一种燃气流量可调的固体火箭发动机封头结构及安装方法与流程

1.本技术涉及封头结构的技术领域，特别是一种燃气流量可调的固体火箭发动机封头结构。


背景技术：

2.传统的装药试验使用的标准固体火箭发动机在工作时可调性较差，固体推进剂以装药形式全部贮存在燃烧室内，一经点燃，燃面即按照预定规律变化，在工作过程中无法根据实际需要对燃气流量再进行调控进而改变燃烧室压力，暨无法满足对姿轨控发动机工作时燃烧室压力变化模拟的需求，因而大大限制了试验用标准固体火箭发动机对姿轨控发动机装药调试实际工况的模拟能力。
3.为了解决传统装药调试试验时，发动机燃烧室压力无法调节，不能模拟固体姿轨控发动机实际工作状态的问题，亟需开发一种具有压力调控功能的封头结构来满足变姿轨控发动机装药调试的工作需求。


技术实现要素：

4.本发明解决的技术问题是：克服现有技术中：传统的装药试验使用的标准固体火箭发动机在工作时可调性较差，固体推进剂以装药形式全部贮存在燃烧室内，一经点燃，燃面即按照预定规律变化，在工作过程中无法根据姿轨控发动机的特性、模拟燃烧室压力的变化。提供了一种燃气流量可调的固体火箭发动机封头结构，该封头结构通过控制阀门开启与关闭，改变燃气总质量流量，实现对燃烧室压力的调控，满足固姿轨控发动机在装药性能调节中，模拟燃烧室压力持续变化的需求
5.本发明的技术解决方案是：
6.一种燃气流量可调的固体火箭发动机封头结构，包括开关阀门、封头壳体、喷管、燃烧室；封头壳体连接于燃烧室的出口端，喷管连接于封头壳体、并与燃烧室连通；封头壳体开设有一个或者多个连通槽，连通槽的一端与燃烧室连通，开关阀门通过螺钉与封头壳体连接，开关阀门具有相连通的第一入口和第一出口，第一入口与连通槽连通，第一出口的开度大小可控。
7.所述封头壳体朝向燃烧室的一侧设置有凸起部，燃烧室套设于凸起部外侧。
8.所述凸起部朝向燃烧室的表面开设有凹槽，凹槽内设有封头绝热层。
9.所述封头壳体开设有相连通的安装槽和出口，安装槽与凹槽连通，喷管位于安装槽内，出口位于安装槽背离凹槽的一端，且出口的直径小于喷管的外径。
10.所述喷管与封头绝热层通过粘接的方式粘在封头壳体上。
11.所述燃烧室靠近封头壳体的端部内侧设置有台阶面，台阶面抵接于凸起部的表面。
12.所述台阶面的内径小于凹槽的直径。
13.所述连通槽包括从燃烧室连通至封头壳体表面的第一流出孔、第二流出孔和连接
孔，第一流出孔的直径大于第二流出孔的直径，第二流出孔的直径小于连接孔的直径，开关阀门的第一入口插设到连接孔内。
14.所述开关阀门的第一入口外壁与连接孔内壁之间设有密封圈。
15.一种燃气流量可调的固体火箭发动机封头结构的安装方法，包括
16.s1:通过胶粘的方式，将封头绝热层装配至凹槽内，然后将喷管穿过封头绝热层插入到安装槽内；
17.s2:然后将燃烧室套设于封头壳体的凸起部外侧，并将燃烧室与封头壳体固定。
18.该封头结构包括电磁开关阀，封头壳体，喷管，封头绝热层，开关阀门通过螺钉与封头壳体连接，喷管与封头绝热层通过粘接的方式粘在封头壳体上。
19.本发明解决了固体姿轨控发动机装药调试过程中无法模拟燃烧室压力持续波动的问题，本发明可以通过控制不同数量的电磁开关阀的开启与关闭，改变发动机排出燃气的总质量流量，进而对装药调试的试验发动机燃烧室压力进行有效控制。采用多个开关阀门进行控制的方式，不仅可以实现燃烧室压力的多级多状态调控，使装药调试更接近真实固体姿轨控发动机的工作状态，也可以减小每个阀门开关所需的驱动力。
20.综上所述，本技术至少包括以下有益技术效果：
21.可以实现试验发动机燃烧室压力的有效控制，采用多个控制阀门，可以实现单次试验中对燃烧室压力的多级调控，且单个阀门所需空间，结构质量，驱动力较小，安装位置灵活。
