前言

 

第1章 固体火箭发动机的总体结构布局

第2章 固体火箭发动机壳体

第3章 固体火箭发动机喷管装置和控制机构

第4章 固体火箭发动机起动和推力终止系统部件及火工品

第5章 密封部件与装置

 



第1章 固体火箭发动机的总体结构布局

1.1 固体火箭发动机的一般特点和组成部分

多种飞行器中均使用了固体火箭发动机:弹道导弹,航天系统和运载火箭,巡航导弹和飞机,地空和空射导弹系统。固体火箭发动机可以作为火箭的主发动机,或者作为飞行控制、级间和头部分离、制动和软着陆、宇宙飞船应急救生和飞行员专用舱的辅助发动机。

固体火箭发动机的主要结构零部件有壳体、喷管、药柱、起动系统、推力终止和紧急关闭发动机的装置、辅助装置等。

固体火箭发动机壳体可以有不同的形状:圆筒形、锥形、球形、卵形或环形。可能还会有组合状壳体。壳体可以是整体的或分成几段,带有可拆卸的封头。高强度钢、钛合金、玻璃纤维、有机纤维、碳纤维都可用作壳体材料。在许多情况下,这些材料的组合使用是比较合理的。例如,用钛合金和玻璃纤维增强层组成的壳体。

在固体火箭发动机中,采用了两种基本类型的推进剂,即双基型(硝化纤维溶于硝化甘油呈胶体状)和复合型(氧化剂和燃烧剂固体细散颗粒与粘合剂的机械混合物)。

固体火箭发动机中的推进剂通常采用单独的装药或药柱组合。发动机可以有一个整体药柱或几个管状药柱。药柱在发动机壳体中由专用装置固定或者与发动机内表面固连。燃面可以是药柱的端面、它的外表面或者(通常是)药柱的内通道。内通道有圆柱形、星形或者更复杂的形状。

飞行器上使用的带运动控制功能的固体火箭发动机,有改变推力矢量大小和方向的专用控制机构。

为了控制推力矢量的方向,可以利用发动机的主喷管或产生局部作用的燃气射流装置。用于控制的发动机主喷管有个分界面,可把喷管分成可动部分和不动部分。根据分界面的位置又可分为:整体可动喷管,分界面位于亚声速段的摆动喷管,分界面位于超声速段的分段控制喷管。同样,可利用带有非对称排气道的旋转控制喷管,它们能够绕某个轴转动。

为了支撑控制喷管的可动部分,可以利用柔性接头,液压的、万向节的和枢轴的悬挂装置。

燃气射流的局部作用能够用喷射气体(从燃烧室或专用的气体发生器引入)或液体来实现。同样可利用专门的机械装置——燃气舵、扰流器、调整器和导流板。

固体火箭发动机推力大小的调节靠改变主喷管的临界截面或专用装置来实现。

按程序计划或应急中止发动机推力作用,可以靠反向推力喷管打开、喷管分离或固体推进剂药柱熄灭来实现。同样能够使发动机与飞行器整体分离。

发动机点火系统是固体火箭发动机的重要部件。为了点燃主药柱,利用了按控制系统信号引燃点火剂的专用易燃组分。点火装置可以安装在发动机前堵盖上、喷管中或直接置于固体推进剂药柱内。

药柱点火过程的性能(即发动机进入工作状态的压强上升速度)不仅要由点火器,还要由专用装置——堵盖来保证,堵盖安装在发动机喷管内,在发动机给定压力下脱开(打开喷管通道)。

在着手研制固体火箭发动机时,从事固体推进剂动力装置设计和预研的设计师,应当分析和选定主要设计原则、途径,确定设计思想和总体结构布局。同时应当保证:

——固体火箭发动机所要求的能量特性;

——在火箭和系统总体组成上,发动机尽可能最大限度满足操作使用要求;

——满足在火箭总体布局中对固体火箭发动机外形尺寸限制的要求;

——满足发动机技术经济合理性的要求。

固体火箭发动机设计过程,还包括克服由于同时提出最大比冲值和最小结构质量条件下发动机燃烧室最大填充量而产生的矛盾。为满足对内弹道参数和外形尺寸的限制要求,必须寻求固体火箭发动机主要设计参数和结构布局方案的最佳组合。最小质量外形尺寸和保证可靠性及能量特性,是合理建造固体火箭发动机结构的永恒准则。

固体火箭发动机结构布局方案决定了火箭发动机的形状,反映了完成主要和辅助功能的主要结构部件和其组件在生产过程中相互间的连接装配关系。结构布局方案阐明了解决技术问题的基本准则和固体火箭发动机的工作程序。

发动机结构布局方案包括:

——燃烧室结构方案;

——喷管结构方案;

——发动机在产品中固定的结构方案。

固体火箭发动机燃烧室结构方案可区分为下列形式:单体型,多体燃烧室串联型,多体燃烧室并联型,多体燃烧室气体串联连通型,多体燃烧室气体并联连通型。

喷管结构方案能够做成下列形式:

——位于壳体封头处的单喷管方案;

——位于壳体封头处的可延伸单喷管方案;

——位于壳体侧壁或气道中的单喷管方案;

——位于壳体侧壁或气道中的多喷管方案。

按照发动机在产品中的固定方案可区分成下列类型:

——纵向固定方案(顶推发动机);

——纵向固定方案(牵拉发动机);

——横向固定方案;

——复杂的空间位置固定方案。

固体火箭发动机结构布局方案的制约因素包括:
——所使用的结构工艺方案,制造、试验、装配和操作使用方法;
——固体火箭发动机结构分解成部件和组件;

——固体火箭发动机强度;
——固体火箭发动机形状和外形尺寸限制;

——对接组件装配位置的选择。
固体火箭发动机结构布局方案正确的和在技术上有理论依据的选择决定着导弹和导弹武器系统的整体效能。因此在固体火箭发动机和导弹系统研制的早期阶段应当进行固体火箭发动机结构布局方案的系统分析。主要包括以下几个方面:
——研究借鉴已有的发动机结构布局方案的研制经验;

——确定研制的方向和途径,以便开展超前的科学研究工作;

——寻找改进发动机结构布局方案的新途径;

——从技术上确定固体火箭发动机结构布局方案的技术经济分析方法,其中包括超前结构、热防护和耐烧蚀材料、高能复合固体火箭推进剂(CTPT)的应用;
——根据已设计的发动机结构布局方案,寻找研制发动机的最佳方法和手段;
——研究工业基地和试验基地的效能;
——确定合理可行的途径,降低发动机研制中设计试验工作阶段的技术风险。
在20世纪50年代,随着复合固体火箭推进剂的出现,药柱生产工艺已原则上消除了对外形尺寸的限制。用高能复合固体火箭推进剂制造的装填式药柱,其直径实际上已达0.9m,长度为2.5~3m。制造具有相应物理力学性能的高能复合固体火箭推进剂主要依赖于药柱与发动机的牢固粘接,并采取一定的结构设计方案,可以保证大幅度提高推进剂在发动机燃烧室内的体积装填系数。最理想的固体火箭发动机的装填系数可达0.92~0.95;而在固体火箭发动机发展的初期,体积装填系数仅为0.6~0.7。大型固体火箭发动机发展历史可以分为两个阶段:

第一阶段以下列技术方案为特点:
——整体发动机带有4个可控的摆动喷管,喷管位于发动机壳体后封头上,可保证按俯仰、偏航和滚动3个通道对导弹进行控制;
——1~2个可分离的封头(取决于发动机的外形尺寸);
——用复合固体火箭推进剂制成的整体结构药柱与固体火箭发动机壳体牢固粘接,推进剂直接装填入发动机壳体;
——高强度钢和钛合金作为发动机壳体结构材料;
——专用橡胶、模压材料、石墨、碳纤维和钨渗铜都可以用作固体火箭发动机壳体和喷管的防热和耐烧蚀材料。
美国在20世纪50~70年代把上述技术引入海基和陆基战略导弹用固体火箭发动机中(北极星A-1导弹I和Ⅱ级,北极星A-2导弹I级,民兵-1A导弹I和Ⅱ级,民兵-1B导弹,民兵-Ⅱ导弹I级,民兵-ⅢI导弹),国产的一系列固体导弹主发动机中也使用了这些技术(PC-12导弹I、ⅡI和ⅢI级等)。与此同时,在20世纪70年代,还研制和采用了一些新的技术方案:
——用高强度钢、钛合金和玻璃纤维制造的发动机组合壳体;

——固体火箭发动机全焊接金属壳体,包括球形壳体;
——带有用玻璃纤维增强的纵-环向缠绕方法生产的承力式壳段和金属封头的可拆卸的发动机壳体。

发动机多喷管结构不允许喷管有大的扩张比,所使用的材料也不能保证达到固体火箭发动机所要求的最佳质量。此外,药柱、壳体结构和它们的制造工艺都不允许发动机燃烧室达到高的体积装填系数。所有这些都影响到固体火箭发动机的效率。虽然如此,这些年研制的高可靠性、高使用性能发动机促使固体火箭发动机成为其后各代弹道导弹主级的动力装置,并扩大了它们的应用领域。

设计探索、试验工作、燃烧室内过程研究、传热传质、气体动力学、结构工作效能与不同载荷形式的关系(包括动载荷和振动载荷的作用)等方面的研究成果才允许在20世纪70年代初真正进入了固体火箭发动机结构方案研制的新时代。这个时代的特点是:由于使用合成材料整体缠绕的茧形壳体,制成了整体的单喷管结构,降低了主发动机的消极质量,提高了固体火箭发动机燃烧室体积装填系数。在这个阶段,制造出了高效率的喷管和控制结构,配合使用茧形固体火箭发动机壳体,使发动机质量特性提高了约1.5倍,能量特性提高了约1.1倍。固体火箭发动机工作压力的提高是其最显著的特点。首批主发动机的内压力是3.0~4.0MPa,现代发动机(指20世纪80年代以来)已增加到6.0~12.0MPa,在将来不排除仍有增加的趋势。

像过去一样,提高固体火箭发动机喷管的扩张比仍是今后发动机结构布局方案改进的主要方向,在导弹和发动机长度方面的外形尺寸受到限制的情况下,势必要生产和使用扩张比不连续变化的喷管。

1.2 弹道导弹固体火箭发动机

固体导弹和固体火箭主发动机的结构布局方案是相互联系的。因为固体火箭发动机是所有导弹(火箭)的重要组件,决定着导弹的外形。在制造固体火箭的第一阶段,火箭结构布局方案没有对固体火箭主发动机的结构外形尺寸提出特殊的限制。这与包含有固定的地面和竖井发射设施的火箭(导弹)系统使用条件有关。此后,在机动的陆基和海基战略弹道导弹所使用的固体火箭主发动机中,对发动机结构布局方案在外形尺寸和质量方面都作出了限制,这些都制约了所有固体火箭发动机重要部件(壳体、喷管和药柱)最佳结构的选择和实现。

图1.1和图1.2给出了第一代国产战略弹道导弹典型的固体火箭主发动机结构图。图1.1~1.6中所示的发动机各部件名称,均在正文中予以描述。下文中还会遇到这种情况,如图1.20~1.28等处。

图1.1给出了弹道导弹第一级固体火箭主发动机结构。发动机带有整体式的四喷管,由高能复合固体推进剂制成的药柱与壳体牢固粘接;发动机结构由以下几个部分组成——带有点火机构

的前封头4,带有药柱的壳体5和带有四个喷管的后封头9。封头与壳体的装配靠楔(卡环)连接来实现。壳体5和封头4、7用高强度的合金钢焊接而成。

前封头4开有中央舱口,其盖2上安装有点火装置和发动机应急关机装置,后封头7有四个短管用于固定喷管9。壳体和封头内表面用热防护层防止燃烧产物的烧蚀作用。

四个在超声速部分可拆卸的分段式喷管9是控制执行机构。喷管摆动和不动部分之间间隙由弹性胶布衬套来密封。每一个喷管在一个平面内的摆动靠独立的电动液压舵机8来实现。导弹俯仰、偏航和滚动角的飞行控制靠在相互垂直的两个面内的喷管成对倾斜来控制。

喷管结构的承力部分由钛合金制成。喷管内通道使用了由耐侵蚀的复合材料、高密度石墨和钨合金做成的衬层。

靠喷涂在石棉涤纶防热层上的胶质成分使药柱6和发动机壳体5牢固粘接在一起。药柱做成整体形式,带有中心圆孔通道,在靠后封头一端,有沿周向均匀分布的四长四短沟槽,在药柱前端有环形沟槽。为了消除热应力,在药柱前端靠人工脱粘层使药柱与壳体固结。

发动机的起动过程是:安全保险型发火管1提供脉冲能量引燃烟火型点火器3,点火器的燃烧产物再点燃固体推进剂药柱6。发动机工作到推进剂燃烧完全为止。在发动机结构中,预设了应急关机装置,它由引爆药索(ⅡV3)和安全型电爆管组成,安装在固体火箭发动机前封头顶盖2上。在导弹偏离弹道计算值时,按控制系统指令,起动电爆管,引燃安装在顶盖2外表面的引爆药索。引爆药索聚能流切断顶盖,由于压力骤降,药柱终止燃烧。

图1.2给出了弹道导弹上面级固体火箭发动机结构。发动机有整体式的四喷管,药柱用高能复合固体火箭推进剂,与壳体牢固粘接。

焊接结构的壳体4用高强度合金钢制成,由前封头和简段组成。前封头是焊接结构,包括有冲压成型的椭球形封头、前端框、中心舱口和推力终止装置短管。壳体圆柱段部分是组合结构,由带有后端框的钢壳段组成,用单向缠绕玻璃纤维的方法加强。借助于斜面配合,后封头6与发动机壳体4对接。后封头是焊接结构,由冲压加工件、口框和四个球形短管组成。装配好之后,发动机处于密封状态。

壳体和后封头的内表面采用热防护层来免除燃烧产物的作用。壳体、后封头和喷管短管的外表面为了防止气动加热和热燃气流作用,喷涂了易升华的涂层。

推力终止装置用钛合金制成,其出口锥用玻璃纤维材料制成。带有在超声速部分可拆卸的分段控制喷管(PVC)8作为发动机推力方向控制机构,每一个喷管在一个平面内实现摆动,在摆动轴相互垂直地配置时,就可以保证导弹飞行中对俯仰角、偏航角和滚动角的控制,利用自主的电动液压舵机作为控制传动机构,喷管可动和不动部分接合面依靠橡胶衬套来实现密封。喷管结构的受力部分用钛合金制造。喷管气流通道使用了耐烧蚀复合材料、高密度石墨和含钨材料。

药柱3是带有前后补偿槽的整体结构。药柱沿中心圆形通道表面、后端面和前后槽进行燃烧。药柱四个前面的翼形槽沿安定面配置,保证固体火箭发动机开始工作15s之后有可能打开推力终止装置。药柱8个后翼槽按相互间隔45°配置。药柱用加压直接浇铸到发动机燃烧室的方法来制造,并在那里发生聚合反应。药柱通过粘接层和防护加固层与固体火箭发动机壳体牢固地连接。

为了降低发动机在使用过程中产生的应力,药柱前端面借助于布基橡胶人工脱粘层使其脱开。

发动机点火靠安装在发动机前顶盖上的安全保险型发火管提供能量脉冲来实现。发火管起动烟火型点火器,然后点燃固体推进剂药柱。发动机关机通过一次起动两对推力终止装置2分级进行,电爆管接到控制系统发出的预令和主令之后,起爆点燃引火药,保证切断推力终止装置的堵盖。燃气通过推力终止装置喷管流出,产生必要的反推力。推力终止装置2还可用作发动机的应急关机。

弹道导弹上面级单喷管结构整体发动机由壳体2、固体推进剂药柱4、带有点火装置的堵盖1和控制机构组成(图1.3)。

壳体2是带有预埋件(法兰)6、10和对接框3的玻璃纤维薄壁壳体,用连续玻璃丝带缠绕方法制成。封头最佳形状的回转面上,纤维带在缠绕时是沿最短线程排列的。壳体圆柱段由螺旋和切向玻璃丝带组合编织而成。被缠绕固定在玻璃纤维壳体前封头的中心法兰10用于固定带有点火器的堵盖1。被缠绕固定在玻璃纤维壳体后封头上的法兰6,用于在万向架上安装分段式可控喷管5。发动机内表面用橡胶基热防护涂层来防止固体推进剂燃烧产物的作用。

顶盖1是全金属结构,这对于固定烟火型点火器9和安全保险型发火管是很有必要的。顶盖1用销钉固定在壳体2上。

发动机控制机构由潜入到燃烧室的分段喷管5和两个滚控发动机7组成。喷管不动部分和可动部分的连接密封靠柔性密封膜片来保证。喷管出口锥倾斜靠安装在相互垂直平面上的舵机8在每个控制通道内按俯仰和偏航要求来实现。两个舵机使喷管出口锥相对于万向环偏转,另外两个——使万向环相对于喷管不动部分壳体偏转。喷管结构受力部分用钛合金制造,喷管燃气通道采用耐烧蚀材料碳纤维、石墨等。在喷管不动壳体上,靠支架安装了独立的小型固体发动机7,它用于滚动通道控制。

药柱4是整体结构,用高能复合固体火箭推进剂加压直接浇铸到发动机壳体内制成:在这种情况下可以保证与燃烧室壁牢固粘接。药柱内通道是圆形的,喷管潜入部分是带有补偿槽的圆锥形。

发动机靠安全型发火管和烟火型点火器9来点燃,工作到推进剂燃尽。

图1.3弹道导弹上面级固体火箭主发动机结构

图1.4描述了美国民兵-Ⅲ弹道导弹第一级固体火箭发动机结构。它是民兵1A导弹第一级发动机的改进型。整体式结构有4个潜入式喷管,采用金属壳体,药柱为高能复合固体火箭推进剂。

发动机壳体由高强度合金钢D6AC制成,壳体筒段2由6个环形段焊接而成。带有固定点火器法兰的前封头焊接在筒段上。带喷管的封头靠锥形螺纹配合与壳体筒段连接。四个用于固定喷管的法兰焊接在壳体封头上。

固体推进剂药柱4由两部分组成:基本部分药柱是用向壳体内自由浇铸方法制成的,它与壳体牢固粘接,药柱中心通道带有6个异型槽;辅助药柱位于壳体封头处。

民兵-Ⅲ导弹发动机喷管5不潜入燃烧室中,其推力矢量控制是借助于液压作动筒使被配置喷管的超临界部分反方向倾斜来实现。

点火器固定在前封头法兰上,它由两个带孔眼的同轴导管组成。其内置有点火器的引爆药和主装药。固体火箭发动机工作到推进剂燃烧尽为止。

三叉戟-I导弹Ⅱ级发动机是整体式的,带有可控的中央喷

管(图1.5)。发动机壳体与由高能复合固体推进剂制造成的药柱牢固粘接。喷管4潜入到燃烧室内。壳体2是由有机纤维凯夫拉-49用螺旋缠绕方法制成。高强度铝合金预埋件(法兰)在壳体制造过程中就连接到壳体上。点火器1固定在前法兰上。依靠独立的涡轮液压系统实现安装在柔性接头上的喷管4的偏斜来控制推力矢量的俯仰角和偏航角。弗列克西尔型柔性接头5由两个铝和钛合金制的环套组成,它们之间是弹性元件。这些弹性件是球状环形薄层组合体,彼此间用天然橡胶制成的衬垫连接。

固体火箭发动机药柱3是具有中心圆柱形通道截面变化的整体结构,靠近喷管封头处有11个异型槽。发动机工作到推进剂燃烧尽为止。

图1.4美国民兵-ⅢI弹道导弹I级主发动机结构

图1.5 美国三叉戟-I弹道导弹Ⅱ级固体火箭主发动机结构

图1.6美国MX洲际弹道导弹ⅢI级固体火箭发动机结构方案

图1.6给出了美国MX洲际弹道导弹ⅢI级固体火箭主发动机方案。

发动机是整体结构,带有中央旋转可控喷管。壳体在前极孔法兰上安装有点火器1,壳体后端孔法兰上安装有喷管4。

壳体2按茧形方案设计,内有热防护层,外有保护层,有小的长径比(约为0.7)。

药柱3是高能复合固体推进剂,用自由浇铸方法制造。药柱有中心圆柱形通道,截面可变。在药柱中间部分,制出一个环型槽,在药柱的前部有七个异型槽。

在临界截面区带有柔性接头的弗列克西尔型喷管作为控制结构。柔性支架是两个钢制的套环,其间有弹性组件。这些弹性体由彼此相间的球状环形薄层组合而成,相互间用橡胶制成的弹性衬套连接。喷管人口段和喉衬设计成一体,用三维定向增强纤维碳-碳材料加工而成。

美国固体推进剂发动机喷管结构中,首次实际使用了两段出口锥5、6可推出的套筒型喷管。在前一级固体火箭发动机分离之后,喷管喇叭形可动段借助于专用的燃气发生器装置伸展到工作位置:来自燃气发生器的燃气流通过分配器直接导入四个套筒式两级作动筒,使喷管可动段伸展开。这些作动筒也给喷管出口锥提供了附加刚度。喷管偏斜靠独立的涡轮液压系统来完成。MX导弹ⅢI级固体火箭发动机工作期间,滚动控制靠导弹级间分离发动机装置来实现。

表1.1列出了上述的国内和国外(美国)弹道导弹性能。美国固体火箭发动机参数采用了国外资料,其中有些数据通过计算获得。

从固体火箭主发动机结构布局方案和特性分析中可得出以下结论:

复合固体推进剂火箭主发动机相互间的区别在于总体设计和结构方案、外形尺寸以及主要参数和性能水平。

这类发动机的壳体制成圆筒状,相对长度可达到4.0,直径1.0-2.4m,用专用的高强度合金钢、高强度钛合金、玻璃纤维、有机纤维增强的复合材料/以及钢加玻璃纤维复合材料制成。有些带推力终止装置,有些不带;封头结构有的可拆卸,有的不可拆卸.

