[實用新型]一種固體火箭發(fā)動機及火箭有效
| 申請?zhí)枺?/td> | 202021822697.8 | 申請日： | 2020-08-27 |
| 公開（公告）號： | CN213392422U | 公開（公告）日： | 2021-06-08 |
| 發(fā)明（設(shè)計）人： | 不公告發(fā)明人 | 申請（專利權(quán)）人： | 北京凌空天行科技有限責(zé)任公司 |
| 主分類號： | F02K9/08 | 分類號： | F02K9/08;F02K9/34;F02K9/10;F02K9/97;F02K9/95 |
| 代理公司： | 天津市鼎拓知識產(chǎn)權(quán)代理有限公司 12233 | 代理人： | 任小鵬 |
| 地址： | 100176 北京市大興區(qū)經(jīng)*** | 國省代碼： | 北京;11 |
| 權(quán)利要求書： | 查看更多 | 說明書： | 查看更多 |
| 摘要： | |||
| 搜索關(guān)鍵詞： | 一種 固體 火箭發(fā)動機 火箭 | ||
本申請?zhí)峁┮环N固體火箭發(fā)動機，包括燃燒室殼體；所述燃燒室殼體的內(nèi)表面貼附有絕熱層；所述燃燒室殼體內(nèi)設(shè)有推進(jìn)劑藥柱；所述燃燒室殼體的一端設(shè)有點火器，另一端設(shè)有噴管組件；所述燃燒室殼體包括筒段以及設(shè)置在所述筒段兩端的封頭段；所述筒段的壁厚為5mm；兩端的所述封頭段為外型面為2:1的橢球狀；所述封頭段的壁厚為6mm；所述推進(jìn)劑藥柱設(shè)有貫穿其兩端的內(nèi)孔；所述推進(jìn)劑藥柱在所述內(nèi)孔的靠近所述噴管組件的一端設(shè)有徑向延伸的尾翼槽。本申請中通過增加燃燒室殼體的壁厚來提高熱沉，使燃燒室殼體的整體溫度降低，來適應(yīng)飛行器大過載機動飛行時的結(jié)構(gòu)強度，在箭體總裝過程中省去了殼體外表面防隔熱材料的裝配。
技術(shù)領(lǐng)域
本申請涉及航空航天動力技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種固體火箭發(fā)動機及火箭。
背景技術(shù)
固體火箭發(fā)動機因結(jié)構(gòu)簡單，性能可靠，不用維護(hù)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(fā)動機一般由燃燒室殼體、推進(jìn)劑藥柱、絕熱層、噴管和點火器組成。大型固體發(fā)動機燃燒室殼體一般由30CrMnSiA鋼或D406A鋼經(jīng)過旋壓或卷焊而成，為了提高質(zhì)量比，其燃燒室殼體做的很薄，但在飛行器做高超音速飛行時，外表面受到高溫的情況下無法有效保證殼體結(jié)構(gòu)強度，如果在殼體外表面增加防隔熱材料，會額外增加消極質(zhì)量及較高的成本，還會給飛行器總裝過程增加工序。
發(fā)明內(nèi)容
本申請的目的是針對以上問題，提供一種固體火箭發(fā)動機及火箭。
第一方面，本申請?zhí)峁┮环N固體火箭發(fā)動機，包括燃燒室殼體；所述燃燒室殼體的內(nèi)表面貼附有絕熱層；所述燃燒室殼體內(nèi)設(shè)有推進(jìn)劑藥柱；所述燃燒室殼體的一端設(shè)有點火器，另一端設(shè)有噴管組件；所述燃燒室殼體包括筒段以及設(shè)置在所述筒段兩端的封頭段；所述筒段的壁厚為5mm；兩端的所述封頭段為外型面為2:1的橢球狀；所述封頭段的壁厚為6mm；所述推進(jìn)劑藥柱設(shè)有貫穿其兩端的內(nèi)孔；所述推進(jìn)劑藥柱在所述內(nèi)孔的靠近所述噴管組件的一端設(shè)有徑向延伸的尾翼槽。
