一种低成本的固体火箭发动机的制作方法

本申请涉及固体火箭发动机，尤其涉及一种低成本的固体火箭发动机。

背景技术：

1、目前，固体火箭发动机具有结构简单、反应快速、使用维护方便、可靠性高、不存在毒性和泄漏问题，容易实现小型化等优点，在各类航天器及战术导弹中被广泛应用。在战术弹上及各种飞行器助推器上，固体火箭发动机得到广泛应用。

2、航空航天以及各军种的固体火箭发动机，都分别不断提出低成本、高可靠和高性能的要求，不断强调产品的性价比优势，将低成本作为考评的一个重要考核项。因此发展低成本的战略、战术导弹固体火箭发动机势力在必行，降低固体火箭发动机的成本，同时将可拓展应用于更加广泛的领域，更易实现部分技术民用化。

3、目前各种战术导弹用固体火箭发动机除要求长时间、低特征、高压强或者高比冲等特殊性能外，大部分大批量消耗的作为导弹或者靶标助推飞行的助推发动机，其工作要求并不高，工作时间较短、压强适中、推进剂的能量特性要求适中，因此，如何在性能和成本之间做出权衡，不至于性能过剩成本过高。实现战术导弹尤其是助推类发动机的低成本化尤为重要。

4、相比传统的发动机，更多从追求性能最大化出发，仅从技术层面考虑性能需求，而弱化或者忽视市场竞争力和成本因素。忽视原材料价格、产品的加工便捷性和生产工艺性，导致最终整个产品的价格居高不下。低成本的固体火箭发动机，兼顾技术性能和低成本化，在目标价格区间内，以及在满足要求指标的原则下，设计上从顶层采用低成本的设计方案，在可以满足需求的情况下，采用市面可大量采购性价比的成熟原材料，在熟悉整个产品生产流程的基础上，尽可能简化产品的生产工艺，减少产品的零部组件。不产生性能过剩，综合考虑性能和成本，突出产品的性价比优势。

5、因此，目前亟需解决的技术问题是：如何提供一种低成本的固体火箭发动机，综合考虑火箭发动机性能和成本，通过结构设计和工艺实现固体火箭发动机的低成本化。

技术实现思路

1、本申请的目的在于提供一种低成本的固体火箭发动机，综合考虑火箭发动机性能和成本，通过结构设计和工艺实现固体火箭发动机的低成本化。

2、为达到上述目的，本申请提供一种低成本固体火箭发动机，包括绝热前封头、点火装置、装药燃烧室和喷管；所述绝热前封头、所述点火装置、所述装药燃烧室和所述喷管沿发动机轴线从左到右依次设置；绝热前封头、装药燃烧室和喷管内形成发动机内的发动机容腔；点火装置收到点火指令，装药燃烧室内推进剂被点燃，装药燃烧室内产生高温高压燃气经喷管膨胀加速，将化学能转化为动能，燃气经喷管膨胀加速做功，产生推力。

3、如上所述的低成本固体火箭发动机，其中，所述装药燃烧室包含燃烧室壳体、绝热层和药柱；所述燃烧室壳体的直筒段内部直径不变；所述药柱设置在所述燃烧室壳体内；所述绝热层包覆在所述燃烧室壳体内所述药柱的外侧。

4、如上所述的低成本固体火箭发动机，其中，药柱的形成方法为：在所述燃烧室壳体内插入浇药芯模；将药浆浇注入所述燃烧室壳体内，使药浆固化形成药柱。

5、如上所述的低成本固体火箭发动机，其中，所述装药燃烧室的前端开口和后端开口的直径大于所述浇药芯模的直径。

6、如上所述的低成本固体火箭发动机，其中，所述点火装置包括篓式点火器和点火线缆；所述篓式点火器与所述点火线缆连接；所述篓式点火器设置在发动机的头部；所述点火线缆从所述篓式点火器延伸至发动机的尾部。

7、如上所述的低成本固体火箭发动机，其中，所述燃烧室壳体的端部设置绝热前封头；所述绝热前封头与所述燃烧室壳体的连接处设置前挡圈和前端密封圈。

8、如上所述的低成本固体火箭发动机，其中，所述喷管与所述燃烧室壳体的连接处设置后挡圈和后端密封圈。

9、如上所述的低成本固体火箭发动机，其中，所述喷管包括喷管壳体、收敛段绝热层、喉衬、扩张段绝热层和堵盖；所述喷管壳体与所述燃烧室壳体连接；所述收敛段绝热层和所述扩张段绝热层连接在所述喷管壳体内壁；所述喉衬连接在所述收敛段绝热层内壁；所述堵盖封堵在所述扩张段绝热层的内部开口处。

10、如上所述的低成本固体火箭发动机，其中，所述绝热前封头上设置密封槽，所述前端密封圈设置在所述密封槽内。

11、如上所述的低成本固体火箭发动机，其中，所述点火装置螺纹连接在所述绝热前封头上。

12、本申请实现的有益效果如下：

13、(1)、本申请的低成本固体火箭发动机装药燃烧室采用前后机口大开口结构，首先前后大开口的结构对于燃烧室壳体的机加工更为有利，无论是采用纯机加工或者旋压工艺，采用棒料还是管料，前后大开口结构生产时刀具操作更便捷去料更少，更易降低成本。

