一种低易损固体火箭发动机壳体结构
阅读说明：本技术 一种低易损固体火箭发动机壳体结构 (Low-damage solid rocket engine shell structure ) 是由 吴才锦 刘建伟 李娟� 袁清泉 王领 梁生云 于 2020-11-12 设计创作，主要内容包括：本发明提供了一种低易损固体火箭发动机壳体结构,包括壳体、缠绕层和密封塞,所述的壳体上开有若干贯通壳体内外的窗口,所述的密封塞与窗口配合,通过包覆于壳体外的纤维复合材料缠绕层将密封塞封闭在窗口中；当发动机受热且温度超过设定温度,缠绕层损毁,密封塞被壳体内压力推动,窗口打开。本发明无需采用检测和驱动机构即可实现密封塞开启泄压的操作；密封塞开启无金属碎片飞出；壳体上开孔较宽,工艺易于实现,同时降低裂纹扩展风险。(The invention provides a low-damage solid rocket engine shell structure, which comprises a shell, a winding layer and a sealing plug, wherein the shell is provided with a plurality of windows penetrating through the inside and the outside of the shell; when the engine is heated and the temperature exceeds the set temperature, the winding layer is damaged, the sealing plug is pushed by the pressure in the shell, and the window is opened. The operation of opening and pressure relief of the sealing plug can be realized without adopting a detection and driving mechanism; the sealing plug is opened without flying out of metal fragments; the holes on the shell are wide, the process is easy to realize, and meanwhile, the risk of crack propagation is reduced.)
技术领域
本发明涉及火箭发动机领域，尤其是一种当火箭发动机受到外部刺激导致内部压强升高或内部压强因不明原因异常升高时能快速释放内部压强的壳体结构。
背景技术
当固体火箭发动机储藏过程中遇到火灾等情况导致环境温度超过推进剂自然温度时，金属壳体内的推进剂药柱会发生自燃，但此时发动机的金属壳体强度几乎不受影响，因此发动机壳体内压力快速上升，导致爆炸，对周围环境产生破坏。
经查新，低易损壳体结构技术在国内外都有一定研究，并取得相应成果。美国专利US3052091给出了一个密封塞装置，用于封堵发动机上的开孔结构，密封塞装置外部由两个半圆形壳体组成，由爆炸螺栓固定到位。当爆炸螺栓引爆时，两个半圆形壳体分离，密封塞被发动机燃烧室压力推出，开孔外露，发动机压力急速下降。美国专利US5166468描述了一种降低固体火箭发动机易损性的技术，在发动机上安装有一组热电偶以及一个电子微电路，如果热电偶探测到发动机周围起火，电子微电路立即触发安装于发动机结构上的火工装置，开启密封塞以泄压。该技术存在两个缺点，其一是需要采用体积较大、结构较为复杂的检测和驱动机构，因此容易发生故障；其二是密封塞及其固定夹具多为金属制造，存在安全隐患。