药柱是整体型(质量3~30 t),中心是圆柱形或星形通道,前后端有补偿槽。

控制机构是气动型的:有局部作用型的(燃气舵、导流板、襟翼、注入液体、吹气),有在不同类型吊架上的活动可控喷管(分段的、摆动的、旋转的)和其他推力矢量控制机构。

固体火篇发动机喷管有非潜人式的或部分潜入发动机燃烧室的,有周定的或可延伸的,后者带有一个或两个可推出的套简型出口锥。

这此发动机燃烧室平均额定压力为3.0~8.0 MPa,工作时间50-80s,喷管膨胀比3~8。

通过研究过去30~35年弹道导弹固体火箭发动机结构布局方案的发展演变过程,可以看出,对结构、材料和推进剂的优选,使得固体火发动机的技术性能在以下几个方面有了显著提高:

固体火箭发动机的实际推力比冲提高了10%~11%(图1.7);

图1.7 美国固体火箭发动机推力理论比冲Is.th和实际比冲Is.ex的变化

为了最大限度利用高能复合固体推进剂的能量特性,显著地提高了喷管的扩张比,从20世纪80年代起,喷管扩张比的提高主要是通过研制和推广了喷管套筒式可延伸出口锥,见图1.8;

图1.8喷管扩张比\({\varepsilon}_{A}\)的变化

图1.9固体火箭发动机质量完备性系数的变化

1一带控制机构;2一不带控制结构

尽管燃烧室压力增加了2~3倍,发动机质量完备性系数仅降到原来的1/1.5~1/2(图1.9),由于利用了新结构的壳体和喷管,使用了更加理想的复合材料(其含量在发动机结构中达45%~50%),再考虑热防护层能占到结构质量的65%~70%(图1.10);结构中的金属分数下降到25%~35%(图1.11)。在图1.12中显示了固体火箭发动机质量完备性系数随复合材料分数增加而变化的情况。

图1.10复合材料在固体火箭发动机结构中所占分数的变化

(\(KM={m}_{KM}/{m}_{M}×100\))(不考虑热防护层—20%~25%)

图1.11 固体火箭发动机中金属分数的变化

(\(M={m}_{M}/{m}_{S}×100\),式中\({m}_{M}\)-固体火箭发动机结构中金属件的质量;\({m}_{S}\)一固体火箭发动机结构质量;1一带控制机构;2一不带控制机构

图1.12固体火箭发动机质量完备性系数α与复合材料分数的关系

1一带控制机构;2一不带控制机构

固体火箭发动机的理想参数主要与发动机燃烧室压力、喷管出口压力、喷管潜入发动机壳体的相对深度和喷管相对长度有关。

图1.13中显示了弹道导弹相对射程变化与发动机燃烧室压

图1.13相对射程变化△L/L与上面级固体火箭发动机燃烧室压力px的关系

(—)表示有外形尺寸的限制;(—)表示有初始质量的限制

力的关系。这种发动机是单喷管潜入式结构(\({\bar l}_{YT}\)=0.2~0.5),壳体为“茧”形(壳体材料比强度σ=70×10⁴J/kg)。在限制外形尺寸时,燃烧室理想压力比限制固体火箭发动机初始质量时,能提高1.5~1.7倍。

固体火箭发动机燃烧室压力与壳体材料比强度的关系在图1.14中给出。在带有紧凑喷管(例如,两个可延伸的套筒式出口锥)的未来固体火箭发动机的研制中,在lDB=常数和mDB=常数条件下确定的压力水平差值逐渐变小,因为取决于压力的喷管长度对发动机外形尺寸的影响实质上已经越来越小(图1.15)。对于可延伸的喷管,折叠形式的喷管非潜入部分长度约为0.4ln(这里In为喷管长度),而对于带有两个出口锥的,约为0.3ln;在喷管折叠无限大的理论情况,压力水平约为4.0~4.5 MPa。

图1.14固体火箭发动机燃烧室理想压力pk与壳体材料比强度 的关系

图1.15固体火箭发动机燃烧室理想压力与喷管在折叠位置非潜入段相对长度(\({\bar l}_{H}={l}_{H}/{l}_{c}\))的关系

1—对σ=120×10^4J/kg;2—对σ=80×10^4/kg

发动机长度恒定条件显示了对喷管出口界面最佳压力有重要影响(\({P}_{a}^{opt}\))。这样,如果对于I级发动机,与之对应的\({P}_{a}^{opt}\)=0.07-0.08 MPa,而与Ⅱ级发动机对应的\({P}_{a}^{opt}\)=0.015~0.018 MPa,而在lDB=常数条件下,对于这些发动机,其最佳压力\({P}_{a}^{opt}\)相应分别等于0.09~0.11和0.025~0.030 MPa(图1.16)。

图1.16射程相对变化值与固体火箭发动机喷管出口压力的关系

(一)表示lDB=常数;(—)表示mDB常数;I、II表示发动机的级

喷管潜入燃烧室的程度((\({\bar l}_{sub}={l}_{sub}/{l}_{c}\))为喷管潜入的相对深度)取决于固体火箭发动机外形尺寸的要求,能够处在最小(位于喷管和发动机对接面附近的喷管临界面)和最大(喷管出口断面与喷管和发动机的对接面相吻合)之间。在资料中没有喷管潜入度的同名解释,最常碰到的两个定义:

\({\bar l}_{sub} = {l}_{sub}/{l}_{c}\)

\({\bar l}_{sub} = {l}_{sub}/{l}_{c,ex}\)

式中 lc为喷管总长度;lc,ex为超声速段长度。

在发动机长度不变情况下,\({\bar l}_{sub}\)的变化导致推进剂质量、推力比冲以及喷管、壳体和整体发动机绝热层的变化。

在发动机长度恒定时,随着I级发动机喷管潜入壳体程度的增加,射程也连续增加,在\({\bar l}_{sub}\approx \)1.0时(图1.17)达最大值;对于上面级发动机,对应于\({\bar l}_{sub}\approx 0.5\)喷管潜入度达到最佳值。然而,按固体火箭发动机控制机构在最佳状态必须保证所需控制力要求的合理工作条件,\(\bar {l}_{sub}\)最佳值不可能完全实现。

图1.17射程相对变化与喷管潜入度的关系

在发动机长度恒定且外形尺寸受到刚性限制时,不可延伸单喷管上面级发动机最佳潜入度约等于喷管长度的50%。在可延伸喷管的情况下,最佳潜入度是喷管长度的20%~25%。

对于可延伸和不可延伸喷管的不同\({\bar l}_{sub}\)值可以这样解释:在\({\bar l}_{sub}\)达到同一值时,带可延伸喷管的固体火箭发动机中固体推进剂药柱的增长比带不可延伸喷管的固体火箭发动机少一半。在外形尺寸限制不严格的情况下(\({\bar l}_{sub}\)<0.15),使用非延伸型喷管更为合理。而在外形尺寸严格的刚性限制情况下(\({\bar l}_{sub}\)>0.3),使用可延伸型喷管。在0.15<\({\bar l}_{sub}\)<0.30范围内,喷管使用什么样的结构方案由固体火箭发动机结构参数来确定(图1.18)。

图1.18射程相对变化与导弹上面级可延伸喷管1和不可延伸喷管2潜入度的关系

在发动机长度没有限制的情况下,依据固体火箭主发动机能量质量分析,可按下式来确定喷管最佳长度:

\({l}_{c,opt} \approx \frac{3{d}_{t}({\bar r}_{a}-1)}{{({\bar r}_{a})}^{1/2}}\)

式中\({d}_{t}\)为喷管临界截面直径;\({\bar r}_{a}\)为喷管扩张比。

在发动机长度受限情况下,喷管长度\({l}_{c}\)比不受限情况下最佳喷管长度短10%~20%。

在发动机外形尺寸不变而\({\bar l}_{c}\)可变时,对应于该扩张比(\({\bar r}_{2}\)≥6.0)固体火箭发动机能量质量特性的导弹射程相对变化显示在图1.19上。

图1.19射程相对变化与喷管相对长度的关系

(a)在\({p}_{k}\)=6.0 MPa和t=80s时;(b)在\({p}_{k}\)=8.0 MPa和t=70s时

在\({p}_{k}\)=6.0~8.0 MPa,\({\bar r}_{a}\)=6~9和t=70~80s的变化范围内,射程达到最大值时,喷管相对长度值是\({\bar l}_{c}\)=0.90~1.10。

分析弹道导弹的发展趋势允许得到以下结论:今后的改进将在外形尺寸刚性限制的情况下进行;与此相关的增长值促进了高能推进剂的研制。

固体火箭发动机中使用的固体火箭推进剂分为两类:双基推进剂和复合推进剂。

固体火箭推进剂的历史是从双基推进剂发展开始的,这类推进剂是硝化纤维溶于硝化甘油的紫液(可燃热塑料)。在标准条件下(pk/pa=40/1.0和pa=pH)其比冲与化学组分有关,处在2000~2460 N·s/kg范围内,燃烧温度可达2000~3400 K。推进剂密度是1600~1700kg/m³,燃速范围1.5~20 mm/s,燃速公式人\(r={a}{p}_{n}\)中的指数变化范围n=0.2~0.7,使用和保存温度范围±50℃。对于双基推进剂来说,其特点是燃速与压力和温度的良好对应关系。现代双基固体火箭推进剂具有好的物理和热稳定性裕度,可保证使用有效期不低于10年。双基推进剂药柱仅用于装填式。带有双基推进剂药柱的好的固体火箭发动机质量完备系数是0.15~0.20。

复合固体火箭推进剂是机械混和物,其成分有聚合可燃粘合剂(8%~25%)、固体氧化剂(60%~80%)、金属燃烧剂(5%~25%)、工艺添加剂、催化剂和燃烧抑制剂等(1.0%~5.0%)。推进剂药浆的流变性能(黏度、使用期、流变性)允许用自由浇铸或适当加压下浇铸方式生产装填式药柱或与固体火箭发动机贴壁浇铸成药柱,其几何形状或复杂或简单,随后无需机械加工。它也可是双组分或多层的。高能复合固体推进剂制造工艺能保证体积装填系数达0.93~0.96。带有与壳体固连的高能复合固体推进剂药柱的现代化固体火箭发动机质量完备系数为0.08~0.10.

复合固体火箭推进剂的聚合可燃粘合剂有两类:一类是带端羧基、端羟基和环氧基的低分子聚合物,它们的固化按形成网状聚合物的立体形式实现;另一类是聚丁二烯高分子型橡胶和带高阶增塑成分的其他材料(聚合物和增塑剂比例最高为1:6),

高氯酸铵和轻金属高氯酸盐、硝酸铵和轻金属硝酸盐、硝胺(黑索金、奥克托金等)作为氧化剂。最常用的是高氯酸铵和高氯酸铵与奥克托金的混合物,作为金属燃烧剂,主要利用细粒度铝粉。

在标准条件下,现代高能复合固体火箭推进剂的比冲在20002700 N·s/kg范围内,密度为15002000 kg/m3,燃速为1.5150 mm/s,且对压力(指数n=0.10.45)和温度(燃速的温度系数为0.13%0.3% K-1)的依赖性不大。大多数现代高能复合固体推进剂工作在良好的温度范围内,一系列配方可用于±50℃的宽广温度范围。高能复合固体推进剂具有高的物理化学稳定性,可保证较长的使用有效期(最长20)

固体火箭推进剂燃烧产物是高温、多组分化学反应混和物。确定这些混合物的成分及性质以及它们在固体火箭发动机中发生的燃烧及膨胀过程参数是热力学和热物理学的重要任务之一。

采用有高含量铝粉(大于20%)的推进剂会导致燃烧产物的温度显著增加,且具有高含量(大于40%)凝聚相(K一相)氧化铝凝聚相的存在不仅显著影响热质传递过程,而目与固体火箭发动机气体动力特征相结合,导致凝聚相在固体火箭发动机壳体“人工脱粘层腔内”的沉降(见第二章),由熔化的液滴形成的粗粒氧化铝凝聚物,使壳体防热层局部破坏,直到出现孔洞,进而引发事故。凝聚粒子的尺寸超过了进入复合固体火箭推进剂的金属铝颗粒的尺寸。烧结物可看作是由铝、氧化铝(Al₂O₃)和有机物组成的复杂球状结构。烧结物在固体火箭发动机燃烧室中的运动是在气动力和质量力作用下进行的。气动力与燃气流场速度和粒子型面阻力有关。质量力由粒子的运动加速度和本身的质量来决定。部分燃烧物沉积在前、后封头和发动机喷管潜入处,这也是凝聚相燃烧产物堆积形成发动机燃烧室消极质量的原因。当固体火箭发动机工作在飞行状态或地面试车台两种情况下,沉积烧结物的区域和质量是有本质区别的:在地面点火试车时,烧结质量基本上沉积在喷管潜入部分;在飞行试验有纵向过载(nx=2~3)时,烧结质量基本上沉积在后封头。下列因素影响沉积过程:烧结物参数(绝对质量和质谱)、粒子在燃气流中烧完的速度、燃气通道的特征(药柱形状、底的形状、喷管潜入度)、发动机工作条件——地面试验(水平状态或垂直状态)和在不同纵向过载情况下的飞行试验。

用双基推进剂进行药柱的工业化生产包括:混合料的准备(组分混合)连续工艺方案的实现、乳剂和悬浮液的准备、硝化纤维和增塑剂的相互作用、药柱成型(混合料的挤出、压制成型、烘干)。所有这些操作完全机械化和自动化,工艺过程各时段实现遥控。

复合固体推进剂的工业化生产是在不同区域的单个生产厂房中进行,各工艺过程互不连续。

药柱生产包括以下工序:

——来料及复合物的检查;

——初始组分的混合准备,中间配料(半成品);

——发动机壳体(或压模)和成型装填设备的准备;

——推进剂物料的混合;

——药柱成型;

——释压;
——探伤检查;
——推进剂物料混合和药柱成型过程实行远距离控制。

1.3航天器用固体火箭发动机

用于航天器的固体火箭发动机可以分为两类。基本用途的固体火箭发动机属于第一类,即运载火箭发动机、加速助推装置,如空间拖运火箭、远地点发动机等。在国外,固体火箭发动机已被广泛应用在空间轨道加速装置上,作为主发动机的助推器,使运载火箭尽可能增加能量积累。在不同的空间计划中,美国使用了20种以上的固体推进剂火箭发动机。在我国,固体火箭发动机还未被用作运载火箭主发动机和助推器装置。

点火发动机(专用)属于第二类,它们用在运载火箭、太空飞行器、人造地球卫星等其他系统上。

宇航发动机主要用途是通过运载火箭运输有效载荷。

美国、法国、英国、日本、印度、巴西和中国都能生产带有自产固体火箭发动机的运载火箭。在美国,固体火箭发动机已用于不同类型运载火箭的各级中,特别是上面级和起始级。

侦察兵运载火箭是一种全固体推进剂火箭。下列运载火箭的上面级中开始使用固体火箭发动机:丘诺1号、丘诺II号、先锋号、雷神-艾伯尔、雷神-牛郎星、雷神-德尔它及其改进型系列、大蓬车、大力神(改进型C、D、E)、宇宙神-博纳-2、“宇宙神SLV-3H”。

在大力神系列(大力神-3C,-3D、-3E、-34D、-4以及-5)、雷神-德尔它运载火箭中,利用固体火箭发动机作为起飞助推器(起始级)。上述运载火箭中的大多数已经停止生产,或加入其他运载火箭的改进型行列。美国用于主级和起飞助推器的固体推进剂发动机特性列于表1.2和表1.3中。进剂发动机特性列于表1.2和表1.3中。

20世纪70年代中期,美国开始为运载火箭研制固体火箭推进剂助推器和轨道拖运装置,它们可以把有效载荷从低轨道转移到高轨道或者星际轨道。IUS空间惯性级是用运载器大力神-34D或者航天飞机MTKK送入近地轨道。大型固体火箭发动机SRM-1和小型固体火箭发动机SRM-2发动机的特性列于表1.4。
表1.4SRM-1和SRM-2特性

图1.20给出了带有中央可控喷管整体式固体火箭发动机结构示意图。

图1.20 SPM-1固体火箭发动机的结构示意图

茧形壳体1使用环氧树脂浸渍过的纤维材料凯夫拉缠绕制成。铝合金端框缠绕固连在发动机壳体上。壳体嵌入件2也用铝合金制成,在生产过程中和壳体连接。带有烟火型点火器6的前堵盖固定在壳体前端孔的预埋件上,喷管4固定在后端预埋件法兰上。燃烧室热防护层是用含硅的三元乙丙橡胶(EPDM)制成。在固体火箭发动机中,使用了含端羟基聚丁二烯粘合剂的复合固体火箭推进剂(HTPB),它含有86%的固体添加剂,其中有18%的铝粉和68%的高氯酸铵),药柱3与壳体固连,其内有光滑的中央通道,在药柱的两端面,有同样的卸载补偿片(人工脱粘层),以便于消除药柱内应力。

利用有光滑通道的推进剂药柱,可以实现推力和压力随发动机工作时间的渐进变化。固体推进剂可以不完全装满发动机壳体———欠装量可达到药柱质量的50%,这是固体火箭发动机的特点。

发动机喷管4部分地潜入燃烧室。利用恒定体积的“捷克洛尔”液浮轴承作为喷管的支撑。喷管4的气体通道用二维和三维结构的碳-碳复合材料制成。SRM-2发动机结构中,在喷管超声速段使用了两个可延伸套筒型出口锥,使发动机比冲增加约150 N·s/kg。出口锥的延伸在失重、真空条件下进行,持续时间10s。

点火器6是带有三个火焰喷管的小发动机,把高热燃气流导向发动机的推进剂药柱。点火器运用了专门研制的高燃速复合固体推进剂。固体火箭发动机的点火和工作按常规方法来实现。

在UTC(美国)和SEP(法国)厂商联合研制的远地点固体火箭发动机结构中,采用了固体推进剂发动机制造领域内许多现代化的成果。几乎完全不使用金属件是这种发动机的特点,固体火箭发动机所有的结构元部件都用复合材料制造。

图1.21所示的发动机是整体式的,带有中心固定喷管和可延伸出口锥。茧形壳体1是由凯芙拉纤维和环氧粘接剂作基体的复合材料经缠绕制成。壳体有带铝合金法兰的碳纤维裙2。带有可延伸出口锥的固定喷管3有个用碳-碳材料制成的整体入口段,

图1.21 UTC(美国)和SEP(法国)远地点固体火箭发动机示意图

带有四个匀称协调的定向杆。可延伸出口锥也是用碳-碳复合材料制成的。喷管出口锥的延伸由气动系统5来实现。出口锥在延伸状态的定位用碳-碳材料制成的销钉。发动机药柱6有“盲”通道,在喷管前部局域有斜的环形槽,点火器安装在喷管潜入壳体的部位。

药柱用高能复合固体推进剂制成,含有90%的固体添加剂(其中含有20%的奥克托金)和10%的端羟基聚丁二烯粘合剂。固体火箭发动机的点火和工作用常规方法实现。

表1.5列出了图1.21中给出的远地点发动机的设计特性值。

表1.5 远地点发动机性能

直径/mm

762

药柱质量/kg

346.4

工作时间/s

57.4

燃烧室压力/MPa

3.24

推力/kN

17.78

真空推力比冲/(N·s/kg)

2951.8

固体推进剂发动机的大量研究和使用实践已允许将它用于多次使用的航天飞机(美国)。航天飞机有两个固体推进剂助推器(RSRM),其特性列于表1.3。固体助推器主要壳体部件是多次使用的(可达20次),在经加工后,基本上还是新的。固体助推器是现代固体火箭发动机中大型发动机的一种。

固体助推器(图1.22)包括壳体1、药柱2、点火器3和喷管4。

图1.22美国航天飞机固体推进剂助推器示意图

固体助推器壳体1由11个单元组成(1个上面单元,9个中间单元和1个下面单元),它们都用D6AC钢制成。为了保护壳体防止海水腐蚀,在它的外表面喷涂了环氧聚酰胺基保护层。壳体内表而的热防护层用石棉填充的丁腈橡胶制成。

为了方便推进剂装药和运输,每个固体助推器分为四段:一个上而段,两个中间段和一个下面段。装填推进剂之后,上面段安装点火系统,下面安装喷管。段与段之间的连接采用了机械密封接头,每个接头都有180个销钉和2个环形密封垫。

在固体助推器中,采用了与壳体1固结的四段药柱2。上面段助推器药柱在前面部分有带11角放射星型通道,下面段有锥形截面通道。两个中间药柱为双锥形通道。每段药柱的端面部分限燃。在固体助推器中使用的推进剂其成分和民兵洲际弹道导弹所用的固体火箭发动机装药相似。它含有聚丁二烯、丙烯酸和丙烯腈的共聚物(12%)、高氯酸铵(70%)、铝粉(16%)和其他添加剂(氧化铁、环氧树脂)。

固体助推器借助于安装在发动机上面段的点火装置起动。点火装置由安全机构、多喷管型初级点火器和辅助发动机型的主点火器组成。固体助推器的起动过程是:控制系统指令传给安全机构,并使其中的两个电爆管通电,引燃过渡性烟火药,它同时点燃初级点火器。初级点火器的燃烧产物点燃主点火器装药,主点火器燃气再点燃固体推进剂药柱。

连接在锡奥科尔型柔性接头上的喷管4可绕着位于喷管超声重段的转动中心实现摆动。喷管结构按模块原则加工。喷管临界截面直径为1385mm,出口直径为3700 mm,长度超过4000mm,质量11 t。喷管部分地(约占喷管长度的20%)潜入发动机后面段壳体,它由固定部分、柔性接头部件和带有出口锥的喷管摆动部分组成。

保证喷管可摆动±8°的柔性接头组件有带天然橡胶衬垫的10个球状型面的钢制薄片粘接而成。为了装配、制造工艺和使用方便,喷管出口锥部分也由两段组成。

固体助推器推力矢量控制系统有两个电动液压装置,保证喷管在两个相互垂直的方向偏转。

下面列出国外航天工程运载火箭固体火箭发动机的主要特点:

(1)运载火箭发动机的性能变化范围很宽。发动机工作期间

的平均推力从12~20 kN(上面级)到5900 kN(大力神-3D运载火箭起飞固体发动机)。多次使用的宇宙飞船——航天飞机RSRM的助推器每个推力达到13000 kN。固体火箭发动机工作时间长达120~145 s。固体推进剂药柱质量达500 t。大型固体火箭发动机燃烧室压力不超过3.1~4.5 MPa,而相对小些的发动机其压力稍高一点(达7.0MPa)。

(2)运载火箭固体火箭发动机中采用了整体分段与壳体壁固结的药柱。药柱燃烧沿中心通道表面进行,它的截面是带3~6个角的星形。在系列发动机中采用带圆形截面通道和2~5个横向沟槽的药柱。直径超过3.0m的固体火箭发动机,在靠近前封头处,通道截面呈减小趋势。药柱各段的端面处有能在发动机工作时迅速流失的限燃包覆层,可有效降低侵蚀燃烧。固体火箭发动机壳体和药柱分段特征仅用于大型运载火箭助推器(大力神、航天飞机等)。

(3)在运载火箭固体火箭发动机中,使用聚丁二烯、聚异丁烯、聚氨酯复合固体火箭推进剂。用于制造航天固体火箭发动机药柱的所有固体火箭推进剂均含有高氯酸铵(有时带有奥克托金)、铝粉和可燃粘合剂。推进剂中铝的含量是15%~20%,固体物质的含量(高氯酸铵和铝粉)约为88%。在最完备的运载火箭上面级固体火箭发动机中使用了以HTPB为基础的复合固体推进剂(CTPT)。这类推进剂的密度约为1.90~1.92g/cm³。在运载火箭固体火箭发动机上使用的现代高能复合固体推进剂的理论推力比冲是2670 N·s/kg(在px/pa=70/1时)。在最完备的固体火箭发动机上使用这种复合固体推进剂,有可能使实际真空推力比冲超过设计值2900 N·s/kg。

(4)在运载火箭上面级和助推器中,固体火箭发动机壳体通常有比较小的长度(壳体长度与其直径的比值约为1~2),其前后封头为球形。在上面级和加速器中使用的不改变其几何形状的喷管,起动加速器喷管不改变几何形状,而上面级能够使用在固体火箭发动机点火前可两次展开的延伸喷管(例如在IUS加速装置上的SRM-2发动机),以此来提高喷管的扩张比和发动机的比推力。喷管与发动机壳体的连接借助于螺栓或者销钉来实现。发动机与飞行器壳体的连接通过位于壳体上的对接框来实现。

发动机的点火靠烟火型点火器来实现。对大多数固体火箭发动机来说,点火过程应保证在100~300 ms时间内使发动机达到平均推力的60%~80%。大力神运载火箭分段式固体火箭发动机是一次性使用的。MTKK(航天飞机)固体推进剂助推器设计为多次使用的(金属部件使用达20次)。

运载火箭的上面级,同样还有大多数的航天器,在固体火箭发动机工作期间靠绕纵轴旋转(达到120 r/min的角速度)来维持其稳定。

(5)固体火箭发动机壳体主要用三种材料来制造:

D6AC钢,用于分段式固体火箭发动机,强度极限为1500MPa,屈服极限为1300 MPa;

钛合金(Ti-6AI-4V),用于星(Star)系列球型发动机,强度极限为1343 MPa,屈服极限为1206 MPa。

玻璃纤维,其强度极限为3795 MPa,密度为2.499 g/cm³;有机纤维强度极限为4105 MPa,密度为1.449 g/cm³;碳纤维强度极限为3530~5520 MPa,密度为1.74~1.81g/cm³。在美国,几乎所有的固体火箭发动机壳体热防护层生产方法都相同。热防护材料EPDM——含氧化硅填料的三元乙丙橡胶。

(6)运载火箭的固体火箭发动机喷管大多数都是单喷管结构。最完善的喷管都是部分地潜入燃烧室,并有可延伸的套筒式出口锥,这样可以缩短发动机的总长度,也可使喷管扩张比达到εA=12~13(IUS拖运火箭SRM-2,SEP和UTS型远地点固体火箭发动机)。

