一种含超音速分离线摆动喷管的固体火箭发动机
阅读说明：本技术 一种含超音速分离线摆动喷管的固体火箭发动机 (Solid rocket engine containing supersonic separation line swinging spray pipe ) 是由 王革 程靖懿 李德坚 何定鹏 苏成志 周凌 杨海威 关奔 于 2020-11-24 设计创作，主要内容包括：本发明提供一种含超音速分离线摆动喷管的固体火箭发动机,包括点火器、发动机主体和超音速分离线摆动喷管；所述点火器包括点火头、点火头压盖、点火器密封圈、点火头定位部件、点火药筒、点火器与发动机主体连接件；所述点火器与发动机主体连接件通过螺纹与发动机前封头、点火药筒、点火头定位部件连接,点火头压盖通过螺纹与点火头定位部件连接,将点火头压紧定位；本发明点火成功率高、药柱不易撕裂、密封性好、能够进行全轴推力矢量,通过电机伺服机构,使摆动喷管能够全轴摆动,且在分离线扩张比较小和后开口小的情况下实现较大摆动,提高发动机的推力矢量性能。(The invention provides a solid rocket engine containing a supersonic separation line swinging spray pipe, which comprises an igniter, an engine main body and the supersonic separation line swinging spray pipe, wherein the engine main body is provided with a plurality of supersonic separation line swinging spray pipes; the igniter comprises an ignition head, an ignition head gland, an igniter sealing ring, an ignition head positioning part, an ignition cartridge, an igniter and an engine main body connecting piece; the igniter and the engine main body connecting piece are connected with the engine front end socket, the ignition cartridge and the ignition head positioning part through threads, and the ignition head gland is connected with the ignition head positioning part through threads to tightly press and position the ignition head; the invention has high ignition success rate, difficult tearing of the explosive column, good sealing performance and capability of carrying out full-axis thrust vector, the swinging spray pipe can swing in a full-axis manner through the motor servo mechanism, and the swinging spray pipe can realize larger swinging under the conditions of smaller separation line expansion and small rear opening, thereby improving the thrust vector performance of the engine.)
技术领域
本发明涉及一种固体火箭发动机，尤其涉及一种含超音速分离线摆动喷管的固体火箭发动机，属于固体火箭发动机推力矢量技术领域。
背景技术
