一种可控关机的小型固体火箭发动机的制作方法

1.本发明属于火箭发动机技术领域，具体涉及一种可控关机的小型固体火箭发动机。

背景技术：

2.在火箭、导弹等飞行器的驱动过程中，发动机扮演着极其重要的作用。作为动力装置的固体火箭发动机，其使用过程中的关机可控性对于提高飞行器的机动性、级间分离、突防能力和飞行精度至关重要。
3.一般情况下，固体火箭发动机的关机方法分为正常关机和强制关机。其中，正常关机是指推进剂正常燃烧直至结束，强制关机是指采用特殊手段使发动机无推力输出。正常关机可能会出现关机不及时，致使飞行器或者弹体“过冲”，影响飞行器或者弹体的射程、飞行精度和命中精度等，而强制关机可有效避免上述问题出现。
4.目前，强制关机手段通常有反推力法、强制冷却法和降压熄火法，分别通过提供反向推力、冷却燃烧室中推进剂、降低燃烧室内压力的方法来完成发动机的强制关机。上述方式虽然都能一定程度上满足发动机的强制关机，但是，对于小型固体火箭发动机而言，反推力法、强制冷却法在结构、响应时间方面无法准确满足要求，而依靠现有聚能切割、爆炸螺栓等方式的降压熄火法存在冲击过载过大、结构破坏、推力干扰过大的问题，均无法准确满足小型固体火箭发动机的强制制动需求。