此外，有一种依靠缠绕侵有树脂或以树脂为基的纤维来增强其内部结构的复合结构固体火箭发动机。法国专利FR2606082介绍了上述复合结构的固体火箭发动机，该发动机的内部结构由两个半圆管形组成，其上环向缠绕纤维层，其内部结构可承受发动机工作时的纵向力，外部纤维层承受内压。欧洲专利EP0559436也给出了一种可降低固体火箭发动机易损性的复合结构，该发动机的金属壳体上开有多个窄槽，其上缠绕着侵有基体树脂的纤维增强层。如果发动机遇到火灾，其外部的纤维增强层首先受热并损毁，如果火势继续蔓延导致推进剂自然，则原本只能承受轴向力的金属壳体就会变形，使得燃气经由窄缝排出，从而防止发动机内部压力过大。但采用该技术发动机壳体上开多个狭型槽，加工不便，工艺性差，有撕裂壳体的风险。
发明内容
为了克服现有技术的不足，本发明提供一种低易损固体火箭发动机壳体结构，在金属壳体上加工出窗口，外面缠绕纤维，当遇到火灾或高温时，外部的纤维层迅速损毁，推进剂燃烧产生的高温气体从窗口排除，消除发生爆炸的风险，实现固体火箭发动机的低易损性。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种低易损固体火箭发动机壳体结构，包括壳体、缠绕层和密封塞。
所述的壳体上开有若干贯通壳体内外的窗口，所述的密封塞与窗口配合，通过包覆于壳体外的纤维复合材料缠绕层将密封塞封闭在窗口中；当发动机受热且温度超过设定温度，缠绕层损毁，密封塞被壳体内压力推动，窗口打开。
所述的壳体内表面覆盖有绝热层。
所述的壳体上所有窗口的过流面积之和大于等于喷管喉道面积的十倍。
所述的窗口为长圆孔，长轴方向平行于壳体轴向。
所述的窗口沿周向均匀分布在壳体表面，排列成一个环或若干个环。
所述的窗口在壳体表面排成不超过三个环，每个环沿周向均布不超过八个窗口，窗口为长圆孔，在一个长边长为L的矩形两端分别连接一个半径为R的半圆形，相邻两个环之间的轴向距离大于等于(L/2)；半径R的取值为发动机壳体直径的(5/100)～(30/100)。
所述的绝热层和密封塞采用相同材料或不同的两种材料，若是两种不同的材料，绝热层和密封塞的材料相容。
所述的密封塞外表面曲率半径与发动机筒状壳体外表面曲率半径一致，密封塞内表面曲率半径与发动机筒状壳体内表面曲率半径一致。
所述的缠绕层采用树脂基碳纤维复合材料。
本发明的有益效果是：在泄压试验中，本发明纤维缠绕层受外部刺激而损毁，密封塞受到内部压强作用可靠打开，实现了发动机迅速泄压，避免灾难事故发生效果。
本发明在壳体上开口，由金属壳体与纤维层承受发动机壳体轴向力，纤维层承受发动机壳体内部压强产生的环向力，避免了采用检测和驱动机构才可实现密封塞开启泄压的复杂结构；且密封塞开启无金属碎片飞出。壳体上开孔较宽，工艺易于实现，同时降低裂纹扩展风险其优点是结构简单、紧凑，原理清晰，可靠性高。
本发明采用的材料均国产化，来源广泛，工艺性好，加工周期较短，产品合格率高，成本低、一致性好。
附图说明
图1是金属壳体剖视图；
图2是低易损壳体剖视图；
图3是图2的局部放大图；
图中，1为纤维缠绕层，2为金属壳体，3为密封塞，4为绝热层。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明，本发明包括但不仅限于下述实施例。
本发明在固体火箭发动机的金属壳体上加工出窗口，外面缠绕纤维，当遇到火灾或高温时，外部的纤维层迅速损毁，推进剂燃烧产生的高温气体从窗口排除，从而消除了发生爆炸的风险。
本发明所述低易损壳体结构包含有一个开有多个窗口的筒状壳体、包覆于壳体之上的纤维复合材料缠绕层、粘贴于壳体内表面的绝热层、位于纤维缠绕层与绝热层之间的密封塞。其中，筒状壳体上的长圆孔(窗口)沿圆周方向均匀分布或轴向和周向同时均匀分布，绝热层和密封塞可为一种材料，也可是两种材料但应相容。如发动机意外受热，其外部纤维复合材料缠绕层损毁，密封塞打开以泄压。