喷管有四种基本方案:固定喷管,带喷射液体的固定喷管,有柔性接头的摆动喷管(弗列克西尔),带液浮轴承的摆动喷管(捷克洛尔)。在现代的航天固体火箭发动机中,喷管气流通道几乎有相同的模式。喷管气流通道的亚临界和超临界段是由1~2个三维碳-碳复合材料部件组成,喷管壳体入口部分由二维碳-碳复合材料制成,套筒式出口锥由碳石墨材料制成。

(7)用于宇宙空间的固体火箭发动机的贮存温度范围是223~323 K,发动机起动前的温度是258~323 K。作为运载火箭的组成部分,发动机的有效期从交货算起通常确定为10~14年。在有效期内,发动机在地面条件下贮存期可达6~10年,在轨道使用条件下可达1~3年(计划时限为7~10年)。它们承受机械载荷(冲击、振动等)作用的能力应该是很强的,其后,同样应有承受很强的宇宙空间各种因素(高真空、磁场和重力场、离子辐射、剧烈的温度振荡)作用的能力。

1.4辅助固体火箭发动机

保证弹道导弹主发动机功能以及弹头和火箭-航天飞行器分离的能量装置都属于辅助固体火箭发动机。

辅助固体火箭发动机有以下几个基本类型:分离类,制动和软着陆类,起动类,控制类,应急救生系统等。

各种各样的辅助固体火箭发动机可以概括为两大类:一是用于产生脉冲推力且工作时间比较短(约为5s)的脉冲发动机;另一类是随主发动机工作,且工作时间与其相当(约为60~100 s)的辅助固体火箭发动机。这两类发动机各有各的特点,结构设计人员必须给以特殊考虑。

发动机工作时的高内压(约为10~30 MPa)通常是脉冲固体火箭发动机的特点。而第二类发动机的特点是使用端面燃烧的固体推进剂药柱,燃烧室额定压力约为4~10 MPa。

辅助固体火箭发动机结构上的特点体现在单个组件和部件的复杂空间布局上。喷管与发动机机壳体轴线成不同角度。发动机壳体和药柱结构由几部分组成,彼此间成一定的角度。这是由于这类固体火箭发动机的配置位置受到限制所致。此外,辅助发动机的质量仅是工程系统或组件总质量的极小一部分,这就允许设计人员在选择发动机结构布局方案的时候可以用非常规方法。

在不太复杂的系统或者使用的温度范围很宽(±50℃)的辅助固体火箭发动机,采用巴里斯泰固体火箭推进剂制成的装填式药柱。在比较完备的系统中使用了复合推进剂贴壁浇铸药柱。

尽管辅助固体火箭发动机的结构布局方案有各种各样,但基本上是由该固体火箭发动机的用途和火箭的各级、舱段和发动机装置的配置状况来决定的。现代辅助火箭发动机对质量能量提出了很高的要求,为此,在选择结构方案时必须利用最先进的技术和材料。通常,辅助火箭发动机有最少的可拆部件,其内广泛采用了结构性部件或用铸造和焊接方法获得的复杂的立体结构(堵盖、转接器等)。

脉冲发动机基本上应用了带中央通道的固体推进剂药柱。通道横截面有圆形、圆锥形或者星形。长时间工作的发动机采用端而燃烧药柱,其外表面做成锥形。在带有固连药柱的发动机中,为了消除其在使用过程中产生的壳体和药柱界面应力,采用了人工脱粘层,它已是发动机壳体结构的一部分。

辅助固体火箭发动机点火系统使用了与大型主发动机一样的结构元件和方案(烟火型点火器、电爆管、安全机构等)。小型固体火箭发动机起动直接用电爆管来实现。

在脉冲发动机结构方案选择和研制过程中,设计人员必须解决热防护层的必要性和合理性问题。这类发动机大多数没有专用的热防护层。

在研究质量超过50 kg的发动机结构方案时,必须确定发动机支点位置以及提升工具和机械所需的吊耳。

在航天运载火箭系统中,通常使用几个相同或者彼此区别不大的辅助发动机。因此,在设计中应当选用通用性强的结构件(定位销、键等),尽可能避免在火箭系统或组件中使用非常规的装配方法。

在选择固体火箭发动机结构布局方案时,有时候通用性问题很重要。利用经过大量工作已经十分成熟的结构元件,不仅在经济上节省,而且有可能缩短生产周期。

下面详细研究六种典型的辅助固体火箭发动机结构布局方案。

辅助发动机按结构形式分为两类:喷管与发动机轴线同轴或者倾斜的;喷管与发动机轴线垂直的。

图1.23所示的发动机,其整体方案能保证有最简单的结构和工艺,最小的质量。在这里考虑局部布局,固定喷管与发动机基准轴线成45°角。发动机壳体4是金属的且不可拆结构,是焊接方法制成的扩张圆筒,带有前后封头。前封头是球形模焊结构,后封头也是球形的,带有侧向的喷管入口。装填式药柱6由非限燃的双基推进剂药管组成,自由放入壳体内,用两端的格栅5和7限位。利用油漆涂层作为壳体内表面和格栅的热防护层。前堵盖用螺纹和发动机壳体连接,用于安装点火组件(两个电爆管1和由置于密封铝盒内的定量粗粒发烟火药组成的点火器3)。喷管8的喇叭口结构(由钢焊接而成)借助于连接螺帽与壳体固定。

图1.23 单喷管分离用固体火箭发动机结构

双喷管发动机(图1.24)用于火箭系统的部件分离和偏转。这个整体式的固体火箭发动机带有两个相同的固定喷管,喷管垂直于发动机轴线,位于两个可分解的封头处。发动机由壳体4、药柱5、前顶盖1和喷管2、后顶盖6和喷管7、点火器和电爆管组成。发动机壳体4是金属焊接结构,由圆筒形的焊接壳和两个相同的隔框组成,带喷管的前后封头用销接的方法连接在壳体上。与壳体4固连的药柱5使用加压直接浇铸在壳体内随后发生聚合反应制成的。

图1.24双喷管分离用的固体火箭发动机结构

圆柱形药柱保证了在发动机工作的初始阶段的推力(压力)作为时间的函数渐进变化的特性,在工作稳定时处在恒定状态。前后顶盖是带短管的球形封头,有着从半锥形向半球形过渡的形状。喷管2和7按经典方法制造,由传统的几部分组成:入口、喉衬和出口锥。喷管用销钉与顶盖连接。

固体火箭发动机的点火用两个电爆管按控制系统指令来实现。在电爆管引爆过程中点燃点火器3,来自点火器的火焰沿着药柱5的通道传播并把它点燃。药柱燃烧沿中心圆形通道表面和端面进行。

在小型分离发动机结构中(图1.25),燃烧室由壳体5和顶盖2组成,是一个无绝热层的结构。喷管6安装在壳体5上,与发动机轴线成一定的角度。发动机的壳体结构材料是钛合金。喷管6由喉衬(钼合金)和出口锥(不锈钢)组成。药柱4为一套圆柱管状药柱,采用巴里斯泰推进剂制成。点火系统由两个电爆管1和在铝盒内装有一定量的粗粒烟火药的点火器3、模盘和分流器组成。

图1.25小型分离用固体火箭发动机结构

小型专用发动机(图1.26)用于不同火箭系统的制动和偏转。这类固体火箭发动机由壳体4和顶盖5组成,顶盖是带热防护层的焊接结构。喷管6安装在顶盖5上,并与发动机轴线成一定的角度(角度大小依据结构布局来选择)。药柱3是一套管状柱形药柱,由巴里斯泰推进剂制成。

图1.26不同火箭系统中制动和偏转用固体火箭发动机结构

运载火箭着陆段制动发动机结构见图1.27。发动机由两段1组成,它们用带喷管8的连接器2彼此连接起来。发动机点火由位于各自筒段底部5两边的点火器3来实现。为了提供发动机工作推力-时间曲线(合成推力阶梯形减小),在固体火箭发动机结构中装有推力终止装置4。药柱6由两段组成;使用复合固体推

图1.27 运载火箭制动部分固体火箭发动机结构

进剂加压直接浇铸到半壳体内然后发生聚合反应。每段药柱都是一个整体,带有阶梯状的圆柱形通道。半壳体7是个金属焊接结构,用增强复合材料加强,内表面涂有热防护层。半壳体借助于销接与连接器相连,壳段的封头5为金属球形壳,带有两个法兰。用于和半壳体以及推力终止装置对接。为了使封头对热和燃烧产物的侵蚀有防护作用,在它的内表面涂有热防护层。推力终止装置包括带堵盖的速断部分和用拼接方法对接起来的出口锥。连接器2由独特的连接段和喷管组成,连接器内表面有绝热层。喷管8由壳段11、出口锥9和堵盖10组成。金属壳段11是出口锥9的承力元件,出口锥由碳纤维制成,堵盖10是用铝合金制成的,用于发动机内腔的密封。发动机点火系统包括安全型电爆管和烟火型点火器。推力终止装置4的工作程序是控制系统的指令先到电爆管,引爆延时药,再打开推力终止半球形堵盖的孔。

整体式小型辅助发动机(图1.28)用于弹道导弹上面级回转(滚动)通道的控制。发动机由带固体推进剂2的壳体1和带喷管4的后封头组成。壳体1是金属焊接结构,由锥段前封头和法兰组成,有内、外绝热层。后封头是半球型金属件,带有法兰,用销与壳体1连接。在后封头上同样有内、外绝热层。在后封头结构上由一个用于安装喷管出口锥的底座。钛合金出口锥喷管4是锥形的,靠螺纹连接在后封头上。锥形喷管临界截面处镶嵌有钼合金喉衬。固体推进剂药柱2是整体结构,用高能复合推进剂加压直接浇铸到发动机壳体内制成。为了保证燃面在工作时间内按给定的规律变化,药柱做成锥-柱形。药柱沿后端面燃烧。发动机起动是用两个安全型电爆管。

图1.28 滚动控制用固体火箭发动机



第2章 固体火箭发动机壳体

2.1 固体火箭发动机结构方案

根据发动机使用要求,壳体上有部件与相邻发动机或舱段连接。喷管、安装点火器的顶盖、点火装置、传感器和其他部件也固定在壳体上。壳体上还能够安装发动机应急关机装置、控制和遥测系统的电缆、用于电缆固定的支座、火箭级间分离装置、舵机安装件、控制用小型发动机、发动机推力终止装置等。

对壳体结构提出的基本要求有:

——在内部装药体积给定的情况之下质量最小,在所有载荷形式下,有足够的强度;

——对药柱燃烧产物有可靠的热防护性能;

——良好的密封性;

——保证壳体变形在所要求的范围之内。发动机壳体结构元件列于图2.1中。

图2.1发动机壳体结构元件

1-前法兰(上部);2一上(前)封头的外密封层;3—电缆;4—前框;

5—第二茧式壳;6—防护层;7—导电油漆涂层;8一后框;9—条状引爆物;10一后封头外密封层;11一外绝热层;12一电缆插头;13一承力壳体(第一茧式壳);14一后法兰;15一楔销;16—无附着力薄膜;17—内绝热层;18一人工脱粘层;19—加固防护层;20—密封层;21一弹性楔形件

发动机在火箭中的连接方法取决于连接件的结构。在壳体上,通常有两个或两个以上对接件,位于壳体前后两端,见图2.2。在图中,除热防护件、密封件没有显示外,壳体各部件示意标出。上面级、舱段或者整流罩连接在前对接件上,下面级或舱段(级间段或者尾段)连接在后对接件上。

图2.2壳体支承结构连接示意图

1—火箭上面级;2一壳体前端框;3—承力内壳(第一茧式壳);4—外壳(第二茧式壳);5—火箭下面级

当发动机只完成动力功能时,仅有一个连接件和火箭连接,见图2.3。茧式壳体发动机的对接件的结构有两种方案:或者安放在承力壳的上面的第二个茧式壳上;或者安放在悬臂式缠入承力壳的连接裙上,见图2.4。除此之外,壳体侧面上还可以设置一个或几个周向连接件,见图2.5。

图2.3悬臂式对接件示意图

1—火箭上面级;2一壳体前对接框;3—承力内壳(第一茧式壳);4—外壳(第二茧式壳)

图2.4对接件与承力内壳的连接方法

1—悬臂壳段缠绕在承力内壳上;2—外壳(第二茧式壳);3—承力内壳(第一茧式壳)

图2.5壳体周向连接件

1一发动机壳体;2一火箭舱段;3一壳体周向中间对接框

图2.6示出了在火箭舱段内固定辅助发动机的示意图。对接件的长度取决于火箭的结构。壳体结构用火箭舱段来对接(图2.7),其对接件很短。如果没有舱段,在这种情况下,两相邻发动机间直接对接(图2.8),由壳体上的延伸连接件(yyC)完成此功能。

图2.6辅助发动机连接示意图

1一壳体下延伸连接件;2一辅助发动机连接件;3—辅助发动机

图2.7发动机通过火箭舱段对接示意图

1-火箭上下级发动机壳体缩短了的连接装置;2—火箭舱段

图2.8 发动机对接示意图

承力壳体结构制成带有中央或者周边开孔的茧形壳见图2.9;也可做成圆柱形或者锥形,带有一个或者两个可拆卸的封头。

图2.9承力壳体示意图

1一壳体顶盖上的周向开口;2一壳体顶盖的前面中央(极孔)开口;3一壳体后面中央极孔(用于连接喷管)

在这种情况下,承力壳体能够在筒段或者锥段有几个对接面,见图2.10。壳体封头与壳段端部可以是不可拆卸连接。壳段必要的对接面依据外形尺寸、质量限制、药柱运输过载和成型可能性来确定。

图2.10分段式壳体示意图

1一壳体前封头;2一壳体筒段(锥段)对接面;3一壳体后封头

带有封头的可拆卸壳段结构的使用是有前提条件的,或者是药柱结构比较特别(例如嵌入式药柱),或者是封头本身比较复杂;在这种情况下,壳体的筒段用复合材料制作,而封头用金属材料。壳体的筒段部分也可以是组合型的,在金属壳的外表面缠绕环向的复合材料层,(图2.11)。

图2.11 组合壳体示意图

1—复合材料层;2—金属材料壳体的筒段部分

茧形承力壳体结构有卵状回转体、球形和带筒段(锥段)的及不同形状封头的壳体(图2.12)。

图2.12承力壳体形状

1—卵状回转体承力壳体;2一带筒段部分的承力壳体

按火箭内的布局条件,壳体有时做成环形或者环柱形(图2.13),在这种情况下,封头有环状形式,壳的内外表面是圆柱形或者锥柱形。

图2.13 环柱形壳体示意图

1一火箭上面级发动机;2—火箭环柱形壳体

茧形壳体前极孔的直径根据点火装置、紧急关机装置、遥测仪器等安装需要来确定。后极孔由喷管和壳体的匹配条件来确定(图2.14)。

图2.14壳体与喷管和顶盖的对接示意图

1一发动机壳体前顶盖;2一点火器;3一壳体后开口(喷管处);A—喷管潜入部分长度

茧形结构壳体对接的固定元件,既可以配置在复合材料结构之中,也可以是以金属埋入件的形式(图2.15)。在这种情况下,连接的方法相似。

图2.15壳体对接件连接方案

I一预埋在复合材料中的对接件;Ⅱ一与组合壳相连接的隔框上的连接件;Ⅲ一壳体开口处的对接法兰;IV一顶盖连接件

可以把承力壳体与喷管或与喷管的一部分(例如潜入部分)结合起来,见图2.16。

图2.16壳体与喷管结合示意图

1一与壳体连成整体的喷管;2一壳体;3—喷管潜入壳体的部分与壳体连成整体

当前面级封头同时起喷管和后面级封头作用时,组合壳体方案是很有前途的。壳体的连接有可拆卸和不可拆卸之分。在这种情况下,实现强制性级间分离,例如在前面级固体火箭发动机药柱燃尽之后,借助引爆药条来完成,见图2.17。

图2.17组合壳体示意图

1一下面级发动机壳体内腔;2—延时引爆药条;

3—上面级发动机壳体;4一下面级发动机壳体

上面列举的固体火箭发动机壳体方案,是火箭中可预见到的且合乎逻辑的级间布局。除此之外,还采用了固体火箭发动机壳体自身间相互串通的并行方案。

2.2 固体火箭发动机复合材料壳体

茧形壳体用复合材料缠绕制成。改变环形层和螺旋层的比例,用纤维织物、金属箔和专用缠绕布补强,改变带的宽度、缠绕角度、带的张力和增强比(缠绕线型,层间固结),设计师就能大幅度的提高结构所要求的性能。

在制造这类壳体时,必须考虑复合材料性能和壳体的内表面绝热、密封层物理-力学性能之间的关系,以及用于制造壳体的芯模(工艺设备)的结构和材料。

在壳体设计时,应当考虑承力壳体材料和绝热层的收缩性能,因为在药柱生产中持续的(达到20昼夜)热(50~70 ℃)和力(2.0~3.0 MPa)的作用下,它们会发生收缩现象。

承力壳体材料在内压的作用下的非密封性是聚合物基复合材料固体火箭发动机壳体的基本特征之一,这就要求采用专门措施来保证其密封性,并采用类似橡胶的弹性绝热材料来提高承力壳体的变形性能。

2.2.1 壳体结构的总体描述

最简单的茧形承力壳体(图2.18)是一个承力结构件,它具有回转体外形(带有封头的圆柱体筒段),是用粘接剂浸渍的纤维纱束或纱带在专门准备好的模胎上缠绕而成,而随后进行热固化处理。

壳体用螺旋缠绕方法成型,筒段部分用切向层来增加强度。在承力壳的极孔位置,固定(依靠金属-橡胶和橡胶-塑料间的粘接强度)有用高强度钛合金或者铝合金制成的嵌入式法兰,包括有卡圈部分和大、小尾端(图2.19)。

图2.18壳体结构示意图

1一前对接法兰;2一前端框;3一前连接体(前短壳);4一与承力壳体连接区;5一承力壳的环形层;6一后连接体;7一后端框;8一喷管连接法兰;9一承力壳的后封头;10一承力壳的圆筒段;11一承力壳的前封头

图2.19在极孔区的茧形壳体结构

1一前连接法兰;2一衬层;3一承力壳体前封头;4—承力壳体后封头;5一后连接法兰(大尾端);6一连接法兰尾端;7一连接法兰的卡圈部分

为了与火箭相邻舱段连接,壳体需要有前后连接裙(图2.20),这些连接组件是双层的金属-复合材料壳。复合材料层的成型,采用了玻璃纤维布。在玻璃纤维的外面,再用经粘接剂浸渍过的玻璃纤维层进行缠绕。对接框通常是用铝合金制成。对接框和连接组件,连接组件和承力壳体,极孔的管口和法兰与承力壳体之间都通过橡胶层来固结,以便降低剪切应力。

图2.20 连接组件结构

1一前对接框;2一橡胶层;3—前连接组件(前短壳);4—弹性楔;5—后对接框;6—铆钉

为了把载荷可靠的传递到复合材料连接件上,壳体后端框与连接组件用铆钉加强了连接。为了使封头和连接壳段连接区域刚度实现平稳过渡,在此安装了橡胶和增强织物制成的弹性楔。在壳体的内表面喷涂了密封层,以保证其在内压作用下的壳体密封性以及热防护层在封头和筒段壳体内的可靠连接。密封层用轻质弹性热防护材料制成,通常和基本的热防护层(HTPB)一样。

壳体封头内绝热层的作用是使承力壳体免受复合固体推进剂燃烧产物的作用。绝热层截面的温度是变化的,由热作用条件来决定。通常,绝热层的最大厚度在壳体的极孔处,随着作用时间和燃气环流速度的减小,靠近封头周边处,绝热层厚度逐渐减小。壳体前封头的绝热层,通常工作在推进剂燃烧产物流动速度不大(最高为10m/s)的环境中。而壳体后封头的绝热层则受到速度高达50 m/s的燃气流作用,在某些固体火箭发动机中甚至更高,因此,为了减轻其结构质量,它被做成双层:一层是用稳定的耐侵蚀热防护材料制成,保证有低的烧蚀率;另一层是用低导热率的弹性材料制成。

在壳体封头和药柱端头连接处,易于产生超过允许值的拉应力,为了使该处药柱和壳体脱开,消除应力,在此粘贴了用弹性热防护材料制作的人工脱粘层,它的型面与封头型面相同,人工脱粘层与热防护层牢固锁定。在人工脱粘层与热防护层材料接触表面之间用一个装置来保证它们在壳体生产过程与使用过程中不粘接。在绝热层与药柱接触的内表面,喷涂了包覆层(3KC),包覆层对于绝热层、人工脱粘层和推进剂应有很好的附着力。包覆层常利用带有空间结构的织物。

在固体火箭发动机外表面,喷涂了防潮膜和外绝热层,以此来保证承力式壳体免遭喷管排出的燃烧产物、弹道大气层段壳体侧面的气动加热和发射时刻燃气的热作用。对于外部防护,最有效的是氯磺化聚乙烯基的升华型材料,低的密度和热导率是这类材料的主要优点。在高热压力区,这类材料迅速流失,所以作为外部热防护层可以利用高强度材料,例如承力壳体复合材料附加层、片状橡胶材料等。在壳体外热防护层上喷涂有装饰漆层和薄的导电瓷漆层,用以消除壳体和固体火箭发动机在生产、使用全过程中可

能积累的静电(图2.1)。

用玻璃纤维或者有机纤维制造的茧形大尺寸固体火箭发动机壳体质量成分按下列比例分布:金属材料——7%~10%;聚合物基复合材料——50%~60%;聚合材料(橡胶等)——30%~40%。

在前后极孔直径相等的情况下,茧形壳体强化的最佳方案由最短线(沿表面点间确定的最短距离线)缠绕方法来确定。此时的缠绕角为

\(\alpha = \text {arcsin}\frac{{d}_{0}}{{d}_{c}}\)

式中\({d}_{0}\)为造型的极孔直径;\({d}_{c}\)为壳体直径(赤道处)。

然而,实际上由于不同结构上的限制(沿长度外形尺寸的刚性限制、喷管在燃烧室的潜入度等),极孔相同的情况通常很难实现。所以在茧形壳体的设计和生产中使用了非最短线程缠绕方法(见本章2.3节)。

通常情况下,设计人员在着手进行壳体结构设计时,应综合考虑影响结构设计的各种因素:

——两极孔的差异度(\({r}_{01}/{r}_{02}\));

——相对长度(\(l/{D}_{c}\),此处l为两对接法兰间承力式壳体的长度);

——壳体后极(喷管)孔的相对值(\({d}_{02}/{D}_{c}\)),以及由发动机的用途和它在火箭总体设计中的布局决定的结构特征。同时还应考虑影响壳体-固体推进剂药柱工作能力的壳体形变特征。

为了比较固体火箭发动机茧形壳体结构的完善程度,通常使用承力壳体结构设计完善判别准则

\(W={p}_{c}V/{G}_{0}\)

式中\({p}_{c}\)表示壳体破坏压力;V表示壳体内部体积;\({G}_{0}\)表示承力壳体质量(不包括端框对接法兰和连接件)。

这个准则,包含的无论是承受的载荷,还是壳体承力部分的质量,对于比较承受内压的结构来说,都是最有效的。对于同类型结构(相同的内外载荷,同类型的连接件结构等),利用壳体结构完善判别准则参数W是很合理的。

如果固体火箭发动机壳体同时承受内压和很大的轴压,为了提高发动机与火箭相邻过渡舱段连接件的轴向承载能力,在壳体内粘接了附加螺旋层(茧形“双层”方案)。这一层对承力壳的承载能力(承受内压)有不同的影响,并使壳体重量增加。在计算茧形“双层”方案的准则参数W时,承力壳的质量计算要考虑第二茧壳的环向层。

美国三叉戟-I和MX导弹固体火箭主发动机承力壳体结构完善参数值在30~40 km水平上提高壳体结构性能的基本途径是:

——用复合材料框替代金属框,并过渡到单框结构,使壳体中金属件质量降到5%~7%;

