭发动机。

背景技术：

目前，在固体火箭发动机中，推进剂燃烧生成的燃气通过燃烧室中的装药通道从喷管高速排出，由于燃烧室和喷管各有不同的结构特点，故燃气在燃烧室和喷管中的流动也具有不同的特点，燃烧室中有固体推进剂装药结构、点火装置和挡药板等零件，固体推进剂装药结构在燃烧室中燃烧成为具有一定压力和温度的燃气，该燃气以一定的流速通过燃烧室内的燃气通道进入喷管。要想实现固体火箭发动机推力的大范围调节，主要有改变燃面和改变喷管喉部面积两种方式，装药结构燃烧面积越大，则产生的推力越大，反之，越小，对于燃烧面积的控制主要就是对装药结构形状的控制。

现有技术中的装药结构采用多孔、星型等结构增大燃面面积，但是装药结构从头部到尾部的燃面(燃烧面积)没有变化或变化较小，即燃面比不可调节或可调节范围小，不能实现固体火箭发动机推力的大范围调节。如果通过研制新的推进剂配方来实现固体火箭发动机推力大范围调节，其周期长、投入大而且难以取得满意的效果；浇注多种不同燃速的推进剂，装药工艺繁琐，燃面退移计算过程复杂；应用针栓改变喷管喉部面积来实现固体火箭发动机推力大范围调节，通常针栓与喷管喉部连接的结构相对复杂、热防护困难、推力快速动态调节过程预估困难。另外，现有技术中在装药结构上开设气孔，容易产生应力集中，气孔的直径越大，则气孔周围的应力集中越严重。现有技术中大多是内柱燃烧，内柱燃烧为增面燃烧，不利于实现单室双推力。

技术实现要素：

本申请的目的在于提供一种燃面比可调的固体火箭发动机装药结构及火箭发动机，其解决了现有技术中燃面比不可大范围调节，以及推力不可大范围调节的问题。

为达到上述目的，本申请提供一种燃面比可调的固体火箭发动机装药结构，包括：装药主体、分别一体成型在所述装药主体两端的装药头部和装药尾部，所述装药主体为柱状；所述装药头部为锥台状，以实现装药结构的轴向燃烧；所述装药头部的外周面沿其轴向方向均匀间隔开设有多个长条凹槽，以实现装药结构的径向燃烧；多个所述长条凹槽从所述装药头部远离所述装药主体的端部延伸至所述装药主体。

如上的，其中，所述装药头部与所述装药主体的过渡连接处具有倒圆角。

如上的，其中，所述装药头部与所述装药主体的过渡连接处具有环形凹槽，所述环形凹槽沿所述装药头部和所述装药主体的外表面向内开设，所述环形凹槽与所述长条凹槽相交。

如上的，其中，所述环形凹槽内表面的截面形状为半圆状。

如上的，其中，所述长条凹槽底面与所述装药头部的中心线方向形成拔模角度。

如上的，其中，所述装药结构的燃面比为燃烧初期平均燃面与燃烧后期平均燃面的比值。

如上的，其中，所述长条凹槽的数量取值范围为2-30个。

如上的，其中，所述装药结构的燃面比调节范围为1:1到10：1之间。

如上的，其中，所述装药尾部端面为圆弧状。

本申请还提供一种火箭发动机，包含所述的燃面比可调的固体火箭发动机装药结构，还包括燃烧室、挡药板和喷管，所述固体火箭发动机装药结构设置在所述燃烧室内，所述喷管与所述燃烧室连通，所述挡药板设置在所述喷管与所述燃烧室的连接处。

本申请实现的有益效果如下：

(1)本申请的装药结构燃面比可以调节，实现固体火箭发动机推力大小在工作时间上的合理分配，实现了固体火箭发动机单室双推力的动力特性。固体火箭发动机在工作初期大推力的作用下产生较大的加速度，可以使得导弹快速的飞离，避免暴露发射阵地，在工作后期的小推力作用下，可以使得导弹飞行的更远，实现较大的火力覆盖范围。

(2)本申请在燃烧的初期的装药头部通过设置了锥角和外表面均匀布置的带锥度的凹槽分别实现装药结构的轴向和径向同时燃烧，随着燃烧的不断进行，在燃烧后期时，大燃面的燃烧转变为小燃面的燃烧，后期燃烧主要是轴向的燃烧。