固体火箭发动机因其可靠性高、维护性好、结构简单等优势，一直是各国导弹武器的首选动力装置；同时因为推力矢量喷管可以大大提高导弹武器的机动性，使带有推力矢量的导弹武器在对抗中能够更具优势，所以含有推力矢量喷管的固体火箭发动机成为了战术导弹动力发展的重要方向。
超音速分离线摆动喷管的固定部分与可动部分之间的分界线位于喷管超音速区域的一种矢量喷管。相比其他形式的推力矢量喷管，具有结构简单、偏转效率高、推力矢量偏角大于几何摆动角等优点。
于是，为了更好发挥上述优势，超音速分离线喷管与推力矢量固体火箭发动机的结合是势在必行的。传统的推力矢量固体火箭发动机喷管结构臃肿、复杂，增加了发动机整体的冗余质量，势必导致发动机整体性能和可靠性的下降；同时由于其偏转效率低下，往往需要更大的几何摆角来达到足够的矢量角，相较于超音速分离线喷管的发动机需要更大的机械运动行程和更长的时间来达到同样的矢量角，这在瞬息万变的战斗中往往是致命的。
发明内容
针对目前缺少超音速分离线推力矢量喷管固体火箭发动机的完整方案，本发明的目的是提供一套含有点火器、燃烧室壳体和药柱、超音速分离线摆动喷管和摆动喷管伺服机构的设计方案，实现了超音速分离线喷管在固体火箭发动机上的实际应用。同时发动机还具有点火成功率高、药柱不易撕裂、密封性好、摆动喷管能够进行全向推力矢量，且喷管在分离线扩张比较小和后开口小的情况下可以实现较大的摆动，可以有效节约发动机内有限的空间并降低冗余质量。
本发明的目的是这样实现的：
一种含超音速分离线摆动喷管的固体火箭发动机，其特征在于：包括点火器、发动机主体和超音速分离线摆动喷管；
所述点火器包括点火头、点火头压盖、点火器密封圈、点火头定位部件、点火药筒、点火器与发动机主体连接件；所述点火器与发动机主体连接件通过螺纹与发动机前封头、点火药筒、点火头定位部件连接，点火头压盖通过螺纹与点火头定位部件连接，将点火头压紧定位；
所述点火器密封圈有四个，点火器密封圈一和点火器密封圈四和点火器密封圈三位于点火器与发动机主体连接件与点火药筒之间，点火器密封圈二位于点火器与发动机主体连接件和发动机前封头之间；
所述发动机主体包含发动机壳体，与发动机壳体前后相连的前封头和后封头、从外到内设置在发动机壳体内的隔热层、包覆层和药柱，所述前封头和后封头还设置有脱粘片和密封圈；
所述超音速分离线喷管整体分为活动段和固定段，摆动喷管的固定段通过法兰盘和螺栓与发动机主体后封头连接；在靠近活动段和固定段之间的分离线间隙、喷管喉部附近设置分离线热防护块，在分离线间隙内设置多道密封圈，在法兰盘上设有环形分布的4个对称的电机底座安装槽用以安装电机；
所述法兰盘上的电机用连杆装置与活动段上的球槽底座相连，构成了摆动喷管的伺服机构；
采用电机驱动筒，用电机旋转轴来驱动连杆装置；
在固定段环向对称安置四个电动机-连杆-球槽底座组成的伺服机构，驱动摆动喷管的活动段进行全轴摆动。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：
本发明提供了一种含音速分离线摆动喷管的固体火箭发动机完整方案，使固体火箭发动机具有全轴推力矢量能力，大大提高了其所在的导弹武器的机动能力，明显改善了作战效率。
1.点火头内点火线直接与点火成功率更高的发火药直接相连，发火药再点燃点火药，有效提高了点火的成功率。
2.发动机主体内药柱与筒体绝热层内壁在前后封头处采用人工脱粘片连接，可以有效防止在发动机高速飞行的过程中由于药柱前后两端的应力集中而造成的药柱撕裂现象。
3.摆动喷管内壁部分采用耐高温、耐烧蚀的材料，可以在减少喷管的制造成本的同时有效保护喷管在发动机工作时内壁面的型面不被高温高速的燃气冲刷而破坏。
4.摆动喷管采用超音速分离线喷管，该喷管将分离线和喷管摆动活动部分放在喷管的扩张段，气流通过分离线间隙处的台阶产生的激波发生更大的偏转，可以在喷管摆动的几何角较小的情况下，提供较大的推力矢量角。
5.喷管采用环向均匀分布的四套电机-连杆-球槽底座伺服机构，可以使摆动喷管进行全轴摆动，提供任意方向的推力矢量能力。
6.摆动喷管的电机与喷管固定段连接，不随喷管的摆动运动，可以有效减少电机的布线难度。
7.过去的摆动喷管大多使用液压装置作为伺服机构来驱动喷管的活动段部分进行摆动。本发明使用电机替代传统的作动筒及其液压系统，相比之下可以有效减小伺服机构在发动机内部的空间，减少冗余质量。
附图说明
图1是本发明一种含超音速分离线摆动喷管的固体火箭发动机的整体轴测图；
