一种无喷管固体火箭发动机的制作方法

本发明属于航天动力领域，尤其涉及一种无喷管固体火箭发动机。

背景技术：

固体火箭发动机：使用固体推进剂的化学火箭发动机。又称固体推进剂火箭发动机。固体推进剂点燃后在燃烧室中燃烧，化学能转化为热能，生产高温高压的燃烧产物。燃烧产物流经喷管，在其中膨胀加速，热能转变为动能，以高速从喷管排出而产生推力。

固体火箭发动机自诞生以来，其基本结构形式一直是“燃烧室+拉瓦尔喷管”，固体推进剂燃烧产生的燃气在喷管中不断加速并排出发动机，从而产生推力。为保证较高的能量转换效率，喷管的尺寸一般比较大，占发动机结构质量的比例较高。由于喷管出口尺寸通常不能超过火箭的最大外径，这就限制了喷管出口面的最大气流速度的进一步提升，限制了能量转换效率，导致大量能量无法充分利用。另外，喷管工作时热环境恶劣且变化剧烈，其热防护设计方案比较复杂，喉衬等部件发生失效故障的情况较多。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种无喷管固体火箭发动机，以解决现有固体火箭发动机燃烧产物出口速度受限的问题。

本发明采用以下技术方案：一种无喷管固体火箭发动机，包括：

壳体，呈柱状，

推进剂药柱，填充在壳体内腔，沿其中线开设有燃气通道，

支撑管，呈筒状，套设在燃气通道内、且靠近燃气气流出口处，其内壁上依次间隔设置有多个内腔电磁场机构和多个内腔高压热电机构，内腔电磁场机构和内腔高压热电机构相互配合用于燃气在通过支撑管内腔的燃气通道时因热电效应产生毫伏级的热电势，并进而形成高压热电势，热电势使含有大量离子化产物的燃气进行大幅加速，并通过支撑管的内腔排出进而推动火箭运行。

进一步地，每个内腔电磁场机构由多个内腔电磁场机构单元构成，多个内腔电磁场机构单元呈放射状、环形分布、安装在支撑管的内壁上；

每个内腔高压热电机构由多个内腔高压热电机构单元构成，多个内腔高压热电机构单元呈放射状、环形分布、安装在支撑管的内壁上；

各内腔高压热电机构与各内腔电磁场机构相互间隔设置、且紧密排列。

进一步地，每个内腔高压热电机构单元包括内腔肋骨架、内腔第一导体和内腔第二导体，内腔肋骨架套设在支撑管内腔，内腔肋骨架的外壁与支撑管的内壁相贴合；

内腔肋骨架为中空的圆柱体，在内腔肋骨架外壁上、绕其外壁一周自外向内开设有多个内腔凹槽，各内腔凹槽相互平行设置，且各内腔凹槽所在的平面均与内腔肋骨架的横截面相互平行，各内腔凹槽用于内腔第一导体和内腔第二导体插入，内腔第一导体和内腔第二导体串接成一个闭合回路。

进一步地，内腔第一导体和内腔第二导体均为环形的薄片状。

进一步地，每个内腔电磁场机构单元包括高导磁率芯体、导电线圈和隔热包覆层，导电线圈缠绕在高导磁率芯体上，隔热包覆层将高导磁率芯体和导电线圈进行包裹；

多个内腔电磁场机构单元所组成的平面均与内腔肋骨架的横截面相互平行，且每个高导磁率芯体的轴线均过所在内腔肋骨架横截面的圆心。

进一步地，支撑管的外壁上依次间隔设置有外腔电磁场机构和外腔高压热电机构，外腔电磁场机构和外腔高压热电机构相互配合用于燃气在通过支撑管前因热电效应产生毫伏级的热电势，并形成高压热电势，热电势使含有大量离子化产物的燃气进行加速后进入支撑管；还用于根据使用需要，在工作过程中调节推进剂燃速。