(3)本申请通过设计装药头部的长条凹槽的深度、长度、宽度以及数量实现燃烧初期发动机燃面大小和燃烧时间长短的调节。

(4)本申请通过在锥台状的装药头部和柱状的装药本体的连接处设置环形凹槽，实现装药结构燃烧过程中的良好受力。

(5)本申请通过将长条凹槽的底面设有锥度，利于装药固化后的拔模操作，使得装药结构的制备工艺可以采用自由装填工艺或整体浇注工艺，工艺适应性强，成本较低，容易实现。

(6)现有技术中大多是内柱燃烧，内柱燃烧为增面燃烧，不利于实现单室双推力，而本申请采用的是从装药结构外表面燃烧，有利于实现单室双推力，即实现推力由大到小，推力设计更加容易。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例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简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请中记载的一些实施例，对于本领域技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本申请实施例的一种燃面比可调的固体火箭发动机装药结构的立体图。

图2为本申请实施例的一种燃面比可调的固体火箭发动机装药结构的正视图。

图3为本申请实施例的一种燃面比可调的固体火箭发动机装药结构的左视图。

图4为本申请燃面与已燃肉厚的曲线图。

图5为本申请另一个实施例的一种燃面比可调的固体火箭发动机装药结构的立体图。

附图标记：1-装药主体；2-装药头部；3-装药尾部；4-长条凹槽；5-环形凹槽；6-倒圆角；41-长条凹槽底面。

具体实施方式

下面结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

实施例一

如图1-3所示，本申请提供了一种燃面比可调的固体火箭发动机装药结构，包括：装药主体1、分别一体成型在装药主体1两端的装药头部2和装药尾部3，装药主体1为柱状，装药主体1为实心柱体；装药结构从装药头部2的外表面开始燃烧，接着燃烧装药主体1和装药尾部3。

如图1所示，装药头部2为锥台状，装药头部2直径较大的一端与装药主体1连接；通过锥台状的装药头部2实现装药结构的轴向燃烧，轴向燃烧即从装药头部2直径较小的一端燃烧至直径较大的一端。

如图1、图2和图3所示，装药头部2的外周面沿其轴向方向均匀间隔开设有多个长条凹槽4，优选的，长条凹槽4的数量取值范围为2-30个。多个长条凹槽4从装药头部2远离装药主体1的端部延伸至装药主体1。通过在装药头部2设置长条凹槽4实现装药结构的径向燃烧，径向燃烧即沿装药头部2的直径方向燃烧。

本发明通过设置多个长条凹槽4，增大了装药头部2的燃烧表面积，使装药头部2燃面较大，进而增大固体火箭发动机的推力。燃烧初期从装药头部2开始燃烧，由于装药头部2的燃面较大，因此，燃烧初期产生较大的推力；随着燃烧时间的增加，长条凹槽4燃烧完后，燃烧后期转变为燃面相对较小的轴向燃烧。

其中，燃烧初期的燃面为锥台状的装药头部2的燃烧表面积和长条凹槽4的内表面积的和，通过设置长条凹槽4增大了燃烧初期的燃面。燃烧后期的燃面为圆柱状装药主体1的燃烧表面积和装药尾部3的底面积的和。

根据本发明的具体实施例，长条凹槽4的深度、长度、宽度、数量和拔模角度在保证装药结构完整的条件下，根据火箭内弹道的需求进行选取。其中，长条凹槽4的数量越多、长度越长和深度越深均可增大装药结构的燃面比。

如图3所示，本发明的长条凹槽4包括有四个，四个长条凹槽4均匀间隔开设置在装药头部2的外周面上。

如图5所示，为本发明另一个具体实施例的装药结构的立体图，其装药头部2与装药主体1的过渡连接处具有倒圆角6,防止在装药头部2与装药主体1的过渡连接处产生应力集中。

如图1和图2所示，装药头部2与装药主体1的过渡连接处具有环形凹槽5，环形凹槽5沿装药头部2和装药主体1的外表面向内开设，环形凹槽5与长条凹槽4相交。装药头部2与装药主体1的过渡连接处设置倒圆角或环形凹槽5实现装药结构燃烧过程中的良好受力，防止在装药头部2与装药主体1的过渡连接处产生应力集中。

