[发明专利]一种宽温使用的高能固体火箭发动机

说明书

本发明公开了一种宽温使用的高能固体火箭发动机，包括装药燃烧室、点火装置和喷管，装药燃烧室包括燃烧室壳体、燃烧室热防护、推进剂药柱，所述发动机‑55℃～+60℃宽温工作，所述推进剂药柱的推进剂为NEPE推进剂，危险等级为13级，发动机比冲达252s～256s。通过特定设计规则设计发动机，同时采用的调整过配方的NEPE推进剂，可满足宽温工作而不会导致药柱结构完整性在低温环境下破坏，能量高，提高发动机比冲，危险等级满足要求；同时对药柱结构进行合理设计，使用力学性能好能适应高过载的使用环境；通过合理的整体布局和压强设计，充分发挥推进剂高能量特性。总之，成功解决了作为飞行器的动力装置的固体火箭发动机的安全性、能量、复杂环境适应性需求的问题。

技术领域

本发明属于固体火箭发动机技术领域，具体涉及一种宽温使用的高能固体火箭发动机。

背景技术

固体火箭发动机具有使用安全性好，可靠性高，储存性能好，密度比冲高及勤务处理方便等优点，使其在很多飞行器(含挂于飞机上的导弹)领域内成为主要的动力装置。

现有的固体火箭发动机环境适应性不强，安全性、能量偏低，不能既满足适应-55℃～+60℃工作宽温使用要求、又具备高能量的特性，同时也达不到最低安全性要求的1.3级，也不能适应挂在飞机上飞行法向过载8g、侧向过载3.5g，机动飞行轴向过载25g、法向过载8g的使用环境。

发明内容

本发明的目的在于针对上述问题提供一种宽温使用的高能固体火箭发动机，包括装药燃烧室、点火装置和喷管，装药燃烧室包括燃烧室壳体、燃烧室热防护、推进剂药柱，其特征在于，所述发动机-55℃～+60℃宽温工作，所述推进剂药柱的推进剂为NEPE推进剂，危险等级为1.3级，发动机比冲达252s～256s，按照特定设计规则设计发动机，所述特定设计规则具体为：

选取工作压强规则，发动机工作压强越高，发动机比冲越高，但同时为保证结构安全系数，需要提高结构承载能力，造成消极质量提高，综合考虑选取工作压强；

确定喷管喉径规则，由于喷管出口内径受到尺寸限制，发动机设计时无法达到最佳膨胀比状态，为了达到最优性能，尽量提升喷管膨胀比，喷管内径取最大允许值，喷管喉径和推进剂燃速尽量取小，同时需考虑喷管喉径较小时喉衬的烧蚀和喷管效率对发动机性能的影响以及推进剂燃速降低对推进剂能量水平的影响，优化得出最佳的喷管膨胀比为13～17，喷管喉径根据出口内径确定，推进剂燃速调整为7.0mm/s～10.0mm/s；

推进剂药柱结构设计规则：推进剂药柱设计时燃面退移尽量平稳，以保证 更好发挥出推进剂能量，在发动机长径比已超过7的情况下，为提高推进剂药柱强度，只设计后翼；

参数优化规则：以发动机冲质比为优化目标，综合考虑压强、喉径、膨胀比、推进剂燃速、推进剂药柱燃面等的影响，最终优化出发动机各项型质参数值；

推进剂配方选取及调整规则：选取NEPE推进剂配方并经过配方调整，调整后以达到高能、高安全性和廉价的特点。

具体地，所述推进剂药柱的推进剂配方调整，增塑剂与粘合剂比例调整为1.3～1.7，硝胺组分含量调整为12％～18％，铝粉含量调整为16％～20％。

优选地，所述增塑剂为消化甘油和1，2，4-丁三醇三硝酸脂的混合物，消化甘油含量为35％～45％，1，2，4-丁三醇三硝酸脂的含量为65％～55％，粘合剂为聚己二酸乙二脂和聚己酸内脂的混合物，聚己二酸乙二脂的含量为45％～55％，聚己酸内脂的含量为55％～45％，增塑剂与粘合剂比例为1.3～1.4。