CN114753943A - 一种双脉冲发动机单面承压双脉冲隔离装置 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种双脉冲发动机单面承压双脉冲隔离装置，包括骨架和隔板，骨架包括支撑环和设置在支撑环内的支撑梁，支撑梁上设有贯通孔，支撑梁朝向Ⅰ脉冲隔舱的一侧设有隔板。该隔离装置可靠保证Ⅰ脉冲发动机工作时，燃气不会穿过隔板进入Ⅱ脉冲隔舱点燃Ⅱ脉冲装药；Ⅱ脉冲开始工作时在内压的作用下，隔板发生破坏，Ⅱ脉冲燃气经过Ⅰ脉冲从喷管喷出，实现多脉冲发动机工程应用功能。
Description
技术领域
本发明涉及火箭固体双脉冲发动机领域，特别涉及一种双脉冲发动机单面承压双脉冲隔离装置。
背景技术
在战场形势日益复杂化的趋势推动下，中、小型战术导弹武器系统具有快速响应、精确定点打击能力，并且随着导弹用途和机动性能的不断发展，对小型战术导弹提出了间歇式推力的要求。双脉冲发动机技术具有比冲高（相对单室双推发动机）、射程远、拦截灵活、突防能力强和更好的推力矢量性能等优点，国外已有多种型号运用此技术，并完成了型号研制和武器装备，大幅提高了原有武器系统射程、精度性、温度控制、隐身和机动能力，极大扩展了地域、空域和速域应用范围。
双脉冲发动机实现两阶段推力的工作原理是：导弹一脉冲接到点火指令工作，提供一段时间的推力后熄火使导弹依靠动能飞行一段距离后，二脉冲点火，继续产生推力。小型的双脉冲发动机实现两阶段点火主要依靠隔板的设计，以保证两隔舱工作相互独立。目前已实现隔板设计包括硬质隔板和软质隔板。硬质隔板的分为非金属易碎式隔舱、喷射棒式隔舱和金属膜片式隔舱。软质隔板也称为隔层式隔舱。
对于小型固体火箭发动机而言，复合材料壳体机械连接困难，应用范围有限，金属材料壳体可靠性高，工艺成熟，加工容易。考虑设计硬质隔板实现单侧承压能力。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种双脉冲发动机单面承压双脉冲隔离装置，可靠保证Ⅰ脉冲发动机工作时，燃气不会穿过隔板进入Ⅱ脉冲隔舱点燃Ⅱ脉冲装药；Ⅱ脉冲开始工作时在内压的作用下，隔板发生破坏，Ⅱ脉冲燃气经过Ⅰ脉冲从喷管喷出。
为解决上述技术问题，本发明所采用的技术方案是：一种双脉冲发动机单面承压双脉冲隔离装置，包括骨架和隔板，骨架包括支撑环和设置在支撑环内的支撑梁，支撑梁上设有贯通孔，支撑梁朝向Ⅰ脉冲隔舱的一侧设有隔板。
优选的方案中，所述支撑环上设有与隔板适配的安装槽。
优选的方案中，所述隔板靠近Ⅱ脉冲隔舱的一侧设有限位凸起，支撑环上设有与限位凸起配合的限位槽。
优选的方案中，所述隔板靠近Ⅰ脉冲隔舱的一侧设有“十”字形槽，“十”字形槽与支撑梁相对应。
优选的方案中，所述支撑环上设有限位销钉，限位凸起上设有与限位销钉对应的限位槽。
优选的方案中，所述支撑梁朝向Ⅱ脉冲隔舱的一侧设有绝热涂层。
优选的方案中，所述隔板朝向Ⅰ脉冲隔舱的一侧设有凸起，凸起和支撑环之间形成密封槽，密封槽内设有密封圈。
优选的方案中，所述骨架的材质为30CrMnSiA。
优选的方案中，所述隔板材质为铝或铝合金。
本发明提供的一种双脉冲发动机单面承压双脉冲隔离装置，具有以下效果：
1、当Ⅰ脉冲发动机工作时，燃气不会导致飞行发动机装药燃烧。
2、当Ⅰ脉冲发动机工作结束后，Ⅱ脉冲发动机启动，在Ⅱ脉冲发动机燃烧室内压的作用下，隔离机构的密封解除，Ⅱ脉冲发动机燃气经共用喷管流出。
3、密封的解除，不影响发动机本体和安装弹体上的其他部件的正常工作，没有大颗粒物飞出，全部是金属或非金属熔融物，喷出的是粉状固相颗粒，缓慢烧掉逐渐喷出，同时燃烧完成后，不会影响气流顺畅性。
可靠保证Ⅰ脉冲发动机工作时，燃气不会穿过隔板进入Ⅱ脉冲隔舱点燃Ⅱ脉冲装药；Ⅱ脉冲开始工作时在内压的作用下，隔板发生破坏，Ⅱ脉冲燃气经过Ⅰ脉冲从喷管喷出，实现多脉冲发动机工程应用功能。
附图说明
下面结合附图和实施例对本发明作进一步说明：
图1为本发明的整体结构示意图；
图2为本发明的俯视图；
图3为本发明的仰视图；
图4为骨架的结构示意图；
图5为隔板的俯视图；
图6为发动机推力曲线图；
图中：隔板1，支撑环2，支撑梁3，限位销钉4，绝热涂层5，密封槽6，限位凸起101，“十”字形槽102，限位槽103，凸起104，安装槽201，限位槽202，贯通孔301。