——在承力壳体外面的第二茧式壳中缠绕设置对接件;

——用复合材料法兰代替承力式壳体极孔的潜入式金属法兰;

——在壳体缠绕过程中直接引入预制好的喷管组件;

——引入替代级间舱段的加长连接件。

2.2.2保证壳体的密封性

在固体火箭发动机壳体结构中使用的复合材料是非均质材料,它们的强度和刚度由增强材料(纤维、细丝、条带、织物等)来决定,这些材料的协调工作由各向同性的粘接剂来保证。由于这样的内部结构,复合材料的透气度很高。

复合材料的透气性具有扩散或者毛细管的性质。扩散渗透机理与复合材料溶解气体的能力有关,并包含对合成物表面气体吸附和解吸过程。不过,实践经验证明,在普通的合成材料渗透中,扩散渗透份额不大用缠绕方法获得的复合材料因其中的细孔裂纹和分层等使其结构具有不连续性。这种不连续性在增强材料的纤维和合股细线中有,在有机纤维和树脂界面上也有。由于这些原因,复合材料的这种渗透性,在横向(增强材料纤维的横向)要比纵向(沿增强材料的纤维方向)大得多。复合材料的不连续性按气体在其中的流动特性依据显微毛细管(df<0.0002 mm)、粗大毛细管(df<0.0002~0.5mm)和超大毛细管(df>0.5mm)的当量直径来分类。复合材料渗透性具有粗大毛细管的特性。

可以确定,在超过材料抗裂极限的某些载荷作用下,复合材料的透气性会急剧增加。这种极限是以聚合基体的开裂时刻为特征,并伴有大量的微观裂纹出现。这个时刻也可以看作是复合材料漏气的开始,由于在纤维间的粘接夹层或者纤维和粘接剂边界处形成和萌生裂纹,而丧失了密封性。复合材料的抗裂极限有相当宽的范围,量值为(0.15~0.5)σf,并且其下限多是用纤维、纱束或纱带单向增强的构件。

很显然,复合材料壳体的密封性能够用下列方法来保证,在改善微观结构中提高复合材料完整性和抗裂性能,或者在壳体表面喷涂低透气性弹性材料制成的密封层。

对于固体火箭发动机壳体的密封材料,提出了气密性、弹性、寿命,其在复合材料、橡胶、金属和其他材料上的附着力,以及生产加工工艺等方面的要求。密封材料、橡胶都在某种程度上满足所列举的这些要求,喷镀金属薄膜材料和铝箔也可以用作密封层材料。

2.2.3对接法兰结构

在传统结构的承力壳体(见图2.1,2.19)极孔处,要设置与复合材料粘接的金属法兰。金属法兰的结构方案列于图2.21。传统的用于连接喷管的金属法兰(见图2.21(a))有大尾端(见图2.19)用于支承承力壳体。大尾端棱的高度计算要考虑极孔区域壳的径向位移。小尾端处形成承力壳体的开口,不允许开口法兰有向承力壳体内的位移。在法兰管口处,形成连接件(例如与喷管连接)。

承力壳体极孔金属法兰的质量约为最终质量的6%~10%。传统金属法兰结构的改进有下列特点:

——由于喷管潜入壳体部分与法兰一起制造,减小与喷管连接固定件的直径;

——利用高比强度、高比刚度材料减小法兰质量,例如硼铝合金复合材料(图2.21(e))。

图2.21固体火箭发动机壳体金属法兰示意图

金属法兰的改进同样能够是大尾端结构的优化过程,它的质量占法兰质量的70%(引入刚性加强筋,研制与承力壳啮合的尾端最佳表面(见图2.21(b)、(c))。

在生产中,缠入承力壳体的带钩法兰结构要进行试验校核(图2.21(d))。在每个钩区的径向可预留一个与壳体承压时位移相等的间隙。

使我们感兴趣的是承力壳体开口区的非传统法兰连接件结构已投入使用(图2.22)。

图2.22与固体火箭发动机薄克一起制造的法兰示意图

在这类结构中,相邻部件(喷管、顶盖)在承力壳体上的连接通过直接预埋在开口区承力壳体内的螺栓来实现。

在法兰结构中(图.22(a)),为了和复合材料壳体连接,把传统双头螺栓设置在承力壳体圆柱形卷边上,用织物和环向层加强。

图2.22(b)、(c)中列出的法兰有螺杆,它们在承力壳体缠绕成型后设置在孔中。为了消除在法兰开孔时使螺旋层“受到创伤”,先使螺旋层掀开大于螺杆直径的部分,再在缠绕在环形层之间的纤维织物伸出部分开孔。

在壳体承受工作压力载荷时,法兰螺杆产生径向位移,这是由于壳体相对于与喷管、顶盖等相连法兰的径向槽位移引起的。这种连接的密封是比较困难的。

为了保证位于承力壳体槽内螺杆相对于承力壳体自由移动,可以设置一个预留的移动长度,该长度等于承力壳体上点的径向位移(图2.22(d))。图2.22(e)的法兰结构保证与喷管对接转移,如小直径喷管的连接与承力壳体连在一起的喷管潜入壳体部分一起制造。喷管潜入壳体部分与承力壳体通过夹缠在承力壳体封头螺旋层之间的织物伸出部分来连接。

图2.22所示的法兰结构可保证足够的承载能力,又轻于传统的带承力尾端埋入式法兰结构。

壳体法兰与喷管或者顶盖的连接能够借助于螺栓、斜面、键、螺纹和销钉等来实现(图2.23(a)~(f))。

图2.23 壳体与喷管或者堵盖的连接件示意图

2.2.4 壳体与舱段的连接件结松

固体火箭发动机壳体与火箭相邻舱段的连接结构研制是复合材料固体火箭发动机壳体结构设计最重要的问题之一。与发动机相连的壳体对接处承受很大的拉力、弯矩和周期性载荷。连接结构的选择在很大程度上由强度、最小质量、密封性和工艺性来决定。

壳体与舱段连接件包括对接框(见图2.20)、连接裙和裙与承力壳体连接件;此外,在对接框单独制造时,还有框与连接裙的连接件。

连接裙与承力壳的连接,或者以搭接形式,采用二次环向缠绕方法来实现(见图2.18),或用螺旋缠绕把承力外壳与连接裙作成一体的方法来实现(见图2.3)。

第一代固体火箭发动机壳体连接裙比较短,采用了层状缠绕光壳的成型方式(见图2.7)。它的长度由布局要求、对接段自身单独金属件的制造能力、与壳体的连接方式和在承力壳连接区内的可变刚度橡胶楔的配置等因素来决定(见图2.20)。

连接裙在用作舱段时其长度必然要有所增加。在壳体设计时,连接裙结构的选择要考虑载荷、密封、质量和外形尺寸限制的要求。最具特色的连接裙结构示于图2.24。

图2.24连接裙结构

这些可能的结构是:单独制造的金属或金属复合材料连接裙(图2.24(a)、(b)),它用传统方法与第二茧形壳连接;用复合材料制成的光筒连接裙(图2.24(c));用在缠绕前单独加工和装配的承力构件加强的类似连接裙(图2.24(d)、(e))。连接裙承力构件(图2.24(f))单个小段按制造工艺用复合材料制成,用于它成形的导向条则安装在承力壳或端框上。给出的这些结构可以做成三层的,其构成形式示于图2.25。这类壳的制造过程是:先缠绕内光壳,然后用轻质填料(例如发泡材料)在沟槽内设置肋条,最后是缠绕第二茧式光壳。

图2.25连接件结构方案

1—金属框;2一夹紧复合材料壳与端框的搭板;3一连接螺栓;4,8—用于缠绕连接加强肋而固定在端框和承力壳封头的销钉;5—环向加强肋;6—四面体结构加强肋;7—泡沫塑料轻质填料;9—内、外壳;10一用于固定销钉的小钉;11一承力壳体封头

有不同结构承力构件加强的连接裙(图2.24(e)、(h))在外壳缠绕过程中直接制造出来,在这种情况下承力构件的肋条在向承力壳圆筒段过渡中应该发生变化,逐渐转变成作为外壳组成部分的结构。

在图2.24(i)~(k)中列出了铝材或复合材料蜂窝状、泡沫塑料状承力构件作夹层的双层连接裙结构。在双层连接裙结构中还可以用管状或桁架等类型承力构件作为夹层结构。

双层壳的制造过程是先在光壳上铺设夹层(填料),然后缠绕复合材料外壳。夹层结构做成蜂窝壁板状。这类结构中的承力构件是在沟槽中用发泡材料制成的。

在制造中很难保持蜂窝夹层(例如用厚度为0.1~0.3 mm的铝铂制成的夹层)的几何形状,这是蜂窝结构双层壳体的缺点。泡沫塑料填料在壳体生产过程中热稳定性比较差(强度、结构的保持,无气体析出)。

图2.24(g)示出的结构具有承受内压作用的环向加强肋。固体发动机部件的连接件结构示意见图2.26。

图2.26用连接件固定发动机部件的机构

1一固定支架的螺栓;2一连接壳体;3一用于固定发动机部件的支架;4-螺栓;5一用于固定发动机部件的螺孔;6—固定支架的针杆;7一用于固定发动机部件的支柱;8—密封层;9—用于把随弹电缆从外表面引入舱内的套管;10一壳体补强织物块

2.2.5结构和热防护材料

新材料和与其相关的结构方案的采用使得固体火箭发动机的性能不断地得到改进。复合材料的利用使固体火箭发动机的功能特性有了显著的改善。对复合材料领域的深入研究导致了新一代高性能纤维的产生,并使其用于固体火箭发动机茧形壳体结构设计成为可能性。近年来,在增强纤维的生产工艺研究方面的进步尤为显著。

固体火箭发动机壳体复合材料增强纤维和粘接剂选择的主要标准是:

——材料的力学性能(强度极限,在拉伸、压缩、剪切、弯曲试验中的弹性模量);

——物理性能(线膨胀系数、热导率等),以及温度升高后的力学性能;

——几何参数(纤维直径、纤维和粘接剂在复合材料中的体积含量);

——表征其工艺特性的材料性能(玻璃化温度、粘接剂的黏度等);

——使用条件。

因为破坏压力是固体火箭发动机壳体结构的最主要参数之一,所以首先应对复合材料的力学性能最高值提出要求,它们由三个参数来确定:增强纤维的最大强度,基体的刚度和基体与纤维界面的粘接强度。复合材料的工作能力既要靠正确选择原始组分来保证,又要靠在保持材料原有性质的情况下,选择能保持组分间粘接强度的合理制造工艺来保证。

高强度的玻璃纤维、有机纤维和碳纤维作为制造固体火箭发动机壳体用复合材料结构中的增强纤维。聚合物基复合材料中的增强组分采用单纤维、线、束、带和织物的形式。国内外生产的玻璃纤维的力学性能列于表2.1。

表2.1玻璃纤维力学性能

为了获得聚合物基体高强度和高模量的复合材料(有机复合材料),采用了芳香聚酰胺基纤维。这类纤维有一些独特的性质;高的拉伸强度和弹性模量,热稳定性好,可以在很宽的温度范围内加工制造。有机芳香酰胺类纤维力学性能列于表2.2。

表2.2有机芳香酰胺纤维的力学性能

用于材料结构加强的碳纤维大体可分为两类:高模量(E=300~700 GPa,σ=2~2.5GPa)和高强度(E=200~250 GPa,σ=2.5~3.2GPa)纤维。在纤维生产加工中,高强度和高模量纤维

结合使用。碳纤维固有高的热导率、高强度和高的弹性模量。国内外高强度高模量碳纤维力学性能列于表2.3。

表2.3碳纤维力学性能

经证明,进一步提高制造固体火箭发动机壳体的增强纤维强度的可能性已经不大,因为随着纤维强度的增加,壳体壁厚会减小,但这种减小不可能是无限制的。最小壁厚由薄壳在冲击、纵向弯曲、装卸作业等载荷作用下的稳定性条件来决定,还要考虑发动机工作时能保证壳体-固连药柱系统的工作能力。利用高强度加强纤维本身并不能保证固体火箭发动机壳体特性应达到的要求,复合材料加强纤维的强度特征实现程度是重要的特性,它对工艺很敏感,与自身的织物、粘接剂、壳体几何形状参数和制造工艺有关。

在结构复合材料中,基体(固化粘接剂)是其重要成分,为了有效地沿材料体积分布作用力,把纤维粘接起来是基体的主要功能(保证纤维中有相等的载荷)。粘接剂的选择是固体火箭发动机壳体设计和生产优化中决定性的因素之一。

热固性环氧树脂作为玻璃纤维和有机纤维增强的复合材料粘接剂,获得了最广泛的应用。低粘度和足够长的使用寿命是其主要优点。树脂粘接剂的密度是1230~1300 kg/m³,拉伸弹性模量是2000~4000MPa。基于树脂粘接剂的树脂基体物理-力学性能列于表2.4。

单向的玻璃纤维、有机纤维和碳纤维样条的某些物理-力学性能列于表2.5。

表2.5聚合物基复合材料单向样条物理-力学性能

通常用合金作为固体火箭发动机聚合基复合材料承力壳体的对接法兰(埋入式部件)和端框结构材料。在国外的三叉戟-I和MX导弹中,利用铝-锌-锰-铜系合金7049作为这些金属材料。在国内,固体火箭发动机采用钛基合金BT3-1,BT-23和铝合金AMI6(表2.6)。

表2.6固体火箭发动机壳体对接法兰和端框金属材料性能比较

对于壳体对接法兰可望能够使用金属复合材料和聚合基复合材料,而对于连接件可用不同复合材料组合体制成。

固体火箭发动机壳体内表面热防护材料的主要特征是它对于高温燃气的侵蚀稳定性、密度、热物理和物理力学指标。对于具体的发动机而言,热防护材料的选择由下列因素来决定:对这类材料热防护和耐侵蚀性能要求的特点,工艺性,断裂时的相对形变,检验指标的稳定性等。除了本身的主要功能——保护固体火箭发动机内表面免受推进剂高温燃烧产物的作用外,现代固体火箭发动机热防护材料还完成一系列其他功能:

——保证固体火箭发动机复合材料壳体的密封性;

——保证热防护层与药柱的可靠连接,消除绝热层和药柱边界上的迁移过程;

——调整作用在发动机壳体与药柱间的应力。对于大型固体火箭发动机,采用复合多层绝热层,它们的构成包括:

——防护-加固层,用于壳体绝热层与药柱的牢固连接;

——屏障层,预防在绝热层和药柱间的扩散;

——主绝热层;

——密封层,用于壳体内表面的密封。

固体火箭发动机壳体内表面热防护材料基本上采用了含矿物质或聚合添加剂的丁腈或乙丙橡胶。表2.7列出了热防护层材料的主要性能。

表2.7 美俄外绝热层主要性能

为了保护固体火箭发动机壳体外表面,采用了烧蚀型热防护层,它是基于氯磺化聚乙烯和填料的升华合成材料。

固体火箭发动机外防护层材料物理-力学性能列于表2.8。

表2.8固体火箭发动机壳体外防护层材料性能

2.3复合材料壳体部件强度

2.3.1 作用在壳体上的载荷

现代固体火箭发动机壳体承受各种力、热和其他载荷,其中主要载荷是(图2.27):

图2.27作用在壳体上的载荷示意图

\({p}_{c}\)——发动机工作过程的内压力;

T——轴向拉力和压力;

q——同时,与轴压一起可能作用有外部盈余压力q,无论是作用在筒段部分还是作用在壳体封头(在个别情况下);

其它——壳体壁的内外加热,导致壳体承力部件材料物理-力学性能的降低。

此外,壳体还承受剪切力、弯矩和接触压力作用,但它们基本上不影响壳体的的质量特征,但它是以壳体具有的某些结构特征为前提条件的。

2.3.2承力壳体几何参数的计算

发动机壳体的承力结构通常是用连续缠绕方法生产带封头的圆柱形容器。生产过程是先用螺旋形缠绕方法制成带封头的筒段部分再用环形缠绕来加强,见图2.28。

图2.28带连接件的茧形壳体结构示意图

前后封头赤道处的螺旋层厚度按下列公式计算(13.21):

\({\delta}_{c1}=\frac{{p}_{c}R}{2{\sigma}_{B}{{\text {cos}}^2}{{\varphi}_{a1}}{k}_{c}{k}_{CT}}\)

\({\delta}_{c2}=\frac{{p}_{c}R}{2{\sigma}_{B}{{\text {cos}}^2}{{\varphi}_{a2}}{k}_{c}{k}_{CT}}\)

与前后端相连的壳体圆筒段环形层厚度:

\({\delta}_{1k}=\frac{{p}_{c}R}{2{\sigma}_{B}{k}_{k}{k}_{cr}}\left(1-\frac{1}{2}{{\text {tan}}^2}{{\varphi}_{a1}} \right)\)

\({\delta}_{12k}=\frac{{p}_{c}R}{2{\sigma}_{B}{k}_{k}{k}_{cr}}\left(1-\frac{1}{2}{{\text {tan}}^2}{{\varphi}_{a2}} \right)\)

式中 \({p}_{c}={f}{p}_{c,max}\)为容器的计算内压;f为安全系数; \({p}_{c,max}\)为最大工作内压;R为壳体圆筒段半径;\({{\varphi}_{a1}}\) 为前封头赤道处加筋缠绕角;\({{\varphi}_{a2}}\)为后封头赤道处加筋缠绕角;σB为材料拉伸强度极限(承力壳体材料的加筋方向);kc,kk,分别为考虑承力壳体的螺旋层和环向层结构材料初始强度实际实现(转化率)的系数;kcr为考虑由于老化,承力壳体材料强度性能降低的系数。通常的取值范围:kc=0.60.8;kcr=0.90.97;kk=0.80.9。角标1对应前封头,角标2对应后封头。

如果有温度场作用在壳体上,应该考虑由于加热使材料的强度性能降低而对螺旋层和环向层的厚度进行修正。

2.3.3壳体形变计算

复合材料壳体在内压作用下的变形量用材料的平均弹性常数来计算:

\({\varepsilon}_{x} = \frac{1}{{E}_{x}}\left({\sigma}_{x}-{\mu}_{xy}{\sigma}_{y} \right)\)

\({\varepsilon}_{y} = \frac{1}{{E}_{y}}\left({\sigma}_{y}-{\mu}_{yx}{\sigma}_{x} \right)\)

\({\Delta}R=\frac{{\varepsilon}_{y}}{R}\)

\({\Delta}L=\frac{{\varepsilon}_{x}}{L}\)

式中εxy分别为结构在轴向(x)和环向(y)的形变;σxy分别为结构在轴向(x)和环向(y)的应力;Ex,Ey分别为壳体壁在相应方向上的弹性模量;μxyyx为壳体壁的泊松系数;ΔR为壳体筒段半径增量;ΔL为壳体筒段伸长量。

壳体壁的平均弹性常数能够用广义刚度Bij来表示:

\({E}_{x}=\frac{1}{\delta}\left({B}_{xx}-\frac{{B}_{xy}^{2}}{{B}_{yy}}  \right)\)

\({G}_{xy}=\frac{{B}_{ss}}{\delta}\)

\({E}_{y}=\frac{1}{\delta}\left({B}_{yy}-\frac{{B}_{xy}^{2}}{{B}_{xx}}  \right)\)

\({\mu}_{xy}=\frac{{B}_{xy}}{{B}_{yy}}\)

\({\mu}_{yx}=\frac{{B}_{xy}}{{B}_{xx}}\)

式中 δ为多层壳的厚度;G为壳体壁的剪切模量。

广义刚度Bij用下列形式表示:

\({{B}_{xx}}=\sum\limits_{i=1}^{n}{\left( B_{11}^{i}{{\cos }^{4}}{{\varphi }_{i}}+ B_{22}^{i}{{\sin }^{4}}{{\varphi }_{i}}+(2{B}_{12}^{i}+4{G}_{12}^{i}){{\sin }^{2}}{{\varphi }_{i}}{{\cos }^{2}}{{\varphi }_{i}}\right)}{{\delta }_{i}}\)

\({{B}_{yy}}=\sum\limits_{i=1}^{n}{\left( B_{11}^{i}{{\sin }^{4}}{{\varphi }_{i}}+ B_{22}^{i}{{\cos }^{4}}{{\varphi }_{i}}+(2{B}_{12}^{i}+4{G}_{12}^{i}){{\sin }^{2}}{{\varphi }_{i}}{{\cos }^{2}}{{\varphi }_{i}}\right)}{{\delta }_{i}}\)

\({{B}_{xy}}=\sum\limits_{i=1}^{n}{\left( B_{12}^{i}{{\cos }^{2}}{{\varphi }_{i}}+ B_{12}^{i}{{\sin }^{4}}{{\varphi }_{i}}+({B}_{11}^{i}+{B}_{22}^{i}-4{G}_{12}^{i}){{\sin }^{2}}{{\varphi }_{i}}{{\cos }^{2}}{{\varphi }_{i}}\right)}{{\delta }_{i}}\)

\({{B}_{yx}}=\sum\limits_{i=1}^{n}{\left( G_{12}^{i}{{\cos }^{2}}{{2\varphi }_{i}}+({B}_{11}^{i}+{B}_{22}^{i}-2{B}_{12}^{i}){{\sin }^{2}}{{\varphi }_{i}}{{\cos }^{2}}{{\varphi }_{i}}\right)}{{\delta }_{i}}\)

式中 \({B}_{11}^{i},{B}_{22}^{i},{B}_{12}^{i},\)为第i层参数(i=1,2,…,n),按壳体制造时所用单向试样测试结果来决定;\({\varphi}_{i}\)为第i层缠绕角;

\({B}_{11,22}^{i}=\frac{{E}_{1,2}^{i}}{(1-{\mu}_{12}^{i}{\mu}_{21}^{i})}\)

\({B}_{12}^{i}={\mu}_{12}^{i}{B}_{22}^{i}={\mu}_{21}^{i}{B}_{11}^{i}\)

式中\({E}_{1}^{i},{E}_{2}^{i}\)分别为对应于第i层增强纤维方向和垂直于增强纤维方向的弹性模量。

泊松系数\({\mu}_{12}^{i}\)和\({\mu}_{21}^{i}\)关联关系式为

\({E}_{1}^{i}{\mu}_{12}^{i}={E}_{2}^{i}{\mu}_{21}^{i}\)

壳体筒段半径增量ΔR也可按下式近似计算:

\(\Delta R=\frac{{p}_{cmax}{R}^{2}}{{E}_{1}{h}_{k}}\left( 1-\frac{1}{2}{\tan}^{2}{\varphi} \right)\)

式中\({h}_{k}\)为壳体壁厚。

2.3.4壳体封头的型面计算

在两端不同的壳体中,为了保证带小极孔的前封头的最大质量效益,通常采用混合缠绕来增强(按极限倾斜线程和最短线程,并且极限倾斜线区要与圆柱段衔接);带大极孔的后封头采用最短线程缠绕来增强。在带小极孔的封头处,增强材料中的应力在赤道处达最大值。

最短线程可理解为在胎膜表面沿最短线程缠绕。最短线程倾斜角\(\bar{\theta}\)是垂直于表面的法线和垂直于缠绕轨道的主法线间的夹角。恒定倾斜线是缠绕轨道线倾斜角,\(\bar{\theta}\)=常数。

在一般情况下,封头的混合缠绕由三段组成(图2.29)。

图2.29复合材料封头型面(一般情况)

第I段靠近赤道,由下列条件确定:

\(\left| \frac{dr}{dz} \right|<1\)

第Ⅱ段至法兰翼b处,由下列条件决定:

\(\left| \frac{dz}{dr} \right|<1\)

第Ⅲ段为与法兰翼接触区(r0≤r≤b),此处r和x分别表示封头型面径向和轴向流动坐标。

确定封头型面的微分方程组有下列形式:

在第I段

\(\frac{{d}^{2}r}{d{z}^{2}}=\left[ \left( \frac{{\xi}^{2}}{{r}^{2}-{\xi}^{2}}-\frac{2{r}^{2}}{{r}^{2}-{\rho}^{2}}\right)\left( 1+{\left(\frac{dz}{dr} \right) }^{2}\right)\right]\frac{1}{r}\)

