[发明专利]一种带内腔隔板的固体火箭发动机内孔管型装药结构及方法

说明书

本发明公开了一种带内腔隔板的固体火箭发动机内孔管型装药结构，在固体发动机燃烧室装药内设置内腔隔板，内腔隔板材料为聚氨酯泡沫材料。本发明的有益效果在于：可有效改善固体火箭发动机工作过程中的增面性，降低发动机工作最大压强，减小壳体设计厚度，降低导发动机消极质量，增加导弹射程。

技术领域

本发明涉及一种带内腔隔板的固体火箭发动机内孔管型装药结构,属于固体火箭发动机装药结构技术领域。

背景技术

燃烧室装药是固体火箭发动机结构中的重要部份之一，它为发动机提供动力，推动导弹飞行。在燃烧室装药设计中，药型设计决定了燃面的变化，从而决定了发动机的推力变化形式。采用贴壁浇注的内孔管型装药的固体火箭发动机在其工作过程中具有明显的增面性，会使发动机工作压强及推力持续上升，增大发动机工作的最大压强。从而使发动机燃烧室壳体的设计厚度增加，导弹的消极重量加大，影响导弹射程。为了保证发动机最大工作压强要求及满足导弹飞行弹道要求，需要对装药的增面性进行有效改善。现有技术中的装药结构如图3所示。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出了一种带内腔隔板的固体火箭发动机内孔管型装药结构，改善了装药的增面性，使发动机工作压强及推力平稳。

本发明的技术解决方案是：

一种带内腔隔板的固体火箭发动机内孔管型装药结构，其特征在于：包括内腔隔板、绝热层以及燃烧室壳体；

燃烧室壳体内表面进行喷砂处理，均匀喷涂胶粘剂，绝热层与燃烧室壳体粘接；已粘接的绝热层内表面进行打毛处理并均匀抛涂粘结剂，浇注入丁羟复合推进剂药浆，待药浆达到指定位置时，放入内腔隔板，随后继续注入药浆直至注满空腔并固化成型，得到内孔管型药柱；所述内腔隔板固定在内孔管型药柱内。

进一步的，所述内腔隔板为饼状结构，中心为通孔，隔板厚度从中心孔沿径向方向从里向外逐渐减小，并在隔板外圈边缘进行倒圆。

进一步的，内腔隔板在药柱内的中心轴线与燃烧室壳体中心轴线重合。

进一步的，所述指定位置具体为：距离燃烧室壳体前端面的距离110mm～140mm。

进一步的，所述内腔隔板厚度8～26mm，内径Φ91mm，外径Φ240mm，密度0.12g/cm³，抗压强度性能≥2Mpa，倾角α为10°，倒圆半径4mm。

进一步的，所述内腔隔板采用聚氨酯泡沫材料；所述燃烧室壳体采用30CrNiMoVA高强度钢；所述绝热层的材料为丁羟复合推进剂三元乙丙橡胶。

进一步的，所述燃烧室壳体与绝热层之间采用CH205/CH238(NW)胶粘剂粘接牢靠；所述绝热层内表面抛涂的粘结剂为丁羟衬层粘结剂，使得与绝热层推进剂药柱粘接牢靠。

进一步的，本发明还提出一种基于所述的固体火箭发动机内孔管型装药结构的装药方法，包括：

(1)对发动机燃烧室壳体机加工成型；

(2)对成型后燃烧室壳体内表面进行喷砂处理；

(3)均匀喷涂胶粘剂CH205/CH238(NW)，再将绝热层与燃烧室壳体粘接牢靠；

(4)对已粘接牢靠的绝热层内表面进行打毛处理，再均匀抛涂丁羟衬层粘结剂；

(5)贴壁浇注入丁羟复合推进剂药浆，待药浆达到指定位置时，放入聚氨酯泡沫制成的内腔隔板，内腔隔板在药柱内的中心轴线与燃烧室壳体中心轴线重合,随后继续注入药浆直至注满空腔，随后低温固化成型，最后得到内孔管型药柱，内腔隔板固定在内孔管型药柱内。内腔隔板为饼状结构，中心为通孔，隔板厚度从中心孔沿径向方向从里向外逐渐减小，并在隔板外圈边缘进行倒圆,内腔隔板采用聚氨酯泡沫材料。