用于切向脉冲触发的固体火箭发动机

本发明涉及一种可产生切向脉冲触发的固体火箭发动机，属于固体火箭发动机领域。

背景技术：

1、随着导弹武器技术的发展，大推力、远射程军事需求的不断提高，众多战术导弹采用了大长径比、高装填、高能推进剂的固体火箭发动机。此类发动机的共同特点是容易在流场内产生流动不稳定性，而且发动机燃烧稳定性随工作时间不断变差，在工作末期极容易出现不稳定燃烧现象。不稳定燃烧现象将会引起内弹道曲线异常，燃烧室内的压力振荡与发动机壳体耦合将会导致导弹制导受到干扰，严重时会引起发动机爆炸，导致灾难性后果。故开展不稳定燃烧诱导机理研究，对发动机设计、不稳定燃烧预示及抑制具有重大的意义。

2、在不稳定燃烧研究中，固体火箭发动机的腔室可被视作一个自激励声振荡系统，发动机喷管下游的扰动对燃烧室流场不产生影响，燃烧室内燃气的马赫数小，燃烧室中的振型与刚性壁面封闭声腔中的经典振型类似，因此，可将发动机燃烧室看作一封闭声腔。在这样一种自激励声振系统中，只要有一微小的扰动，都有可能会被系统放大，进而产生声不稳定燃烧现象。声不稳定燃烧根据声模态的不同存可分为轴向声不稳定燃烧、切向声不稳定燃烧及径向声不稳定燃烧。

3、常见的脉冲触发式固体火箭发动机脉冲方式为头部轴向注入，由于脉冲燃气沿推进剂表面轴向流动，易造成发动机的轴向声不稳定燃烧，多用于发动机的轴向声不稳定性机理研究。而对于固体火箭发动机切向声不稳定燃烧，目前缺乏高效的标准化固体火箭发动机切向脉冲结构设计，对固体火箭发动机切向脉冲结构进行标准化设计，在满足不同切向脉冲实验需求的同时，节省设计时间成本。

技术实现思路

1、本发明公开的用于产生切向脉冲触发的固体火箭发动机要解决的技术问题是：能够在固体火箭发动机工作过程中产生切向脉冲，在该切向脉冲的激励下，固体火箭发动机产生不稳定燃烧现象，便于对固体火箭发动机不稳定燃烧机理进行研究。本发明具有可重复使用、安全性高、实验精度高、成本低等优点。

2、本发明的目的是通过下述技术方案实现的。

3、本发明公开的用于切向脉冲触发的固体火箭发动机，包括端盖组件、发动机壳体组件、推进剂装药、泄压阀组件、喷管组件、燃烧室延长段组件。

4、端盖组件为安装在发动机头部的圆盘形装置，用于密封发动机。端盖组件边缘沿周向开有螺纹孔，通过螺栓和螺母与发动机壳体相连接。端盖组件向发动机壳体一侧有一环形凸台，用于配合发动机壳体头部的环形凹槽，配合时在空隙内加上o型圈起到密封作用。

5、发动机壳体组件为发动机燃烧室主体部分，主要由发动机壳体、底部绝热套、推进剂装药、点火头底座、传感器座、泄压阀底座组成。发动机壳体为一圆管形状，其一端设有圆形凸台，凸台上圆周向设有用于与端盖组件的连接的螺纹孔，螺纹孔向内设有环形凹槽，用于放置o型圈密封。靠近凸台的壁面在周向设有4个孔位，用于点火底座、传感器座、泄压阀底座的安装。发动机壳体另一端设有外螺纹，用于喷管组件或延长段组件的安装，并且还设有凹槽，用于放置o型圈；发动机壳体内贴壁安装底部绝热套和推进剂装药，底部绝热套起到绝热作用，其壁面上有四个开孔，配合壳体的四个孔位；推进剂装药为一端和外部包覆的管形装药，燃面为内孔和一侧端燃面，推进剂装药包覆层为绝热套；点火头底座用于点火头安装，点火头底座一端为用于连接发动机壳体的外螺纹，一端为用于连接点火头的内螺纹。点火头底座内部为连通孔道，供点火燃气流通，外部表面设有四个平面，便于将点火头底座安装于发动机壳体上；传感器座用于连接传感器，但为了保护传感器，内部通孔相比较于点火头底座通孔更小；泄压阀底座与点火头底座相同，用于泄压阀的安装。

6、泄压阀组件用于发动机工作异常时泄压保护，主要由泄压阀垫子、泄压阀底座和泄压阀封头组成。泄压阀垫子为一设有凸台的圆片；泄压阀封头设为有中心通孔的堵头，通过外螺纹与泄压阀底座连接。泄压阀垫片放入泄压阀底座，堵住通孔，并且圆形凸台部分方向向外，再用泄压阀封头固定泄压阀垫片。当发动机工作异常时，燃烧室压强到达爆破塞爆破压强，爆破塞破裂泄压。通过泄压阀组件防止发动机燃烧室压强激增，造成壳体爆裂的危险事故。

