[发明专利]一种适用自由装填固体火箭发动机的耐烧蚀药柱支撑板

说明书

本发明提供了一种适用自由装填固体火箭发动机的耐烧蚀药柱支撑板，包括上支撑板、下支撑板及沉头螺钉。所述上支撑板由上支撑环、包覆圆柱筋棒组成；下支撑板由下支撑环、包覆圆柱筋棒组成；上支撑板和下支撑板通过沉头螺钉连接，形成双向正交支撑结构。本发明采用的药柱支撑板结构，不仅可以实现对自由装填药柱的轴向定位和固定；还可以在固体火箭发动机工作过程中承受大秒流量高温高压燃气的烧蚀作用，避免支撑板因高温燃气烧蚀作用发生筋板断裂或出现较大面积烧熔孔导致自由装填药柱燃烧不充分或异常飞出，提高了发动机工作过程的可靠性，从而保证了发动机的工作性能，同时提高了结构完整性及装配便捷性。

技术领域

本发明涉及自由装填式固体火箭发动机技术，特别涉及一种同时保证自由装填药柱式固体火箭发动机药柱轴向定位与固定，以及耐高温高压燃气烧蚀的药柱支撑板结构。

背景技术

固体火箭发动机是为飞行器提供推力的动力装置，通过燃烧药柱产生高温高压燃气，在发动机喷管加速膨胀的作用下产生特定的推力，为飞行器的飞行提供动力保障。

自由装填式固体火箭发动机一般由燃烧室、自由装填药柱、喷管、点火装置及其他直属零件组成。自由装填药柱一般直接安装到燃烧室内，通过药柱支撑板对药柱进行轴向定位和固定，以保证药柱在装配、运输及使用时不发生轴向移动和径向晃动。

已有的设计方案：目前自由装填式固体火箭发动机，通常较多地采用以下两种方法：

1、金属圆盘钻圆孔固定药柱的方法，为了保证支撑板在发动机工作过程的结构完整，一般会将圆盘支撑板设计较厚，以抵抗燃气烧蚀，往往造成较大的结构消极质量。

2、采用将筋板正交布置焊接于圆环形成支撑板的方法，焊接后的支撑板变形较大，即使经过矫形平面度也较差，不利于药柱的定位。对于秒流量大、推力总冲高的自由装填式固体火箭发动机，采用传统支撑板方案设计会发生较大的设计矛盾，要么以牺牲发动机冲量性能来保证支撑板结构完整，这不符合发动机设计指标要求要么保证发动机冲量等性能，采用相对强度较低的支撑板，使支撑板耐烧蚀性能降低，存在支撑板烧穿药柱飞出的风险，导致发动机性能不满足设计要求。

发明内容

针对现有技术存在的问题，本发明提出了一种适用自由装填固体火箭发动机的耐烧蚀药柱支撑板，适用于大秒流量自由装填固体火箭发动机耐烧蚀药柱支撑板结构。

本发明采用的技术方案如下：

一种适用自由装填固体火箭发动机的耐烧蚀药柱支撑板，采用尺寸结构一致的上支撑板和下支撑板结构，上支撑板和下支撑板相互错开90°后形成双向正交支撑网结构，实现对自由装填药柱的轴向定位和固定。

进一步地，所述上支撑板和下支撑板连接，形成双向正交支撑结构。

进一步地，所述上支撑板和下支撑板通过沉头螺钉连接。

进一步地，所述上支撑板和下支撑板通过12个沉头螺钉连接。

进一步地，所述上支撑板包括上支撑环和包覆圆柱筋棒，包覆圆柱筋棒平行安装在上支撑环槽孔中；所述下支撑板包括下支撑环和包覆圆柱筋棒，包覆圆柱筋棒平行安装在下支撑环槽孔中。

进一步地，所述包覆圆柱筋棒采用复合材料，由碳布浸酚醛树脂后缠绕高强度钢棒加压固化成型。

进一步地，包覆圆柱筋棒的支撑面与支撑板的圆环平面齐平。

本发明采用了包覆圆柱筋棒双向正交组合式药柱支撑板结构，与常规自由装填固体火箭发动机支撑板相比，其有益效果如下：

1、采用由碳布浸酚醛树脂后缠绕高强度钢棒加压固化成型的包覆圆柱筋棒，相对于常规的支撑板结构，在相同截面尺寸时，具有更大的燃气通气面积，较高的结构强度和更好的耐高温冲刷烧蚀性能。