当受到外部刺激时，发动机壳体外层纤维复合材料首先发生劣变甚至被直接损毁，此时，纤维缠绕层对密封塞的夹持作用减弱或消失，密封塞在发动机内部燃气压力作用下被挤出，窗口打开，发动机迅速泄压，避免灾难事故发生。
密封塞外表面的曲率半径应与发动机筒状壳体外表面半径一致。如曲率半径不一致则有可能损伤包覆于其上的纤维缠绕层。同理，密封塞内表面的曲率半径也最好与发动机筒状壳体内表面曲率半径一致。
密封塞最好与绝热层采用同一种材料，且一体化成型，这样密封效果好，工艺简单。但弊端是密封塞质量欠佳，当绝热层为软质材料时，纤维缠绕至壳体窗口处会出现凹陷，故密封塞和绝热层也可采用两种材料，密封塞应采用硬质材料，但与绝热层材料应相容。
壳体上所有开孔的过流面积应大于等于喷管喉道面积的十倍。开孔形状可以任意，以开长椭圆孔为例，其长轴应与壳体轴线方向一致，每个长椭圆孔都可看做一个矩形(长L)和两个与其相对的半椭圆部分组成，也可以是一个矩形(长L)和两个半圆形(半径R)组成，该构型有利于防止裂纹扩展。矩形长L根据发动机壳体长度及吊挂位置设计需要确定，半径R根据发动机壳体直径大小确定。发动机上最多开三组横向孔，每组至多八个沿圆周方向分布的孔为宜，每组孔数量控制在3～6个间，壳体上两个连续的孔组之间的轴向距离L1应大于等于孔长L的1/2；半圆形半径R的取值应在发动机壳体直径的5/100～30/100之间，半径R取值过小不利于泄压，取值过大壳体结构强度下降太大。
本发明的实施例如图1所示，图中低易损壳体结构的金属壳体开窗孔为一组，4个长圆形孔均布于壳体前端，图中孔长200mm，宽20mm。
如图2所示，低易损壳体结构由开孔金属壳体、缠绕在壳体外表面的纤维缠绕层、粘贴于壳体内表面的绝热层及绝热层与纤维层之间的密封塞(图中不易发现)组成。
图3为图2的局部放大图，1为纤维缠绕层，2为金属壳体，3为密封塞，4为绝热层，图中所示密封塞与绝热层为一种材料，一体成型。
在本实施例中，发动机燃烧室壳体外径为200mm，发动机喉道直径为28mm。
壳体上沿圆周方向均匀分布1组长圆形窗孔，有四个孔。孔的矩形部分长度L＝200mm，宽度2R＝20mm，两端为半径R的半圆结构。
本发明所述低易损壳体结构的金属结构可采用该领域通常使用的任意金属材料；绝热层为聚合物弹性体或橡胶，其中含有多种纤维或粉状填料，用于增强耐热性；纤维复合材料为该领域常用的树脂基碳纤维复合材料。发动机壳体上还可以安装有弹翼及其它组件的连接，由于连接件为金属件，因此只需按照标准工艺进行安装即可。
本发明实施时，发动机可以贴壁浇注装药，也可自由装填装药。如采用自由装填装药，则药柱包覆层与绝热层之间将留有间隙，当遇到外部刺激导致内部压强增加时更易于泄压。
本发明无需采用检测和驱动机构即可实现密封塞开启泄压的操作；密封塞开启无金属碎片飞出；壳体上开孔较宽，工艺易于实现，同时降低裂纹扩展风险。
以某固体火箭发动机金属壳体为例，壳体两端大开孔，材料为D406A，直径200mm，壁厚1.5mm；缠绕纤维选用T700；绝热层材料选用三元乙丙橡胶；密封塞选用三元乙丙橡胶，与绝热层一致，且与绝热层一体成型；金属壳体开卸压孔规格及尺寸如下：
开孔数量：8个；
开孔长度L：100mm；
孔两端结构：R8mm半圆；
组数：2；
孔间夹角：90°；
两组孔间距离L1：50mm。
本实例的低易损固体火箭发动机壳体爆破压强22MPa，临界轴压170吨，结构强度满足设计要求；通过非核弹药危险性评估试验(MIL-STD-2105D)中的快速烤燃试验、慢速烤燃试验、破片撞击试验，实现了固体火箭发动机低易损性能要求。
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