14、其次，采用前后大开口结构，对燃烧室壳体内绝热层铺贴和操作更便捷更有利，降低了生产难度，提高生产效率。同时提高了绝热层的可检查性，易于仅通过目视检查绝热质量，提高了检查效率。

15、再之，采用大开口的结构，对于通常设计中采用的翼柱型药型，在药柱浇注中可采用整体式芯模，加工和操作简单又不影响药柱生产。避免了小开口设计需采用组合芯模带来的芯模加工和装配引起的成本上升。

16、(2)、本申请的低成本固体火箭发动机的燃烧室壳体，直筒段内侧采用统一直径，内侧不内凸翻边，仅在两端外侧外凸翻边的设计。

17、此设计不仅采用大开口而且内侧筒段直径从头至尾统一，不仅采用管料即可，减少了原材料损耗，同时内径一致，大大简化了机加程序，降低了对机加的要求。无论采用机加和旋压工艺，都大大提高了中间筒段的工艺性和加工生产便捷性。两侧外翻台阶常规机加工艺便可满足。

18、(3)、本申请的低成本固体火箭发动机的燃烧室壳体，前后开口连接均采用径向密封的挡圈连接结构。采用挡圈结构较传统的螺纹连接结构，不仅减少了壳体轴向连接结构尺寸，并且提高了装配便捷性，提高了装药燃烧室的空间有效使用率。而本专利在传统挡圈的使用基础上，将其轴向密封改为径向密封，进一步又缩小径向连接结构的径向尺寸，进一步提高燃烧室的内部空间使用率。不仅提高装药燃烧室的空间使用率，简化燃烧室壳体结构，同时提高装配效率，以上均可以进一步降低成本。

19、(4)、本申请的低成本固体火箭发动机点火装置，采用前端点火后端出线的结构。点火装置由篓式点火器和连接线缆组成。篓式点火器通过连接电缆接受电信号引燃篓式点火器内的引燃装药，进而点燃点火器主装药，最终引燃发动机主装药，使发动机开始工作。篓式点火器和发动机前封头通过螺纹连接，螺纹公差控制在10级以上即可，保持内外螺纹间较大间隙，在内外螺纹之间涂抹硅橡胶。减少传统在封头和篓式点火器间的绝热环部件，仅通过高温腻子或者硅橡胶隔热，此方法已在工作时间较短的多型助推产品上完成验证。

20、在发动机尾部喷管堵盖出线处，取消传统的电连接器结构，仅在出线口附近采用硅橡胶封堵出口保证密封，并且涂胶从喷管堵盖内侧向外涂抹。

21、以上设计均在现有设计上进一步实现低成本化，并完成了相应试验验证。

技术特征：

1.一种低成本固体火箭发动机，其特征在于，包括绝热前封头、点火装置、装药燃烧室和喷管；

2.根据权利要求1所述的低成本固体火箭发动机，其特征在于，所述装药燃烧室包含燃烧室壳体、绝热层和药柱；

3.根据权利要求2所述的低成本固体火箭发动机，其特征在于，药柱的形成方法为：

4.根据权利要求3所述的低成本固体火箭发动机，其特征在于，所述装药燃烧室的前端开口和后端开口的直径大于所述浇药芯模的直径。

5.根据权利要求1所述的低成本固体火箭发动机，其特征在于，所述点火装置包括篓式点火器和点火线缆；

6.根据权利要求1所述的低成本固体火箭发动机，其特征在于，所述燃烧室壳体的端部设置绝热前封头；

7.根据权利要求2所述的低成本固体火箭发动机，其特征在于，所述喷管与所述燃烧室壳体的连接处设置后挡圈和后端密封圈。

8.根据权利要求2所述的低成本固体火箭发动机，其特征在于，所述喷管包括喷管壳体、收敛段绝热层、喉衬、扩张段绝热层和堵盖；

9.根据权利要求6所述的低成本固体火箭发动机，其特征在于，所述绝热前封头上设置密封槽，所述前端密封圈设置在所述密封槽内。

10.根据权利要求1所述的低成本固体火箭发动机，其特征在于，所述点火装置螺纹连接在所述绝热前封头上。

技术总结
本申请提供一种低成本固体火箭发动机，涉及固体火箭发动机技术领域，该固体火箭发动机包括绝热前封头、点火装置、装药燃烧室和喷管；所述绝热前封头、所述点火装置、所述装药燃烧室和所述喷管沿发动机轴线从左到右依次设置；绝热前封头、装药燃烧室和喷管内形成发动机内的发动机容腔；点火装置收到点火指令，装药燃烧室内推进剂被点燃，装药燃烧室内产生高温高压燃气经喷管膨胀加速，将化学能转化为动能，燃气经喷管膨胀加速做功，产生推力。本申请综合考虑火箭发动机性能和成本，通过结构设计和工艺实现固体火箭发动机的低成本化。

技术研发人员：金蔚,郑才浪,刘永康,赖谋荣,付继川
受保护的技术使用者：北京中科宇航技术有限公司
技术研发日：
技术公布日：2024/10/21