7、喷管组件为发动机的喷管主体，包括喷管壳体、喷管封头、喉套、喉衬、喷管垫圈、喷管绝热套。喷管壳体由两端圆筒和中间的锥形面组成，半径较大的圆筒内设有内螺纹，喷管壳体通过内螺纹连接发动机壳体组件。喷管壳体外设有便于将其安装在发动机壳体上的u形缺口。半径较小的圆筒边缘设有外螺纹，外螺纹用于喷管封头的安装；喷管绝热套为一锥形圆筒，材料为电木，贴壁安装在喷管壳体内，用于绝热；喉套为一用于喉衬安装的圆形套筒，其一端设有限位，固定喉衬位置，另一端开口；喉衬为圆柱形石墨，内车喷管型面；喷管垫圈材料为紫铜，用于喷管的密封；喷管封头用于固定喉套。

8、燃烧室延长段组件为发动机燃烧室延长段，在燃烧室延长段上设有切向脉冲转接头，通过切向脉冲转接头配合脉冲触发器向燃烧室内部产生切向脉冲。燃烧室延长段结构为一圆管，一端设置用于与发动机壳体组件连接的内螺纹，外壁上设有便于安装拆卸燃烧室延长段的u形槽。另一端设有与喷管组件连接的外螺纹，且设有凹槽用于o形圈密封；在延长段组件靠近发动机壳体组件的壁面设有异形圆开孔和圆形开孔，其中异形圆开孔用于延长段组件脉冲转接头安装，圆形开孔用于传感器底座安装；延长段壳体内壁安装绝热套用于绝热，绝热套对应脉冲转接头和传感器底座位置开槽。

9、脉冲转接头为一有内孔的圆柱形结构，一端通过异形圆孔连接在延长段组件上，端口配合燃烧室内壁形状进行切削。另一端为外螺纹结构，用于脉冲器安装；转接头中间设有便于安装脉冲触发器组件的六角螺栓结构。

10、脉冲触发通过脉冲触发器组件实现，包括壳体、连接件、连接螺栓、药盒架、节流孔、铜垫圈、爆破片、衬套、药盒等零部件。工作时，由压力传感器监测发动机燃烧室压力，当压力达到设定值时，控制系统发出脉冲器点火信号，通过电火花点燃药盒内的脉冲药，脉冲器燃烧室内压强升高直至爆破片破裂，脉冲燃气通过节流孔进入发动机内，即实现固体火箭发动机的切向脉冲触发。

11、有益效果：

12、1.本发明公开的用于切向脉冲触发的固体火箭发动机，对发动机整体进行分段式标准化设计，根据不同的喷管需求仅需要更换喉衬、根据不同的燃烧室工况改变推进剂长度和内径、根据不同的脉冲强度需求改变脉冲药量。整体分段式的标准化设计便于装卸和清洁，有利于灵活改变实验工况，降低重复设计成本，各部件能够重复使用。本发明能实现不同燃烧室工况下发动机工作过程中的切向脉冲触发。除了推进剂装药、喷管喉衬、密封绝热器件外皆为可重复使用。推进剂装药为管形，一端和外部有绝热套包覆，为内孔和一侧端燃。通过改变推进剂装药长度和内径、喷管喉衬参数能够实现不同工况需求。

13、2.本发明公开的用于切向脉冲触发的固体火箭发动机，在端盖上加工有环形定位带，发动机壳体上有相应的环形定位槽，槽内放置o形橡胶圈。在安装时不仅能够起定位作用，还能通过压紧o形橡胶圈来实现良好的密封性能，保障发动机在高压下工作时的气密性。此外在延长段组件和喷管组件连接处也设计有凹槽，安装时加入o形橡胶圈，保证发动机的气密性。

14、3.本发明公开的用于切向脉冲触发的固体火箭发动机，采用泄压阀设计。泄压阀安装在发动机壳体的泄压阀底座上，当发动机工作异常，如喷管堵塞时，燃烧室压强激增，当压强上升至超过发动机结构承受能力时，会发生发动机炸裂的安全事故，这不仅损坏发动机结构，也有巨大的安全隐患。通过泄压阀的作用，当压强异常升高到泄压塞所能承受的最大压强时，泄压塞破裂，燃烧室内高压通过泄压孔释放，保证实验人员和发动机的安全。

15、4.本发明公开的用于切向脉冲触发的固体火箭发动机，在延长段组件上设计了切向脉冲流道，配合脉冲触发器能向发动机燃烧室产生切向脉冲触发，进行固体火箭发动机切向不稳定燃烧机理性实验研究。脉冲触发器通过脉冲药量、节流孔径、爆破片厚度等的设计，能实现脉冲触发强度的可控性。

16、5.本发明公开的用于切向脉冲触发的固体火箭发动机，在燃烧室不同位置布置了多个压力传感器，能对发动机不同位置压强进行测量。当监测到的压力达到设定值时，通过控制系统点燃脉冲器，进行脉冲触发，由此实现脉冲触发时刻发动机燃烧室压强的可控性。通过压力传感器测量到的数据能够对固体火箭发动机切向脉冲响应进行分析。