[發明專利]一種寬溫使用的高能固體火箭發動機

有效

• 申請號: 201710115454.7
• 申請日: 2017-02-24
• 公開（公告）號: CN106930865B
• 公開（公告）日: 2019-08-02
• 發明（設計）人: 楊淵;方錫惠;高列義;吳曉英;許玉榮;高阿婷;曾強;于泉;陳文杰;吳敏;張義廣;魯國林;董良慈
• 申請（專利權）人: 湖北航天技術研究院總體設計所
• 主分類號: F02K9/10
• 分類號: F02K9/10;C06B33/08;C06D5/06
• 代理公司: 武漢智匯為專利代理事務所(普通合伙) 42235
• 代理人: 樊黎

1.一種寬溫使用的高能固體火箭發動機，包括裝藥燃燒室、點火裝置和噴管，裝藥燃燒室包括燃燒室殼體、燃燒室熱防護、推進劑藥柱，其特征在于，所述發動機-55℃～+60℃寬溫工作，所述推進劑藥柱的推進劑為NEPE推進劑，危險等級為1.3級，發動機比沖達252s～256s，按照特定設計規則設計發動機，所述特定設計規則具體為：

選取工作壓強規則，綜合考慮結構安全系數和結構承載能力選取工作壓強；

確定噴管喉徑規則，最佳的噴管膨脹比為13～17，噴管喉徑根據出口內徑確定，推進劑燃速調整為7.0mm/s～10.0mm/s；

推進劑藥柱結構設計規則：推進劑藥柱設計時燃面退移盡量平穩，在發動機長徑比已超過7的情況下，只設計后翼；

參數優化規則：以發動機沖質比為優化目標，綜合壓強、喉徑、膨脹比、推進劑燃速、推進劑藥柱燃面的影響，最終優化出發動機各項型質參數值；

推進劑配方選取及調整規則：選取NEPE推進劑配方并經過配方調整；

所述推進劑藥柱的推進劑配方調整，增塑劑與粘合劑比例調整為1.3～1.7，硝胺組分含量調整為12％～18％，鋁粉含量調整為16％～20％；

所述增塑劑為消化甘油和1，2，4-丁三醇三硝酸脂的混合物，消化甘油含量為35％～45％，1，2，4-丁三醇三硝酸脂的含量為65％～55％，粘合劑為聚己二酸乙二脂和聚己酸內脂的混合物，聚己二酸乙二脂的含量為45％～55％，聚己酸內脂的含量為55％～45％，增塑劑與粘合劑比例為1.3～1.4。

2.如權利要求1所述的發動機，其特征在于，所述推進劑藥柱結構設計為三維翼柱型，僅采用后翼結構，翼數量為5～9個，后翼擴張角為3°～15°，同時要適應掛在飛機上飛行法向過載7g～9g、側向過載2.5g～4.5g，機動飛行軸向過載23g～28g、法向過載7g～9g的使用環境，燃燒室熱防護前、后封頭處均設計有人工脫粘層，脫粘深度0.5R～1R。

3.如權利要求1或2所述的發動機，其特征在于，所述噴管包括收斂段絕熱層、喉襯、絕熱環、擴張段絕熱層和殼體，收斂段設計為錐形型面，收斂半角βs可在30°～60°，初始膨脹半角22°～28°，初始出口半角10°～16°，擴散段采用三次多項式、二次多項式、雙圓弧或是拋物線氣動型面；適應選取的發動機平均工作壓強為9MPa～12MPa，20℃的工作條件，初始膨脹比13～14。

4.如權利要求3所述的發動機，其特征在于，所述燃燒室殼體包括前接頭、前封頭、前裙、柱段、后接頭、掛機結構，所述掛機結構包括前滑塊、后滑塊，所述前滑塊、后滑塊固定在燃燒室殼體上，與前滑塊、后滑塊焊接的燃燒室殼體部位加厚。

5.如權利要求4所述的發動機，其特征在于，所述燃燒室熱防護采用分層設計方法，分為“絕熱材料+抗沖刷材料”兩層，對頭部受過載影響嚴重的區域進行加厚，對尾部受側向過載影響嚴重的部位設計抗沖刷層，在前后封頭部位設計人工脫粘層，所有熱防護部位的燒蝕余量1.5mm～5mm。