图2是本发明一种含超音速分离线摆动喷管的固体火箭发动机的整体半剖图；
图3是本发明一种含超音速分离线摆动喷管的固体火箭发动机的点火装置轴测图；
图4是本发明一种含超音速分离线摆动喷管的固体火箭发动机的点火装置半剖图；
图5是本发明一种含超音速分离线摆动喷管的固体火箭发动机的摆动喷管轴测图；
图6是本发明一种含超音速分离线摆动喷管的固体火箭发动机的摆动喷管半剖图；
图7是本发明一种含超音速分离线摆动喷管的固体火箭发动机的主体部分轴测图；
图8是本发明一种含超音速分离线摆动喷管的固体火箭发动机的主体部分局部放大图。
具体实施方式
下面结合附图与具体实施方式对本发明作进一步详细描述。
一种含超音速分离线摆动喷管的固体火箭发动机，包括点火器、发动机主体、超音速分离线摆动喷管、摆动喷管伺服机构的固体火箭发动机设计方案。所述点火器包括点火头、将发动机燃烧室与外界隔离的点火器密封圈、装点火药和发火药的装药药筒、固定点火头以及其他部件的点火器定位零件。发动机主体包含发动机壳体，与壳体相连的前后封头、隔热层、人工脱粘片以及固体推进剂药柱。超音速分离线喷管整体分为活动段和固定段，摆动喷管的固定段通过法兰盘和螺栓与后封头连接；在靠近活动段和固定段之间的分离线间隙、喷管喉部附近增加热防护部件，采用耐高温、耐烧蚀材料；在分离线间隙内采用多道密封圈来隔绝燃气；此外，在法兰盘上设有环形分布的4个对称的电机底座安装槽用以安装电机。所述法兰盘上的电机用连杆装置与活动段上的球槽底座相连，构成了摆动喷管的伺服机构。摆动喷管固定段喉部和分离线旁增加多个热防护部件，采用耐高温、耐烧蚀材料与喷管主体部件共同组成喷管内型面。在分离线间隙附近，活动段处采用多道密封圈隔热。采用电机驱动而非液压作动筒，用电机旋转轴来驱动连杆装置。在固定段环向对称安置四个电动机-连杆-球槽底座组成的伺服机构，驱动摆动喷管的活动段进行全轴摆动。
本发明的目的使这样实现的：整体火箭发动机包括点火器、燃烧室壳体和药柱、超音速分离线摆动喷管和摆动喷管伺服机构，其中点火器包括点火头、将发动机燃烧室与外界隔离的点火器密封圈、装点火药的点火药装药药筒、固定点火头以及其他部件的点火器定位零件；发动机主体包含筒体，与筒体相连的前后封头、隔热层、人工脱粘层以及固体推进剂；喷管整体分为活动段和固定段，摆动喷管的固定段通过法兰盘和螺栓与后封头连接；在靠近活动段和固定段之间的分离线间隙、喷管喉部附近，喷管主体处增加三个放热部件，采用耐高温、耐烧蚀的材料；在分离线间隙内，活动段部件内采用多道密封圈来隔绝燃气；此外，在法兰盘上设有环形分布的4个对称的电机底座安装槽用以安装电机，四个电动机-连杆-球槽底座组成的伺服机构，可以驱动摆动喷管的活动段进行全轴摆动。
本发明还包括这样一些结构特征：
1.点火器的点火头采用电打火装置，点火线通过点火头中空的内腔与点火药装药筒内的发火药直接相接。
2.点火药装药筒通过螺纹与点火器固定部件连接，点火药装药筒内的发火药直接与点火药直接接触，通过发火药直接引燃点火药。
3.筒体内表面附有一层绝热层，防止发动机主体内药柱的燃烧破坏筒体结构。
4.发动机筒体内的药柱与发动机主体的前后封头有人工脱粘片连接。
5.前后封头与筒体采用螺纹连接。
6.喷管与发动机主体后封头采用法兰盘连接。
7.所述连杆摆动装置一共有四套，包括四个环向均匀分布的电机、连杆和球型槽部件，共同组成摆动喷管的伺服机构。
参见图1和图2，本发明提供的一种含超音速分离线摆动喷管的固体火箭发动机，包括点火装置、发动机主体和超音速分离线摆动喷管。图1展示了发动机整体的外形；图2(a)、(b)展示了发动机整体的半剖图，其中图2(b)2-1是点火器、2-2是发动机主体、2-3是超音速分离线摆动喷管。
参见图3和图4，其中图3展示了发动机点火装置的具体结构。
图4是发动机点火装置的半剖图，4-1是点火头压盖、4-2是点火头定位部件、4-3是点火器密封圈一、4-4是点火器密封圈二、4-5是点火器与发动机主体连接件、4-6是点火器密封圈三、4-7是点火药筒、4-8是点火药药柱和发火药、4-9是点火器密封圈四、4-10是点火头。