技术实现要素：

5.针对现有技术的以上缺陷或改进需求中的一种或者多种，本发明提供了一种可控关机的小型固体火箭发动机，能够准确实现小型固体火箭发动机的强制关机，实现发动机的可控关机，保证发动机设置与使用的可靠性和准确性。
6.为实现上述目的，本发明提供一种可控关机的小型固体火箭发动机，包括依次连接设置的装药室、封盖和长尾喷管，并在所述装药室内封装有主装药；
7.所述主装药为双基推进剂，并具有降压熄火特性，可在装药室内燃气压力突变降低时熄火；
8.所述长尾喷管的一端通过封盖与所述装药室连通，其包括第一通道和第二通道；
9.所述第一通道为发动机正常工作时的燃气喷出通道，其背离封盖的一端内设置有喉衬，用于缩小第一通道的排气面积；所述第二通道的一端连通所述第一通道靠近封盖的一端，并在其另一端设置有封堵组件以及可解除该封堵组件封堵的推力终止装置；且
10.解除封堵后的所述第二通道其排气面积大于所述第一通道的喉部排气面积，用于所述装药室内燃气的快速排出，以此实现装药室内燃气压力的骤降和所述主装药的降压熄火。
11.作为本发明的进一步改进，所述主装药包括含量占比50％～56％的和含量占比27.2％～35％的，且其在降压速率达到50mpa/s时具备降压熄火特性。
12.作为本发明的进一步改进，所述第二通道在解除封堵后的排气面积为所述第一通道的喉部排气面积的17倍以上。
13.作为本发明的进一步改进，所述主装药与所述装药室之间还设置有绝热层；所述绝热层成型在所述装药室的内壁面上。
14.作为本发明的进一步改进，所述主装药背离所述封盖的一端设置有补偿垫；
15.所述补偿垫设置在所述主装药的端部与装药室的封闭端之间，其初始压缩量为6％～9.5％，最大压缩量不小于60％。
16.作为本发明的进一步改进，所述封盖连接所述装药室的一侧模压设置有隔热材料，并在隔热材料内嵌装有盒，且对应所述盒在所述封盖的外侧设置有至少一个点火器。
17.作为本发明的进一步改进，所述第一通道与所述装药室同轴设置，且所述第二通道与所述第一通道垂直，使得所述长尾喷管为“t型”结构。
18.作为本发明的进一步改进，所述第一通道背离所述封盖的端部上设置有膜片，用于将第一通道的该侧端部封闭。
19.作为本发明的进一步改进，所述第一通道和所述第二通道的内壁面上设置有隔热体，用于两通道工作排气时的隔热。
20.作为本发明的进一步改进，所述隔热体为高硅氧/碳酚醛复合材料，其通过缠绕方式成型，并在长尾喷管的内壁面上模压设置。
21.上述改进技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
22.总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案与现有技术相比，具有的有益效果包括：
23.(1)本发明的可控关机的小型固体火箭发动机，其包括装药室、封盖、长尾喷管和主装药，利用长尾喷管上具有不同排气面积的第一通道和第二通道的对应设计，并将主装药设置为具有降压熄火特性的双基推进剂，以及对应第二通道设置可控连通的推力终止装置，使得发动机可在有强制关机需求时打开第二通道，迅速排出装药室中的燃气并降低装药室中的燃气压力，使得主装药快速熄火，完成发动机的强制关机控制，提升发动机的可控性，保证相应飞行器或者弹体飞行控制的准确性和控制精度，提升发动机乃至搭载有该发动机的设备的工作准确性。
24.(2)本发明的可控关机的小型固体火箭发动机，其通过进一步优选主装药的组成和两通道排气面积的比值，使得发动机的降压熄火特性可以得到准确保障，确保发动机正常推进工作的同时，准确完成强制关机时的熄火制动过程，提升强制关机时的响应速率和控制准确性。
25.(3)本发明的可控关机的小型固体火箭发动机，其通过在装药室、长尾喷管、封盖等结构的内侧设置隔热材料，确保发动机点火工作时与之装配部位其他设备工作的可靠性，避免发动机工作时对其他设备的过热影响。同时，通过在装药室的封闭端与主装药之间设置补偿垫，充分补偿主装药点火工作时对该侧的压力作用，保证装药室封闭端的设置可靠性，确保点火驱动的准确性。
26.(4)本发明中可控关机的小型固体火箭发动机，其结构紧凑，装配与控制便捷，能够确保发动机正常推进工作的同时，实现发动机的强制关机过程，且发动机的关机响应迅
速、冲击过载较小、无结构破坏，可以实现发动机在设计工作时间内任意时刻的关机作业，充分保证小型固体火箭发动机的工作性能和控制准确性，具有较好的应用前景和推广价值。
附图说明
27.为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
28.图1是本发明实施例中可控关机的小型固体火箭发动机的结构剖视图；
29.图2是本发明实施例中可控关机的小型固体火箭发动机的端面结构示意图；
30.图3是本发明实施例中可控关机的小型固体火箭发动机在不同状态下的示意图；
31.图4是本发明实施例中可控关机的小型固体火箭发动机试验获取数据；
32.在所有附图中，同样的附图标记表示相同的技术特征，具体为：
33.1、点火器；2、封盖；3、盒；4、补偿垫；5、主装药；6、装药室；7、长尾喷管；8、隔热体；9、喉衬；10、膜片；11、压螺；12、隔离密封垫；13、推力终止装置。
具体实施方式
34.为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
35.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
36.此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
37.在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
38.在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第
一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。