\(\frac{\xi}{dz}={\pm}2{k}_{T}\frac{{r}^{2}-{\xi}^{2}}{{r}^{2}-{\rho}^{2}}\)

在第Ⅱ段

\(\frac{{d}^{2}z}{d{r}^{2}}=\left[ \left( \frac{2{r}^{2}}{{r}^{2}-{\rho}^{2}}-\frac{{\xi}^{2}}{{r}^{2}-{\xi}^{2}}\right)\frac{dz}{dr}\left( 1+{\left(\frac{dz}{dr} \right) }^{2}\right)\right]\frac{1}{r}\)

\(\frac{\xi}{dz}={\pm}2{k}_{T}\frac{dz}{dr}\frac{{r}^{2}-{\xi}^{2}}{{r}^{2}-{\rho}^{2}}\)

在第Ⅲ段

\(\frac{{d}^{2}z}{d{r}^{2}}=\left[ \left( \frac{2{r}^{2}}{{r}^{2}-{\rho}^{2}}-\frac{{{r}_{0}}^{2}}{{r}^{2}-{{r}_{0}}^{2}}\right)\frac{dz}{dr}\left( 1+{\left(\frac{dz}{dr} \right) }^{2}\right)\right]\frac{1}{r}\)

\(\frac{\xi}{dz}=0\) 因为\(\xi={r}_{0}=\)常数

式中b为法兰端点回转半径;r0为极孔半径;ρ=0为卸载半径(为消除封头极点载荷);kT为沿胎膜表面纤维带摩擦系数(在最短线程情况下k=0);ξ=rsinφ为可列尔系数。卸载半径ρ表征在内压作用时,在后封头法兰处由喷管产生的轴向力载荷的减少。对于前封头,卸载半径ρ=0

在后封头赤道处,按最短线程缠绕增强角计算式:

\({\varphi}_{a2}=\arcsin \frac{{r}_{02}}{R}\)

在前封头赤道处,沿极限倾斜线加筋缠绕增强角

\({\varphi}_{a1}=\arcsin \frac{R \sin {\varphi}_{a2}}{L{k}_{T}\sin {\varphi}_{a2}+R}\)

在非短程缠绕时,封头极孔半径\({r}_{01}\)通过计算结果建立的列线图(图2.30)来确定。

图2.30纤维带铺设轨迹距最短程轨迹的极限倾斜列线图
kT——纤维带在胎膜上的摩擦系数(对右倾斜,kT>0;对于左倾斜,kT<0)
对于两个封头,在r=r0处缠绕角\(\varphi =\frac{\pi}{2}\)。
方程组(2.3),(2.4),(2.5)用数值积分求解。
表2.9列出了最短线程缠绕情况下不同极孔半径r0和卸载半径ρ的封头型面方程数值积分结果(\({\bar r}=r/R;{\bar r}_{0}={r}_{0}/R;{\bar z}=z/R\)).
在摩擦系数kT=0.2,赤道处的缠绕角和极孔半径r0取不同值,ρ=0时用组合缠绕法制成的壳体型面上的点坐标值列于表2.10。

壳体封头两极孔有较大差异时,不允许实现带大极孔封头的最短程缠绕。此时,要用组合缠绕。此法在一定程度上降低了壳体的质量效益。偏离最短程轨迹的范围,在赤道缠绕角小于相应的最短程缩绕时,可以按kT<0部分的图表来确定(见图2.30)。

2.3.5选择壳体对接法兰结构参数

壳体法兰结构和主要几何参数示于图2.28。内压作用是确定法兰几何参数的主要计算情况。法兰端点回转半径b(见图2.28)按下列公式来确定:

\(b=1.225({r}_{0}+\Delta r)\)

式中Δr为相对于法兰的壳体位移量,

\(\Delta r={r}_{0}{\varepsilon}\)

根据模拟制件研制经验,推荐采用ε=1.5%~2.5%。

法兰根部截面厚度\({h}_{k}^{{\varphi}{n}}\)由弯曲应力值和接触压力qk引起的载荷值来确定,法兰中弯曲应力可作为沿根截面夹紧的板来计算。在封头和法兰之间接触压力qk按复杂规律来分布。为了近似,估算法兰上的接触压力用作用在法兰翼1/3高度处的分布力N来代替,并符合接触压力沿法兰翼高度的三角形分布规律:

\(N=\frac{{p}_{c}({r}_{0}^{0}-{\rho}^{2})}{2({r}_{0}+H)}\)    (2.6)

式中\(H\approx \frac{1}{3}(b-{r}_{0})\)

根据公式(2.6)计算法兰根截面厚度

\({h}_{k}^{\varphi n} = 1.732\sqrt{\frac{{p}_{c}({r}_{0}^{2}-{\rho}^{2})H}{2({r}_{0}+H){\sigma}_{B}^{\varphi n}}}\)。

按照给定的公式预先选择的法兰根截面厚度可以在校核计算之后进行修正。在半径b处法兰最小厚度按结构要求来选择(0.8~2.5mm)。

2.3.6壳体在内压和受热时的承载能力

承力壳体的强度特性与温度有显著的关系,所以必须保证在沿厚度不均匀受热条件下壳体的强度。

基本原理:与壳体受热温度有关的函数中,壳体材料增强方向拉伸应力和形变是已知的σ=f(ε,T)。可把函数中的ε看作单调增长直到变形达极限值\({\varepsilon}_{B}(T)\)发生材料破坏为止。在确定任意形变(0≤ε≤∞)条件下的应力时,为了一致,假定

σ =f(ε,T)h[ε(T)-ε]

式中 h(x)为埃维萨伊特单位函数,

h(x)=1,当x≥0

h(x)=0, 当x<0

材料的拉伸应力应变图示于图2.31中。

图2.31 增强方向上材料的应力应变示意图

筒段壳体由任意形状的螺旋层(与母线成φ角)和环向层线束交替缠绕而成;任意层的材料仅在增强方向承受载荷。所有的螺旋层和环向层纤维束都有相同的变形。每层厚度界面上的温度是恒定的。

对于由nc.螺旋层和nk环向层组成的壳体筒段结构,从轴向和环向均衡条件可得出:

\(\sum\limits_{i=1}^{{n}_{c}} {\sigma}_{i,c}{\delta}_{i,c}=\frac{{p}_{c}R}{2{\cos}^{2}{\varphi}}\)    

\(\sum\limits_{i=1}^{{n}_{k}} {\sigma}_{i,k}{\delta}_{i,k}={{p}_{c}R}\left( 1-\frac{1}{2}{\tan}^{2}{\varphi}\right)\)          (2.7)

式中 \({{\delta}_{i,c}{\delta}_{i,k}}\)分别为第i螺旋层和第i环向层的厚度;\({{\sigma}_{i,c}{\sigma}_{i,k}}\)分别为第i螺旋层和第i环向层的内应力。

实际上,通常所有的环向层和螺旋层一样,它们有相同的厚度。考虑到这一点和关系式(2.7),螺旋层和环向层内的平均应力

\({\bar \sigma}_{c} ({\varepsilon}_{c})=\frac{{p}_{c}R}{2{\delta}_{\sum ,c}{\cos}^{2}{\varphi}}\)    

\({\bar \sigma}_{k} ({\varepsilon}_{k})=\frac{{p}_{c}R}{{\delta}_{\sum, k}}  \left( 1-\frac{1}{2}{\tan}^{2}{\varphi}\right) \)          (2.8)

或者按另一种方式:

\({\bar \sigma}_{c} ({\varepsilon}_{c})=\frac{1}{{n}_{c}}\sum \limits_{i=1}^{{n}_{c}}f({\varepsilon}_{c},{T}_{i}^{c})h[{\varepsilon}_{B}({T}_{i}^{c})-{\varepsilon}_{c}]\)    

\({\bar \sigma}_{k} ({\varepsilon}_{k})==\frac{1}{{n}_{k}}\sum \limits_{i=1}^{{n}_{k}}f({\varepsilon}_{k},{T}_{i}^{k})h[{\varepsilon}_{B}({T}_{i}^{k})-{\varepsilon}_{k}] \)          (2.8)

式中 \({\delta}_{\sum}^{c},{\delta}_{\sum}^{k}\)分别为螺旋层和环向层的总厚度;\({T}_{i}^{c},{T}_{i}^{k}\)分别为螺旋层和环向层的温度。

公式(2.8)确定了螺旋层与环向层内形变间的单值关系:

\({p}_{c}({\varepsilon}_{c})={d}_{c}{\bar \sigma}_{c}({\varepsilon}_{c})\);

\({p}_{k}({\varepsilon}_{k})={d}_{k}{\bar \sigma}_{k}({\varepsilon}_{k})\)   (2.9)

式中   \({d}_{c}=\frac{2{\delta}_{\sum}^{c}{\cos}^{2}{\varphi}}{R}\)

\({d}_{k}=\frac{{\delta}_{\sum}^{k}}{R(1-0.5{\tan}^{2}{\varphi})}\)

用最大压力来确定壳体的承载能力(破坏压力)时,应使式(2.8)中两个关系式都能满足。根据这一点计算函数关系式(2.9)中的两个最大值,并取其中最小值,则获得承载能力

\({p}_{l}=\min \left[ \max {p}_{c}({\varepsilon}_{c}),\max {p}_{k}({\varepsilon}_{k}) \right]\)    (2.10)

为了确定\({p}_{l}\),利用应力\({\bar \sigma}(\varepsilon)\)曲线平均法,这些应力曲线对于环向层和螺旋层是单独绘制的(2.32)。此后按公式(2.9)通过改变带系数dc。和dk的曲线比例来绘制函数pcc)pkk)(2.33),分别确定它们各自的最大值,然后按公式(2.10)确定最小值。

图2.32按壳体有四层纤维并与T₁,T₂,T₃,T₄温度相对应的拉应力图建立纤维层(螺旋层和环向层)平均拉应力曲线示例图

图2.33依据平均拉应力图建立的压力函数pe(ce)和pe(sg)

因为每一层的拉应力曲线都是ε的单调函数,那么,为了寻找函数pcc)pkk)的最大值,只要绘制与每一层的极限形变相对应的点就足够了,即

\({\varepsilon}_{Bi}^{c}={\varepsilon}_{B}({T}_{i}^{c})\)

\({\varepsilon}_{Bi}^{k}={\varepsilon}_{B}({T}_{i}^{k})\)

2.3.7螺杆销的连接计算

相邻舱段可以借助于螺杆销、卡圈、卡头和其他连接件连接。对于复合材料部件,广泛采用螺杆销连接(screw),它的结构示于图2.28。

计算单个螺杆上的载荷

\({T}_{0}=\frac{fT}{z}\)

式中 T为轴向力;z为螺杆数。

螺杆中的拉应力

\(\sigma=\frac{4{T}_{0}}{\pi {d}_{1}^{2}}\)

式中d1为螺纹的最小直径。

强度条件

\(\sigma \le {\sigma}_{B}\)

式中\( {\sigma}_{B}\)为螺杆材料瞬时抗拉强度。

应力的大小与壳体舱段连接的弯矩M有关。弯矩值M与对接要求有关,同时对于非敞开连接,由于拉紧引起螺杆内的轴向力Tx应该大于作用力T0,

\({T}_{x}=\frac{M}{0.15{d}_{0}}\ge {T}_{0}\)

式中d0为额定的螺纹直径。

由此得

M =0.15d0T0

然后把所要求的弯矩与许用值比较

\(M= 0.04{\sigma}_{T}^{s}{d}_{0}^{3}\)

式中\({\sigma}_{T}^{s}\)为螺杆材料的屈服极限。

\(M<[M]\)

螺栓螺纹丝扣的剪切应力

\(\tau=\frac{{T}_{0}}{{\pi}{d}_{0}H\beta {k}_{H}}\)

式中H为有效螺纹长度;β为螺纹完整性系数;ku为考虑沿丝扣载荷分布不均匀系数。

剪切强度准则

\(\tau \le 0.6{\sigma}_{T}^{s}\)

销钉附近框的挤压应力

\({\sigma}_{CM}=\frac{{T}_{0}}{{d}_{b}{h}_{b}-0.25\pi {d}_{0}^{2}0}\)

式中db为销钉(bolt)的直径;hb为销钉的高度。

保证框在挤压时强度的条件

\({\sigma}_{CM} \le [{\sigma}_{CM}]\)

沿销钉平面连接处框的断裂应力(见图2.28中截面a-a)

\({\sigma}_{p}=\frac{{T}_{0}}{2{L}_{3}({h}_{b}-{d}_{0})}\)

式中L3为从框的端部到孔边的距离。

框的连接处由于销钉引起的剪切应力(见图2.28截面6-6)

\({\tau}_{cp}=\frac{{T}_{0}}{2{L}_{5}{h}_{b}}\)

式中L5为从框的端部到销钉孔中心的距离。

沿相邻孔间框的断裂应力(见图2.28截面B-B)

\({\sigma}_{p}=\frac{{T}_{0}{K}_{\sigma}}{{h}_{b}({L}_{4}-{d}_{b})}\)

式中\({K}_{\sigma}\)为孔的应力集中系数;L₄为销钉间的距离。

连接处的强度条件

\({\tau}_{cp} \le {[\tau]}_{cp}\),\({\sigma}_{p} \le {[\sigma]}_{p}\)

在列出的确定强度条件的表达式中,\({[\sigma]}_{CM},{[\tau]}_{cp},{[\sigma]}_{p}\)分别为端框材料挤压、剪切和断裂许用应力。

如果符合强度要求,连接件就具有相应的工作能力;否则,必须增加连接件的几何尺寸。对于高载荷连接,应当设置两列销钉(交错排列)。

2.3.8加长连接件的承载能力

预定用于壳体和相邻舱段对接的筒形加长连接件(Connection)基本结构方案是:

——多层对称或非对称光壳结构;

——带有纵向、环向、纵横或螺旋设置加强筋的加强壳结构;

——带有多层外壳和轻质(例如蜂窝状)填料的夹层壳结构。

作用在加长连接件上的载荷有:轴向压力或拉力,外压或内压,弯矩和剪力。通常在设计时,要考虑在当量压缩载荷作用下保证承载能力的条件;对于拉伸载荷,可以进行校核计算。

结构在压缩载荷作用下失去承载能力,如不是与材料的强度破坏有关,就是与壳体的失稳有关。对于加强三层加长连接结构,在某些情况下,不同形式的局部失稳和复合材料的特殊破坏形式同样是危险的。在加长连接结构受拉时,只要对它的部件进行强度校核就足够了。

在本节中给出的简化公式,描述了常温时在均匀压缩或拉伸载荷作用下,薄壁圆筒加长连接结构失去承载能力的不同形式;结构均匀受热可以通过相应地改变材料的力学性能来加以考虑。

2.3.9圆柱形光壳结构强度

对于含有n层单向或交叉增强的复合材料多层壳,其每一层与圆柱母线成±φi角,它的强度计算归结为确定每一层的应力,并与该层材料的极限许用值进行比较。

多层壳在平面应力状态下的刚度特性按式(2.2)来确定。在轴向压力T和外压p同时作用时壳的变形:

\({\varepsilon}_{x}=\frac{({\sigma}_{x}-{\mu}_{xy}{\sigma}_{y})}{{E}_{x}}\)

\({\varepsilon}_{y}=\frac{({\sigma}_{y}-{\mu}_{yx}{\sigma}_{x})}{{E}_{y}}\)                  (2.11)

式中\({\sigma}_{x}=\frac{-T}{2\pi R \delta},{\sigma}_{y}=\frac{-pR}{\delta}\)

多层壳第i层在给定载荷下的形变:

\({\varepsilon}_{1}^{i}={\varepsilon}_{x}{\cos}^{2}{{\varphi}_{i}}+{\varepsilon}_{y}{\sin}^{2}{\varphi}_{i}\)

\({\varepsilon}_{2}^{i}={\varepsilon}_{x}{\sin}^{2}{{\varphi}_{i}}+{\varepsilon}_{y}{\cos}^{2}{\varphi}_{i}\)

\({\gamma}_{12}^{i}=({\varepsilon}_{y}-{\varepsilon}_{x}){\sin}^{2}{\varphi}_{i}\)                  (2.12)

多层壳第i层内在给定载荷下的应力:

\({\sigma}_{1}^{i}={B}_{11}^{i}{\varepsilon}_{1}^{i}+{B}_{12}^{i}{\varepsilon}_{2}^{i}\)

\({\sigma}_{2}^{i}={B}_{12}^{i}{\varepsilon}_{1}^{i}+{B}_{22}^{i}{\varepsilon}_{2}^{i}\)

\({\tau}_{12}^{i}={G}_{12}^{i}{\gamma}_{12}^{i}\)                        (2.13)

在公式(2.13)中,应力的正值对应于拉伸;在拉伸载荷作用于加长连接结构时,公式(2.11)中的T和p值应取负值。

结构最简单的强度准则如下式.

\({[{\sigma}_{1}^{-}]}_{i}<{\sigma}_{1}^{i}<{[{\sigma}_{1}^{+}]}_{i}\)

\({[{\sigma}_{2}^{-}]}_{i}<{\sigma}_{2}^{i}<{[{\sigma}_{2}^{+}]}_{i}\)

\(|{\tau}^{i}|<{[{\tau}_{12}]}_{i}\)                       (2.14)

式中 \({[{\sigma}_{1}^{+}]}_{i},{[{\sigma}_{1}^{-}]}_{i},{[{\sigma}_{2}^{+}]}_{i},{[{\sigma}_{2}^{-}]}_{i},{[{\tau}_{12}]}_{i}\)分别为每一层材料在增强方向和横向的拉伸、压缩以及剪切极限应力值。

违背条件(2.14)中的第一、第三不等式不一定会导致结构承载能力的丧失。在必要情况下对这些材料进行校核时,利用加载算法将会更精确。

由于边缘效应使得在加长连接件边缘区域内作用的应力可能会超过按式(2.11~2.13)确定的值,因此在校核计算时,同样应当考虑。

2.3.10圆筒光壳的稳定性

在给定情况下,研究在与载荷参数P成比例的轴压T和外压p同时作用下,确定对称或非对称结构多层圆筒薄壳双态失稳临界载荷:

\(T={\omega}_{x}P\)

\(p=\frac{p{\omega}_{y}}{{R}^{2}}\)     (2.15)

式中\({\omega}_{x},{\omega}_{y}\)分别为按下列方法确定的载荷参数:

\({\omega}_{x}=1,{\omega}_{y}=\frac{p{R}^{2}}{T}\), 当\(T \ne 0\)时;

\({\omega}_{x}=0,{\omega}_{y}={R}^{2}\), 当\(T = 0\)时。

在任意结构壳的非对称失稳的一般情况下,上面的载荷参数P的临界值对应着特征方程的最小解:

式中 L为加长连接件的长度,

引入下列表达式的量m和n是给定失稳形式中的轴向半波数和周向波数;临界值P用从m=1和n=2开始,尝试用取多组不同的m和n组合法来确定(n=0的情况对应着轴对称失稳形式)。

引入(2.18)表达式的壳体薄膜和薄膜-弯曲刚度特征值按公式(2.2)以及下列表达式来确定,

式中\({h}_{i},{h}_{i+1}\)分别为第i层上下表面的坐标值;计算从基准面算起,相对于该面确定了稳定性问题的边界条件。在实际计算中,基准面通常采用壳的外表面或中间面。

对于壳体而言,它的结构相对于中间面对称。上述载荷参数临界值按下列公式计算:

\(P={{\min }_{m,n}}\left\{ \frac{2\pi R}{{{\omega }_{x}}{{\mu }^{2}}+2\pi {{\omega }_{y}}{{\nu }^{2}}}\left[ {{D}_{xx}}{{\mu }^{4}}+\left( 2{{D}_{xy}}+4{{D}_{ss}} \right){{\mu }^{2}}{{\nu }^{2}}+{{D}_{yy}}{{\nu }^{4}}+\frac{{{\mu }^{4}}\delta }{{{R}^{2}}}{{\left( \frac{{{\mu }^{4}}}{{{E}_{y}}}+\left( \frac{1}{{{G}_{xy}}}-\frac{2{{\mu }_{xy}}}{{{E}_{x}}} \right){{\mu }^{2}}{{\nu }^{2}}+\frac{{{\nu }^{4}}}{{{E}_{x}}} \right)}^{-1}} \right] \right\}\)               (2.20)

式中\({D}_{xx},{D}_{xy},{D}_{yy},{D}_{ss}\)对应于壳的中间面按式(2.19)计算。

对于轴压下的轴对称失稳形式,确定上面压缩力临界值的简化公式是正确的,即

\(T=4\pi \sqrt{{D}_{xx}{E}_{y}{\delta}}\)              (2.21)

式中Dxx按(2.19)式对应于对称壳中间面来确定。侧压的存在不影响按(2.21)式确定的临界载荷值。

在没有轴向力时,外压临界值可以按下式计算:

\(p=\frac{4\pi}{Rh}{\left( \frac{{D}_{yy}^{3}{E}_{x}{\delta}}{27{R}^{2}}  \right)}^{{1}_{4}}\)     (2.22)

式中的Dyy按关系式(2.19)对应于对称壳中间面来确定,公式(2.22)在存在轴向力但其\(|{\sigma}_{x}|\)不超过\(|{\sigma}_{x}|\)[见公式(2.21)]时也是正确的。特别是,按这个公式能够确定作用在壳体上所有方向外压临界值。

公式(2.17),(2.20)~(2.22)也适用于临近壳体端部铰支边的边界情况。对于其他形式的边界条件的求解见参考文献。

在实际计算中,载荷参数极限值能够用上述临界值与稳定性系数k相乘来获得,而临界值按式(2.17)、(2.20)和(2.21)来确定,稳定性系数k与壳体形状初始不完备性的数值和形式有关。对于承受轴压的各向同性光壳,k值的取值范围为0.15~0.2;对于多层复合壳,这个值应该按实际结构的实验结果来确定。在存在外压时,系数k稍有增加,如果没有轴向载荷,它可能会接近1。

2.4 固体火箭发动机金属壳体

2.4.1固体火箭发动机金属壳体结构特点

在设计固体火箭发动机金属壳体时,这类壳体一般是焊接结构,包括封头、筒段、法兰(图2.34、图2.35)。

图2.34金属壳体结构

1,3,10—法兰;2一前封头;4,7,8—框;5一筒段;6一复合材料层;9—后封头;I一焊接区筒段厚度局部加强

图2.35壳体圆筒段部分结构

1、3—端框;2一筒段

在大型固体火箭发动机中,封头用模压方法制成,它带有的翻口用于焊接法兰(图2.36)。壳体组成中,通常包括依次相互焊接的儿个简段,这些筒段对接时,应使它的纵向焊缝彼此相互错开。在壳体设计时,必须考虑焊缝处金属强度的降低。对于CII牌号钢,焊缝处金属强度约是基体金属强度的0.9。为了保证简段焊缝区结构等强度,允许在局部增加厚度(见图2.34)。

图2.36壳体封头结构

1—框;2一封头;3一法兰

对于3II牌号钢,焊缝金属强度近似为基体金属强度的0.67~0.7。所以为了保证等强度,必须增加筒段壁厚和与其连接处的隔框厚度。由此,要改变壳体的形状,使壳体生产过程复杂化。

为了获得更理想的结构质量,在壳体圆筒段用缠绕方法敷设玻璃纤维层(见图2.34)。同时,为了获得均匀优质的缠绕表面,在与端框焊接前,要对壳体圆筒段进行滚压。为了使壳体厚度达到要求,采用外表面抛光方法,并在抛光过程中直接检测厚度。在设计这类壳体时,必须进行分析,以便调整金属厚度和玻璃纤维厚度之比,使其达到最佳。在复合结构中,金属份额降低10%~20%(从70%降到50%)。

