(19)中华 人民共和国 国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202111571089.3 (22)申请日 2021.12.21 (71)申请人 西安零壹空间科技有限公司 地址 710000 陕西省西安市沣东 新城规划 红光大道以南协同创新港研发中试5 号楼二层 申请人 重庆零壹空间航天科技有限公司 　 重庆零壹空间科技 集团有限公司 　 北京零壹空间电子有限公司 　 北京零壹空间技 术研究院有限公司 (72)发明人 王宁　舒畅　马超　 (74)专利代理 机构 重庆中之信知识产权代理事 务所(普通 合伙) 50213 代理人 刘裕(51)Int.Cl. F02K 9/34(2006.01) F02K 9/24(2006.01) G06F 30/17(2020.01) G06F 30/23(2020.01) G06F 119/14(2020.01) (54)发明名称 一种用于高过载固体火箭发动机及其药型 设计方法 (57)摘要 本发明提供了一种用于高过载固体火箭发 动机及其药型设计方法， 其包括燃烧室壳体、 设 置于燃烧室壳体一端的封头以及设置于燃烧室 壳体另一端的喷管组件， 所述燃烧室壳体内填充 有药柱、 缓冲垫， 所述缓冲垫开设有用于点火的 通孔， 所述通孔的孔径大于喷管 组件连通药柱的 孔的孔径， 且 所述药柱靠近喷管 组件的一侧内凹 形成有曲面。 本发明具有可相对降低现有技术中 点火失败的几率， 并可相对降低药柱在过载工况 下结构完整性被破坏的问题的效果。 权利要求书1页 说明书5页 附图8页 CN 114233517 A 2022.03.25 CN 114233517 A 1.一种用于高过载固体火箭发动机， 包括燃烧室壳体(1)、 设置于燃烧室壳体(1)一端 的封头(2)以及设置于燃烧室壳体另一端的喷管组件(3)， 所述燃烧室壳体(1)内填充有药 柱(11)、 缓冲垫(12)， 所述缓冲垫(12)开设有用于点火的通孔(14)， 其特征在于： 所述通孔 (14)的孔径大于喷管 组件(3)连通药柱(11)的孔的孔径， 且 所述药柱(11)靠近喷管 组件(3) 的一侧内凹形成有曲面(1 11)。 2.根据权利要求1所述的一种用于高过载固体火箭发动机， 其特征在于： 所述曲面 (111)为球面。 3.根据权利要求2所述的一种用于 高过载固体火箭发动机， 其特征在于： 为球面的所述 曲面(111)的球心位于 燃烧室壳体(1)的轴心线上。 4.一种用于高过 载固体火箭发动机的药 型设计方法， 其特 征在于， 包括以下步骤： 1)、 根据药柱成分确定点火压强Pc； 2)、 根据点火压强Pc确定点燃面 面积Ab， 点燃面为球面； 3)、 选取初始弧面参数R、 H， 并保证R、 H乘积满足与点燃面面积Ab之间的计算公式， 其计 算公式为： RH＝Ab/2 π； 式中， R为球面的半径， H为球面的高度； 4)、 建立药柱过载仿真的二维轴对称模型， 并对模型进行仿真计算， 获取药柱的应力及 变形值； 5)、 调整球面参数R、 H， 并重复步骤3)、 4)， 得出不 同弧度下药柱的受力情况统计表， 并 选取球面 最优参数。 5.根据权利要求4所述的一种用于高过载固体火箭发动机的药型设计方法， 其特征在 于： 步骤2)中点燃面 面积Ab的计算公式为： Ab＝AtPc(1‑n)/( ρ c*α )， (n≠1)； 式中， Pc为点火压强， ρ 为药柱密度， c*为特征速度， α 为燃速系数， At为发动机喉部面积， n为药柱的压强指数， Ab为点火燃面 面积； ρ 、 c*、 α 以及n均为药柱特性。 6.