附图说明
22.图1发明一种燃气流量可调的固体火箭发动机封头结构的全剖示意图；
23.图2为阀门位置示意图。
24.附图标记说明：1、开关阀门；11、第一入口；12、第一出口；2、封头壳体；21、凸起部；22、凹槽；23、安装槽；24、出口；25、连通槽；251、第一流出孔；252、第二流出孔；253、连接孔；3、喷管；4、封头绝热层；5、燃烧室；51、台阶面。
具体实施方式
25.下面结合附图和实施例对本发明进行详细阐述，以使本发明的优点和特征更易于被本领域技术人员理解，从而对本发明的保护范围做出更为清楚明确的界定。
26.如图1所示，本发明所提供的一种燃气流量可调的固体火箭发动机封头结构，包括开关阀门1，封头壳体2，喷管3，封头绝热层4、燃烧室5。
27.封头壳体2连接于燃烧室5的出口端，喷管3连接于封头壳体2、并与燃烧室5连通；封头壳体2开设有一个或者多个连通槽25，连通槽25的一端与燃烧室5连通，开关阀门1通过螺钉与封头壳体2连接，开关阀门1具有相连通的第一入口11和第一出口12，第一入口11与连通槽25连通，第一出口12的开度大小可控。开关阀门1可以通过排出额外的燃气，控制燃气总流量。开关阀门1可以为电磁开关阀。
28.封头壳体2朝向燃烧室5的一侧设置有凸起部21，燃烧室5套设于凸起部21外侧。凸起部21朝向燃烧室5的表面开设有凹槽22，凹槽22内设有相适配的封头绝热层4。燃烧室5靠近封头壳体2的端部内侧设置有台阶面51，台阶面51抵接于凸起部21的表面。台阶面51的内
径小于凹槽22的直径。保证了燃烧室5流向封头壳体2方向的燃气均正对封头绝热层4，保证了绝热效果。
29.封头壳体2开设有相连通的安装槽23和出口24，安装槽23与凹槽22连通，喷管3位于安装槽23内，出口24位于安装槽23背离凹槽22的一端，且出口24的直径小于喷管3的外径。喷管3与封头绝热层4通过粘接的方式粘在封头壳体2上。小直径的出口24位置对喷管3起到限位作用。
30.连通槽25包括从燃烧室5连通至封头壳体2表面的第一流出孔251、第二流出孔252和连接孔253，第一流出孔251的直径大于第二流出孔252的直径，第二流出孔252的直径小于连接孔253的直径，开关阀门1的第一入口11插设到连接孔253内。开关阀门1的第一入口11外壁与连接孔253内壁之间设有密封圈。
31.如图2所示，每一个连通槽25连接一个开关阀门1，且开关阀门1可以设置一个或多个，开关阀门1与喷管3的位置可以任意设置。本实施例中，三个开关阀门1互呈直角分别通过螺钉垂直安装在封头壳体2上，但不仅限于固定的阀门安装位置与安装数量。
32.封头壳体2为封头主要结构，材料为30crmnsia，喷管3材料为t705石墨，封头绝热层4采用碳纤维/酚醛模压制品材料。
33.在进行发动机装药调试试验时，通过控制电磁开关阀以不同频率作动，可以实现燃烧室5压力在一定范围内以不同频率变化；通过控制阀门工作的数量，对燃烧室5压力变化的范围进行调控，同时开启的阀门数量越多，燃气总流量越大，燃烧室5压降越大，进而实现对不同压力变化范围下的多种工况的模拟，实现燃烧室5压力的多级调节。
34.一种燃气流量可调的固体火箭发动机封头结构的安装方法，包括
35.通过胶粘的方式，将封头绝热层4装配至凹槽22内，再将喷管3穿过封头绝热层4插入到安装槽23内，之后将开关阀门1连接于喷头壳体；最后后将燃烧室5套设于封头壳体2的凸起部21外侧，并将燃烧室5与封头壳体2固定。
36.本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