39.实施例：
40.请参阅图1～图2，本发明优选实施例中的可控关机的小型固体火箭发动机包括装药室6、封盖2、点火组件和长尾喷管7。其中，装药室6中装填设置有主装药5，使得其可在点火组件的作用下被点燃，并从长尾喷管7中喷出高压燃气，完成发动机的驱动过程。
41.具体而言，优选实施例中的装药室6为一端封闭、一端开口的管状结构，封盖2连接在装药室6的开口处，用于在装药室6内形成封闭的容置空腔。相应地，主装药5自由装填在装药室6内，并在其背离封盖2的一侧(即图1中所示的左侧)设置有补偿垫4。同时，对应于主装药5的装填，在装药室6的内壁铺设有绝热层，其进一步优选采用“高温+加压”硫化方式成型，以避免装药室6在主装药5点燃工作时对其他设备的影响。
42.更详细地，在优选实施例中，主装药5为端面燃烧柱状结构，其为双基推进剂，且其配方具有降压熄火特性，能够在燃气压力突变降低时完成熄火关机。在具体设计，主装药5的配方包括第一基料和第二基料，并在降压速率达到50mpa/s时具备降压熄火特性。其中，第一基料优选为，其含量优选为50％～56％；第二基料优选为，其含量优选为27.2％～35％。
43.当然，可以理解，在实际设置时，除了上述两种物料外，主装药5中还包含有少量的其他掺料，例如二硝基甲苯、凡士林、二号中定剂等。
44.同时，如图1中所示，优选实施例中的补偿垫4设置在主装药5与装药室6的封闭端之间，其材料为航空海绵橡胶，其初始压缩量为6％～9.5％，最大压缩量不小于60％，能够有效实现主装药5点燃后装药室6封闭端一侧的缓冲补偿。
45.进一步地，优选实施例中的封盖2连接设置在装药室6的开口处，两者之间进一步优选为螺纹连接，并采用o型密封圈密封。同时，优选实施例中的封盖2内侧模压有隔热材料，使得封盖2与装药室6连接后，可由该隔热材料限位主装药5背离补偿垫4的一侧。
46.更详细地，在封盖2的隔热材料内以“深埋”的方式嵌装有盒3，其优选与封盖2的盖体以螺纹连接的方式匹配，确保盒3的可靠设置。相应地，对应盒3在封盖2的外侧设置有点火器1，使得主装药5可通过盒3、点火器1完成点火过程。在优选实施例中，点火器1优选为对称设置的两个，如图2中所示，且点火器1优选与封盖2螺纹连接，并以铜垫圈密封。
47.进一步地，优选实施例中的长尾喷管7通过法兰与封盖2连接，其包括用于发动机正常工作时排气的第一通道和连通该第一通道的第二通道，实现燃气通道的“一进两出”，使得发动机可在第二通道打开时实现关机熄火。
48.更具体地，优选实施例中的第一通道与装药室6同轴设置，第二通道连通该第一通道的前端，并进一步与之轴线垂直，形成如图1中所示的“t型”结构。相应地，在第一通道的尾端(背离封盖2一侧)内设置有喉衬9，用于缩小燃气喷出通道的内径，完成燃气的加压喷出。同时，在第一通道的端部封装有膜片10，其优选通过压螺11进行限位。
49.如图1中所示，优选实施例中的第二通道垂直连通第一通道的前端，并在其端部设置有封堵组件进行封堵，并对应该封堵组件设置有推力终止装置13。在实际设置时，推力终止装置13与第二通道之间以隔离密封垫12密封连接，确保第二通道未工作时的密封性，满足发动机的正常使用需求。
50.利用推力终止装置13的设置，可以对封堵组件进行可靠限位，实现发动机正常工作时第二通道的准确封堵；同时，在发动机需要制动关机时，通过推力终止装置13的控制，可以快速解除对封堵组件的限位，进而解除对第二通道的封堵，使得装药室6中的燃气可通过第二通道快速排出，进而实现主装药5的降压熄火，完成发动机的强制关机。
51.需要说明的是，在本发明的优选实施例中，其关注的核心不在于推力终止装置13，故对其具体的结构设置形式不做具体限定，只要能够实现第二通道的通堵控制即可。相应地，与推力终止装置13和第二通道端部匹配的封堵组件也不做赘述。
52.优选地，在长尾喷管7的通道内周壁面上设置有隔热体8，用于实现长尾喷管7工作时的隔热，避免长尾喷管7喷气工作时对周围设备的影响。更详细地，优选实施例中的隔热体8为高硅氧/碳酚醛复合材料，其进一步优选通过缠绕方式成型，并对应在长尾喷管7的内壁面上模压设置。
53.进一步优选地，膜片10为铝材料，并优选设置有预制环形槽，通过压螺11进行压紧限位。相应地，设置于推力终止装置13与长尾喷管7之间的隔离密封垫12优选为增强型柔性石墨材料，其压缩量在30％～50％之间，并进一步在封盖2、推力终止装置13的法兰内环形槽内均有设置，以其对高温高压燃气进行密封隔离。
54.此外，在实际设置时，推力终止装置13连接喷管前室通道，即连接部位位于喉衬9靠近封盖2的一侧。同时，优选实施例中的第二通道的排气面积为喉衬9喉部面积的17倍以上，使得推力终止装置13接收到关机信号后可以打开喷管前室燃气通道，实现高温燃气从第二通道中的排气，迅速降低装药室6内的燃气压力，实现主装药5的降压熄火，完成强制关机过程。
55.对于一个具体实施例中的小型固体火箭发动机而言，其在装配完成后，进行了地面热试车试验，试验情况如图3所示，其中，图3左侧为发动机正常工作情况，中部为发动机关机后情况，右侧为关机熄火后剩余主装药5，表明发动机可在推力终止装置13的作用下实现强制关机，并在装药室6中剩余一定量的主装药5。相应地，上述试验的获取数据如图4中所示，从图3中的试验图像和图4中的试验数据可以看出：发动机能够可靠关机，各项指标能够满足使用要求。另外，通过将优选实施例中的小型固体火箭发动机随系统参加飞行试验，证明了在推力终止装置13未工作时，发动机可以正常完成推进过程，各项指标满足使用要求。
56.本发明中可控关机的小型固体火箭发动机，其结构紧凑，装配与控制便捷，能够确保发动机正常推进工作的同时，实现发动机的强制关机过程，且发动机的关机响应迅速、冲击过载较小、无结构破坏，可以实现发动机在设计工作时间内任意时刻的关机作业，充分保证小型固体火箭发动机的工作性能和控制准确性，具有较好的应用前景和推广价值。
57.本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：

