阅读说明：本技术 一种小型固体火箭发动机推力终止装置 (Thrust termination device of small solid rocket engine ) 是由 曾雪宁 郝雪杰 胡佳智 于 2020-06-05 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种小型固体火箭发动机推力终止装置,包括壳体、堵塞部件、点火药盒部件、拉断螺钉、活塞部件；壳体设有法兰端,并通过法兰端固接于发动机外壳上,壳体内部设置有相互垂直贯通的一级泄压通道和二级泄压通道,其中,一级泄压通道与发动机燃烧室连通,二级泄压通道与发动机喷管方向平行；点火药盒部件固定安装于壳体尾部,其排气端正对二级泄压通道；活塞部件通过拉断螺钉固定于二级泄压通道内；堵塞部件被活塞部件限位于一级泄压通道与二级泄压通道之间。本装置通过设置两级互锁的泄压通道,两级泄压通道根据指令逐级打开后实现固体火箭发动机推力终止,提高了推力终止过程的可靠性与安全性；而且结构简单紧凑、质量轻便、成本低。(The invention discloses a thrust termination device of a small solid rocket engine, which comprises a shell, a blocking part, an ignition medicine box part, a snapping screw and a piston part, wherein the blocking part is arranged on the shell; the shell is provided with a flange end and is fixedly connected to the engine shell through the flange end, and a primary pressure relief channel and a secondary pressure relief channel which are mutually vertically communicated are arranged in the shell, wherein the primary pressure relief channel is communicated with a combustion chamber of the engine, and the secondary pressure relief channel is parallel to the direction of an engine spray pipe; the ignition medicine box part is fixedly arranged at the tail part of the shell, and the exhaust end of the ignition medicine box part is aligned to the secondary pressure relief channel; the piston component is fixed in the secondary pressure relief channel through a snapping screw; the blocking component is limited between the first-stage pressure relief channel and the second-stage pressure relief channel by the piston component. The device is provided with the two-stage interlocking pressure relief channels, and the thrust termination of the solid rocket engine is realized after the two-stage pressure relief channels are opened step by step according to the instruction, so that the reliability and the safety of the thrust termination process are improved; and simple and compact structure, light weight and low cost.)

一种小型固体火箭发动机推力终止装置

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机领域，具体涉及一种小型固体火箭发动机推力终止装置。

背景技术

推力终止是实现固体火箭发动机级间分离、调节导弹射程与控制飞行精度、多次启动或终止飞行的一种成熟、有效的技术，在国内外各类大、中型固体火箭发动机中得到广泛应用。现有的固体火箭发动机推力终止方案主要分为三类，一是反推力法，即在发动机壳体尾部对称开若干孔，安装与发动机轴向呈某一角度的反向喷管，在推力终止时由打开机构打开反向喷管以抵消发动机推力；二是降压熄火法，主要采用聚能切割、***螺栓、堵盖打开装置等方式迅速打开发动机壳体的附加燃气释放通道，使燃烧室内压以一定速率急剧下降，破坏推进剂的稳定燃烧条件，达到熄火或推力终止的目的；三是强制冷却法，向燃烧室喷射冷却剂，使推进剂燃烧火焰熄灭，不再产生推力。

对于需要具备推力终止功能的小型固体火箭发动机，在应用上述推力终止方法时存在以下问题：

a)反喷管方案需要沿发动机壳体周向设置多个反向喷管，对于小直径发动机或推进剂端面燃烧式发动机在结构上难以实现；

b)聚能切割索、***螺栓及堵盖打开方案虽然在结构上易于实现，但都包含***等含能材料，***产生的瞬时冲击过载高达数十万g，飞溅的碎片会对周围结构造成损伤，并且较大的切割分离面也会带来反向瞬时推力，对小推力发动机产生极大的推力扰动；

c)强制冷却法需要在燃烧室内增设结构复杂的冷却机构，待冷却剂充分降温后完成熄火，推力终止时间较长，一般适用于发动机台架试验或对推力终止时间要求不高的场合。

发明内容

本发明提供了一种小型固体火箭发动机推力终止装置，设置两级互锁泄压通道，采用烟火点火剂燃烧产生的压力作为动力源逐级打开泄压通道，不产生爆轰输出，具有结构紧凑、质量轻便、响应迅速、冲击过载低的特点，降低了推力终止时造成的推力扰动，适用于输出推力较小的小型固体火箭发动机。