进一步地，每个外腔电磁场机构由多个外腔电磁场机构单元构成，多个外腔电磁场机构单元呈放射状、环形分布、安装在支撑管的外壁上；

每个外腔高压热电机构由多个外腔高压热电机构单元构成，多个外腔高压热电机构单元呈放射状、环形分布、安装在支撑管的外壁上；

各外腔电磁场机构与各外腔高压热电机构相互间隔设置、且紧密排列。

进一步地，每个外腔高压热电机构单元包括外腔肋骨架、外腔第一导体和外腔第二导体，外腔肋骨架套设在支撑管外壁上，外腔肋骨架的内壁与支撑管的外壁相贴合；

外腔肋骨架为中空的圆柱体，在外腔肋骨架内壁上、绕其内壁一周自内向外开设有多个外腔凹槽，各外腔凹槽相互平行设置，且各外腔凹槽所在的平面均与外腔肋骨架的横截面相互平行，各外腔凹槽用于外腔第一导体和外腔第二导体插入，外腔第一导体和外腔第二导体串接成一个闭合回路。

进一步地，每个外腔电磁场机构单元包括高导磁率芯体、导电线圈和隔热包覆层，导电线圈缠绕在高导磁率芯体上，隔热包覆层将高导磁率芯体和导电线圈进行包裹；

多个外腔电磁场机构单元所组成的平面均与外腔肋骨架的横截面相互平行，且每个高导磁率芯体的轴线均过所在外腔肋骨架横截面的圆心。

进一步地，外腔第一导体和外腔第二导体均为环形的薄片状，支撑管的管体材料为合金钢或不锈钢，内腔肋骨架和外腔肋骨架均由高导热合金材料构成。

本发明的有益效果是：本发明取消了常规固体火箭发动机的喷管结构件，大幅减轻了发动机的结构质量，减少了失效故障的概率；本发明中高温燃气在支撑管中传递给管壁的热量，通过热电效应转换电能，由电能形成电磁场，再由电磁场加速燃气，通过该循环方式完成了能量的转换和守恒利用；避免了传统喷管中热防护部件被动对抗高温燃气所造成的大量能量流失，提高了能量利用率；本发明不再受限于火箭的最大外径，其燃气速度将高于现有火箭发动机出口气流速度，使发动机的比冲性能得到大幅提升。

附图说明

图1为本发明的结构示意图；

图2为本发明支撑管的部分截面示意图；

图3为本发明外腔高压热电机构的结构示意图；

图4为本发明内腔高压热电机构的结构示意图；

图5为本发明内腔电磁场机构和外腔电磁场机构的侧视图；

图6为本发明内腔电磁场机构和外腔电磁场机构的剖视图。

其中：1.壳体；2.支撑管；3.推进剂药柱；4.燃气通道；5.内腔高压热电机构；51.内腔高压热电机构单元；6.内腔电磁场机构；61.内腔电磁场机构单元；7.内腔第一导体；8.内腔第二导体；9.外腔高压热电机构；91.外腔高压热电机构单元；10.外腔电磁场机构；101.外腔电磁场机构单元；11.外腔凹槽；12.内腔肋骨架；13.内腔凹槽；14.外腔第一导体；15.外腔肋骨架；16.外腔第二导体。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。

本发明公开了一种无喷管固体火箭发动机，如图1和2所示，包括壳体1、推进剂药柱3、支撑管2、以及位于支撑管2内壁上的内腔电磁场机构6和内腔高压热电机构5，壳体1呈柱状，推进剂药柱3填充在壳体1内腔，沿推进剂药柱3中线开设有燃气通道4，支撑管2呈筒状，支撑管2套设在燃气通道4内、且靠近燃气气流出口处，支撑管2的内壁上依次间隔设置有多个内腔电磁场机构6和多个内腔高压热电机构5，多个内腔电磁场机构6和内腔高压热电机构5相互配合用于燃气在通过支撑管2内腔的燃气通道4时因热电效应产生毫伏级的热电势，并进而形成高压热电势，热电势使含有大量离子化产物的燃气进行大幅加速，并通过支撑管2的内腔排出进而推动火箭运行。

支撑管2内壁上安装有多个内腔电磁场机构6和内腔高压热电机构5，每个内腔电磁场机构6由多个内腔电磁场机构单元61构成，多个内腔电磁场机构单元61环绕支撑管2的内壁设置，即多个内腔电磁场机构单元61呈放射状、环形分布、安装在支撑管2的内壁上；每个内腔高压热电机构5由多个内腔高压热电机构单元51构成，多个内腔高压热电机构单元51环绕支撑管2的内壁设置，即多个内腔高压热电机构单元51呈放射状、环形分布、安装在支撑管2的内壁上；各内腔高压热电机构5与各内腔电磁场机构6相互间隔设置、且紧密排列。

