[發明專利]一種單室雙推力固體火箭發動機及火箭

有效

• 申請號: 202010594698.X
• 申請日: 2020-06-28
• 公開（公告）號: CN111810318B
• 公開（公告）日: 2022-04-22
• 發明（設計）人: 不公告發明人
• 申請（專利權）人: 北京凌空天行科技有限責任公司
• 主分類號: F02K9/12
• 分類號: F02K9/12;F02K9/34;F02K9/97;F02K9/95
• 代理公司: 天津市鼎拓知識產權代理有限公司 12233
• 代理人: 任小鵬

本申請提供一種單室雙推力固體火箭發動機及火箭，其中發動機包括燃燒室殼體、貼附于燃燒室殼體內表面的絕熱層、位于燃燒室殼體內的推進劑藥柱、設置在燃燒室殼體一端的點火器和設置在燃燒室殼體另一端的噴管組件；推進劑藥柱設有貫穿其兩端的內孔；推進劑藥柱在內孔的靠近點火器的一端均勻設有徑向延伸的前翼槽，在內孔的靠近噴管組件的一端均勻設有徑向延伸的尾翼槽；前翼槽和尾翼槽的翼槽深度與推進劑藥柱的最大厚度比大于等于0.81；藥柱后翼軸向坡的坡度范圍為160度?170度。本發明推力變化范圍大，藥柱結構穩定，當發動機推力模式轉換時，藥柱燃面變化速度小，能夠有效減小燃燒室壓強變化速度，使推力變化速度緩和。

技術領域

本發明涉及航空航天動力技術，具體涉及一種單室雙推力固體火箭發動機及火箭。

背景技術

固體火箭發動機因結構簡單，性能可靠，不用維護等特點已廣泛用于各型航天器中，如長征十一號等。固體火箭發動機一般由燃燒室殼體、推進劑藥柱、絕熱層、噴管和點火器組成。一般單室雙推力固體發動機為了實現制動力迅速轉換，推力變化較為急劇，其藥柱燃面變化緩沖過渡較小，燃燒室壓強變化迅速，但在飛行器做高超音速飛行時，較為劇烈的推力變化會造成動壓平衡的急劇改變，導致箭體姿態急劇變化，會給控制系統帶來極大的負擔。嚴重時會導致飛行任務失敗。

發明內容

本發明要解決的技術問題是：克服現有技術的不足，提供了一種推力變化范圍大、推力變化速度緩和、適應高超音速飛行的單室雙推力固體火箭發動機及火箭。

第一方面，本申請提供一種單室雙推力固體火箭發動機，包括燃燒室殼體、貼附于燃燒室殼體內表面的絕熱層、位于燃燒室殼體內的推進劑藥柱、設置在所述燃燒室殼體一端的點火器和設置在所述燃燒室殼體另一端的噴管組件；

所述推進劑藥柱設有貫穿其兩端的內孔；所述推進劑藥柱在所述內孔的靠近所述點火器的一端均勻設有徑向延伸的前翼槽，在所述內孔的靠近所述噴管組件的一端均勻設有徑向延伸的尾翼槽；

所述前翼槽和尾翼槽的翼槽深度與所述推進劑藥柱的最大厚度比大于等于0.81；

所述尾翼槽遠離所述噴管組件的側面為藥柱后翼軸向坡，所述藥柱后翼軸向坡的坡度范圍為160度-170度。

根據本申請實施例提供的技術方案，所述前翼槽和尾翼槽的根部設有連接兩個側壁的倒角；所述倒角為軸比為2:1的橢圓形倒角。

根據本申請實施例提供的技術方案，所述燃燒室殼體兩端為外型面為2:1的橢球狀。

根據本申請實施例提供的技術方案，所述絕熱層由多層丁腈橡膠形成；所述絕熱層靠近所述噴管組件的一端設有若干徑向插附在多層丁腈橡膠內的碳毛氈板。

根據本申請實施例提供的技術方案，所述噴管組件依次設有與所述燃燒室殼體固定連接的收斂段和擴張段；所述收斂段向所述燃燒室殼體內凸出有喉襯；燃燒室殼體殼體內設有卡在所述喉襯及收斂段上的橡膠軟堵蓋。

根據本申請實施例提供的技術方案，所述收斂段采用碳纖維與高硅氧纖維復合模壓材料制成；所述擴張段采用碳帶-高硅氧布帶/酚醛樹脂復合纏繞結構，所述喉襯采用穿刺碳/碳復合材料制成。

根據本申請實施例提供的技術方案，所述推進劑藥柱由復合固體推進劑經過混合、澆注、固化、整形而形成在所述燃燒室殼體內。

根據本申請實施例提供的技術方案，所述點火器為簍式點火器。

第二方面，本申請提供一種火箭，所述火箭上安裝有上述任意一種的單室雙推力固體火箭發動機。

本發明相比于現有技術具有如下有益效果：

(1)本發明中通過在藥柱頭部和尾部同時使用翼槽深度/肉厚(推進劑藥柱的最大厚度)比超過0.81的大翼柱藥型的方式，提高了發動機的推力變化范圍；