一种电磁弹射用固体火箭发动机
技术领域
本发明涉及固体火箭发动机技术领域，具体涉及一种电磁弹射用固体火箭发动机。
背景技术
电磁弹射技术是一种新兴的直线推进技术，适宜于短行程发射大载荷，在军事、民用和工业领域具有广泛应用前景。电磁弹射就是采用电磁的能量来推动被弹射的物体向外运动，其实就是电磁炮的一种形式。过去常采用的弹射有机械弹射，如弹簧、皮筋等。能量弹射如：子弹(利用火药瞬间爆发能量)、磁悬浮列车等。
固体火箭发动机具有使用简单、安全性好、贮存性能好、维护方便等优点，使其在电磁弹射领域内被广泛利用。一般由于固体火箭的弹筒的直径是确定的，根据弹筒的直径就能确定固体火箭发动机的直径，为了满足固体火箭发动机的高能量的需求，需要将固体火箭发动机的长度设计的足够长，这样的固体火箭发动机的长径比很大。大长径比的固体火箭发动机的推进剂药柱的长径比也较大，推进剂药柱在燃烧时，易出现不稳定燃烧，一旦出现不稳定燃烧，将会导致固体火箭发动机工作失常、导致飞行任务失败，将带来极大的损失。
发明内容
针对现有技术中存在的缺陷，本发明的目的在于提供一种电磁弹射用固体火箭发动机，其推进剂药柱的结构设计能抑制不稳定燃烧，保证固体火箭发动机的稳定工作。
为达到以上目的，本发明采取的技术方案是：
一种电磁弹射用固体火箭发动机，其包括燃烧室壳体、收容于所述燃烧室壳体内的点火装置和推进剂药柱，以及靠近所述推进剂药柱设于所述燃烧室壳体一端的喷管；所述推进剂药柱包括：
药柱本体，其内开设有贯穿该药柱本体的内孔；
前伞，所述前伞是由所述药柱本体的内壁沿周向凹陷而成的环形凹槽，所述前伞靠近所述点火装置；
后翼，所述后翼由所述药柱本体的内壁凹陷而成，所述后翼靠近所述喷管。
在上述技术方案的基础上，所述后翼包括多个沿所述内孔的周向间隔分布的翼槽。
在上述技术方案的基础上，所述翼槽包括沿所述内孔的轴向布置且连通的翼槽一和翼槽二，所述翼槽一靠近所述前伞，并与所述翼槽二之间形成第一台阶，且所述翼槽二与所述内孔的轴线的距离大于所述翼槽一与所述内孔的轴线的距离。
在上述技术方案的基础上，所述内孔包括沿该内孔的轴向布置且连通的内孔一和内孔二，所述内孔一靠近所述前伞，并与所述内孔二之间形成第二台阶，且所述内孔二的直径大于所述内孔一的直径。
在上述技术方案的基础上，所述药柱本体靠近所述前伞的一端与所述前伞之间设有限燃层，所述限燃层涂覆于所述药柱本体的内壁上。
在上述技术方案的基础上，所述推进剂药柱的推进剂采用丁羟三组元推进剂。
在上述技术方案的基础上，以质量份数计，所述丁羟三组元推进剂包括12.5份粘合剂、65份氧化剂、17.5份铝粉和5份降速剂。
在上述技术方案的基础上，所述粘合剂为端羟基聚丁二烯，所述氧化剂为高氯酸铵，所述铝粉的粒径为D50。
在上述技术方案的基础上，以质量份数计，所述降速剂包括2.5份碳酸盐和2.5份碳酸钙。
在上述技术方案的基础上，所述点火装置的点火发动机的外表面粘贴有外防热层。
与现有技术相比，本发明的优点在于：
(1)本发明的电磁弹射用固体火箭发动机主要是通过在推进剂药柱靠近点火装置的一端设计前伞的结构，前伞能够扰乱燃烧室壳体中的声能的波形，将声能分散，使声能的声波不会汇聚形成强波，防止燃烧室壳体的振动，从而起到抑制不稳定燃烧的作用，保证固体火箭发动机的稳定工作。
(2)本发明的翼槽包括沿内孔的轴向布置且连通的翼槽一和翼槽二，翼槽一靠近前伞，并与翼槽二之间形成第一台阶，翼槽一与翼槽二之间形成的第一台阶能使燃烧室壳体内的声场在该第一台阶处来回反射，经过第一台阶处时能够消耗燃烧室壳体的一部分声能，从而抑制声能的聚集，起到抑制不稳定燃烧的作用，使发动机的推力更稳定。
(3)本发明的内孔包括沿该内孔的轴向布置且连通的内孔一和内孔二，内孔一靠近前伞，并与内孔二之间形成第二台阶内孔一与内孔二之间形成的第二台阶能使燃烧室壳体内的声场在该第二台阶处来回反射，经过第二台阶处时能够消耗燃烧室壳体的一部分声能，从而抑制声能的聚集，起到抑制不稳定燃烧的作用。
(4)本发明的药柱本体靠近前伞的一端与前伞之间设有限燃层，限燃层涂覆于药柱本体的内壁上。限燃层可以使该区域内的药柱本体在点火发动机点火后1～2秒内不被燃烧，大长径比发动机初始压强峰较高，限燃层可以起到降低固体火箭发动机初始压强峰的作用，防止因不稳定燃烧触发激励。