技术特征：
1.一种燃气流量可调的固体火箭发动机封头结构，其特征在于：包括开关阀门(1)、封头壳体(2)、喷管(3)、燃烧室(5)；封头壳体(2)连接于燃烧室(5)的出口端，喷管(3)连接于封头壳体(2)、并与燃烧室(5)连通；封头壳体(2)开设有一个或者多个连通槽(25)，连通槽(25)的一端与燃烧室(5)连通，开关阀门(1)通过螺钉与封头壳体(2)连接，开关阀门(1)具有相连通的第一入口(11)和第一出口(12)，第一入口(11)与连通槽(25)连通，第一出口(12)的开度大小可控。2.根据权利要求1所述的一种燃气流量可调的固体火箭发动机封头结构，其特征在于：所述封头壳体(2)朝向燃烧室(5)的一侧设置有凸起部(21)，燃烧室(5)套设于凸起部(21)外侧。3.根据权利要求2所述的一种燃气流量可调的固体火箭发动机封头结构，其特征在于：所述凸起部(21)朝向燃烧室(5)的表面开设有凹槽(22)，凹槽(22)内设有封头绝热层(4)。4.根据权利要求3所述的一种燃气流量可调的固体火箭发动机封头结构，其特征在于：所述封头壳体(2)开设有相连通的安装槽(23)和出口(24)，安装槽(23)与凹槽(22)连通，喷管(3)位于安装槽(23)内，出口(24)位于安装槽(23)背离凹槽(22)的一端，且出口(24)的直径小于喷管(3)的外径。5.根据权利要求4所述的一种燃气流量可调的固体火箭发动机封头结构，其特征在于：所述喷管(3)与封头绝热层(4)通过粘接的方式粘在封头壳体(2)上。6.根据权利要求3所述的一种燃气流量可调的固体火箭发动机封头结构，其特征在于：所述燃烧室(5)靠近封头壳体(2)的端部内侧设置有台阶面(51)，台阶面(51)抵接于凸起部(21)的表面。7.根据权利要求6所述的一种燃气流量可调的固体火箭发动机封头结构，其特征在于：所述台阶面(51)的内径小于凹槽(22)的直径。8.根据权利要求1所述的一种燃气流量可调的固体火箭发动机封头结构，其特征在于：所述连通槽(25)包括从燃烧室(5)连通至封头壳体(2)表面的第一流出孔(251)、第二流出孔(252)和连接孔(253)，第一流出孔(251)的直径大于第二流出孔(252)的直径，第二流出孔(252)的直径小于连接孔(253)的直径，开关阀门(1)的第一入口(11)插设到连接孔(253)内。9.根据权利要求8所述的一种燃气流量可调的固体火箭发动机封头结构，其特征在于：所述开关阀门(1)的第一入口(11)外壁与连接孔(253)内壁之间设有密封圈。10.一种燃气流量可调的固体火箭发动机封头结构的安装方法，其特征在于：包括s1:通过胶粘的方式，将封头绝热层(4)装配至凹槽(22)内，然后将喷管(3)穿过封头绝热层(4)插入到安装槽(23)内，之后将开关阀门(1)连接于喷头壳体，开关阀门(1)与燃烧室(5)连通；s2:然后将燃烧室(5)套设于封头壳体(2)的凸起部(21)外侧，并将燃烧室(5)与封头壳体(2)固定。

技术总结
本发明涉及一种燃气流量可调的固体火箭发动机封头结构及安装方法，通过控制安装在封头上的阀门的开启与关闭，控制燃气从侧向排气孔排出，改变发动机排出燃气的总质量流量。通过控制阀门工作的数量，实现燃烧室压力的分级调控，满足姿轨控发动机装药性能调节时，对燃烧室压力变化模拟的需求。本结构包括电磁开关阀，封头壳体，喷管，封头绝热层四大部分。三个阀门通过螺钉分别垂直安装在封头壳体上部，喷管与封头绝热层粘接封头壳体下部。管与封头绝热层粘接封头壳体下部。管与封头绝热层粘接封头壳体下部。


技术研发人员：罗天佑 杨永强 王志新 彭文博 程煜 裴晨曦 刘晓丽 陈晓丽 李佳黛
受保护的技术使用者：上海新力动力设备研究所
技术研发日：2022.12.27
技术公布日：2023/6/28