如图4所示，每个内腔高压热电机构单元51包括内腔肋骨架12、内腔第一导体7和内腔第二导体8，内腔肋骨架12套设在支撑管2内腔，内腔肋骨架12的外壁与支撑管2的内壁相贴合；内腔肋骨架12为中空的圆柱体，在内腔肋骨架12外壁上、绕其外壁一周自外向内开设有多个内腔凹槽13，各内腔凹槽13相互平行设置，且各内腔凹槽13所在的平面均与内腔肋骨架12的横截面相互平行。内腔第一导体7和内腔第二导体8均为环形的薄片状，各内腔凹槽13用于内腔第一导体7和内腔第二导体8插入，内腔第一导体7和内腔第二导体8串接成一个闭合回路，内腔第一导体7和内腔第二导体8置于各内腔凹槽13内，由于内腔第一导体7和内腔第二导体8的金属材料不同，因此内腔第一导体7和内腔第二导体8串接成一个闭合回路，当燃气的热量通过内腔肋骨架12传递到内腔第一导体7和内腔第二导体8时，内腔第一导体7和内腔第二导体8就因热电效应产生毫伏级的热电势，当在回路中产生热电动势，在回路中就会产生一定大小的电流，即所谓的热电效应。

由于内腔肋骨架12套设在支撑管2内腔，且其轴线与支撑管2的轴线相互重合，因此内腔第一导体7和内腔第二导体8所在的平面均与内腔肋骨架12的横截面相互平行，进而内腔第一导体7和内腔第二导体8所在的平面均与支撑管2的横截面相互平行，进而支撑管2所受的燃气的热量才能更好得传递给内腔第一导体7和内腔第二导体8，以此产生热电效应。另外，从结构质量角度，越靠近，有利用减轻结构质量。

如图5和图6所示，每个内腔电磁场机构单元61包括高导磁率芯体、导电线圈和隔热包覆层，导电线圈缠绕在高导磁率芯体上，隔热包覆层将高导磁率芯体和导电线圈进行包裹。绕支撑管2内壁一周均匀设置有多个内腔电磁场机构单元61，多个内腔电磁场机构单元61所组成的平面均与内腔肋骨架12的横截面相互平行，且每个高导磁率芯体的轴线均过所在内腔肋骨架12横截面的圆心，从而保证了产生的电磁场垂直于燃气流动方向，便于对燃气加速，进而对燃气所产生的流体进行流动控制。

支撑管2的外壁上依次间隔设置有外腔电磁场机构10和外腔高压热电机构9，外腔电磁场机构10和外腔高压热电机构9相互配合用于燃气在通过支撑管2前因热电效应产生毫伏级的热电势，并形成高压热电势，热电势使含有大量离子化产物的燃气进行加速后进入支撑管2；还用于根据使用需要，在工作过程中调节推进剂燃速。

每个外腔电磁场机构10由多个外腔电磁场机构单元101构成，多个外腔电磁场机构单元101环绕支撑管2的外壁设置，即多个外腔电磁场机构单元101呈放射状、环形分布、安装在支撑管2的外壁上；每个外腔高压热电机构9由多个外腔高压热电机构单元91构成，多个外腔高压热电机构单元91环绕支撑管2的外壁设置，即多个外腔高压热电机构单元91呈放射状、环形分布、安装在支撑管2的外壁上；各外腔电磁场机构10与各外腔高压热电机构9相互间隔设置、且紧密排列。

如图3所示，每个外腔高压热电机构单元91包括外腔肋骨架15、外腔第一导体14和外腔第二导体16，外腔肋骨架15套设在支撑管2外壁上，外腔肋骨架15的内壁与支撑管2的外壁相贴合，外腔肋骨架15为中空的圆柱体，在外腔肋骨架15内壁上、绕其内壁一周自内向外开设有多个外腔凹槽11，各外腔凹槽11相互平行设置，且各外腔凹槽11所在的平面均与外腔肋骨架15的横截面相互平行，各外腔凹槽11用于外腔第一导体14和外腔第二导体16插入，外腔第一导体14和外腔第二导体16均为环形的薄片状，外腔第一导体14和外腔第二导体16串接成一个闭合回路。

