一种异环形燃烧室可控末端加速时间的固体火箭发动机的制作方法

本技术涉及一种异环形燃烧室可控末端加速时间的固体火箭发动机。

背景技术：

1、固体火箭发动机是预先装填好推进剂的完整动力装置，具有结构简单，平时维护运输简便，机动性好和发射工作简单的优点，因此，在战术弹上，固体火箭发动机得到了广泛应用，目前，各种无控火箭、反坦克导弹以及中近程空空、空地、空舰、地空等导弹均采用固体火箭发动机作为助推级或者多级动力装置。

2、其中，对于需要实现起飞，加速，巡航，末端加速，四段推力的导弹，一般采用多级固体火箭发动机分段点火来实现。

3、起飞时起飞级点火使导弹离开地面，然后抛掉起飞级，加速级点火，将速度加速至巡航速度，然后抛掉加速级，巡航级点火，使导弹维持巡航速度，发现目标后，在巡航级燃烧完成后抛掉巡航级，末端加速级点火，将导弹速度加速至末端突防所需的速度，攻击目标。

4、也可以使用一台单室多推力固体火箭发动机与一台末端加速段固体火箭发动机相配合来实现，第一级单室多推理火箭发动机实现起飞加速巡航，第一级燃尽后抛掉第一级末端加速段火箭发动机点火，使导弹加速至突防所需速度。

5、由于使用以上两种结构的战术导弹结构过于复杂，不适于批量生产，并且如果目标在巡航段未完全燃烧前被发现，由于结构的特殊性必须要巡航段完全燃烧后，末端加速段或末端加速级才能点火，末端加速段或末端加速级有可能无法将导弹加速至所需突防速度，导致突防失败或者毁伤不足；因此，为了在不影响突防能力与攻击精度的情况下，减小导弹的体积，减少单枚导弹的费用，并且提高导弹的战场适应能力，以及使末端加速段随时点火，研发可控末端加速段点火时间的小型四推力发动机意义重大。尤其是采取一种新的结构来实现四推力发动机，并且能够在保证突防速度与攻击精度的情况下尽可能小的体积的四推力发动机，以及末端加速段点火时间可控的四推力发动机。

技术实现思路

1、本实用新型为了解决固体火箭发动机末端加速难以控制的技术问题，而提供一种异环形燃烧室可控末端加速时间的固体火箭发动机。

2、本实用新型通过以下技术方案解决上述技术问题：

3、本实用新型提供了一种异环形燃烧室可控末端加速时间的固体火箭发动机，包括：

4、壳体，所述壳体分别固定连接有用于和火箭主体组装的后推力裙以及前推力裙，所述壳体尾端开设有用于喷管连接的固定环连接螺纹，所述喷管一端固定连接有螺纹挡圈，所述螺纹挡圈通过固定环连接螺纹与壳体尾端固定连接，所述壳体外侧边缘设有二段点火头接口，且所述壳体内部固定安装有主装药和隔热结构；

5、主装药和隔热结构，所述主装药和隔热结构包括抗烧蚀隔热层和软质隔热层，所述抗烧蚀隔热层固定安装至壳体内壁，所述抗烧蚀隔热层内侧分别设有续航段低燃速推进剂、增速段中燃速推进剂、高燃速三维燃面药柱和末端加速级高燃速推进剂，所述续航段低燃速推进剂、增速段中燃速推进剂、高燃速三维燃面药柱依次分布，所述高燃速三维燃面药柱和末端加速级高燃速推进剂分别位于软质隔热层内外两侧，且所述末端加速级高燃速推进剂嵌合至壳体开设的异形环内部。

6、在本技术方案中，所述壳体由两端直径不同的金属外壳组成，所述壳体、后推力裙、前推力裙、二段点火头接口和固定环连接螺纹为一体成型组成。

7、在本技术方案中，所述喷管和螺纹挡圈由碳基体碳纤维增强复合材料模压成型工艺一体成型组成，所述螺纹挡圈开设有与固定环连接螺纹相适配的内螺纹。

8、在本技术方案中，所述抗烧蚀隔热层由高硅氧-酚醛树脂材料组成，所述抗烧蚀隔热层为环形结构与壳体内壁连接，所述抗烧蚀隔热层内部分别固定连接有续航段低燃速推进剂和增速段中燃速推进剂。

9、在本技术方案中，所述软质隔热层由epdm-gf材质组成，所述软质隔热层为环形结构并固定安装至壳体尾端。

10、在本技术方案中，所述高燃速三维燃面药柱与软质隔热层内部嵌合套接，所述高燃速三维燃面药柱中部开设有用于气流排出的异形孔。

11、在本技术方案中，所述壳体尾端设有异环形燃烧室，所述异环形燃烧室内部嵌合套接有末端加速级高燃速推进剂，所述末端加速级高燃速推进剂为环形结构，且所述末端加速级高燃速推进剂内侧壁与软质隔热层贴合连接。

12、在本技术方案中，壳体外侧边缘设有若干个均匀分布的二段点火头接头，每个所述二段点火头接口均延伸至异形环燃烧室内部，每个所述二段点火头接口均开设有与点火头接口螺纹相适配的螺纹。