根據(jù)本申請某些實施例提供的技術(shù)方案，所述尾翼槽包括依次連接的第一錐段、第二錐段以及倒角段；所述第二錐段所對應(yīng)的錐角大于所述第一錐段所對應(yīng)的錐角。
根據(jù)本申請某些實施例提供的技術(shù)方案，所述第二錐段與所述第一錐段的錐角差為15°。
根據(jù)本申請某些實施例提供的技術(shù)方案，所述燃燒室殼體采用D406A鋼旋壓組焊而成，其外部直徑為600mm，裙間距為4210mm，長度為4300mm。
根據(jù)本申請某些實施例提供的技術(shù)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(shè)有多塊徑向插附于多層丁腈橡膠內(nèi)的碳毛氈板。
根據(jù)本申請某些實施例提供的技術(shù)方案，所述噴管組件包括噴管殼體；所述噴管殼體內(nèi)設(shè)有收斂段和擴張段；所述收斂段朝向所述燃燒室殼體內(nèi)凸出有喉襯；所述噴管殼體內(nèi)設(shè)有卡在所述喉襯及所述收斂段上的橡膠軟堵蓋。
根據(jù)本申請某些實施例提供的技術(shù)方案，所述噴管殼體采用30CrMnSiA鋼制作而成；所述收斂段采用碳纖維與高硅氧纖維復(fù)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(fù)合纏繞結(jié)構(gòu)，所述喉襯采用穿刺碳/碳復(fù)合材料制成。
根據(jù)本申請某些實施例提供的技術(shù)方案，所述點火器為簍式點火器。
第二方面，本申請?zhí)峁┮环N火箭，所述火箭上安裝有如上所述任意一種固體火箭發(fā)動機。
與現(xiàn)有技術(shù)相比，本申請的有益效果：
(1)本申請中燃燒室殼體通過增加其壁厚來提高熱沉，使燃燒室殼體的整體溫度降低；
(2)本申請中燃燒室殼體通過增加其壁厚來適應(yīng)飛行器大過載機動飛行時的結(jié)構(gòu)強度；
(3)本申請中的固體火箭發(fā)動機在箭體總裝過程中省去了殼體外表面防隔熱材料的裝配。
附圖說明
該專利技術(shù)資料僅供研究查看技術(shù)是否侵權(quán)等信息，商用須獲得專利權(quán)人授權(quán)。該專利全部權(quán)利屬于北京凌空天行科技有限責(zé)任公司，未經(jīng)北京凌空天行科技有限責(zé)任公司許可，擅自商用是侵權(quán)行為。如果您想購買此專利、獲得商業(yè)授權(quán)和技術(shù)合作，請聯(lián)系【客服】
本文鏈接：http://www.szxzyx.cn/pat/books/202021822697.8/2.html，轉(zhuǎn)載請聲明來源鉆瓜專利網(wǎng)。
- 上一篇：一種多功能書桌
- 下一篇：一種設(shè)有篩選機構(gòu)的種子烘干裝置
- 固體火箭發(fā)動機旋轉(zhuǎn)試驗原位校準(zhǔn)系統(tǒng)用轉(zhuǎn)接裝置
- 應(yīng)用于大型固體火箭發(fā)動機的原位試車系統(tǒng)和方法
- 一種多級固體火箭發(fā)動機
- 一種火箭發(fā)動機導(dǎo)管的制備方法及火箭發(fā)動機管路
- 火箭發(fā)動機管路的制備方法、火箭發(fā)動機管路及發(fā)動機
- 一種固體火箭發(fā)動機內(nèi)流場仿真快速收斂方法
- 火箭發(fā)動機管路的制備方法、火箭發(fā)動機管路及發(fā)動機
- 一種內(nèi)埋安裝的固體火箭發(fā)動機固定裝置
- 一種固體火箭發(fā)動機物理清藥裝置及清藥方法
- 燃料和氧化劑預(yù)混的液體火箭發(fā)動機系統(tǒng)
