金属燃料内嵌式固液火箭发动机药柱的制作方法

1.本发明涉及火箭发动机药柱，具体地，涉及一种金属燃料内嵌式固液火箭发动机药柱。


背景技术：

2.发展航天，动力先行。随着国防技术、载人航天、深空探测等国家航天重大需求的推进，固液混合火箭发动机由于兼具成本低廉、推力可调、安全性高、多次启动等潜在优点，使其具备广阔的应用前景。如果上述优点能够实现，必将革新当前火箭技术，钱学森先生所著《星际航行概论》中也明确表示固液发动机兼备固体发动机和液体发动机优点，极具发展潜力。
3.固液火箭发动机距今已有80余年的历史，但相对于液体火箭和固体火箭而言，其技术成熟依然面临着诸多挑战，制约其发展的一个关键技术问题在于传统的固液发动机固体燃料退移速率低，严重制约大推力固液发动机的发展。距今为止，已采用多种方法提高退移速率：例如多孔、车轮等复杂结构增加燃面，添加金属粉末加强药柱内部传热、3d打印异形孔结构加强湍流燃烧强度、发展石蜡基为代表的新型高退移速率燃料、abs/石蜡基组合式药柱等等，但时至今日，固液发动机燃料退移速率低这一关键问题仍未完全解决，较同规格固体火箭发动机较快的燃面退移速率依旧有明显差距。