具体实施方式
一种双脉冲发动机单面承压双脉冲隔离装置，包括骨架和隔板1，隔板采用硬质隔板，在本实施例中，隔板1的材质为铝或铝合金，隔板1的厚度为1.5mm。
骨架包括支撑环2和设置在支撑环2内的支撑梁3，在本实施例中，支撑梁3为十字形结构，支撑梁3和支撑环2之间设有镂空，支撑梁3上设有贯通孔301，支撑环2和支撑梁3可以设置为一体结构。骨架采用硬质高强度材料，在本实施例中，骨架的材质为30CrMnSiA，抗拉强度＞1080MPa，骨架的燃气通过腔体采用采用5-Ⅲ材料包覆，5-Ⅲ材料为耐烧蚀、耐温材料，可以延迟骨架结构烧蚀和喷出，保护导弹后方人员安全。骨架也可以采用碳纤维板，弯曲强度＞350MPa。骨架采用合理的开孔设计，要求满足足够弯曲强度，同时保证在二脉冲工作流场中烧蚀均匀，不产生较大碎块。
支撑梁3朝向Ⅰ脉冲隔舱的一侧设有隔板1。
优选的，所述支撑环2上设有与隔板1适配的安装槽201。通过设置安装槽201，使隔板1嵌设在支撑环2内。
所述隔板1靠近Ⅱ脉冲隔舱的一侧设有限位凸起101，支撑环2上设有与限位凸起101配合的限位槽202。
通过限位凸起101和限位槽202的配合，能够对隔板1进行限位。
优选的，所述隔板1靠近Ⅰ脉冲隔舱的一侧设有“十”字形槽102，“十”字形槽102与支撑梁3相对应。“十”字形槽102可采用铣制，槽宽控制不超过1.0mm，槽深控制1.3mm。
所述支撑环2上设有限位销钉4，限位凸起101上设有与限位销钉4对应的限位槽103。
安装隔板1时，转动隔板1，当限位销钉4插入限位槽103中后，完成隔板1的安装，能够有效防止隔板1的转动，同时实现隔板1安装方位的确定，使隔板1上的“十”字形槽102与支撑梁3的十字结构相对应。
所述支撑梁3朝向Ⅱ脉冲隔舱的一侧设有绝热涂层5。绝热涂层5可以选用三元乙丙，绝热涂层5为耐烧蚀、耐温材料，延迟骨架结构烧蚀和喷出，保护导弹后方人员安全。
优选的，所述隔板1朝向Ⅰ脉冲隔舱的一侧设有凸起104，凸起104和支撑环2之间形成密封槽6，密封槽6内设有密封圈。通过设置环状的凸起104，与支撑环2之间形成密封槽6，方便密封圈的安装，有利于隔板1和支撑环2之间的密封。
自主研发的某型号双脉冲发动机使用该隔离装置通过地面联合试验考核，发动机结构完整，弹道数据正常，研制取得成功。得到发动机推力曲线如图6所示。
根据设计方案，可以达到设计指标为：一脉冲隔板承压能力：＞22MPa，二脉冲隔板打开压强：＜5MPa，且一致性较好。
该隔离装置具有以下功能：
1）当Ⅰ脉冲发动机工作时，燃气不会导致飞行发动机装药燃烧。
2）当Ⅰ脉冲发动机工作结束后，Ⅱ脉冲发动机启动，在Ⅱ脉冲发动机燃烧室内压的作用下，隔离机构的密封解除，Ⅱ脉冲发动机燃气经共用喷管流出。
3）密封的解除，不影响发动机本体和安装弹体上的其他部件的正常工作。
可靠保证Ⅰ脉冲发动机工作时，燃气不会穿过隔板进入Ⅱ脉冲隔舱点燃Ⅱ脉冲装药；Ⅱ脉冲开始工作时在内压的作用下，隔板发生破坏，Ⅱ脉冲燃气经过Ⅰ脉冲从喷管喷出，实现多脉冲发动机工程应用功能。
Claims (9)
1.一种双脉冲发动机单面承压双脉冲隔离装置，其特征在于，包括骨架和隔板（1），骨架包括支撑环（2）和设置在支撑环（2）内的支撑梁（3），支撑梁（3）上设有贯通孔（301），支撑梁（3）朝向Ⅰ脉冲隔舱的一侧设有隔板（1）。
2.根据权利要求1所述的一种双脉冲发动机单面承压双脉冲隔离装置，其特征在于，所述支撑环（2）上设有与隔板（1）适配的安装槽（201）。
3.根据权利要求1所述的一种双脉冲发动机单面承压双脉冲隔离装置，其特征在于，所述隔板（1）靠近Ⅱ脉冲隔舱的一侧设有限位凸起（101），支撑环（2）上设有与限位凸起（101）配合的限位槽（202）。
4.根据权利要求3所述的一种双脉冲发动机单面承压双脉冲隔离装置，其特征在于，所述隔板（1）靠近Ⅰ脉冲隔舱的一侧设有“十”字形槽（102），“十”字形槽（102）与支撑梁（3）相对应。
5.根据权利要求4所述的一种双脉冲发动机单面承压双脉冲隔离装置，其特征在于，所述支撑环（2）上设有限位销钉（4），限位凸起（101）上设有与限位销钉（4）对应的限位槽（103）。
6.根据权利要求1所述的一种双脉冲发动机单面承压双脉冲隔离装置，其特征在于，所述支撑梁（3）朝向Ⅱ脉冲隔舱的一侧设有绝热涂层（5）。