(5)本发明的点火装置的点火发动机外包覆有外防热层，可以保证点火装置在点火发动机工作过程中，在高温高压的环境中不被烧毁，这样点火装置可以作为一个阻尼装置，在燃烧室壳体的前端不断的扰乱并吸收从燃烧室壳体尾端反射回来的燃气声能，起到抑制燃烧室声能聚集的作用。
附图说明
图1为本发明实施例中电磁弹射用固体火箭发动机的结构示意图；
图2为图1的半剖视图；
图3为图1的全剖视图；
图4为推进剂药柱的结构示意图；
图5为图4的全剖视图；
图6为点火装置的结构示意图；
图7为图6的全剖视图；
图8为喷管的结构示意图；
图9为图8的半剖视图。
图中：1-燃烧室壳体，10-绝热层，2-点火装置，20-点火发动机，21-外防热层，3-推进剂药柱，30-药柱本体，31-内孔，310-内孔一，311-内孔二，312-第二台阶，32-前伞，33-后翼，330-翼槽，3300-翼槽一，3301-翼槽二，3302-第一台阶，34-限燃层，4-喷管，40-壳体，41-外防热层，42-背衬，43-喉衬，44-收敛段外防热层，45-扩张段外防热层，46-堵盖。
具体实施方式
以下结合附图及实施例对本发明作进一步详细说明。
参见图1-3所示，本发明实施例提供一种电磁弹射用固体火箭发动机，本发明的固体火箭发动机包括燃烧室壳体1、收容于燃烧室壳体1内的点火装置2和推进剂药柱3，以及靠近推进剂药柱3设于燃烧室壳体1一端的喷管4；燃烧室壳体1的内表面有一层绝热层10，在推进剂药柱3燃烧时对燃烧室壳体1进行热防护。推进剂药柱3包括药柱本体30、前伞32和后翼33，药柱本体30内开设有贯穿该药柱本体30的内孔31，在发动机长径比已超过10的情况下，为提高推进剂药柱3的应力强度，为降低初始侵蚀燃烧效应，内孔31不得过小，内孔31形成药柱本体30的内壁。点火装置2将药柱本体30点燃后，药柱本体30从内壁朝外壁燃烧、从前伞32沿后翼33进行燃烧；前伞32靠近点火装置2，且前伞32是由药柱本体30的内壁沿周向凹陷而成的环形凹槽，环形凹槽与内孔31是相连通的，前伞32能够扰乱燃烧室壳体1中的声能的波形，将声能分散，使声能的声波不会汇聚形成强波，防止燃烧室壳体1的振动，从而起到抑制不稳定燃烧的作用。后翼33靠近喷管4，且后翼33由药柱本体30的内壁凹陷而成，并与内孔31是相连通的，后翼33为与飞机尾翼类似的翼型结构，能为发动机提供大推力。本发明的固体火箭发动机的长径比不小于15，通过燃烧室壳体1的厚度、长度、质量的优化设计，计算燃烧室壳体1在一定振动频率范围内的振动阻尼和固有频率，避开由燃烧室壳体1的振动与燃烧室声学及流动相互耦合产生的不稳定燃烧现象。
本发明实施例的电磁弹射用固体火箭发动机主要是通过在推进剂药柱3靠近点火装置2的一端设计前伞32的结构，前伞32能够扰乱燃烧室壳体1中的声能的波形，将声能分散，使声能的声波不会汇聚形成强波，防止燃烧室壳体1的振动，从而起到抑制不稳定燃烧的作用，保证固体火箭发动机的稳定工作。
可选的，参见图4-5所示，后翼33包括多个沿内孔31的周向间隔分布的翼槽330。翼槽330设计有六个，通过减少翼槽330的长度、深度和数量，降低初始压强峰，减弱触发激励。
优选的，参见图5所示，翼槽330包括沿内孔31的轴向布置且连通的翼槽一3300和翼槽二3301，翼槽一3300靠近前伞32，并与翼槽二3301之间形成第一台阶3302，且翼槽二3301与内孔31的轴线的距离大于翼槽一3300与内孔31的轴线的距离。翼槽330的翼槽一3300与内孔31的轴线的距离为68mm，翼槽二3301与内孔31的轴线的距离为80mm，并有不小于3％的拔模斜度，翼槽一3300与翼槽二3301之间形成的第一台阶3302能使燃烧室壳体1内的声场在该第一台阶3302处来回反射，经过第一台阶3302处时能够消耗燃烧室壳体1的一部分声能，从而抑制声能的聚集，起到抑制不稳定燃烧的作用，使发动机的推力更稳定。
进一步的，参见图5所示，内孔31包括沿该内孔31的轴向布置且连通的内孔一310和内孔二311，内孔一310靠近前伞32，并与内孔二311之间形成第二台阶312，且内孔二311的直径大于内孔一310的直径。内孔一310与内孔二311之间形成的第二台阶312能使燃烧室壳体1内的声场在该第二台阶312处来回反射，经过第二台阶312处时能够消耗燃烧室壳体1的一部分声能，从而抑制声能的聚集，起到抑制不稳定燃烧的作用。