作为对火箭和其他载荷起动助推级组成部分的固体火箭发动机,壳体结构有某些特点受起动装置总体布局的制约,这类壳体之一示于图2.37。

图2.37燃气连通结构

1一顶盖;2、4、8一对接框;3一简段;5、7一调整环;6—燃气连通壳;9—连通管

图2.37给出的结构,由两个较大的加长段组成,其间用燃气连通管联接。它同时也是发动机结构的承力部件,承受内外载荷(来自发动机工作内压作用,向火箭传递力,运输载荷,承受分离力等)。这种多功能注定了连接件有复杂的空间外形,同时对壳体各段连接法兰强度也提高了要求。

壳体简段的制造过程是:坯料拉伸,板材滚轧,然后沿纵向焊接而成。在壳体筒段焊接时,必须考虑环向焊缝引起的金属收缩导致壳体内径和体积的局部减小。在这种情况下,连接结构内应采用一组壳体分段轴向位置调整件(图2.38)。调整件由两个金属环组成,置于连接件法兰和壳体筒段之间。每一个环都有两个互不平行的端面。由于两个环相互间的不同配合,能够改变壳体简段轴向空间位置,使其达到给定要求。

图2.38调整件示意图

1一壳体;2一连接件;3—调整环;

a一由调整环在壳体法兰和连接件之间形成的角度在第一代金属壳体中,于热流强度较小区域使用浸胶石棉布层,而在热流强度较大的区域使用碳纤维和工作初期容易流失的防热层;在喷管内部设有石墨衬垫,并带有用耐烧蚀材料制作的头帽(图2.39)。

后封头喷管热防护结构的多样性,是因为必须保证发动机使用过程中耐烧蚀部件的强度,这些喷管部件在发动机工作时处于不均匀形变条件下。

图2.39金属壳体封头热防护部件结构

1一橡胶密封件;2一外部热防护层;3一耐烧蚀层头帽;4—头帽底层;5一粘接层;6—耐烧蚀涂层;7—易流失涂层;8—涂胶石棉布;9—由模压材料制成的衬垫;10—石墨内衬;11—喉衬;12一模压材料制成的防热内衬

壳体筒段沿其长度和周向的绝热方式是变化的,绝热层厚度与燃烧产物作用的时间和强度有关。在前封头的喷管内,设置有用压制材料制成的套筒和衬层。相邻热防护件的对接装配密封依靠密封胶来实现。封头与圆筒段的热防护连接靠用压制材料制成的耐热套管来实现。

在壳体封头和药柱间的缝隙处,设置了人工脱粘层以消除药柱与绝热层脱粘部位的应力。在前封头和筒段的外表面,喷涂了防热层,以防止喷管燃气流和气动热流的作用。

2.4.2辅助固体火箭发动机壳体

在辅助固体火箭发动机中,可以使用金属、玻璃纤维(或有机纤维)和组合(金属壳,用玻璃纤维或有机纤维增强)壳体。然而,在这类固体火箭发动机中(特别是脉冲火箭发动机)最广泛使用的还是金属壳体。这是因为该发动机尺寸不大,有高的内压,还必须在简体部位固定连接等。

辅助固体火箭发动机安装位置,常要求其承受外部超高热流的作用,这就为金属壳体的使用提出前提条件,应能经受得住较高的温度(对于高强度钛合金,最高达到300℃)。

高模量(及高比刚度)铝合金适用于承受超额外压,批量生产和对结构质量无严格限制小型壳体的情况。

耐腐蚀的高强度钢用在海洋地区使用的固体火箭发动机上。用高强度钛合金制造的壳体工艺性比钢要差一点,这对内表面精度要求高的壳体会遇到困难。在对质量偏差有严格限制的情况下使用钢壳体比较适宜。

如果在分析技术任务书(T3)中没有对某种类型的壳体提出限定性条件,就应该在每种方案的外形尺寸和质量特性设计分析的基础上选择其结构。

对于工作时间长的辅助火箭发动机,如滚控火箭发动机,其结构特征示于图2.40。它的钛合金锥形壳段,由板焊坯料轧制而成,一端含有钛合金冲压椭球封头,并带与发动机连接的圆柱形接头,另一端含有框与带喷管的封头对接。

图2.41示出了脉冲式分离发动机结构。筒段壳体材料是91型高强度钢,由板材焊接经轧制而成,两端有同类材料制成的框,用于连接带喷管的封头。框带有筒段,用于与发动机连接。

有时候,在辅助固体火箭发动机中采用多次使用的壳体。在这种情况下,必须预见到,壳体结构在复原修复工作中其厚度的减小(例如壳体喷砂处理)。

图2.40滚控发动机壳体结构

1一封头:2—锥形壳段:3一热防护层:4一限懒村层5—对接框:6—村套与热防护层的连接

图2.41 分离发动机壳体结构

1一对接框;2一壳体筒段;3一热防护层;4一卸载弹性楔

在辅助发动机结构加工过程中,必须保证壳体体积最小偏差值,并要校核其体积。

辅助火箭发动机封头是冲压或冲压焊接结构,在这种情况下,装配表面要进行机械加工。带喷管的封头有复杂的空间布局表面,常常是铸钢或铸钛合金制成。滚控发动机喷管封头是具有代表性的,见图2.42,它用钛合金铸造而成,其装配面需要进行机械加工。在封头对接面机械加工时,可能会开几个小孔,它们不影响封头的强度;但如果处在部件密封面上时,可能成为影响密封的原因。在某些情况下,开孔的缺陷可以修复(补焊,填塞专用膏、焊料等)。

选择辅助火箭发动机可拆卸连接方式,在很多情况下由企业设计人员的习惯和经验来确定。

图2.42滚控发动机喷管封头示意图

1一热防护层;2一封头;3一耐烧蚀内衬

像在主发动机中一样,在现代辅助火箭发动机中其主要连接部分通常采用键连接(壳体与封头,封头与喷管),而遥测系统的传感器和电爆管采用螺纹连接。

键连接的可能方案之一示于图2.43。同时也显示了带螺纹连接结构的安装情况。

图2.43 可拆卸连接方案

(a)键连接:1一连接密封;2一键;3一封头端框;4一壳体端框;

(b)螺纹连接:1一封头;2—电爆管;3—金属密封;4—橡胶密封

在辅助火箭发动机设计中,经常会出现必须把力学性能不同的材料做成的部件连接到一起的情况(例如,有钛合金铸造的带喷管的封头和由高强度钢制成的壳体)。在这种情况下,运用高强度性能钢制成的销或螺栓连接更为合理。

在辅助固体火箭发动机设计中,通常采用和壳体轴线成一定角度的固定喷管。有时在滚控发动机中,当发动机质量过大或它的安装位置受到很大限制时,采用旋转可控喷管。

辅助固体火箭发动机通常有几个喷管,位于封头或异径接头处,在外形尺寸受到很大限制时,采用部分潜入燃烧室的喷管。

辅助固体火箭发动机喷管结构与固体火箭主发动机喷管没有任何区别。

在现代发动机中,喷管入口和喉部用复合材料做成整体,其烧蚀流失较少(例如用碳纤维或碳-碳复合材料)。如果喷管喉部不允许烧蚀,则采用耐烧蚀材料作为喉衬(以石墨、钼为基体)。

辅助火箭发动机喷管结构有其自身特点。图2.44给出了滚控发动机喷管简图,在图2.45中给出了分离发动机喷管简图。

图2.44滚控发动机喷管简图

1一耐烧蚀扩张段;2一喷管壳体;3—喉部基体;4—喉衬;5—密封盖

辅助固体火箭发动机喷管在研制阶段必须考虑下列因素:—喷管密封盖打开时,应保证其碎片能散落在确定区域内;——在设置喷管与壳体主轴的角度时,应考虑燃烧产物增加的热烧蚀作用;

图2.45分离发动机喷管简图

1—喷管壳体热防护外套;2—喉衬;3一堵盖;4—喷管壳体对接框;5—喷管耐烧蚀扩张段

——脉冲发动机高内压提高了喷管内衬连接的强度要求。

通常,由于发动机分离部件的空间布局等原因,辅助固体火箭发动机起动状态比主发动机复杂。这给热防护层材料和厚度的选择带来了困难。所以在设计的早期阶段,应该更准确地预估结构件表面的气动特性。

辅助固体火箭发动机热防护层设计和使用的一般准则和采用材料和工艺方面与主发动机相同。在壳体或封头内表面采用压铸和螺旋加压方法,灌注类橡胶热防护层是其特点。这两种方法都有很高的工艺性,允许热防护层喷涂过程实现机械化。然而,在采用这类方法特别是灌注方法喷涂热防护层时,可能会有大的厚度偏差,进而引起显著的结构质量偏差。在这种情况下,利用下述方法制作热防护层会更有效。用碳布做成单独的套,然后整体粘在封头上,再用粘接剂浸渍。使用这种热防护层受到限制,因为它的浸渍过程机械化、它的稳定性和浸渍程度的检验都难以得到保证。

工作时间短的脉冲发动机一般没有内热防护层,但对每一种情况,其结构方案都应预先精心论证。

当发动机的壳体带有牢固连接的端面燃烧药柱时,其热防护层的选择必须特别注意与推进剂的相容性,以避免热防护层内的组分迁移。这种迁移会导致在与热防护层接触区的推进剂燃速变化,而局部燃速的变化又会引起药柱端部燃面在发动机工作后期产生的严重畸变。化学相容性对保证药柱对热防护层的粘接也同样重要。

2.4.3固体火箭发动机金属壳体部件计算

下面列出适用于初步设计的最简单公式。精确计算可以用数值计算方法在计算机上完成。

如果满足条件\([\sigma ] \le {\sigma}_{B}\)就认为壳体是牢固的,其中[σ]为计算应力。

计算应力按计算载荷来确定,等于使用载荷乘以安全系数。使用载荷安全系数在发动机研制技术说明书中列出。

在内压作用下壳体圆筒段和锥段部分的计算

光滑筒壳和锥壳计算基于壳的无矩理论,这些公式适用于计算远离支撑或加强边缘区的强度,边缘效应区的长度为

\({l}_{ef} \approx 2.5 \sqrt {R \delta}\)

式中 R和δ分别为壳体半径和厚度。

在远离端框的光壳中,有轴向应力σ₁和环向应力σ₂的作用(图2.46)。

\({\sigma}_{1}=\frac{pR}{2\delta}\)

\({\sigma}_{2}=\frac{pR}{\delta}\)

式中p为计算内压。

在给定计算内压p和许用应力[σ]下,满足要求的最小厚度由周向应力强度来确定,即

\(\delta = \frac{pR}{[\sigma]}\)

图2.46筒壳受载示意图

对于锥壳(图2.47)

\(\delta = \frac{p{R}_{1}}{[\sigma]\cos \alpha}\)

式中R₁为大端半径;α为锥度角。

图2.47锥壳受载示意图

纵向应力σ₁是环向应力σ₂的二分之一,在大端附近达到最大值:

\({\sigma}_{1}=\frac{p{R}_{1}}{2\delta \cos \alpha}\)

\({\sigma}_{2}=\frac{p{R}_{1}}{\delta \cos \alpha}\)

锥段半径增量

\(\Delta R=\frac{p{R}^{2}}{2E{\delta}}(2-\mu)\)

式中E为弹性模量;μ为泊松系数。

长度增量

\(\Delta l=\frac{p{R}_{1}}{2E{\delta}}(1-\mu)\)

对于焊接壳体,考虑焊缝区壳体强度的削弱。而引入修正系数,焊缝强度系数等于带焊缝的试样强度极限与材料强度极限的比值:

\(\varphi=\frac{({\sigma}_{B,w})}{{\sigma}_{B}}\)

在实际计算中,对于一类焊缝,采用φ=0.9。

纵向焊缝强度条件

σ₁≤φ[σ]

环向焊缝强度条件

σ2≤φ[σ]

固体火箭发动机的组合壳体的计算

组合壳体(图2.48)由金属内壳和高强度复合材料承载层组成。这类壳的详细设计计算在文献中给出。下面对筒壳应力的确定方法进行分析。

图2.48组合壳示意图

金属壳的轴向应力

\({\sigma}_{1}^{i}=\frac{pR}{2\delta}\)

金属壳的周向应力

\({{{\sigma }’}_{1}}=\frac{pR}{{\delta}’}\frac{1+{{\mu}’}{{E}”}_{2}{{\delta}”}/(2{{E}’}{{\delta}”})}{1+{{E}”}_{2}{{\delta}”}/({{E}’}{{\delta}’})}\)

复合材料层周向应力

\({{{\sigma }”}_{2}}=\frac{pR}{{\delta}’}\frac{{E”}_{x}}{E’}\frac{1-{{\mu}’}/2}{1+{{E}”}_{2}{{\delta}”}/({{E}’}{{\delta}’})}\)

式中,δ’δ”分别为金属壳和复合材料层的厚度;E2”为复合材料层周向单向层的弹性模量;E’,μ’分别为金属的弹性模量和泊松系数。

固体火箭发动机环形壳的计算

下面列出无矩理论公式,可以用来计算a≥2R的情况(图2.49):

\({\sigma}_{1}=\frac{p{R}_{1}}{2\delta}\)

\({\sigma}_{2}=\frac{p{R}_{1}}{\delta}{m}\)

式中 \(m=\frac{2\lambda+\sin \varphi}{2(\lambda+\sin \varphi)};\lambda=a/R\)

在给定压力p和许用应力情况下,所要求的最小厚度

\(\delta=m\frac{pR}{[{\sigma}]}\)

图2.49环形壳受载示意图

固体火箭发动机筒形和锥形壳的稳定性计算

简壳的临界失稳压力(l<2.5\(\sqrt{R\delta}\)情况除外)

\({p}_{cr}=0.92\frac{E{\delta}^{5/2}}{l{R}^{3/2}}\)

对于锥壳(见图2.47)

当10°≤α≤70°时,

\({p}_{cr}=\left(3-2.3{R}_{0}/{R}_{1}\right)\frac{E{\delta}^{5/2}}{l{R}^{3/2}}{\cos}^{3/2}{\alpha}\)

当α≤10°时,

\({p}_{cr}=0.92\frac{E{\delta}^{5/2}}{l{R}^{cp}}\)

式中\({R}_{cp}=\frac{{R}_{0}+{R}_{1}}{2{\cos}{\alpha}}

稳定性条件是\({p}_{ex} \le {p}_{cr}\),其中pex是盈余外压计算值。在外压和轴压同时作用时的稳定性条件是

\(\frac{{p}_{cr}}{{p}_{ex}}+\frac{{T}_{cr}}{T} \ge 1\)

式中\({p}_{ex},T\)为外压和轴压计算值;\({p}_{cr}\)为在T=0时的临界压力;\({T}_{cr}\)为在\({p}_{ex}\)=0时的临界轴压:

\({T}_{cr}=0.605\times 2 \pi E {\delta}^{2}\)当\({\sigma}_{cr}=0.605\frac{E \delta}{R}\le {\sigma}_{0.2}\);

\({T}_{cr}=2\pi {\sigma}_{0.2} \delta\)当\({\sigma}_{cr}\gt {\sigma}_{0.2}\);

式中 \({\sigma}_{cr}\)为临界压应力;\({\sigma}_{0.2}\)为屈服极限。

在外压和弯矩M同时作用时,引入当量轴压:

\({T}_{eq}=\frac{2M}{R}\)

并利用稳定性条件,式中\(T={T}_{eq}\)

固体火箭发动机壳体封头强度和稳定性计算

球形封头拱的应力见(图2.50):

\(\sigma=k{\sigma}_{M}\)

\(k=\frac{{A}_{0}}{{A}_{n}}\)

式中 \({A}_{0}=l{\delta}\)为封头中心孔间壳的截面积;l为弧长;δ为封头厚度;Fn为拱及加强部件的总面积。

图2.50球形封头示意图

薄膜应力

\({\sigma}_{M}=\frac{pR}{2\delta}\)

式中p为计算内压;R为球半径。

对于椭球封头

\({\sigma}_{1}=\frac{p{R}_{2}}{2\delta}\)

\({\sigma}_{2}={\sigma}_{1}\left( 2-\frac{{R}_{2}}{{R}_{1}} \right)\)

式中

\({R}_{2}=2{a}\sqrt{1-0.75{(r/a)}^{2}}\)

\({R}_{1}={R}_{2}\sqrt{1-0.75{(r/a)}^{2}}\)

球形封头的临界外压和失稳应力

\({p}_{cr}=k\frac{E{\delta}^{2}}{{R}^{2}}\)

\({\sigma}_{cr}=k\frac{E{\delta}}{R}\)

式中E为弹性模量;δ为厚度;R为球半径。

\(k=\frac{1}{2.36}{\frac{100\delta}{R}}^{3/8}\)   当\(250\le \frac{R}{\delta} \le 800\)

k=0.3      当\(\frac{R}{\delta} \le 250\)

对于不同边缘支撑的情况,外压作用下球形部分的稳定性:沿边缘的自由支撑

\({p}_{cr}=0.53E\frac{{\delta}^{2}}{{R}^{2}}\) ; \({\sigma}_{cr}=0.264E\frac{\delta}{R}\)

沿周边夹支

\({p}_{cr}=0.73E\frac{{\delta}^{2}}{{R}^{2}}\) ; \({\sigma}_{cr}=0.365E\frac{\delta}{R}\)

周边无变形的刚性固支

\({p}_{cr}=1.2E\frac{{\delta}^{2}}{{R}^{2}}\) ; \({\sigma}_{cr}=0.6E\frac{\delta}{R}\)

大长径比固体火箭发动机壳体弯曲计算

承受弯曲的大长径比固体火箭发动机壳体(l>5D)可作为梁计算。如果壳体沿长度有变化的刚度,轴线曲折,固定条件复杂,且承受大的外载,必须利用数值计算方法在电子计算机上计算。由弯矩M作用的应力

\(\sigma=\frac{M}{I}{y}\)

式中I为横截面惯性矩(对于环形截面I=0.4D³δ);y为从中性轴(壳体轴)到截面最远点的距离(对环形截面y=R)。

如果弯矩作用在工作发动机上,那么,所得应力应与轴向应力σ1叠加。

键连接计算

键的选择要考虑沟槽作用在键上的剪切和挤压作用。作用在键上的载荷可以用壳体中等拉力来计算,见图2.51。

图2.51 键连接受载示意图

\(T={T}_{2}=\frac{p{R}_{2}}{2}\)

剪切应力

\(\tau= T/b;[\tau]=0.6[{\sigma}]\)

挤压应力

\({\sigma}_{CM}= T/{h}_{min};{[\sigma]}_{CM}=1.3[{\sigma}]\)

式中hmin为键与环形槽接触面的最小高度;[σ]CM为许用挤压应力;b为键的宽度;[τ]为键的许用剪切应力。

法兰连接计算

在弯矩作用于壳体时,最大承载螺栓上的最大载荷

\({F}_{max}=\frac{4M}{nD}\)

式中M为打开连接力矩,n为螺栓数,D为螺栓圆周直径。

如果力矩作用在工作发动机上,那么获得的载荷与由于内压引起的螺栓拉力叠加,即

\({F}=\frac{4M}{nD}+\frac{\pi p {D}_{n}^{2} }{4n}\)

式中 Dn为密封圈直径。

按螺纹内径计算的螺栓截面积

\({A}_{1}=\frac{kF}{[\sigma]}\)

式中 k=1.25为相对于连接件强度,是反映提高连接件强度要求的系数。

按照所求得的A₁计算额定直径和螺距。

被采用螺栓直径的校验计算按下式计算:

\(\sigma=k\frac{4F}{\pi {d}_{1}^{2}} \le [{\sigma}]\)

式中 d₁为螺纹内径。

螺母或壳体螺纹丝扣的剪切应力

\(\tau = k \frac{F}{\pi {d}_{0} H \beta {k}_{m}} \le [{\tau}]\)

式中H=0.8~0.9为螺栓旋入壳体的深度系数;β=0.8为公制螺纹完整性系数;km为考虑载荷沿丝扣分布不均匀系数(km=0.56情况对应于螺栓螺母均为钢制;km=0.75情况对应于螺栓为钢制,螺母为铝合金)。

拉紧力矩最大值

\({M}_{max}=0.15d{Q}_{max}\)

式中d为螺栓直径;Qmax为最大拉紧力,由螺栓强度条件和作用在它上面的外载来确定。

作用在螺栓上的载荷

\(F={Q}_{max} +0.15{F}_{BH}\),如果\({Q}_{max} >0.75{F}_{BH}\);

\(F={F}_{BH}\)    如果\({Q}_{max} <0.75{F}_{BH}\);。

螺栓的强度条件

\(\sigma=\frac{F}{{A}_{1}} \le [{\sigma}]\)

拉紧力最小力矩

\({M}_{min}=0.15d{Q}_{max}\)

式中d为螺栓的螺纹直径;\({Q}_{max} \ge {\sigma}_{B}{S}\)为垫片变形所需的力;\({\sigma}_{B}\)为垫片最大的屈服极限。

垫片的承载面积

\(S=\pi {D}_{cp} b\)

式中\({D}_{cp}\)为垫片的平均直径;b为垫片的宽度。

力矩Mo、轴向力T和内压力p作用在法兰接头上,作用在法兰的当量轴向力(图2.52)

\(F=\frac{\pi {D}_{2}}{4} {p}+\frac{{M}_{0}}{{D}_{6}}+T\)

图2.52法兰连接承载示意图

结构材料

在固体火箭发动机壳体材料选择时,应考虑火箭的用途、发动机尺寸、作用载荷和使用条件。从选择材料的主要指标来看,为保证最小质量,对于支承结构,最适合的是具有最大比强度\({\sigma}/{\rho}\)的材料(如果确定的受载形式是受拉结构)或具有最大比刚度E/p的材料(如果在确定承载形式中要求保证结构的稳定性)。直到20世纪70年代中期,作为不同用途的固体火箭发动机壳体结构材料,主要采用了高强度合金钢、钛合金和铝合金(见表2.11)。

表2.1 金属材料的主要特性值

2.5 固体火箭发动机壳体顶盖

固体火箭发动机壳体顶盖是承力的多功能部件。它被用于发动机起动和应急关机系统的安装、传感器和遥测仪器以及电缆和其他部件的固定。

带辅助发动机系统的典型顶盖通用装配总成形式示于图2.53(a),(b)。顶盖的承力系统包括薄壳(通常为球形)和带兰法或卡簧型(销的)连接件的框。其对接密封靠位于槽内的两个密封圈来实现。

图2.53固体火箭发动机壳顶盖总成的一般形式

(a)主视图;(b)俯视图

1一连接法兰;2—密封槽;3—薄壳;4一热防护层;5一点火器;

6—蓄压器;7一气体导管;8一起动电爆管;9—安全阀;

10—加长传爆药柱;11一固体火箭发动机应急关机系统电爆管

靠燃烧室一端顶盖的表面用热防护层来加以保护。根据附加功能,顶盖结构可能由于其上的基座、托板、凸耳、管路接头等变得很复杂。

顶盖的结构和质量在很大程度上取决于对固体火箭发动机外形尺寸的限制。在某些情况下需预先选择内凹型薄壳,保证顶盖腔内发动机辅助系统的安装。

外凸形和内凹形顶盖的形式列于图2.54和图2.55。

图2.54内凹顶盖结构

图2.55外凸顶盖结构

在一个整体式不可拆分部件中兼容嵌入式法兰和顶盖功能的结构示于图2.56。与传统的全缠绕壳极孔型方案比较,去掉最大孔径的可拆分部件使得原有部件质量几乎降低一半。

图2.56在一种不可拆卸结构中兼容连接法兰和顶盖功能的结构

由于部件结构复杂,使用增强复合材料困难,顶盖用高强度钛合金和铝合金制造。因此,在通常的燃烧室质量中,顶盖的质量份额有某种增加的趋势。

在不受布局限制的情况下,顶盖主要几何参数之一——薄壳半弓形角的选择,必须考虑对置于外凸形顶盖腔或内凹形顶盖腔的热防护层和推进剂部件效率的影响。

2.6固体火箭发动机结构中的可拆卸连接件

可拆卸连接件可分为法兰、螺纹、卡环、杆状、楔形和销连接件。

法兰连接按装配方法可细分为螺栓、双头螺杆和箍圈连接(图2.57)。

图2.57法兰连接

(a)螺栓;(b)双头螺杆;(c)箍圈

螺纹连接按结构形式分为套筒式(图2.58(a)),搭接螺母式(图2.58(b)),压紧螺母式(图2.58(c))和止推螺母式连接(图2.58(d))。在螺纹连接中应特别注意带自行密封的连接(见图2.58(c)、(d)),这类连接在内压作用下会产生附加的密封压紧力,能以很高的可靠度保证连接密封。