4-10点火头将点火引线通过其空腔直接与发火药和点火药柱连接，通电后，点火线直接引燃装在4-7点火药筒的发火药，继而引燃点4-8点火药药柱和发火药，启动发动机。4-3点火器密封圈一和4-9点火器密封圈四和4-6点火器密封圈三防止4-7点火药筒内的4-8点火药药柱和发火药产生的燃气从前端溢出，位于4-5点火器与发动机主体连接件与4-7点火药筒之间；4-5点火器与发动机主体连接件通过螺纹与4-7点火药筒、发动机前封头、4-2点火头定位部件连接，4-4点火器密封圈二位于4-5点火器与发动机主体连接件和发动机前封头之间，将发动机内部的燃气隔绝；4-1点火头压盖通过螺纹与4-2点火头定位部件连接，将4-10点火头压紧定位。
参见图5和图6，图5展示了摆动喷管的轴测图，其中1是沿环向均匀分布的电机-连杆-球槽组成的伺服机构。
图6是摆动喷管的半剖图，6-1是摆动喷管收缩段主体部件、6-2是后封头、6-3是发动机主体与摆动喷管密封圈、6-4是喷管后封头连接件、6-5是电机、6-6是与电机相连的连杆、6-7是连杆装置链接销、6-8是球型连杆、6-9是球槽底座、6-10是活动段密封与摆动部件、6-11是喷管扩张段主体、6-12是喷管扩张段型面部件、6-13是分离线处热防护块三、6-14是分离线处密封圈组、6-15是喷管固定段球面部件、6-16是分离线热防护块二、6-17是分离线热防护块一。
6-1摆动喷管收缩段主体部件是摆动喷管收敛段和固定部分的基体，两个热防护块6-16分离线热防护块二、6-17分离线热防护块一直接粘接其上，两者使用耐高温、耐烧蚀的钨渗铜材料，起到保护喷管内壁面免受高温燃气冲刷的作用；6-4喷管后封头连接件用螺栓与6-2后封头连接，是摆动喷管固定在发动机主体上，6-3发动机主体与摆动喷管密封圈避免发动机主体内的热燃气从连接之间的缝隙内溢出；6-15喷管固定段球面部件是固定段保持6-10活动段密封与摆动部件运动轨迹和定位的主要部件；6-11喷管扩张段主体与6-10活动段密封与摆动部件通过螺纹连接，再与6-12喷管扩张段型面部件螺纹连接、6-13分离线处热防护块三粘接，形成喷管的活动段，其中6-13分离线处热防护块3、6-11喷管扩张段主体与6-12喷管扩张段型面部件共同组成了喷管扩张段的内型面，6-13分离线处热防护块三使用耐高温、耐烧蚀的钨渗铜材料，保护分离线附近的壁面免受高温高速燃气的影响；6-14分离线处密封圈组隔绝分离线内的高温高压燃气，避免喷管内的燃气渗出。
6-9球槽底座通过螺栓与6-10活动段密封与摆动部件连接，4个环向均匀分布的6-5电机直接驱动4套6-7连杆、6-8球型连杆装置转动，组成摆动喷管的伺服机构；同时6-8球型连杆与4个环向均匀分布的6-9球槽底座相连，进而带动喷管后部活动段运动；
参见图7和图8，图7展示了发动机主体部分的整体结构。
图8分A、B、C三个部分分别展示了发动机主体前部、后部和壳体的详细构造：8-1是前部药柱脱粘片、8-2是前封头、8-3是隔热层、8-4是包覆层、8-5是发动机壳体、8-6是药柱、8-7是后封头、8-8是后部药柱脱粘片、8-9是后封头与壳体密封圈、8-10是前封头与壳体密封圈。
8-2前封头、8-5发动机壳体和8-7后封头共同组成了发动机主体的外形，其中8-2前封头和8-7后封头同时起到与其他发动机组成部分连接的作用；在发动机高速运动的过程中，8-6药柱与8-2前封头和8-7后封头直接粘接会因应力集中作用而导致8-6药柱的撕裂，因此8-1前部药柱脱粘片和8-8后部药柱脱粘片起到消减应力集中作用，保护8-6药柱结构的作用；8-4包覆层能够阻止8-6药柱在不应燃烧的表面燃烧；8-9后封头与壳体密封圈起到8-7后封头与8-5发动机壳体之间的密封作用，阻止发动机内的燃气泄漏；8-10前封头与壳体密封圈起到8-2前封头与8-5发动机壳体之间的密封作用，阻止发动机内的燃气泄漏。
综上所述：本发明提供一种含超音速分离线摆动喷管的固体火箭发动机设计方案，该火箭发动机具有点火成功率高、药柱不易撕裂、密封性好、能够进行全轴推力矢量等优点。
本发明提供一种含点火器、燃烧室壳体和药柱、超音速分离线摆动喷管、摆动喷管伺服机构的固体火箭发动机设计方案。在点火器内使用发火药点燃点火药的设计，提高点火成功率；壳体内有热防护层，保护壳体免受高温燃气的冲蚀；人工脱粘片能够有效保护药柱结构；通过多道密封圈的设计有效保证发动机壳体和喷管的密封性；在喷管喉部和分离线处采用耐高温和耐烧蚀材料，保护喷管的型面；通过电机伺服机构，使摆动喷管能够全轴摆动，且在分离线扩张比较小和后开口小的情况下实现较大摆动，提高发动机的推力矢量性能。
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