根据权利要求4所述的一种用于高过载固体火箭发动机的药型设计方法， 其特征在 于： 步骤4)中二维轴对称模型的建立方式为在ANSYS中建立； 并在进行仿真计算之前， 在 ANSYS中设置零件材料， 完成网格划分， 然后施加边界条件， 即对模型整体施加相应的过载 加速度， 缓冲垫为轴向固定约束， 燃烧室壳体为径向固定约束。 7.根据权利要求4所述的一种用于高过载固体火箭发动机的药型设计方法， 其特征在 于： 根据步骤5)的结果绘制应力、 应 变以及变形曲线图。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 114233517 A 2一种用于高 过载固体火箭发动机及其药型设计方 法 技术领域 [0001]本发明涉及固体火箭发动机技术领域， 尤其涉及 一种用于高过载固体火箭发动机 及其药型设计方法。 背景技术 [0002]固体火箭发动机是使用固体推进剂的化学火箭发动机， 是导弹、 火箭等航天运载 器的重要动力系统之一； 其中， 发动机内部的装药是保证发动机加速的动力来源。 例如： 炮 射导弹发射时， 利用火炮发射获得较高初速度， 并利用装药 的燃烧使得增速发动机进一步 加速， 以较低成本获得比常规固体火箭发动机更远的射程。 发动机在炮膛 内加速到飞出炮 膛这个过程中受到高过载， 受力来自于火炮内部的底排火药点燃产生的压力， 该高过载对 内部药柱产生影响； 发动机是在炮弹飞出一段时间后点火， 此时的过载量远小于发动机被 发射时所受过 载， 且对装药完整性的影响可以忽略。 [0003]参照图16， 一种固体火箭发动机， 包括燃烧室壳体1、 设置于燃烧室壳体1一端的封 头2、 设置于燃烧室壳体另一端的喷管 组件3以及填充于燃烧室壳体1 内的药柱11； 在药柱11 和喷管组件3之间叠置有抵接于燃烧室壳体1 内壁的缓冲垫12和挡药板13， 缓冲垫12抵接药 柱11， 挡药板13 抵接喷管组件3， 且缓冲垫12和挡药13上同时开设有 多个通孔14。 [0004]炮射导弹发射时， 为获得较高的初速度， 其轴向加速度非常大， 药柱11由于炮射导 弹发射时的过载产生较大应力， 这部分力通过缓冲垫12传递到挡药板13， 最终将由挡药板 13承受， 因此发动机要承受很高的轴向过载， 此时， 缓冲垫12和挡药板13保证了药柱11在轴 向过载下的结构完整性， 进而保证了火箭发动机工作的可靠程度和炮射导弹的安全性与稳 定性。 获得较高初速度之后， 启动发动机， 利用增速发动机进一步加速； 启动过程中， 通过通 孔14对药柱1 1进行点火。 [0005]可以得出， 挡药板不仅间接通过通孔提供点火燃药柱的点燃面， 还保证了药柱在 轴向过载下的完整性； 显而易见， 挡药板间接提供给药柱的承载面积越大， 药柱与挡药板本 身的受力情况会越好。 因此， 为了增大挡 药板承载面积， 挡药板上 的通孔的尺寸减小， 即药 柱的点火燃面减小， 进而增加了点火失败的风险； 同时， 药柱未被挡药板支撑的部位(点燃 面)， 会在过载加速度的作用下挤入通孔， 在通孔附近的装药会因此产生较大剪切力， 并产 生裂纹， 装药的结构完整性遭 到破坏。 发明内容 [0006]针对现有技术中所存在的不足， 本发明提供了一种用于高过载固体火箭发动机及 其药型设计方法， 其可相对降低现有技术中点火失败的几率， 并可相对降低药柱在过载工 况下结构完整性被破坏的问题。 [0007]一方面， 根据本发明的实施例， 一种用于高过载固体火箭发动机， 其包括燃烧室壳 体、 设置于燃烧室壳体一端的封头以及设置于燃烧室壳体另一端的喷管组件， 所述燃烧室 壳体内填充有 药柱、 缓冲垫， 所述缓冲垫开设有用于点火的通孔， 所述通孔的孔径大于喷管说　明　书 1/5 页 3 CN 114233517 A 3