更近一步的，参见图5所示，药柱本体30靠近前伞32的一端与前伞32之间设有限燃层34，限燃层34涂覆于药柱本体30的内壁上。本专利的药柱本体30靠近前伞32的一端与前伞32之间设有限燃层34，限燃层34涂覆于药柱本体30的内壁上。限燃层34可以使该区域内的药柱本体30在点火发动机20点火后1～2秒内不被燃烧，大长径比发动机初始压强峰较高，限燃层34可以起到降低固体火箭发动机初始压强峰的作用，防止因不稳定燃烧触发激励。
优选的，推进剂药柱3的推进剂采用丁羟三组元推进剂。以质量份数计，丁羟三组元推进剂包括12.5份粘合剂、65份氧化剂、17.5份铝粉和5份降速剂。粘合剂为端羟基聚丁二烯，氧化剂为高氯酸铵，铝粉的粒径为D50。以质量份数计，降速剂包括2.5份碳酸盐和2.5份碳酸钙。本发明实施例的固体火箭发动机的推进剂药柱3的推进剂配方采用低燃配方，通过改变氧化剂、铝粉、降速剂的粒度以增加推进剂粒子阻尼；配方采用更细的铝粉，通过降低铝粉粒度的方式解决了振荡燃烧问题。
本发明实施例的推进剂采用改进后的丁羟三组元推进剂，达到燃速低、能量损失小、稳定性高的特点。在增加了推进剂的低燃、高稳定性的基础下，保证能量仍不低于237s，力学性能好，燃烧稳定性好，具体性能对比情况见表1。
表1本发明实施例的低燃丁羟三组元推进剂与传统推进剂性能对比情况
从上表可以看出，本发明实施例的发动机的推进剂药柱3采用低燃丁羟三组元推进剂配方的设计，一方面能够因为推进剂燃速低，且推进剂能量水平较高从而提高发动机比冲，另一方面推进剂力学性能较优，可以适应宽温-40℃～+50℃使用条件，初始轴向大的过载冲击，而不会导致推进剂药柱3的完整性被破坏。
参见图6-7所示，点火装置2的点火发动机20的外表面粘贴有外防热层21。点火发动机20装药量0.25kg，点火流量系数为0.192kg/s.cm2，满足点火使用要求。本专利的点火装置2的点火发动机20外包覆有外防热层21，可以保证点火装置2在固体火箭发动机的工作过程中，在高温高压的环境中不被烧毁，这样点火装置2可以作为一个阻尼装置，在燃烧室壳体1的前端不断的扰乱并吸收从燃烧室壳体1尾端反射回来的燃气声能，起到抑制燃烧室声能聚集的作用。
参见图8-9所示，喷管4包括收敛段外防热层44、喉衬43、背衬42、扩张段外防热层45、堵盖46、壳体40和外防热层41，适应发动机平均工作压强为7MPa(20℃)的工作条件，喷管喉径90mm，初始膨胀比本实施例中为8.5，出口内径为233mm。
本发明实施例的喷管4气动型面设计：因对喷管4的空间结构尺寸的限制，在气动型面设计时综合考虑了喷管4的气动结构和性能之间的约束关系，实现具有较高效率的喷管型面。收敛段型面设计为锥形型面，收敛半角βs可在30°～60°之间选取，从影响气动效率和烧蚀的因素考虑，收敛角不宜太大，否则会造成收敛段型面的严重烧蚀。选取收敛半角βs＝52°。喉部：喷管喉径(最小截面积)为90mm。喷管喉径确定后，临界段的设计主要是选取合适的上游曲率半径R1、柱段长度、下游曲率半径R2。为减少喉部烧蚀，并使燃气流动特性更好，一般选取R1＝(0.2～1.5)dt，R2＝(1.2～2.0)dt/2，本发明实施例选取喉部上游曲率半径R1＝58mm、下游曲率半径采用三次抛物线R2≈96mm。扩张段型面，在特性喷管中采用三次多项式气动型面和其它型面(二次多项式、双圆弧、抛物线)相比有较明显的结构优势，可以实现具有最短结构长度和最小质量的扩散段。由于型面曲率半径、速度梯度和压强梯度的连续变化，有效减少了两相流损失。
本发明实施例的发动机可以在-40℃～+55℃宽温工作，能承受35g轴向大过载冲击，发动机比冲达241s，按照特定设计规则设计发动机，特定设计规则具体为：发动机工作压强是发动机最重要的参数之一，发动机工作压强越高，发动机比冲越高，但同时造成消极质量提高，发动机燃烧稳定性差，综合考虑选取工作压强为7MPa～9MPa，本发明实施例发动机的工作压强设计为7MPa。
本发明不局限于上述实施方式，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也视为本发明的保护范围之内。本说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。