技术实现要素：

4.本发明的目的是提供一种金属燃料内嵌式固液火箭发动机药柱，同时实现金属燃料的均匀添加进而提高药柱燃烧热值和密度比冲、提升药柱整体机械性能及燃面退移速率等关键技术，满足固液火箭发动机单孔结构大推力固体药柱发展需求。
5.为了实现上述目的，本发明提供了一种金属燃料内嵌式固液火箭发动机药柱，该固液火箭发动机药柱包括基体、多个叶片和固体推进剂，所述基体内设置有内腔，所述多个叶片沿着所述内腔的腔壁的周向等间距地间隔设置，所述基体和叶片为一体结构；所述固体推进剂填充于相邻的两个叶片之间，所述基体、叶片各自独立地为金属燃料。
6.作为本发明的一种优选方案，所述金属燃料选自铝、镁、铝镁合金中的至少一种。
7.作为本发明的一种优选方案，所述金属燃料为alsi10mg合金或zalmg10 合金。
8.作为本发明的一种优选方案，所述固体推进剂选自石蜡基燃料、htpb、 pmma、hdpe中的至少一种。
9.作为本发明的一种优选方案，所述叶片的形状选自螺旋结构、波浪结构和变曲率结构中的至少一种。
10.作为本发明的一种优选方案，同一固液火箭发动机药柱内的所述叶片的形状相同。
11.作为本发明的一种优选方案，所述基体和所述叶片的厚度各自独立地为 0.3
‑
0.5mm，所述基体和所述叶片的长度均为80
‑
120mm，所述叶片的数量为 6
‑
15个，所述叶片的
宽度和固体推进剂的宽度相同且均为18
‑
25mm；所述固液火箭发动机药柱的外径为50
‑
70mm。
12.作为本发明的一种优选方案，所述叶片为螺旋结构时，所述叶片为沿所述固液火箭发动机药柱的轴向旋转圈数为0.5
‑
5圈。
13.作为本发明的一种优选方案，所述基体为圆筒结构。
14.作为本发明的一种优选方案，所述基体和叶片的一体成型采用3d打印方法进行。
15.作为本发明的一种优选方案，所述固体推进剂的填充采用浇注的方式进行，并且填充过程包括离心操作。
16.在上述技术方案中，相对于现有技术，本发明具有以下优点：
17.1、所述基体和叶片为一体结构，一方面可大幅提升药柱的机械性能，另一方面等间距地布置的叶片可实现在固体推进剂中均匀添加金属燃料，提升药柱燃烧热值和密度比冲。
18.2、采用叶片的方式添加金属燃料，可避免常规添加金属粉末药柱中出现的粉末团聚现象。
19.3、基于金属叶片和固体推进剂退移速率的差异性，加强了药柱燃烧过程中的湍流燃烧强度，有效提升固体推进剂退移速率。
20.4、内嵌式金属燃料主体可大幅提高对固体推进剂内部传热，进一步提升其退移速率。
21.本发明的其他特征和优点将在随后的具体实施方式部分予以详细说明。
附图说明
22.附图是用来提供对本发明的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与下面的具体实施方式一起用于解释本发明，但并不构成对本发明的限制。在附图中：
23.图1为本发明提供的金属燃料内嵌式固液火箭发动机药柱的第一种实施方式的剖视图(未填充固体推进剂)；
24.图2为图1添加固体推进剂后的剖视图；
25.图3为本发明提供的金属燃料内嵌式固液火箭发动机药柱的第二种实施方式的结构示意图(未填充固体推进剂)；
26.图4为本发明提供的金属燃料内嵌式固液火箭发动机药柱的第三种实施方式的结构示意图(未填充固体推进剂)；
27.图5为本发明提供的药柱与传统药柱退移速率测试结果对比图。
28.标号标记
[0029]1‑
基体
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ2‑
叶片
[0030]3‑
固体推进剂。
具体实施方式
[0031]
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图，对本发明实施例中的技术方法进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例指示本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性
劳动成果前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明的保护范围。
[0032]
需要说明，若本发明实施例中有涉及方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后等)，则该方向性指示仅用于解释在解释某一特定姿态下各部件之间的相对位置关系，运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
[0033]
本发明提供了一种金属燃料内嵌式固液火箭发动机药柱，如图1
‑
5所示，该固液火箭发动机药柱包括基体1、多个叶片2和固体推进剂3，所述基体1 内设置有内腔，所述多个叶片2沿着所述内腔的腔壁的周向等间距地间隔设置，所述基体1和叶片2为一体结构；所述固体推进剂3填充于相邻的两个叶片2之间，所述基体1、叶片2各自独立地为金属燃料。
[0034]
在本发明中，对所述金属燃料的种类不作具体的要求，但是为了进一步提高药柱的退移速率，优选地，所述金属燃料选自铝、镁、铝镁合金中的至少一种；更优选地，所述金属燃料为alsi10mg合金或zalmg10合金。
[0035]
同理，对所述固体推进剂3的种类不作具体的要求，但是为了进一步提高药柱的退移速率，优选地，所述固体推进剂3选自石蜡基燃料、htpb(端羟基聚丁二烯)、pmma(聚甲基丙烯酸甲酯)、hdpe(高密度聚乙烯)中的至少一种。
[0036]
在本发明中，对所述叶片2的结构不作具体限定，但是为了使得所述叶片2、所述固体推进剂3之间能够更好地结合，优选地，所述叶片2的形状选自螺旋结构、波浪结构和变曲率结构中的至少一种。相对于平面结构，螺旋结构(如图1
‑
2中叶片所示的机构)、波浪结构(如图4中叶片所示的机构) 和变曲率结构(如图3中叶片所示的机构，包括多个曲面板组成，相邻的曲面板的弯曲方向相反)能够具有更大的表面积，从而使得所述叶片2、所述固体推进剂3之间能够更好地结合；同时，螺旋结构、波浪结构和变曲率结构对所述固体推进剂3也具有一定的支撑作用，从而更便于所述固体推进剂3 的浇注。
[0037]
在本发明中，同一固液火箭发动机药柱内的所述叶片2的形状可以相同，也可以不同，但是为了便于敷设，优选地，同一固液火箭发动机药柱内的所述叶片2的形状相同。
[0038]
此外，在本发明中，所述基体1和所述叶片2的厚度、所述基体1和所述叶片2的长度、所述叶片2的数量、所述叶片2的宽度和固体推进剂3的宽度、所述固液火箭发动机药柱的外径各自独立地均可在宽的范围内选择，但是为了进一步提升药柱的退移速率，优选地，所述基体1和所述叶片2的厚度各自独立地为0.3
‑
0.5mm，所述基体1和所述叶片2的长度均为 80
‑
120mm，所述叶片2的数量为6
‑
15个，所述叶片2的宽度和固体推进剂3 的宽度相同且均为18
‑
25mm；所述固液火箭发动机药柱的外径为50
‑
70mm。
[0039]
