一种消除发动机拖尾段的燃烧室惰性预制填充结构的制作方法

本发明涉及固体火箭发动机，具体涉及一种消除发动机拖尾段的燃烧室惰性预制填充结构。

背景技术：

1、工作时间是发动机设计的重要参数之一，也是弹总体验收发动机的重要指标，发动机工作时间的准确与否直接决定了导弹飞控时序的准确与否，因此精确控制发动机工作时间是十分重要的。

2、随着导弹武器系统的快速发展，弹总体对发动机的外形结构提出了各式各样的要求，如短粗型发动机、球形发动机等，与常规发动机相比，这类发动机的特点往往是直径尺寸远大于长度尺寸。在燃烧室设计过程中，如采用常规的内孔+翼槽药型，按平行层推移规律，会导致燃面逐渐减小，反映在压强—时间曲线上就会出现压强随时间缓慢下降，并且随着压强的不断降低，低压下推进剂燃速也降低，更增加了燃烧时间，加剧了发动机在低压下的拖尾，大大延长了发动机的工作时间。

技术实现思路

1、有鉴于此，本发明提供了一种消除发动机拖尾段的燃烧室惰性预制填充结构，能够避免出现发动机拖尾现象，实现发动机快速熄火，满足精确控制发动机工作时间的要求。

2、一种消除发动机拖尾段的燃烧室惰性预制填充结构，所述惰性预制填充结构由内型面和外型面组成，惰性预制填充结构的外型面与壳体绝热层内表面一致，惰性预制填充结构的内型面根据药柱从点火后推移至所需的工作时间点停止时残存的药柱型面进行预制填充结构设计和加工；发动机正式装药前，首先将惰性预制填充结构通过外型面预先粘贴在壳体绝热层内表面，然后在燃烧室内浇注形成药柱的推进剂，形成药柱的外型面。

3、进一步地，所述发动机的直径为300-350mm，燃烧室长度为220-250mm，发动机的长径比＜1。

4、进一步地，所述药柱的药型设计采用翼槽或环槽的结构形式。

5、进一步地，所述药柱的外型面为花瓣形。

6、进一步地，所述惰性预制填充结构在粘贴时需保证两片惰性预制填充结构的对接处正对药柱的翼槽。

7、有益效果：

8、1、本发明通过设计相应燃烧时间点的残药型面，采用惰性材料预制该型面，燃烧室装药前预先粘贴在壳体绝热层内表面，待药柱燃烧至该界面时，燃面迅速下降至零状态，从而不会产生拖尾现象。

9、2、本发明对于短粗型和球形发动机，药型设计可采用常规翼槽、环槽等结构形式，使内弹道设计不受发动机外形结构影响，满足设计需求，且装药工艺性好。

10、3、本发明的药型采用内孔+翼槽结构形式，既可以保证较高的装填分数，又满足发动机对初始燃面的要求。

技术特征：

1.一种消除发动机拖尾段的燃烧室惰性预制填充结构，其特征在于，所述惰性预制填充结构由内型面和外型面组成，惰性预制填充结构的外型面与壳体绝热层内表面一致，惰性预制填充结构的内型面根据药柱从点火后推移至所需的工作时间点停止时残存的药柱型面进行预制填充结构设计和加工；发动机正式装药前，首先将惰性预制填充结构通过外型面预先粘贴在壳体绝热层内表面，然后在燃烧室内浇注形成药柱的推进剂，形成药柱的外型面。

2.如权利要求1所述的一种消除发动机拖尾段的燃烧室惰性预制填充结构，其特征在于，所述发动机的直径为300-350mm，燃烧室长度为220-250mm，发动机的长径比＜1。

3.如权利要求2所述的一种消除发动机拖尾段的燃烧室惰性预制填充结构，其特征在于，所述药柱的药型设计采用翼槽或环槽的结构形式。

4.如权利要求3所述的一种消除发动机拖尾段的燃烧室惰性预制填充结构，其特征在于，所述药柱的外型面为花瓣形。

5.如权利要求3或4所述的一种消除发动机拖尾段的燃烧室惰性预制填充结构，其特征在于，所述惰性预制填充结构在粘贴时需保证两片惰性预制填充结构的对接处正对药柱的翼槽。

技术总结本发明公开了一种消除发动机拖尾段的燃烧室惰性预制填充结构，属于固体火箭发动机技术领域。惰性预制填充结构由内型面和外型面组成，惰性预制填充结构的外型面与壳体绝热层内表面一致，惰性预制填充结构的内型面根据药柱从点火后推移至所需的工作时间点停止时残存的药柱型面进行预制填充结构设计和加工；发动机正式装药前，首先将惰性预制填充结构通过外型面预先粘贴在壳体绝热层内表面，然后在燃烧室内浇注形成药柱的推进剂，形成药柱的外型面。本发明能够避免出现发动机拖尾现象，实现发动机快速熄火，满足精确控制发动机工作时间的要求。技术研发人员：曹琪,胡雨蒙,王丹,张镇国,王旭,杨梦怡,李飞皓,刘长猛,宋学宇,靳瑞斌受保护的技术使用者：西安航天动力技术研究所技术研发日：技术公布日：2024/7/18