7.根据权利要求1所述的一种双脉冲发动机单面承压双脉冲隔离装置，其特征在于，所述隔板（1）朝向Ⅰ脉冲隔舱的一侧设有凸起（104），凸起（104）和支撑环（2）之间形成密封槽（6），密封槽（6）内设有密封圈。
8.根据权利要求1所述的一种双脉冲发动机单面承压双脉冲隔离装置，其特征在于，所述骨架的材质为30CrMnSiA。
9.根据权利要求1所述的一种双脉冲发动机单面承压双脉冲隔离装置，其特征在于，所述隔板（1）材质为铝或铝合金。
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Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1192284A (en) * | 1968-04-26 | 1970-05-20 | Aerojet General Co | Rocket Motor |
| US3888079A (en) * | 1972-03-25 | 1975-06-10 | Dynamit Nobel Ag | Solid propellant rocket motor |
| US20100218481A1 (en) * | 2007-05-14 | 2010-09-02 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Two-pulse rocket motor |
| CN102168631A (zh) * | 2011-04-14 | 2011-08-31 | 北京航空航天大学 | 一种铝膜隔板装置及应用铝膜隔板装置的脉冲固体发动机 |
| CN107529585A (zh) * | 2017-03-30 | 2018-01-02 | 内蒙动力机械研究所 | 一种适用于多脉冲固体火箭发动机的熔膜式隔板 |
| CN110792526A (zh) * | 2019-10-08 | 2020-02-14 | 湖北三江航天红林探控有限公司 | 一种共室分时点火输出的双脉冲燃发器 |
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2022
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Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1192284A (en) * | 1968-04-26 | 1970-05-20 | Aerojet General Co | Rocket Motor |
| US3888079A (en) * | 1972-03-25 | 1975-06-10 | Dynamit Nobel Ag | Solid propellant rocket motor |
| US20100218481A1 (en) * | 2007-05-14 | 2010-09-02 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Two-pulse rocket motor |
| CN102168631A (zh) * | 2011-04-14 | 2011-08-31 | 北京航空航天大学 | 一种铝膜隔板装置及应用铝膜隔板装置的脉冲固体发动机 |
| CN107529585A (zh) * | 2017-03-30 | 2018-01-02 | 内蒙动力机械研究所 | 一种适用于多脉冲固体火箭发动机的熔膜式隔板 |
| CN110792526A (zh) * | 2019-10-08 | 2020-02-14 | 湖北三江航天红林探控有限公司 | 一种共室分时点火输出的双脉冲燃发器 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 王伟等: "隔舱式双脉冲发动机金属膜片设计与实验研究", 推进技术, vol. 34, no. 08, pages 1115 - 1120 * |
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