一种实现大推力比的单室双推力固体火箭发动机装药结构的制作方法

本发明属于火箭，具体涉及一种实现大推力比的单室双推力固体火箭发动机装药结构。

背景技术：

1、大口径固体火箭发动机是制导火箭的动力装置，为火箭提供发射和加速动力。装药提供发动机的能源和工质源，经过燃烧产生高温、高压燃气，要求发动机提供发射和飞行两级推力。根据总体弹道要求，发射级（一级药柱）要求为大推力，飞行级（二级药柱）为小推力，如何根据弹道要求实现大推力比是亟待解决的问题。

技术实现思路

1、为了克服现有技术的不足，本发明提供了一种实现大推力比的单室双推力固体火箭发动机装药结构，适用于远程制导火箭的固体动力装置，包括金属壳体、绝热层、衬层和装药；装药包括一级药柱、二级药柱、中心星型内孔和后翼；一级药柱和二级药柱两级平均推力比＞2.2；一级药柱采用中等燃速推进剂，丁羟三组元配方；二级药柱采用低燃速推进剂，丁羟四组元配方。本发明通过两级装药结构和星型内孔及后翼结构的设计解决了远程双推力和装药结构完整性的问题，有效地提高了发动机可靠性，且结构紧凑、安全性高、工作可靠。

2、本发明解决其技术问题所采用的技术方案如下：

3、一种实现大推力比的单室双推力固体火箭发动机装药结构，包括金属壳体、绝热层、衬层和装药；所述装药包括一级药柱、二级药柱、中心星型内孔和后翼；所述发动机半径为r；

4、所述金属壳体置于最外层，金属壳体内型面贴有绝热层；所述装药和绝热层之间设有衬层；

5、所述一级药柱和二级药柱串联；

6、所述一级药柱采用中等燃速复合推进剂，丁羟三组元配方，提供助推推力；

7、所述二级药柱采用低燃速复合推进剂，丁羟四组元配方，提供飞行推力；

8、所述装药采用椭圆过渡圆弧的中心星型内孔；

9、所述一级药柱尾部带有后翼。

10、优选地，所述一级药柱设计长度为2.44r，一级药柱外径为2r。

11、优选地，所述后翼外接圆直径为0.75r，后翼长度为1.08r，后翼形体倒圆半径0.032r。

12、优选地，所述二级药柱设计长度为7.64r，二级药柱外径为2r，二级药柱前端圆弧过渡段采用倒圆设计，倒圆半径为0.32r。

13、优选地，所述中心星型内孔的星孔数目为8，星型内孔星根圆角为0.04r，药柱肉厚为0.78r，星角系数为0.839。

14、本发明的有益效果如下：

15、（一）本发明采用串联式两级装药，利用两级装药不同燃速的特性，能够实现单台发动机为导弹增速和续航飞行提供动力的要求，两级推力比＞2.2。

16、（二）本发明采用中心星型内孔药型，装填分数比同类型的单根管型药柱大。其壳体的热防护和大型药柱的支撑及生产工艺性能好。

17、（三）本发明药柱尾部带有后翼结构，使装药结构完整性好，体积装填分数高，燃面可调范围大，适用于长径比和长时间工作的发动机。

18、因此，本发明相对于常规的装药技术方案，具有多推力、工艺性好、结构完整性好的特点。

技术特征：

1.一种实现大推力比的单室双推力固体火箭发动机装药结构，其特征在于，包括金属壳体、绝热层、衬层和装药；所述装药包括一级药柱、二级药柱、中心星型内孔和后翼；所述发动机半径为r；

2.根据权利要求1所述的一种实现大推力比的单室双推力固体火箭发动机装药结构，其特征在于，所述一级药柱设计长度为2.44r，一级药柱外径为2r。

3.根据权利要求1所述的一种实现大推力比的单室双推力固体火箭发动机装药结构，其特征在于，所述后翼外接圆直径为0.75r，后翼长度为1.08r，后翼形体倒圆半径0.032r。

4.根据权利要求1所述的一种实现大推力比的单室双推力固体火箭发动机装药结构，其特征在于，所述二级药柱设计长度为7.64r，二级药柱外径为2r，二级药柱前端圆弧过渡段采用倒圆设计，倒圆半径为0.32r。

5.根据权利要求1所述的一种实现大推力比的单室双推力固体火箭发动机装药结构，其特征在于，所述中心星型内孔的星孔数目为8，星型内孔星根圆角为0.04r，药柱肉厚为0.78r，星角系数为0.839。

技术总结本发明公开了一种实现大推力比的单室双推力固体火箭发动机装药结构，适用于远程制导火箭的固体动力装置，包括金属壳体、绝热层、衬层和装药；装药包括一级药柱、二级药柱、中心星型内孔和后翼；一级药柱和二级药柱两级平均推力比＞2.2；一级药柱采用中等燃速推进剂，丁羟三组元配方；二级药柱采用低燃速推进剂，丁羟四组元配方。本发明通过两级装药结构和星型内孔及后翼结构的设计解决了远程双推力和装药结构完整性的问题，有效地提高了发动机可靠性，且结构紧凑、安全性高、工作可靠。技术研发人员：邓恒,刘宇涛,严鸥鹏,刘明喜,党进峰,李志浩,孟秀琴,李卫鹏,李昊受保护的技术使用者：西安现代控制技术研究所技术研发日：技术公布日：2024/6/2