图2.58螺纹连接

卡环连接可以直接在壳体端框和封头上完成,或者运用附加的卡环(图2.59)。

图2.59卡环连接

杆连接可分为板条(图2.60(a))、榫(图2.60(b))、杆(剑)(图2.60(c))和开口环(图2.60(d))连接。板条和杆连接可以做成两种方式:“正置”和“倒置”。这种连接的区别在于固定件的形式不同,这些连接件通过外框上的孔进入对接框的环形槽。所有三种方法的横截面都相同(见图2.60(a)、(b))。

图2.60杆连接

取决于壳体的框还是封头的法兰处于外圈包裹部位,楔连接可做成两种形式:“正置”(图2.61(a))和“倒置”(图2.61(b))。

图2.61 楔连接

销连接可以分为圆柱形销连接(图2.62(a))、锥形销连接(图2.62(b)、(c))和径向螺栓连接(图2.62(d))。

图2.62销连接

有时候,使用具有组合特征的某种形式的连接。例如,图2.63中列出了带有径向螺栓的杆连接。

图2.63组合连接方案

根据装配条件,连接可以分为两类:带有预紧力和不带预紧力的连接。法兰和楔连接属于第一类,杆、卡环和销(带圆柱形销)连接属于第二类。

在大型发动机研制的第一阶段,由于法兰连接在普通机器制造中的广泛利用而被采用。这种连接结构非常简单,能保证在大的压力下连接部位可靠工作。然而它也有一系列固有缺点。法兰(螺栓、小螺杆)连接与其他连接比较,质量大是其特点。在装配中,还要精确调其力矩。为保证力学性能并减小各种类型的应力集中,对连接件制造质量提出了特殊要求。所有这些,使其制造过程复杂化,延长了装配时间,要求有专门的检验人员,进而恶化了结构的工艺性和连接的使用特性。

此外,螺栓连接由于需要在发动机外轮缘上突出法兰而增大了外形尺寸。与螺栓连接相比,小螺杆连接有较小的质量和外形尺寸,但其不足点是必须在高强度法兰材料上开一个深的螺纹孔。在这种材料上攻丝是个很难的过程,因为它要求专门测量丝锥的偏差和倾斜。

在箍圈连接中(图2.57(c)),对接法兰没有孔,靠两个半环形箍圈来连接,借螺栓的帮助来夹紧法兰。这种连接可快捷实施,但由于与其他法兰相比,它的质量和外形尺寸比较大,不能用于大型固体火箭发动机上。箍圈连接仅能使用在少数情况下,例如在用抛掉带喷管的封头来终止发动机推力中,用爆炸螺栓来代替普通螺栓使半环夹紧的情况。

螺纹连接广泛用于外形尺寸不大的固体火箭发动机中,它们制造简单,能快速装配和分解。最常使用的是套简式螺纹连接(见图2.58(a)),但它的缺点是在装配中可能损坏封条,丧失气密性。

在大型固体火箭发动机中使用螺纹连接不尽合理,因为在高强度、低刚度端框中攻丝复杂,特别是在内压加载之后,实施连接件的装配和分解比较困难。

箍圈连接质量和外形尺寸不大,且能快速实施。

在销连接中(图2.62),被连接部件的框一个伸入到另一个之中同轴装配。在内框上沿周向开有径向深孔,而在外框上有穿堂孔。销通过外框上的孔进入销钉孔。在每一种情况下,孔的直径和数目由计算来确定。这种连接的不足之处是连接部件的孔必须严格保持同轴性,这就限制了它在大直径火箭发动机互换性部件中的应用。

根据连接件的形式,有柱形销、锥形销(见图2.62,(a)、(b))和径向螺栓(见图2.62(d))连接之分。在第一种情况下,销和深孔都做成圆柱形。销被钢带限制住而不脱落。这种连接的特点是其装配简单。

在带螺纹的锥销连接中(为了减小间隙可自行调整),孔做成锥形,销有锥形尾部。

带径向螺栓的连接是柱形销连接的变种。贯穿的光孔简化了制造工艺,套筒型密封的运用简化了结构元件的互换性;然而,由于装配连接质量大而变得很困难。

对于大型固体火箭发动机部件的连接,同样可以运用杆连接。这种连接部件的大多数都有同轴件装配在另一结构连接件带有环形槽的框中,通过外框上的孔进入到这个槽中的加强件有柔性杆(长剑)、板条或销钉。

杆连接满足部件的共轴性和互换性要求,但同时为了消除间隙要求有很严格的公差,并在保证对接密封性方面要进行专门的测量。

在销连接中,矩形或正方形截面的销伸入到对接件所形成的环形槽中,允许销的长度沿环形槽自由移动。为了装配和分解,在外框上只要有两个孔就足够了。在装配销之前,必须保证沿周向把框压紧。

杆连接有一系列特点,其中之一是利用有开口的环件作为固定件。在这种情况下,仅在内框上开口环件向内能伸到的地方有环向间隙,开口环件作为封头端框的支撑件(见图2.60(d))。

楔连接与长剑、板条和销连接的区别在于把一定数量的楔形套件作为连接固定件,通过内框上的孔,安装在框之间的环形槽内。每一套楔都由插入楔和止推楔组成。先安装宽端朝前的插入楔,用挡板锁定它的位置,然后用校准力把止推楔置入。在安装所有成套楔时,要保证连接件被压紧力。楔连接允许选择间隙,产生附加的预紧力。由于连接加载而降低作用在密封圈上的载荷仅会在框和楔变形时发生。这种连接与杆连接的原则区别也就在此。



第3章 固体火箭发动机喷管装置和控制机构

喷管是固体火箭发动机的基本部件之一,在许多情况下,它决定了发动机的外形和能量质量完善程度。喷管的用途是通过把推进剂燃烧所放出的热能转变为动能来产生推力;此外,还用于控制推力矢量。喷管装置包括喷管、推力矢量控制机构和连接部件。

喷管装置的结构决定于固体火箭发动机的主要参数(推力、推力比冲、燃烧室和喷管出口压力)以及所选用的推进剂。对喷管装置的结构所提的要求是保证给定的推力比冲、喷管装置质量、出口压力和喷管长度。喷管装置设计之中要考虑火箭的用途、轨道形式、使用和飞行载荷、利用喷管装置控制火箭飞行的必要性。

固体火箭发动机使用的喷管装置由一个或几个喷管组成(单喷管或多喷管装置)。发动机使用单喷管还是多喷管装置,取决于发动机的用途、火箭(导弹)结构方案、推力矢量控制方法。带有一个中心喷管的喷管装置(常被称为简单喷管)最简单,且比多喷管更可靠。为了产生等量的控制力矩,要求喷管偏斜一个小角度。这种类型的喷管能保证火箭(导弹)稳定并控制其俯仰和偏航。为了滚动的稳定和控制,还必须安装附加的执行机构。

第一代火箭(导弹)的固体火箭发动机多喷管装置,有四个喷管。小的喷管长度和全通道推力矢量控制的可能性是这种方案的优点。然而,燃烧产物非同轴进入喷管引起发动机后封头热防护层质量的增加、比冲损失和喷管燃气流热防护质量的非对称流失。为了不把喷管端部(喷管出口区域)烧坏,也为了必须把喷管安置在火箭(导弹)的尾舱或级间段内,不得不限制喷管的膨胀比。

在固体火箭发动机中广泛使用轴对称圆形喷管(图3.1(a))。

环形喷管(图3.1(b))虽然有可能保证在超声速段长度较小的情况下有大的膨胀比但没有获得实际应用。其主要原因是保证临界截面区域内的稳定性很困难,特别是在燃烧产物中存在凝聚粒子的情况下。

图3.1喷管原理图

能够在固体火箭发动机中使用的喷管有:固定安装在发动机壳体上的喷管,喷管轴线相对于其原有位置有可能产生角位移的可动喷管。在多数情况下,喷管安装中其纵轴与发动机纵轴相重合。在除了轴向推力,还需要产生附加的升力情况下(例如,助推用固体火箭发动机),为了预防主发动机壳体或火箭(导弹)壳体、与固体火箭发动机相连的飞行器免受喷管燃气流的作用,使助推固体火箭发动机推力作用线方向指向飞行器质心,而把喷管安装与固体火箭发动机纵轴成一定角度(图3.2)。

图3.2带加速器的有翼火箭示意图

3.1喷管的典型结构及所用材料

固定式且部分潜入燃烧室的固体火箭发动机喷管典型结构示于图3.3,它的然烧室有比较高的压力(pc= 4~10 MPa) 和较长的工作时间(t=30~100s)。喷管由带热防护层2的受力壳体1和燃气通道组成。燃气通道包括:亚临界部分(衬环3和入口衬层4);临界部分(带砌面6和喉衬5);超声速部分(出口锥7)。

喷管外形尺寸的确定,要考虑到发动机壳体直径、喷管膨胀比、推力矢量控制系统和舵机部件的配置、转角或摆动角的限度。

在喷管结构部件上存在很强的热、力、化学作用,它们沿燃气通道分布的不平衡决定了固体火箭发动机喷管结构是个复杂体,需要由很多热防护、耐烧蚀的受力元件构成。同时,沿燃气通道配置的不同部件间的分界连接面的存在导致了分界面附近材料的侵蚀和化学烧烛速度大大超过了喷管内表面整块段部分。并且,喷管燃气通道连接部件材料的烧蚀可能彼此不同。由此,喷管燃气通道表面会逐渐变得不均匀,显著地恶化了固体推进剂燃烧产物沿喷管通道流动的气动状态,归根到底,增加了固体火箭发动机推力比冲损失。

固体火箭发动机结构发展和完善的趋势是提高燃烧室的压力和温度,采用新的推进剂配方。由于燃烧产物两相流参数和它们的化学组分的变化,这就要求采用能在这种条件下工作的新材料。苯酚基玻璃纤维、碳纤维、复合材料、碳-碳复合材料等在喷管结构中的应用是重大的进步。

喷管亚临界段的衬环和入口衬层是用碳纤维和碳-碳复合材料(YYKM)制成的(见图3.3的局部详图I)。

难熔金属(钨、钼)和它们的合金、热解石墨、碳-碳复合材料用作固体火箭发动机喷管喉衬材料。高密度石墨用作钨合金砌面的底层材料,它同样用于制造入口衬层。喉部增强喷管获得了最广泛的应用(见图3.3)。

图3.3大型固体火箭发动机喷管示意图(图中标注在文中)

喷管喉衬材料应保证在发动机工作过程中有稳定的烧蚀流失速度。热解石墨和碳纤维复合材料的烧蚀速度为0.1~0.5 mm/s。

喷管超声速段(出口锥7)通常用碳纤维制成粘贴在金属(钢、钛合金或铝合金)壳上,也可以用玻璃纤维、碳和有机纤维制造。也使用无金属壳的出口锥(扩张段)。

近年来,碳-碳类材料在喷管扩张段结构中获得广泛应用。碳-碳复合材料属于碳纤维一碳基体材料系统,具有一系列独特的性能:非常高的热稳定性(在惰性介质中,能保持高的物理-力学性能直到2500K,它不同于碳纤维,能在超高温度下工作),具有很好的耐热性能(像难熔金属),有很低的热膨胀系数和热导率值16]。碳-碳复合材料在高温下保持热稳定性使得喷管结构大大简化。在图3.4中示出了最大限度利用碳-碳复合材料的整体部件喷管结构。

图3.4碳-碳复合材料喷管结构

1—潜入部分;2-出口锥;3—可拆卸环;4—热防护衬板;5、6一键

在设计最小质量下有最小的推力比冲损失的最佳喷管时,必须特别留意预测结构的热状态问题:气体动力学计算,边界层,燃气和凝聚相与喷管壁的相互作用。

3.2扩张比变化的喷管

众所周知,当推进剂燃烧产物膨胀到周围介质压力时,火箭发动机推力(推力比冲)达到最大值。考虑到喷管结构的具体质量,通常,喷管的扩张比(\({\varepsilon}_{d}={R}_{e}/{R}_{t}\))很少有可能变化。同时,固体火箭发动机推力每单位比冲的重要性决定必须寻求技术途径来增加喷管的扩张比,采用新的材料和结构。在第一代固体火箭发动机中,为了不增加火箭发动机的长度与直径,采用了等于4~5的扩张比值不变几何扩张比喷管。当喷管扩张比从5变化到20时,比冲件能够增加240~270 N·s/kg,而在扩张比从10增加到15时,比冲补充增加110~120 N·s/kg(图3.5)。

图3.5在标准条件下不同推进剂的IP=f(F)关系

1-14=2450 N·s/kg;2—IH=2550 N·s/kg;

3—1H=2600 N·s/kg;4—IH=2700 N·s/kg

对于固体火箭发动机来说,由于外形尺寸的限制,大扩张比喷管的设计,实质上很复杂。大扩张比喷管在固体火箭发动机封头空间处的布局方案示于图3.6。这样的喷管布局使连接舱和整个火箭(导弹)加长了Δ。火箭(导弹)的长度既可用喷管潜入固体火箭发动机壳体的方案来缩短,也可用伸缩喷管来缩短。在固体火箭发动机研制中经常采用潜入式和可延伸喷管的组合方案。

图3.6喷管在固体火箭发动机封头空间处的布局方案

1一喷管;2一潜入式喷管;3一可延伸喷管

带有可变扩张比的喷管结构方案可划分为三种基本类型:

带刚性可伸出的出口锥,带易变形(柔性)的出口锥,带花瓣形的出口锥。

带刚性可伸出套筒的喷管(图3.7)也称可延伸喷管。当处在叠放初始状态,可延伸套筒安放在发动机后封头附近。当处在延伸展开(工作)状态时,它与喷管的固定部分形成一体的气动通道。

图3.7 带有刚性可延伸出口锥的变扩张比喷管结构示意图

喷管易变形的出口锥(图3.8)由编织材料制成,并连接在固定部分上。

图3.8 带有柔性出口锥的变扩张比喷管结构示意图

这个出口锥同样可用易变形的金属(例如,铌)制作。花瓣形的出口锥(图3.9)是成型预制板的组合体。

图3.9 带有花瓣形出口锥具有可变扩张比的喷管结构示意图

在现代固体火箭发动机结构中,使用了带刚性可延伸出口锥的喷管。在级间分离后,出口锥延伸到工作位置。出口锥延伸到工作位置可以区分为两种方法:在发动机起动前(冷展开);在发动机起动后(热展开)。

图3.10示出了两种方法按火箭飞行时间展开出口锥的典型指令流程图。

图3.10典型出口锥展开指令流程图

为了实施冷展开,在级间分离和发动机起动之间,必须有个时间间隔。在一般情况下,这个时间间隔,实际上是火箭飞行的无控段,它由多种因素综合确定,如级间分离的相对速度、火箭连接舱段的增压压力的大小、发动机起动时反射气流的扰动,以及速度头值,对于不同类型的火箭,其值在0.05~1.0s范围内。对动稳定性小的火箭,取其最小值。

冷展开方法的优点是出口锥运动参数和导引结构能在单项试验过程中实验完善。

为实现热展开,最重要的是提供展开出口锥指令时间的选择。

从能量角度,喷管在发动机工作的最初阶段彻底展开是最有利的。但是,考虑级间分离的特点,在分离过程中,有随时间变化的扰动作用在新起动级上,出口锥的展开在扰动减弱之后进行更为合理。这样进行的展开出口锥指令的延迟会导致导弹射程的某些损失。

喷管出口锥展开按控制系统的指令进行。指令发送给处在初始位置的可延伸出口锥固定装置的爆炸元件上(如爆炸螺栓)。解锁之后,出口锥在导引力的作用下起动和展开,同样还有实际条件下的作用力。为了保证机构的工作能力,必须:

——出口锥在实际条件下可靠起动和位移;

——在要求的时间延伸展开出口锥;

——在展开和固定出口锥时,保证在部件上的扰动作用最小。出口锥展开过程的主要参数是:出口锥从初始位置到工作位置的展开时间,出口锥到达终点位置的动能和锁定能(连接能)。

出口锥在力的作用下发生的运动示于图3.11和图3.12。

图3.11发动机起动前出口锥展开示意图

图3.12发动机工作过程中出口锥展开时作用在其上的力示意图

出口锥的运动方程

\({{m}_{ex}}\ddot{x}=F\left( x \right)\)

式中\(F(x)=-{F}_{fr}(x)+{F}_{ind}(x)+{F}_{ar}(x)\),适用于冷展开;

\(F(x)={F}_{iner}(x)+{F}_{ind}(x)+{F}_{ar}(x)-{F}_{fr}(x)\),适用于热展开。

出口锥的运动时间和速度:

\({{t}_{i}}={{t}_{0}}+\int\limits_{{{x}_{0}}}^{{{x}_{i}}}{\frac{dx}{\sqrt{\frac{2}{{{m}_{H}}}\int\limits_{{{x}_{0}}}^{{{x}_{i}}}{F\left( x \right)dx+\dot{x}_{0}^{2}}}}}\)

\(\dot{x}_{i}=\sqrt{\frac{2}{{{m}_{H}}}\int\limits_{{{x}_{0}}}^{{{x}_{i}}}{F\left( x \right)dx+\dot{x}_{0}^{2}}}\)

式中采用符号含义:

\({m}_{ex}\)——被展开出口锥的质量;

\(\ddot{x},\dot{x},x\)—出口锥的加速度、速度和行程;

t——出口锥运动时间;

F(x)——作用在被展开出口锥上的作用力;

\({F}_{ind}(x)\)——展开导引力;

\({F}_{ar}(x)\)一气动力;

\({F}_{fri}(x)\)——机械摩擦力;

\({F}_{iner}(x)\)——出口锥惯性力。

上面列出的公式可以被用来确定展开过程的基本参数。

3.3延伸喷管结构

延伸喷管(图3.13)由固定部分1和可延伸出口锥2组成,可延伸出口锥初始位置安装在固定部分上,借助于锁定件固定连接。

图3.13延伸喷管结构(图注文字在正文中给出)

在爆炸螺栓3起爆后,可延伸的出口锥解锁。可延伸出口锥的起动和其后的运动是在延伸导引力的作用下进行。为了保证出口锥相对于固定部分的同轴运动,预设了校正部件4。出口锥在工作位置的锁定由连接在喷管固定部分上的卡具来实现。

3.4出口锥的驱动

可延伸喷管从折叠位置过渡到工作位置用作动器来实现,作动器按其利用能量的形式分类可归并为下列几组:

——利用火箭连接舱段的增压气体(空气)的能量;——利用与火箭分离级的连接;

——带专用能源(自主驱动)。

最广泛使用的是自主驱动。

图3.14示出了带液压作动器展开出口锥的喷管结构,它由带套筒式活塞的4个液压油缸组成。油缸运动的同步性采用它们之间的液体连通来保证。液压传动参数按液压系统计算中采用的常用关系式来计算。

图3.14带液压作动器的喷管示意图

1-固定部分;2—出口锥;3—舱段;4—导引液压油缸

可延伸喷管不仅能带一个,而且也能带两个出口锥(图3.15)。这里,出口锥展开和它们在工作位置的固定都借助于自主驱动装置,由与两个出口锥相连接的套筒式液压活塞杆来完成。每一个带固定装置的套筒式杆都是连杆机构。四个杆保证出口锥同轴伸展,减振系统允许出口锥获得所要求的对接速度。火药蓄压器是出口锥移动能源。

图3.15美国MX导弹第Ⅱ级发动机喷管结构示意图

1一喷管的固定部分;2一套筒式传动装置;3—内出口锥;4—外出口锥

3.5 固体火箭发动机控制机构

控制机构用于保证飞行器(火箭)给定的飞行程序。控制机构同时也是火箭控制系统的执行元件,决定着它的设计和参数计算特点。

在现代固体火箭发动机中,气动控制机构获得了最广泛的应用。其中,为产生控制力,利用了发动机装置推进剂燃烧产物能量。后面详细研究这类控制机构。

控制机构可区分为局部作用控制机构和活动控制喷管。局部作用控制机构(燃气舵、襟翼、液体或气体喷射装置)安装在固定喷管上。具有喷管通道的活动部分,与不动部分(或发动机躯体)铰链连接是活动控制喷管的显著特点。喷管活动部分和不活动部分的连接靠悬挂装置来实现。

图3.16活动控制喷管示意图

根据活动部分和固定部分的拆分位置,可分为分段式(图3.16(a))、摆动式(图3.16(b))、转向式(图3.16(c))和旋转式喷管(图3.16(d))。

分段式喷管的接头(见图3.16(a))在出口锥的超声速段,摆动式和旋转式喷管的接头(见图3.16(b)、(c))在亚声速段。

在选择和设计控制机构时应保证:

——俯仰、偏航和滚动通道所必需的控制力(力矩);

——在控制机构工作时的最小比冲损失;

——控制机构应有最小的质量和最小的外形尺寸;

——舵传动机构应有满足要求的最小功率、质量和外形尺寸,有可允许的幅值、相频特性;

——稳定的气动和力矩特性,及其与舵机连杆行程的线性关系;

——在给定的状态和贮存、使用、运输条件下的工作可靠性及寿命;

——结构简单,使用方便;

——研制和生产周期最短,成本低;

——生产工艺性好。

控制机构的选择要以实验和理论研究作为前提条件,其成果应全面说明控制机构能满足上面所提出的要求。

3.5.1 局部作用的控制机构

在燃气舵上产生控制力的示意图示于图3.17。在绕流偏转舵型面的情况下,由于舵面不同位置压差的结果,产生侧向力(控制力)。喷管或固定舵面的外舱都能感受到这种力。

侧向力

\({R}_{y}={c}_{y}{\rho}\frac{{V}^{2}}{2}{S}\)

式中cy为升力系数;ρ为燃气密度;V为燃气速度;S为舵侧表面积。

图3.17燃气舵产生控制力示意图

为了按俯仰、偏航和滚动通道控制推力矢量,利用4个燃气舵。燃气舵简图示于图3.18。

图3.18燃气舵简图

1—舵翼;2一基座;3一轴;4—轴承套;5—支架;6—密封装置;7~9—轴承

燃气舵借助于支架5固定在发动机壳体上。舵翼通过基座2和轴3与舵传动机构连接,舵轴3支撑在承受径向和轴向载荷的滚珠轴承上。舵翼由耐侵蚀材料制成,如果燃烧产物中含有大份额凝聚相粒子,应保证舵表面和边缘有最小的烧蚀。最小烧蚀对保持舵面工作和影响舵旋转阻力矩的压心位置有重要意义。对于长时间工作的发动机,舵用钨合金制成;对于工作时间不长的发动机(5~10 s),舵可以用碳-碳复合材料制成。

燃气舵的不足之处是有大的推力损失,其大小按下式确定:

\(\Delta {R}_{x} = {c}_{x}{\rho}\frac{{V}^{2}}{2}\)

式中cx为迎面阻力系数。

对于已使用的燃气舵结构,系数cy和cx分别为0.5和0.7。

当控制力Rx大于推力的3%时,舵的尺寸限制了它在喷管中安装的可能性。在这种情况下,舵可做成带几个舵翼的形式(梳状舵)。

从产生侧向力和保证推力最小损失的观点看,燃气舵偏转角在α≤±20°被认为是最合理的。

通常,燃气舵的使用范围仅限于工作时间短(10 s)和控制力小(不足推力的3%)的发动机。

侧向控制力(图3.19)能借助反射体(碳刷、阻流器)对气流的机械作用来产生,这些反射体置于喷管出口截面(如碳刷)或喷管内边缘(如阻流器)。当从气流横向引入碳刷或阻流器时,在挡板前的出口锥段,产生“λ”形压缩突变,形成增压区。

