[发明专利]金属燃料内嵌式固液火箭发动机药柱

说明书

本发明公开了一种金属燃料内嵌式固液火箭发动机药柱，该固液火箭发动机药柱包括基体、多个叶片和固体推进剂，所述基体内设置有内腔，所述多个叶片沿着所述内腔的腔壁的周向等间距地间隔设置，所述基体和叶片为一体结构；所述固体推进剂填充于相邻的两个叶片之间，所述基体、叶片各自独立地为金属燃料。该药柱同时实现金属燃料的均匀添加进而提高药柱燃烧热值和密度比冲、提升药柱整体机械性能及燃面退移速率等关键技术，满足固液火箭发动机单孔结构大推力固体药柱发展需求。

技术领域

本发明涉及火箭发动机药柱，具体地，涉及一种金属燃料内嵌式固液火箭发动机药柱。

背景技术

发展航天，动力先行。随着国防技术、载人航天、深空探测等国家航天重大需求的推进，固液混合火箭发动机由于兼具成本低廉、推力可调、安全性高、多次启动等潜在优点，使其具备广阔的应用前景。如果上述优点能够实现，必将革新当前火箭技术，钱学森先生所著《星际航行概论》中也明确表示固液发动机兼备固体发动机和液体发动机优点，极具发展潜力。

固液火箭发动机距今已有80余年的历史，但相对于液体火箭和固体火箭而言，其技术成熟依然面临着诸多挑战，制约其发展的一个关键技术问题在于传统的固液发动机固体燃料退移速率低，严重制约大推力固液发动机的发展。距今为止，已采用多种方法提高退移速率：例如多孔、车轮等复杂结构增加燃面，添加金属粉末加强药柱内部传热、3D打印异形孔结构加强湍流燃烧强度、发展石蜡基为代表的新型高退移速率燃料、ABS/石蜡基组合式药柱等等，但时至今日，固液发动机燃料退移速率低这一关键问题仍未完全解决，较同规格固体火箭发动机较快的燃面退移速率依旧有明显差距。

发明内容

本发明的目的是提供一种金属燃料内嵌式固液火箭发动机药柱，同时实现金属燃料的均匀添加进而提高药柱燃烧热值和密度比冲、提升药柱整体机械性能及燃面退移速率等关键技术，满足固液火箭发动机单孔结构大推力固体药柱发展需求。

为了实现上述目的，本发明提供了一种金属燃料内嵌式固液火箭发动机药柱，该固液火箭发动机药柱包括基体、多个叶片和固体推进剂，所述基体内设置有内腔，所述多个叶片沿着所述内腔的腔壁的周向等间距地间隔设置，所述基体和叶片为一体结构；所述固体推进剂填充于相邻的两个叶片之间，所述基体、叶片各自独立地为金属燃料。

作为本发明的一种优选方案，所述金属燃料选自铝、镁、铝镁合金中的至少一种。

作为本发明的一种优选方案，所述金属燃料为AlSi10Mg合金或ZAlMg10 合金。

作为本发明的一种优选方案，所述固体推进剂选自石蜡基燃料、HTPB、 PMMA、HDPE中的至少一种。

作为本发明的一种优选方案，所述叶片的形状选自螺旋结构、波浪结构和变曲率结构中的至少一种。

作为本发明的一种优选方案，同一固液火箭发动机药柱内的所述叶片的形状相同。

作为本发明的一种优选方案，所述基体和所述叶片的厚度各自独立地为 0.3-0.5mm，所述基体和所述叶片的长度均为80-120mm，所述叶片的数量为 6-15个，所述叶片的宽度和固体推进剂的宽度相同且均为18-25mm；所述固液火箭发动机药柱的外径为50-70mm。

作为本发明的一种优选方案，所述叶片为螺旋结构时，所述叶片为沿所述固液火箭发动机药柱的轴向旋转圈数为0.5-5圈。

作为本发明的一种优选方案，所述基体为圆筒结构。

作为本发明的一种优选方案，所述基体和叶片的一体成型采用3D打印方法进行。

作为本发明的一种优选方案，所述固体推进剂的填充采用浇注的方式进行，并且填充过程包括离心操作。

在上述技术方案中，相对于现有技术，本发明具有以下优点：