为实现上述目的，本发明采用以下技术方案实现：

一种小型固体火箭发动机推力终止装置，包括壳体、堵塞部件、点火药盒部件、拉断螺钉、活塞部件；

所述壳体设有法兰端，并通过法兰端固接于发动机外壳上，壳体内部设置有相互垂直贯通的一级泄压通道和二级泄压通道，其中，一级泄压通道与发动机燃烧室连通，二级泄压通道与发动机喷管方向平行；

所述点火药盒部件固定安装于壳体尾部，其排气端正对二级泄压通道；所述活塞部件通过拉断螺钉固定于二级泄压通道内；所述堵塞部件被活塞部件限位于一级泄压通道与二级泄压通道之间。

作为上述方案的优选，还包括隔热体、压螺、护筒，所述隔热体设于一级泄压通道内，压螺套设于隔热体尾部，能够与活塞部件配合对堵塞部件进行限位，护筒固定安装于壳体出口。

作为上述方案的优选，所述堵塞部件包括绝热层、金属堵塞和O型密封圈Ⅰ，所述绝热层设于金属堵塞与压螺之间，金属堵塞与活塞部件的接触面为椭球形曲面，金属堵塞与壳体之间设置有O型密封圈Ⅰ。

作为上述方案的优选，所述金属堵塞采用高强度合金结构钢，表面设有硬化层。

作为上述方案的优选，所述护筒的内径大于二级泄压通道的内径，护筒与壳体之间设有O型密封圈Ⅱ。

作为上述方案的优选，所述点火药盒部件包括药盒体、火焰点火器、点火药片、药盒座，所述火焰点火器安装在药盒体尾部，药盒体与壳体之间设有O型密封圈Ⅲ，点火药片为片状的烟火点火剂，自由装填在药盒体与药盒座形成的空间内。

作为上述方案的优选，所述药盒体和药盒座上均开设有传火孔，在传火孔端面粘接有密封薄膜Ⅰ和密封薄膜Ⅱ。

作为上述方案的优选，所述拉断螺钉沿圆周方向开设有“V型”削弱槽。

作为上述方案的优选，所述活塞部件包括活塞，活塞呈一端开口的圆筒状结构，活塞底部中心设置有与拉断螺钉外螺纹相配合的螺纹孔，活塞与壳体之间设置有多个O型密封圈Ⅳ。

作为上述方案的优选，所述活塞采用高强度合金结构钢，表面设有硬化层。

由于具有上述结构，本发明的有益效果在于：

1、设置两级互锁的泄压通道，两级泄压通道根据指令逐级打开后实现固体火箭发动机推力终止，提高了推力终止过程的可靠性与安全性。

2、使用火焰点火器点燃少量的烟火点火剂，以其燃烧产生的压力作为动力源，响应迅速、不产生爆轰输出，瞬时冲击过载小，不会形成飞溅的***碎片。

3、泄压面积适中，活塞分离时带来反向瞬时推力较小，产生的推力扰动较小。

4、结构简单紧凑、质量轻便、成本低，能够通过调整泄压通道的面积适应不同尺寸的小型固体火箭发动机。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍。

图1为本发明的整体结构示意图；

图2为本发明的局部放大示意图；

图3为本发明堵塞部件的结构示意图。

图中，各组件与附图标记之间的对应关系为：

1-点火药盒部件、11-火焰点火器、12-点火药片、13-药盒体、14-药盒座、15-密封薄膜Ⅰ、16-密封薄膜Ⅱ、2-O型密封圈Ⅲ、3-拉断螺钉、31-“V型”削弱槽、4-活塞部件、41-活塞、42-O型密封圈Ⅳ、5-堵塞部件、51-绝热层、52-金属堵塞、53-O型密封圈Ⅰ、6-压螺、7-隔热体、8-壳体、81-法兰端、9-O型密封圈Ⅱ、10-护筒、R1-一级泄压通道，R2-二级泄压通道。

具体实施方式

下面将结合本发明的附图，对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

如图1至图3所示，本实施例提供一种小型固体火箭发动机推力终止装置，包括点火药盒部件1、拉断螺钉3、活塞部件4、堵塞部件5、压螺6、隔热体7、壳体8、护筒10、一级泄压通道R1和二级泄压通道R2。

壳体8设有法兰端81，并通过法兰端81固接于发动机壳体，壳体8内部设置有相互垂直贯通的一级泄压通道R1与二级泄压通道R2；一级泄压通道R1与发动机燃烧室导通，二级泄压通道R2与发动机喷管方向平行。

