[发明专利]一种大初始推力端燃装药固体火箭发动机

说明书

本发明属于固体火箭发动机领域，具体涉及一种大初始推力端燃装药固体火箭发动机。所述端燃装药固体火箭发动机包括燃烧室壳体(1)、端燃装药(2)、点火系统(3)、喷管固定体(4)；其中，端燃装药(2)装填于燃烧室壳体(1)内，端燃装药(2)的端面设置有槽体或盲孔，用于增大初始燃面；点火系统(3)设置于喷管固定体(4)收敛段上；点火系统(3)设置有推进剂小药柱(7)，点火系统(3)同时点燃端燃装药(2)和推进剂小药柱(7)，推进剂小药柱(7)用于增加初始推力。本发明可以有效提升端燃药柱固体火箭发动机的初始推力。

技术领域

本发明属于固体火箭发动机领域，具体涉及一种大初始推力端燃装药固体火箭发动机。

背景技术

对于飞行器用固体火箭发动机，其口径较小，装药空间十分有限，在满足推力、总冲及工作时间等技术指标的前提下，端燃装药方式具有装填密度最大(满装填)、结构简单、平衡段推力平稳等优点，随着推进剂技术水平的大幅度提升，越来越受到设计师的青睐。

但是，端燃装药固体火箭发动机也存在显著缺点，传统端燃装药固体火箭发动机燃面小，尤其初始燃面积更小，小于平衡段平均燃面积。端燃装药固体火箭发动机点火时，初始燃面的引燃率一般不超过80％，这将造成传统端燃装药固体火箭发动机初始推力一般仅有平衡段推力的一半，初始推力小。假设飞行器上接口有前、后两个滑块，并采用端燃装药固体火箭发动机作为助推动力装置，导轨发射时，发动机点火后推动飞行器沿航向运动，前滑块先离轨，后滑块后离轨。根据此发射流程，很容易判断，在前滑块离轨后、后滑块未离轨前，飞行器会产生一低头角度绕后滑块转动，则飞行器尾部将以同样的抬头角速度转动，端燃装药固体火箭发动机初始推力小，上述问题更加显著，在发射过程中就可能使飞行器尾部与发射架发生干涉。另外，因飞行器发射平台通常包含直升机，直升机提供的典型恶劣发射条件一般是超低空悬停低仰角发射，此时飞行器在后滑块离轨后，飞行器受之前低头角速度的影响，发射仰角很低，飞行器速度较低，气动力控制不足，将会发生掉高的现象，当掉高大于直升机发射高度时，则会导致飞行器触地。

发明内容

发明目的：端燃装药固体火箭发动机点火时，初始燃面的引燃率一般不超过80％，这将造成传统端燃装药固体火箭发动机初始推力一般仅有平衡段推力的一半，初始推力小，战术导弹导轨发射离轨速度低、离轨低头角速度大，十分不利。为解决端燃装药固体火箭发动机初始推力小的问题，本发明提出了一种大初始推力端燃装药固体火箭发动机。

技术方案：提供一种大初始推力端燃装药固体火箭发动机，所述端燃装药固体火箭发动机包括燃烧室壳体1、端燃装药2、点火系统3、喷管固定体4；

其中，端燃装药2装填于燃烧室壳体1内，端燃装药2的端面设置有槽体或盲孔，用于增大初始燃面；

点火系统3设置于喷管固定体4收敛段上；点火系统3设置有推进剂小药柱7，点火系统3同时点燃端燃装药2和推进剂小药柱7，推进剂小药柱7用于增加初始推力。

可选地，端燃装药2满装填于燃烧室壳体1。

可选地，端燃装药2的端面设置有直角梯形截面的环状槽5。

可选地，点火系统3还包括点火药盒6和点火器9；

点火药盒6为带燃气通孔的环状结构，推进剂小药柱7装填于点火药盒6；

点火药盒6固定于喷管固定体4收敛段内侧，点火器9设置于喷管固定体4收敛段外侧；点火器9同时点燃端燃装药2和推进剂小药柱7。

可选地，点火药盒6采用抗压易烧蚀材料。

可选地，点火药盒6采用硬铝材料。

可选地，推进剂小药柱7选用具有恒面或减面燃烧效果的药柱。

可选地，推进剂小药柱7选用管型的小药柱；管型推进剂小药柱的肉厚是环状槽5深度的0.2至1.0倍。