如图5所示，每个外腔电磁场机构单元101包括高导磁率芯体、导电线圈和隔热包覆层，导电线圈缠绕在高导磁率芯体上，隔热包覆层将高导磁率芯体和导电线圈进行包裹；绕支撑管2外壁一周均匀设置有多个每个外腔电磁场机构单元101，多个每个外腔电磁场机构单元101所组成的平面均与外腔肋骨架15的横截面相互平行，且每个高导磁率芯体的轴线均过所在外腔肋骨架15横截面的圆心。

对于内腔电磁场机构单元61和外腔电磁场机构单元101的连接方式可以是黏贴、螺栓或者夹持，如果是黏贴的话，将高导磁率芯体的一端黏贴在支撑管2的内壁和/或外壁上即可，高导磁率芯体的另一端即为自由端，如果是螺栓的话，将高导磁率芯体的一端通过螺栓固定在支撑管2的内壁和/或外壁上即可，高导磁率芯体的另一端即为自由端，如果是夹持的话，就通过两个相邻的内腔肋骨架12将高导磁率芯体进行夹持即可。

对于支撑管2的材料不进行限制，只要能满足发动机中燃气从中流过的要求即可，优选的，支撑管2的管体材料为合金钢或不锈钢，而内腔肋骨架12和外腔肋骨架15均由高导热合金材料构成，因为内腔肋骨架12和外腔肋骨架15需要将热量分别传递至内腔第一导体7和内腔第二导体8、外腔第一导体14和外腔第二导体16，因此需要将内腔肋骨架12和外腔肋骨架15承受的燃气压力，传递到支撑管2上，由支撑管2作为整个加速装置的承力主结构。

间隔设置多个外腔电磁场机构10和多个外腔高压热电机构9，可以使得外腔内燃气受外腔电磁场机构10的作用进行加速、在进入燃气通道4之前获得更高的速度，也可以通过外腔电磁场机构10的作用，控制燃气组分在燃面附近的停留时间、进而调控推进剂的燃速，有利于发动机性能调节。

对于内腔高压热电机构5、内腔电磁场机构6、外腔电磁场机构10和外腔高压热电机构9的设置个数，可以根据支撑管2的长度、直径和发动机推力等要求进行优化，当直径较小时，需要较多的内腔电磁场机构6和外腔电磁场机构10进行加速，当直径较大时，需要较少的内腔电磁场机构6和外腔电磁场机构10进行加速。

推进剂药柱3内的超高能量推进剂形成的燃气，在通过支撑管2内腔入口时会达到1马赫，形成气体动力学意义上的壅塞现象，在向支撑管2内腔出口处流动过程中，燃气会向高导热率的内腔肋骨架12传递热量，将热量进一步传递给内腔第一导体7和内腔第二导体8，因热电效应产生毫伏级的热电势，经过内腔高压热电机构5所产生的热电势，输入到内腔电磁场机构6后，经过内腔电磁场机构6产生使含有大量离子化产物的燃气进行大幅加速，由间隔设置的内腔电磁场机构6和内腔高压热电机构5不断对燃气进行加压加速，使得燃气继续加速并从支撑管2的出口喷出，即燃气将不断加速，使得支撑管2出口处的燃气速度，将超过现有固体火箭发动机的出口速度。

本发明取消了常规固体火箭发动机的喷管结构件，大幅减轻了发动机的结构质量，减少了失效故障的概率；本发明中高温燃气在支撑管2中传递给管壁的热量，通过热电效应转换电能，由电能形成电磁场，再由电磁场加速燃气，通过该循环方式完成了能量的转换和守恒利用；避免了传统喷管中热防护部件被动对抗高温燃气所造成的大量能量流失，提高了能量利用率；本发明不再受限于火箭的最大外径，其燃气速度将高于现有火箭发动机出口气流速度，使发动机的比冲性能得到大幅提升。

本发明中燃气最终加速效果主要取决于支撑管2的长度、内腔高压热电机构5和内腔电磁场机构6的布局与性能，不再受限于火箭的最大外径，将高于现有火箭发动机出口气流速度，使发动机的比冲性能得到大幅提升；本发明不仅解决了出口速度受限问题，还解决传统喷管结构复杂问题，还可以调节出口气流速度，实现推力调节。