点火药盒部件1安装于壳体8尾部，其排气端正对二级泄压通道R2，并通过壳体8上多个排气孔导通；活塞部件4由拉断螺钉3固定于二级泄压通道R2内；堵塞部件5被活塞部件4与压螺6限位于一级泄压通道R1与二级泄压通道R2之间，起到隔离两级泄压通道的作用；护筒10安装于壳体8出口。

在本实施例中，点火药盒部件1包括药盒体13、火焰点火器11、点火药片12、药盒座14，药盒体13通过O型密封圈Ⅲ2与壳体8密封，火焰点火器11安装在药盒体尾部，点火药片12为预制成片状的烟火点火剂，自由装填在药盒体13与药盒座14之内。火焰点火器点燃点火药片后，快速产生燃气压力，能够避免产生爆轰输出，造成过大的冲击过载。

在本实施例中，药盒体13与药盒座14上均开有多个传火孔，在药盒体13与药盒座14的传火孔端面粘接有密封薄膜Ⅰ15与密封薄膜Ⅱ16，用于保证点火药盒部件1在长期贮存过程中的密封性，防止点火药片受潮。

在本实施例中，拉断螺钉3的圆柱段沿圆周方向设置有“V型”削弱槽31，当活塞部件所承受的压力达到拉断螺钉“V型”削弱槽的破坏阈值时，拉断螺钉3从“V型”削弱槽31处断裂。

在本实施例中，活塞部件4包括活塞41，活塞41底部中心设置有与拉断螺钉3外螺纹相配合的螺纹孔，用于安装固定，当拉断螺钉3断裂后，活塞部件4在二级泄压通道R2内解除约束，活塞41外周设置有多个O型密封圈Ⅳ42，用于保证与壳体之间的密封。

在本实施例中，堵塞部件5包括绝热层51、金属堵塞52和O型密封圈Ⅰ53；绝热层51设于金属堵塞52与压螺6之间，采用柔性耐烧蚀材料在金属堵塞52基础上硫化成型，用于隔绝高温燃气，保证O型密封圈Ⅰ53在正常温度下工作，将发动机高温、高压燃气隔绝在一级泄压通道内；金属堵塞52与活塞部件4的接触面为椭球形曲面结构，能够减小二者之间的滑动摩擦阻力。

在本实施例中，护筒10内径大于二级泄压通道R2的内径，护筒10通过O型密封圈Ⅱ9与壳体8密封，用于保护发动机周围的结构不会受到高速飞出的活塞以及高温、高压燃气的破坏或影响。

在本实施例中，活塞41与金属堵塞52均采用高强度合金结构钢，并进行三元共渗等表面硬化处理，在表面形成硬化层，具体为渗碳层或者渗氮层，能够避免因接触表面变形所引起的活塞部件运动卡滞。

上述结构的的工作过程原理为：当固体火箭发动机需要推力终止时，向推力终止装置发出指令，火焰点火器11点燃点火药盒部件1内的点火药片12，产生的高压燃气迅速在点火药盒部件1与活塞部件4之间的密封区域建压；当压力达到破坏阈值时拉断螺钉3从“V型”削弱槽31处断裂，活塞部件4在二级泄压通道R2内解除约束，并快速向外运动；当活塞部件4完全越过堵塞部件5的圆弧面时，堵塞部件5失去支撑，与固体火箭发动机燃烧室连通的一级泄压通道R1内的高温、高压燃气将其推出。此时，二级泄压通道R2与一级泄压通道R1逐级依次打开，固体火箭发动机燃烧室与外界导通，并开始快速泄压，推进剂稳定燃烧的条件被破坏，实现熄火或推力终止的目的。

本实施例的小型固体火箭发动机推力终止装置，通过设置两级互锁的泄压通道，两级泄压通道根据指令逐级打开后实现固体火箭发动机推力终止，提高了推力终止过程的可靠性与安全性；使用火焰点火器点燃少量的烟火点火剂，以其燃烧产生的压力作为动力源，响应迅速、不产生爆轰输出，瞬时冲击过载小，不会形成飞溅的***碎片；而且泄压面积适中，活塞分离时带来反向瞬时推力较小，产生的推力扰动较小；结构简单紧凑、质量轻便、成本低，能够通过调整泄压通道的面积适应不同尺寸的小型固体火箭发动机。

以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。