13、在本技术方案中，所述二段点火头一端设有与壳体连接的点火头接口螺纹，所述二段点火头另一端开设有定位口。

14、在本技术方案中，所述所述二段点火头内部固定连接有相互连接的点火信号接口和高能点火药，且所述高能点火药延伸至末端加速级高燃速推进剂内部。

15、在符合本领域常识的基础上，上述各优选条件，可任意组合，即得本实用新型各较佳实例。

16、本实用新型的积极进步效果在于：

17、上述提出的异环形燃烧室可控末端加速时间的固体火箭发动机，其提供一种单室四推力，并且末端点火段可控的单室四推力固体火箭发动机，能够实现在保证突防速度与攻击精度的情况下尽可能小的体积的四推力发动机，相对于一般的四推力固体火箭发动机方案，体积小，结构紧凑，装药比高，相较于一般的单室四推力构型，本申请具有良好的末端加速性能，以及良好的打击范围且相较于一般的四推力固体火箭发动机方案，本申请的末端加速段点火时间可控，可以拥有更好的突防性能与毁伤效果。

技术特征：

1.一种异环形燃烧室可控末端加速时间的固体火箭发动机，其特征在于，包括：

2.如权利要求1所述的异环形燃烧室可控末端加速时间的固体火箭发动机，其特征在于：所述壳体(1)由两端直径不同的金属外壳组成，所述壳体(1)、后推力裙(1.1)、前推力裙(1.2)、二段点火头接口(1.3)和固定环连接螺纹(1.4)为一体成型组成。

3.如权利要求1所述的异环形燃烧室可控末端加速时间的固体火箭发动机，其特征在于：所述喷管(1.6)和螺纹挡圈(1.5)由碳基体碳纤维增强复合材料模压成型工艺一体成型组成，所述螺纹挡圈(1.5)开设有与固定环连接螺纹(1.4)相适配的内螺纹。

4.如权利要求1所述的异环形燃烧室可控末端加速时间的固体火箭发动机，其特征在于：所述抗烧蚀隔热层(2.1)由高硅氧-酚醛树脂材料组成，所述抗烧蚀隔热层(2.1)为环形结构与壳体(1)内壁连接，所述抗烧蚀隔热层(2.1)内部分别固定连接有续航段低燃速推进剂(2.2)和增速段中燃速推进剂(2.3)。

5.如权利要求1所述的异环形燃烧室可控末端加速时间的固体火箭发动机，其特征在于：所述软质隔热层(2.6)由epdm-gf材质组成，所述软质隔热层(2.6)为环形结构并固定安装至壳体(1)尾端。

6.如权利要求1所述的异环形燃烧室可控末端加速时间的固体火箭发动机，其特征在于：所述高燃速三维燃面药柱(2.4)与软质隔热层(2.6)内部嵌合套接，所述高燃速三维燃面药柱(2.4)中部开设有用于气流排出的异形孔。

7.如权利要求1所述的异环形燃烧室可控末端加速时间的固体火箭发动机，其特征在于：所述壳体(1)尾端设有异环形燃烧室，所述异环形燃烧室内部嵌合套接有末端加速级高燃速推进剂(2.5)，所述末端加速级高燃速推进剂(2.5)为环形结构，且所述末端加速级高燃速推进剂(2.5)内侧壁与软质隔热层(2.6)贴合连接。

8.如权利要求7所述的异环形燃烧室可控末端加速时间的固体火箭发动机，其特征在于：壳体(1)外侧边缘设有若干个均匀分布的二段点火头(3)接头，每个所述二段点火头接口(1.3)均延伸至异形环燃烧室内部，每个所述二段点火头接口(1.3)均开设有与点火头接口螺纹(3.1)相适配的螺纹。

9.如权利要求1所述的异环形燃烧室可控末端加速时间的固体火箭发动机，其特征在于：所述二段点火头(3)一端设有与壳体(1)连接的点火头接口螺纹(3.1)，所述二段点火头(3)另一端开设有定位口(3.2)。

10.如权利要求1所述的异环形燃烧室可控末端加速时间的固体火箭发动机，其特征在于：所述二段点火头(3)内部固定连接有相互连接的点火信号接口(3.3)和高能点火药(3.4)，且所述高能点火药(3.4)延伸至末端加速级高燃速推进剂(2.5)内部。

技术总结本技术提供了一种异环形燃烧室可控末端加速时间的固体火箭发动机，其包括：壳体，壳体分别固定连接有用于和火箭主体组装的后推力裙以及前推力裙，壳体尾端开设有用于喷管连接的固定环连接螺纹，喷管一端固定连接有螺纹挡圈，螺纹挡圈通过固定环连接螺纹与壳体尾端固定连接，壳体外侧边缘设有二段点火头接口，且壳体内部固定安装有主装药和隔热结构。本申请相对于一般的四推力固体火箭发动机方案，体积小，结构紧凑，装药比高，相较于一般的单室四推力构型，本申请具有良好的末端加速性能，以及良好的打击范围且相较于一般的四推力固体火箭发动机方案，本申请的末端加速段点火时间可控，可以拥有更好的突防性能与毁伤效果。技术研发人员：陈俊羽,燕荣甫受保护的技术使用者：陈俊羽技术研发日：20231225技术公布日：2024/7/4