根据本发明的另一个具体实施例，环形凹槽5内表面的截面形状为半圆状。

根据本发明的另一个具体实施例，长条凹槽底面41与装药头部2的中心线方向形成一定的拔模角度。优选的，拔模角度的取值范围为0-5度。

装药结构的燃面比调节范围为1:1到10：1之间。在装药燃烧室的长度允许条件下，并由多种推进剂的配合使用下，小燃面和大燃面的燃烧时间比值理论上可达到25:1以上。

如图2所示，装药尾部3端面为扁平状。

如图5所示，装药尾部3端面为圆弧状。

本发明通过设定装药尾部3的长度来调节尾部的燃烧时间，尾部的长度受到燃烧室空间的限制。燃烧后期的燃烧面积相对较小，理论最小值为装药结构径向横截面面积。

根据本发明的具体实施例，长条凹槽底面41为斜面，长条凹槽4的侧面为垂直于长条凹槽底面41的平面，长条凹槽4远离装药主体1的一端贯通装药头部2，优选的，长条凹槽4靠近装药主体1的一端与装药主体1的连接处具有圆弧过渡面，圆弧过渡面使的燃烧过渡效果更好，防止产生应力集中。

如图4所示，为一种装药结构的燃面与已燃肉厚的曲线图，根据该图可知，装药结构的燃面值随着已燃肉厚的逐渐增大而减小。

根据本发明的一个具体实施例，计算装药结构的燃面面积的方法包括如下步骤：

计算装药结构锥台状装药头部2的表面积a1；

计算装药结构圆柱状装药主体1的表面积a2；

计算长条凹槽4的内表面积a3；

计算装药结构的燃面面积a＝a1+a2+a3；

其中，a表示装药结构的燃面面积，a1表示装药结构锥台状装药头部2的表面积；a2表示装药结构圆柱状装药主体1的表面积；a3表示长条凹槽4的内表面积。

根据本发明的一个具体实施例，本发明装药结构的燃面比的计算方法为：

计算燃烧初期平均燃面m1；

计算燃烧后期平均燃面m2；

计算燃烧初期的平均燃面与燃烧后期的平均燃面的比值，获得装药结构的燃面比m。

装药结构的燃面比的计算公式为：

m＝m1/m2；其中，m表示燃面比；m1表示燃烧初期平均燃面；m2表示燃烧后期平均燃面。

实施例二

一种火箭发动机，包括燃面比可调的固体火箭发动机装药结构，还包括燃烧室、挡药板和喷管，固体火箭发动机装药结构设置在燃烧室内，喷管与燃烧室连通，挡药板设置在喷管与燃烧室的连接处。

本申请实现的有益效果如下：

(1)本申请的装药结构燃面比可以调节，实现固体火箭发动机推力大小在工作时间上的合理分配，实现了固体火箭发动机单室双推力的动力特性。固体火箭发动机在工作初期大推力的作用下产生较大的加速度，可以使得导弹快速的飞离，避免暴露发射阵地，在工作后期的小推力作用下，可以使得导弹飞行的更远，实现较大的火力覆盖范围。

(2)本申请在燃烧的初期的装药头部通过设置了锥角和外表面均匀布置的带锥度的凹槽分别实现装药结构的轴向和径向同时燃烧，随着燃烧的不断进行，在燃烧后期时，大燃面的燃烧转变为小燃面的燃烧，后期燃烧主要是轴向的燃烧。

(3)本申请通过设计装药头部的长条凹槽的深度、长度、宽度以及数量实现燃烧初期发动机燃面大小和燃烧时间长短的调节。

(4)本申请通过在锥台状的装药头部和柱状的装药本体的连接处设置环形凹槽，实现装药结构燃烧过程中的良好受力。

(5)本申请通过将长条凹槽的底面设有锥度，利于装药固化后的拔模操作，使得装药结构的制备工艺可以采用自由装填工艺或整体浇注工艺，工艺适应性强，成本较低，容易实现。

(6)现有技术中大多是内柱燃烧，内柱燃烧为增面燃烧，不利于实现单室双推力，而本申请采用的是从装药结构外表面燃烧，有利于实现单室双推力，即实现推力由大到小，推力设计更加容易。

对于本领域技术人员而言，显然，本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且，在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明，因此，无论从哪一点看，均应将本发明的实施例看做是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是说明限定，因此，旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内，不应将权利要求中任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。

以上对本发明的一个实施例进行了详细说明，但所述内容仅为本发明的较佳实施例，不能被认为用于限定本发明的实施范围。凡依本发明申请范围所作的均等变化与改进等，均应归属于本发明的专利涵盖范围之内。