在上述实施方式的基础上，为了进一步地提升药柱的退移速率，优选地，所述叶片2为螺旋结构时，所述叶片2为沿所述固液火箭发动机药柱的轴向旋转圈数为0.5
‑
5圈。
[0040]
在上述实施方式的基础上，为了进一步地提升药柱的退移速率，优选地，所述叶片2为波浪结构时，所述叶片2包括多个连续连接的平面板，所述平面板的长度为50
‑
55mm，相邻的两个平面板之间的夹角为120
‑
160
°
。
[0041]
在上述实施方式的基础上，为了进一步地提升药柱的退移速率，优选地，所述叶片2为变曲率结构，所述叶片2包括多个连续连接的曲面板，所述曲面板至少满足以下条件：弧度为50
‑
60
°
，半径为140
‑
170mm。
[0042]
在本发明中，对所述基体1的具体结构不作限定，但是考虑到药柱的使用便捷程度，优选地，所述基体1为圆筒结构。
[0043]
在所述基体1和叶片2为一体结构的情形下，所述基体1和叶片2的一体成型方法也可以存在多种选择，但是为了便于操作，优选地，所述基体1 和叶片2的一体成型采用增材制造方法进行。
[0044]
最后，在本发明中，所述固体推进剂3的填充方法也可以具有多种，但是为了便于操作，优选地，所述固体推进剂3的填充采用浇注的方式进行，并且填充过程包括离心操作，所述固体推进剂3在离心力的作用下能够快速地填充于相邻的两个叶片2之间和所述贯穿孔3内，从而使得内腔中的所述固体推进剂3连成一体。
[0045]
以下将通过实例对本发明进行详细描述。在以下实例中，石蜡基燃料为中国科学院力学所产品；htpb为中国科学院力学所产品；pmma为淄博齐龙化工有限公司的市售品；hdpe为北京卓安天成商贸有限公司的市售品； zalmg10合金为中航迈特有限公司的市售品。
[0046]
实施例1
[0047]
本实施例以氧气为氧化剂的固液火箭发动机试验台为基础，如图1
‑
2所示，将基体1、叶片2通过3d打印技术制备成一体结构，12个叶片2等间距设置于基体1的内腔中，接着将固体推进剂3浇注满相邻的叶片2之间形成金属燃料内嵌式固液火箭发动机药柱，在浇注过程中使用离心操作，离心速率为1000转/min。
[0048]
其中，基体1、叶片2的原料选用zalmg10合金合金粉末，固体推进剂 3为石蜡基燃料；叶片2为螺旋结构，叶片2沿药柱的轴向旋转1圈，旋转方向为顺时针方向；基体1、叶片2的厚度均为0.5mm，长度均为100mm；叶片2的宽度与固体推进剂3的厚度一致均为20mm，
[0049]
实施例2
[0050]
按照实施例1的方法进行，唯一所不同的是，按照图3所示，将叶片2 换为变曲率结构，叶片2包括多个连续连接的曲面板，所述曲面板至少满足以下条件：弧度为55
°
，半径为160mm。
[0051]
实施例3
[0052]
按照实施例1的方法进行，唯一所不同的是，按照图4所示，将叶片2 换为波浪结构，所述叶片2包括多个连续连接的平面板，所述平面板的长度为50.5mm，相邻的两个平面板之间的夹角为150
°
。
[0053]
实施例4
[0054]
按照实施例1的方法进行，唯一所不同的是，将基体1、叶片2的原料换为alsi10mg合金(中航迈特有限公司的市售品)，将固体推进剂3换为hdpe。
[0055]
实施例5
[0056]
按照实施例1的方法进行，唯一所不同的是，将基体1、叶片2的原料换为alsi10mg合金(中航迈特有限公司的市售品)，将固体推进剂3换为pmma。
[0057]
检测例1
[0058]
按照称重法(可参考文献“combustion performance of a novel hybrid rocket fuel grain with a nested helical structure,aerospace science and technology,97: 105613,zezhong wang,xin lin*,fei li,xilong yu第五页，4.3regressionrate”)对实施例1制得的金属燃料内嵌式固液火箭发动机药柱(即图5中的新型药柱)、石蜡基燃料药柱、abs 石蜡基组合药柱、htpb/gox文献中记载的药柱进行燃烧退移速率的检测，检测结
果见图5所示。
[0059]
其中，石蜡基燃料药柱为为文献“experimental investigation of fuelcomposition and mix
‑
enhancer effects on the performance of paraffin
‑
based hybridrocket motors,aerospace science and echnology,82
‑
83:620
‑
627,yi wu,xilongyu,xin lin,sen li,xiaolin wei,chuan zhu,linlin wu第2页，2fuel grainpreparation”公开的药柱。
[0060]
abs 石蜡基组合药柱为“combustion performance of a novel hybrid rocketfuel grain with a nested helical structure,aerospace science and technology,97: 105613,zezhong wang,xin lin*,fei li,xilong yu第2页，2fuel grainmanufacturing”公开的药柱。
[0061]
htpb/gox文献中记载的药柱为文献“a.karabeyoglu,g.zilliac,b.j. cantwell,s.dezilwa,p.castellucci,scale
‑
up tests of high regression rateparaffin
‑
based hybrid rocket fuels,j.propuls.power 20(2004)1037
–
1045, 2004/11/01.1039页，图3”公开的药柱。
[0062]
按照上述相同的方法，对实施例2
‑
5的药柱进行检测，相对于htpb/gox 文献实验结果，各药柱燃烧退移速率的提高的程度见表1。
[0063]
表1
[0064][0065][0066]
通过上表可知，相对于现有技术中的石蜡基燃料药柱、abs 石蜡基组合药柱，本发明提供的药柱的燃烧退移速率具有大幅度的提升，由此可见，本技术中使用叶片的形式能够实现在固体推进剂中金属的均匀添加，有效地规避因为金属和固体推进剂的不相容而出现缝隙及脱落的现象的发生。
[0067]
现有的燃料介质为htpb或pmma的药柱的燃烧退移速率普遍较低，实施例4
‑
5中使用的燃料介质为htpb或pmma，而燃烧退移速率的提高比例能达到44％以上，也是远超现有的药柱的燃烧退移速率。
[0068]
以上详细描述了本发明的优选实施方式，但是，本发明并不限于上述实施方式中的具体细节，在本发明的技术构思范围内，可以对本发明的技术方案进行多种简单变型，这
些简单变型均属于本发明的保护范围。
[0069]
另外需要说明的是，在上述具体实施方式中所描述的各个具体技术特征，在不矛盾的情况下，可以通过任何合适的方式进行组合，为了避免不必要的重复，本发明对各种可能的组合方式不再另行说明。