1.一种可控关机的小型固体火箭发动机，包括依次连接设置的装药室、封盖和长尾喷管，并在所述装药室内封装有主装药，其特征在于，所述主装药为双基推进剂，并具有降压熄火特性，可在装药室内燃气压力突变降低时熄火；所述长尾喷管的一端通过封盖与所述装药室连通，其包括第一通道和第二通道；所述第一通道为发动机正常工作时的燃气喷出通道，其背离封盖的一端内设置有喉衬，用于缩小第一通道的排气面积；所述第二通道的一端连通所述第一通道靠近封盖的一端，并在其另一端设置有封堵组件以及可解除该封堵组件封堵的推力终止装置；且解除封堵后的所述第二通道其排气面积大于所述第一通道的喉部排气面积，用于所述装药室内燃气的快速排出，以此实现装药室内燃气压力的骤降和所述主装药的降压熄火。2.根据权利要求1所述的可控关机的小型固体火箭发动机，其特征在于，所述主装药包括含量占比50％～56％的和含量占比27.2％～35％的，且其在降压速率达到50mpa/s时具备降压熄火特性。3.根据权利要求2所述的可控关机的小型固体火箭发动机，其特征在于，所述第二通道在解除封堵后的排气面积为所述第一通道的喉部排气面积的17倍以上。4.根据权利要求1～3中任一项所述的可控关机的小型固体火箭发动机，其特征在于，所述主装药与所述装药室之间还设置有绝热层；所述绝热层成型在所述装药室的内壁面上。5.根据权利要求1～4中任一项所述的可控关机的小型固体火箭发动机，其特征在于，所述主装药背离所述封盖的一端设置有补偿垫；所述补偿垫设置在所述主装药的端部与装药室的封闭端之间，其初始压缩量为6％～9.5％，最大压缩量不小于60％。6.根据权利要求1～5中任一项所述的可控关机的小型固体火箭发动机，其特征在于，所述封盖连接所述装药室的一侧模压设置有隔热材料，并在隔热材料内嵌装有盒，且对应所述盒在所述封盖的外侧设置有至少一个点火器。7.根据权利要求1～6中任一项所述的可控关机的小型固体火箭发动机，其特征在于，所述第一通道与所述装药室同轴设置，且所述第二通道与所述第一通道垂直，使得所述长尾喷管为“t型”结构。8.根据权利要求1～7中任一项所述的可控关机的小型固体火箭发动机，其特征在于，所述第一通道背离所述封盖的端部上设置有膜片，用于将第一通道的该侧端部封闭。9.根据权利要求1～8中任一项所述的可控关机的小型固体火箭发动机，其特征在于，所述第一通道和所述第二通道的内壁面上设置有隔热体，用于两通道工作排气时的隔热。10.根据权利要求9所述的可控关机的小型固体火箭发动机，其特征在于，所述隔热体为高硅氧/碳酚醛复合材料，其通过缠绕方式成型，并在长尾喷管的内壁面上模压设置。

技术总结

本发明公开了一种可控关机的小型固体火箭发动机，属于火箭发动机技术领域，其包括装药室、封盖、长尾喷管和主装药，利用长尾喷管上第一/第二通道和主装药特性的对应设计，配合推力终止装置的设置，使得发动机可在打开第二通道后迅速排出装药室中的燃气并降低装药室中的燃气压力，完成主装药的降压熄火和发动机的强制关机。本发明中可控关机的小型固体火箭发动机，其结构紧凑，装配与控制便捷，能够确保发动机正常推进工作的同时，实现发动机的强制关机过程，且发动机的关机响应迅速、冲击过载较小、无结构破坏，可在发动机设计工作时间内任意时刻的关机作业，充分保证小型固体火箭发动机的工作性能和控制准确性，具有较好的应用前景和推广价值。前景和推广价值。前景和推广价值。