图3.19用碳刷产生控制力示意图

在固体火箭发动机中,碳刷和阻流器没有获得利用是由于在含有高达35%的凝聚固体粒子超声速流(Ma>2)中要保证碳刷(阻流器)结构稳定性很困难。

在向喷管超声速段吹入气流过程中(图3.20),由吹入射流的冲力和开孔区域喷管壁面上压力重新分布来产生侧向控制力。作为喷入的工质,可以利用主发动机推进剂燃烧产物、专用的液体气体发生器或者火药蓄压器,以及来自蓄压器的惰性气体。最适合作为吹入工质的是主发动机燃烧产物,它的供应可以用专门的配气装置来调节(阀门)。

图3.20向喷管超声速段吹入气体产生控制力示意图

控制力与吹入孔在喷管型面的位置、喷人射流的倾角和气体的能量特性有关。当孔位于距喷管出口截面距离为0.3~0.4喷管长度处且迎面气流与喷管轴线成110°~130°角时,能够获得控制力的最大值。

吹入效率与RT成比例(R为气体常数,T为气体温度)。

带气路向4个位于喷管上的阀门输送燃气的控制机构方案示于图3.21,不带气路输送的方案示于图3.22。阀门和吹入孔(4个)位于喷管潜人段。没有气路输送,简化了阀门工作,因为在阀门开启时,燃气流动几乎在无限制的情况下实现。

通过吹人气体实现推力矢量控制比较难,这是由于要设立阀门,使它按控制系统的指令改变吹人气体的流量。

图3.21带输气管和吹入阀的控制机构示意图

图3.22带吹入阀但无输气管的控制机构结构示意图

为了简化阀门的工作条件,可利用位于燃烧室内的低温推进剂药柱提供吹入燃气的方案(图3.23)。

向喷管超声速段喷入液体的系统以同样的原理产生控制力(见图3.20)。此时需要考虑与液体蒸发有关的热和化学影响。液体的蒸发,一方面增加了气体质量和侧向力;另一方面,显示出与主燃气流热交换的冷却作用,加速了扰动区压力下降,降低了侧向力。为了减少冷却作用,采用了易于蒸发的液体(氟里昂)。这个系统的效率是燃气吹人效率的1/2~1/3。为提高喷入系统的效率,可以采用化学活性的液体,例如过氧化氢H₂O₂、四氧化二氮N₂O₄。

带有液体喷射系统的喷管结构方案示于图3.24。液体(例如氟里昂)位于环形金属瓶内,它由压缩气体挤到喷射阀中。这类系统的优点是:没有在高温下工作的控制机构,惯性小,可靠性高。然而,在固体推进剂火箭上会出现液体贮存问题。喷射液体系统在控制力要求不大的火箭(导弹)上面级发动机中使用。

图3.23带自备药柱气体吹入喷管结构示意图

1-主药柱;2一低温推进剂药柱

图3.24带有喷射液体系统的喷管结构示意图

3.5.2喷管的运动控制

众所周知,喷管的运动控制分为分段式、摆动式、转向式和旋转式。作用在喷管可动部分并能被悬挂装置感受到的力为

\(Q=\dot{m} V+S({p}_{in}-{p}_{e})-F\)

式中\(\dot {m}\)为秒耗量;V为入口处进入喷管可动部分的速度;S为入口处截面积;pin,pe分别为入口和出口压力;F为喷管推力。

在喷管可动部分偏斜时,产生与偏斜成比例的控制力(用发动机推力的百分数来表示)。对于现代洲际导弹主固体火箭发动机,控制力占推力的3%~10%,喷管偏转角为2°~8°。

喷管偏转角是结构设计中的重要参数。此外,可动控制喷管应保证:

——在传动机构上产生最小负载(最小的铰链力矩);

——从支架到传动机构所必须的刚度;

——运动部分最小的惯性力矩;

——拆卸件的可靠密封。

可动喷管最重要的部件是悬挂装置。

悬挂装置可以分为:

——机械式,其内载荷通过刚性元件传递;

——液压式,其内载荷通过密封空间的液体来传递;

——弹性式,其内载荷通过弹性结构元件来传递。

在带有2个枢轴悬挂装置的分段式喷管中(图3.25),可动部分5借助于轴4和支架2安装在固定部分1上。这种结构运用在4喷管方案发动机上。对于单喷管方案发动机,必须采用更复杂的悬挂装置,例如万向节式悬挂装置。

图3.25分段式可控喷管结构示意图

1-固定部分;2一支架;3—密封膜片;4—轴;5—可动部分;I-Ⅲ,Ⅱ-IY—火箭(导弹)稳定面

万向节悬挂装置的工作原理在图3.26中作了说明。

图3.26带万向节悬挂装置的分段式喷管结构(图注文字在正文中给出)

喷管的可动部分借助于两个轴安装在万向节环5上,能够相对于环在I-Ⅲ面偏斜。万向节环借助于两个轴安装在不动壳体上,并能够与可动部分一起相对于壳体在Ⅱ-IV面倾斜。可动部分1借助于支架2、轴承3和两个轴4固定在万向节环5上,而万向节环又借助于位于偏转90°的面内的两个轴固定在不动壳体6上。为了增加悬挂装置的刚度,减小它的外形尺寸,万向节安装在固定壳体内,与固定部分间的拆卸密封用橡胶石棉隔膜7来实现。为了保护隔膜免受推进剂高温和凝聚相燃烧产物的作用,作成迷宫式且在喷管偏转时有不变的间隙A和B。

喷管靠舵机来偏转,其中之一是喷管相对于万向节环偏转,再就是带万向节环的喷管相对于壳体偏转。

这种结构的不足之处是刚度低,同时,在两个悬挂点处产生轴向载荷。

对于大负载喷管,采用带多支点的悬挂装置,例如,液压悬挂装置。

液压悬挂装置(图3.27)由液压油缸和把液压系统连接成整体的管路组成。喷管可动部分1用液压油缸2悬挂在固定部分3上。轴向载荷通过活塞传递到油缸流体介质上,油缸的数量及外形尺寸(活塞直径)根据轴向作用力和液压系统流体许用压力水平经计算来确定,当喷管偏转时(活塞移动),流体沿管路从一个作动简流到另一个作动筒(从位于火箭稳定面I的作动筒流到位于火箭稳定面Ⅲ的作动筒)。为了感受不同符号的轴向载荷,流体应位

图3.27液压悬挂装置示意图

1—喷管可动部分;2—液压缸体;3一喷管的不动部分;4—活塞;5—导向装置;6—导轮;7一隔膜

于自身不相关联的两个液压缸面内。

借助位于火箭I-Ⅲ、Ⅱ-IV稳定面的四个专用导向装置,来形成喷管的回转中心。

在轴向力作用下,由于流体压缩,可能会有喷管的轴向位移(下坠)。排除液压系统的空气即在用流体填充液压系统前对悬挂装置密封和真空处理可减小下坠。

使用低黏度油作为流体介质。为了减小液压损失,必须对供油管路的直径进行专门选择。液压系统中油的保存是个重要问题(成品油在无规程规定的工作时使用期最高为10~15年)。为此,在系统中预设了补偿器。

用减少可拆卸连接件数目的方法同样能达到降低油损耗,为此,供油管路用钢制成,其连接用圆柱焊接方法。

把已研究的液压悬挂装置合理运用于分段式可控喷管。液压悬挂装置用于旋转喷管比较困难,因为对旋转喷管特有的轴向力增加了,这就需要增加液压悬挂装置油缸的数目和它们的径向尺寸,恶化了总体布局,结构复杂,也增加了质量。

液浮喷管装置(杰克洛尔型)是液压悬挂装置的改进型,有更

大的支撑能力(图3.28)。它是个球形铰链,其内作用在喷管可动部分地载荷,通过充人由两个密封隔膜3和4形成的铰链内容积中的液体传递给喷管不动部分2,两个密封隔膜位于喷管不动部分和可动部分之间的环球形间隙内。喷管偏转能够依赖于铰链内腔流体的自由串流来实现。

图3.28液体环悬挂装置(图注文字在正文中给出)

作为悬挂装置的主要部件,隔膜能够承受高压(在腔内压力为≈8 MPa时,流体压力几乎达15~20MPa),保证控制机构所要求的偏转值,保持贮存和使用过程中的性能。

已给定的这种悬挂装置的优点是:喷管结构简单,部件和密封部位少,隔膜仅有的柔韧性决定它有足够高的轴向刚度,小的摩擦力矩。它的缺点是隔膜工作寿命有限,在贮存有效期内,保持悬挂装置工作能力特性困难。

柔性接头装置是由相互关联的同心球状弹性和刚性环依次交替粘合连接而成的铰链组件。该组件安装在喷管可动部分和不动部分之间,它依靠由弹性体组成的部件弹性变形(滑动)来保证喷管的空间偏转。这种类型的弹性悬挂装置称作柔性接头(3OII)

(图3.29)。柔性接头由粘接成一个部件的支承环3和4、刚性圆盘5和层状弹性体6组成。支承环通常由金属制成。圆盘由金属或复合材料制成。它利用天然橡胶或异戊二烯合成橡胶作为弹性体。弹性体应当有低的剪切模量,该模量决定了喷管偏转的阻力矩,相应地也决定了传动机构的功率和质量。

图3.29 柔性接头喷管

1—喷管的可动部分;2一喷管的不动部分;3、4—支承环;5—刚性圆盘;6一弹性体

铰链的尺寸、弹性体层的数目和厚度、柔性接头相对喷管轴线的偏转角由保证弹性体许用接触应力和使柔性接头角刚度的最小化条件来决定。图3.29示出的柔性接头,它的旋转中心位于喷管的临界截面之后(后摆心柔性接头)。摆心在这样的位置能保证喷管最小的惯性矩和最好的舱内安装条件。同样可以利用前摆心柔性接头,即摆心位于临界截面之前。对于柔性接头,大的轴向下坠是其特点,其值均超过前面所述的悬挂装置。

柔性接头的优点是结构简单和可靠性高(由于功能完善和密封),并且柔性接头作为密封部件其可靠性随发动机燃烧室的压力增长而提高。在铰链力矩的构成上,因无润滑材料,几乎没有摩擦力。作为悬挂装置的元件,柔性接头在接近常温的确定温度范围内具有好的工作能力。

3.5.3滚动通道的控制机构

利用中心可控摆动喷管作为控制机构只能保证沿俯仰和偏航通道控制推力矢量。要沿滚动通道进行控制,还必须附加控制机构。解决这一问题最简单的方法是采用专用的滚控发动机,产生相对于火箭(导弹)纵轴的控制(旋转)力矩。

借助于两个与主发动机并行安装的固体火箭发动机实现滚动控制的方案示于图3.30。

图3.30借助于两台固体火箭发动机实现滚动控制示意图

1—主发动机;2—舱段;3—滚控发动机

滚控发动机与主发动机同时起动。没有滚动通道控制指令,滚控发动机不产生控制力矩。在滚控发动机偏转时,产生控制力矩

\(M = nRL{\sin}{\delta}\)

式中n为滚控发动机数目;R为滚控发动机推力;L为滚控发动机相对于火箭纵轴的力臂;δ为发动机的偏转角。

在δ=90°时,达到最大控制力矩,但δ角通常不超过60°~70°,因为继续增大效果不显著。

为了控制滚动,应当运用旋转喷管(图3.31),此时,滚动发动机本身就固定安装。喷管含有不动部分1和安装在滚动轴承3和4上的可动部分2。可动部分旋转轴通常选择喷管的垂直轴。在喷管的临界面镶嵌有耐高温的喉衬材料。

图3.31旋转可控喷管结构(图注文字在正文中给出)

为了滚动控制,同样能够利用燃气舵和燃气旁通阀。

控制机构基本特性计算

控制力Fy是控制机构最重要的特征参数,式为

\({F}_{y}={M}_{ctr}/{L}_{c}\)

式中Mctr为给定的控制力矩,由控制机构相对于级(火箭)重心产生,Lc为喷管控制力作用点到级重心距离。控制力通常以相对值的形式给出(占发动机推力的百分比):

\({\bar F}_{y}=\frac{{F}_{y}}{F}\)100%

此时,通常呈现出所要求的控制力与喷管旋转角(δ)成线性关系。

估计控制力值为

\({F}_{y}={F}{\sin}{\delta}\)

\({\bar F}_{y}={\bar F}_{y}^{\delta}{\delta}\)

式中F为发动机推力;\({\bar F}_{y}^{\delta}\)为控制力对偏转角的导数(喷管效率)。摆动和旋转喷管的效率是

\({\bar F}_{y}^{\delta}=1.75%F{(*)}^{-1}\)

分段式喷管的效率由喷管超声速段型面拆卸位置来确定。对于可拆卸而直接设置在临界截面附近的喷管,控制力导数最大值

\({\bar F}_{y}^{\delta}=1.8%F{(*)}^{-1}\)

在发动机研制技术任务书中,提出了所需要的控制力。控制力R,随发动机工作时间τ变化的特性通常以图表形式给出(图3.32)。

图3.32控制力随火箭飞行时间变化图

(a)火箭的下面级;(b)火箭的上面级

对于第一级发动机,控制力值最大(起动速度头)(见图3.32(a));

对于上面级发动机,控制力的绝对值和相对值都小(见图3.32(b))。

级间分离引起的控制力最大值:对于第一级是推力的5%~10%,对于二级是推力的4%~6%,对于三级是推力的2%~4%,喷管最大偏转角(在效率\({\bar F}_{y}^{\delta}=1.75%F{(*)}^{-1}\)时)相应为1.5°~6°, 2.5°~3.5°, 1~2.5°。从产生所要求的控制力值考虑所选择的这些角度称作偏转工作角(δ),在理想情况下,工作角δ按运动学传动比与安装在喷管上的舵机连杆行程精确一致。然而,由于运动学传动比畸变、安装精度,舵机活动间隙、喷管下垂等引起的角度减少,舵机连杆行程选择应该稍大一点。根据运动学图(图3.33)来确定在没有损失的情况下与连杆行程增加相适应的喷管理论偏转角(它称为运动学β角)

\(\beta = {\arccos}\frac{{a}^{2}+{b}^{2}-{(c \pm h)}^{2}}{2ab}- {\arccos}\frac{{a}^{2}+{b}^{2}-{c}^{2}}{2ab}\)

式中\(a=\sqrt{{X}_{B}^{2}+{Y}_{B}^{2}};b=\sqrt{{X}_{A}^{2}+{Y}_{A}^{2}}\)

\(c=\sqrt{{{X}_{B}-{X}_{A}}^{2}+{{Y}_{B}-{Y}_{A}}^{2}}\);

XA,XB,YA,YB分别为在坐标原点与喷管旋转中心相重合(点O)的直角坐标系中舵机固定点的坐标(图3.33(a)中点A和点B);h为舵机连杆的行程。

在图3.33中示出了典型的带纵向配置受力式作动筒舵机的运动学图。根据配置情况,还有其他的舵机安装方案:

图3.33舵机(PM)-旋转喷管运动传动图

法线安装见图3.33(b),舵机安装在喷管偏转面不平行于喷管铀,而是沿型面法线方向;

切线安装见图3.33(c),舵机安装与喷管轮廓线相切。

上述运动学图可保证最小损失角,因为舵机-控制机构受力图具有非刚性元件的最小作用力,它在这些损失中占有主要份额。利用附加的控制杆和摇臂,能够作出更复杂的运动图。这只是当由于某种原因,在喷管上,不能以一定的活塞行程和作用力安置舵机时像图3.33表示的那样,才是可以考虑的。

因结构变形的角度损失按下式确定:

\({\delta}_{1}= {M}_{hg}/c\)

式中Mhg为喷管的铰链力矩;c为舵机-控制机构运动传动装置的刚度(其值反比于形变)。

此时,角度β=δ+δ12,式中δ2为由舵机安装精度、舵机间隙和喷管下垂引起的角度损失。

在舵机中安装有机构限动器,它限制了与喷管偏转角β相对应的舵机连杆行程(h)。排除喷管不动部分和可动部分的碰撞。

在喷管无负载(喷管不工作)时,间隙和舵机安装不精确度能使喷管偏转β角。所以在喷管设计时,在选择喷管不动部分和可动部分的间隙时应考虑这些因素。当喷管同时在俯仰和偏航通道偏转β角时,位于稳定面之间喷管上的点在每个通道中的偏转角都将大于β(图3.34)。为了削除喷管结构可动部分和不动部分的碰撞,应该保证角\({\beta}_{a} \ge \sqrt{2 \beta}\)。在图3.34中,\({\delta}_{\sum}=\sqrt{{\delta}_{T}^{2}+{\delta}_{p}^{2}}\),\({\delta}_{T},{\delta}_{p}\)分别为偏航和俯仰通道偏转角;βa为结构允许偏转角;\({\delta}_{1}+{\delta}_{2}\)为误差补偿角;β为运动学角

图3.34控制机构偏转图

这种提供控制力的方法(偏转角)已广为应用,它又被称为正方形图。喷管的安全非碰撞机构用增加喷管不动部分和可动部分的间隙来保证。如果要产生的控制力Fy=10%×发动机推力,应当保证喷管有δ=±6°的工作角,运动角β=±7°,那么,在研制中的喷管结构要考虑可能的旋转角为±10°。

安装机械限动器,限制喷管可动部分的位移量与β角相一致,是不要求增加角度的结构方案。类似的限制同样可以用控制系统在控制通道引入角累加量算法来保证。这种方法称为圆形图。

舵传动机构使喷管偏转产生的阻力(加在传动机构上的载荷)用铰链力矩来描述,其值等于阻碍喷管可动部分相对于喷管偏转中心偏转的不同物理性质的阻力矩的总和。

铰链力矩总和由它的主要分量来决定,这些分量与偏转角(位移)、控制过程参数(控制机构执行元件位移速度和加速度),以及在火箭(导弹)飞行中作用的过载有关。

铰链力矩结构方程能够写成以下形式:

\({M}_{hg}={M}_{pos}+{M}_{fri}+{M}_{0dsym}+{M}_{r}+{M}_{iner}+{M}_{ar}+M\)

式中Mpos为位置力矩,在其他条件等同情况下,仅与控制机构的位置有关;Mfri为摩擦力矩,由处在机械连接中的结构元件移动时摩擦力作用来决定;M0dsym为执行元件在位置时作用的非对称力矩,由制造、装配工艺偏差,在发动机工作时的结构元件变形和气动非对称性来决定,带有偶然性;Mr 为阻尼力矩;Miner为惯性力矩;Maro为气动力矩;Mdsym为不平衡力矩。

在上面列举的Mhg分量中仅前3项是直接由发动机产生的。Mhg分量的计算,对于第一种类型的悬挂装置都是特定的,同时Mhg的个别分量,例如M0dsym实际上与悬挂装置的类型没有关系。

对于可动喷管的机械和液压悬挂装置,MfriMhg的主要分量,对于柔性接头,弹性体的阻力力矩是主要的。

3.6 喷管堵盖结构

喷管堵盖的用途如下:

——固体火箭发动机内腔的密封;

——保证发动机进入工况时段的内弹道特性;

——实现附加功能(执行规定的工作,射前增压,安放点火器等)。在固体火箭发动机研制过程中,对于给定的发动机,在贮存和使用条件方面,既提出一般要求(动作时间或飞出压力),又提出特殊要求。

对喷管堵盖作如下区分:破坏型、非破坏型(不破裂)、定向飞出型(位移)、多功能型、为辅助目的类型。

使用最广的堵盖做成薄膜型,在起动时它的破坏沿刻槽或车槽发生。堵盖通过粘接或螺钉安装在喷管的超临界或亚临界段,见图3.35。为了保证气密性,在对接处用密封材料覆盖。这类结构最主要的优点是结构简单,工作可靠。

图3.35 薄膜型堵盖结构

为了精确复现作为喷管破坏元件的堵盖规定的起动压力,使用了校准螺栓,见图3.36。

图3.36带校准螺栓的堵盖结构

1一堵盖的飞出部分;2一带校准截面的螺栓

为了提高堵盖起动的平稳性和安全性,减少飞出部分的质量,运用分瓣式堵盖,见图3.37。

图3.37分瓣式堵盖

堵盖是膜片结构,其上带有从中心辐射散开且截面逐渐变小的肋条。通过减小堵盖破片的尺寸能够提高堵盖打开的安全性。为此目的,堵盖用硬化玻璃(钢化玻璃类)以及脆性材料制造。

在使用系列堵盖组件时,除主要功能,还应保证一系列辅助功能;提高外压,在堵盖上安装点火器等。

允许在较高外压下使用(图3.38)的堵盖由两个锥形膜件1和2制造而成,顶点对顶点,由加强螺栓3连接。

图3.38双面堵盖结构

在其上安装点火器的堵盖结构示于图3.39。

图3.39在其上安装点火器的堵盖结构



第4章 固体火箭发动机起动和推力终止系统部件及火工品

4.1发动机起动系统部件

起动系统用于点燃固体火箭发动机药柱(图4.1)。点火由点火组分6从点火器壳体7中发出的炽热燃烧产物来实现,点火器安装在固体火箭发动机前顶盖上。点火组分的最初引燃由电爆管1、3来实现,电爆管的热冲量通过集流器2和加速导管5,在保护膜片8破裂后传给点火组分6。

,

图4.1 固体火箭发动机起动系统示意图(图注文字在正文中给出)

4.1.1 引爆器

采用电爆管作为初级引爆器,在极个别情况下,用机械作用(冲击型)的雷管代替炽热桥丝作用的电爆管,这就是通常的冲击雷管,也是初级引爆器,这类传爆管在外部机械的撞击下发生作用。

电爆管可以有非保险型和保险型。非保险型电爆管结构简单,具有高的可靠性。保险型电爆管有保险机构,它可以消除内部的误动作偶然供电以及外部的静电场或电磁场作用引起的意外点火。保险机构能够一次和多次进入和解除保险。

为了提高电爆管的抗干扰性,采用工作电压高达几千伏的电爆管,而其工作电流相应较低。在这种情况下,能够产生干扰的实际物理场(雷电放电、核爆电磁场脉冲、感应电流、静电放电),要么达不到工作电压水平,要么很容易地在放电器的帮助下被屏蔽。此外,使用高压电器可减小与使用电流成正比的弹上电缆网质量。在电起动系统中利用机械脉冲压电陶瓷变流器是未来的发展趋势,这有可能造出带有质量较小的抗干扰起动系统。

4.1.2燃气连通部件

燃气连通部件把来自电爆管的脉冲传输给点火器,并与脉冲量匹配,在使用几个电爆管(也是集流器)时,可成倍提高起动系统可靠性。燃气连通的组成包括集流器、分配器和加强冲击的加速管路,以加强点火脉冲。为了预防点火器受到预想不到的破坏,加速管路也有限制其影响的作用。

在加速管路端部和点火器保护膜之间有个间隙L(图4.1),该间隙量用实验来调整,与电爆管和点火器的类型有关。

4.1.3点火器

为了点燃主推进剂并保证其开始稳定燃烧,使用点火器。现有的点火器系统分为三种主要类型:烟火型,电力型和自点燃液体系统。最通用的是烟火型点火系统,它可靠安全,使用期长,延迟时间易于控制。

点火器位于发动机的头部或底部区域,有时候位于沿药柱长度的某个固定点。

点火器参数,其中包括质量、工作时间和点火器的组分,主要取决于固体火箭发动机药柱燃烧面积大小、结构和对发动机工作压力-时间曲线初始段所提出的要求。从这些考虑,来选择点火器的结构和参数,以及它相对于固体火箭发动机药柱的布局。

点火器按其起动时间可以有条件地分为三种类型,

1)瞬间起动——千分之几秒量级:

2)短时间起动——百分之几秒量级:

3)稍长时间起动——从十分之几秒到儿秒量级,被称作伴随点火器。

第一种类型的点火器结构最简单,它通常是无构架型散装点火器(图4.2,图4.3)。采用发烟火药不同尺寸的片状粗粒烟火药作为点火器药剂,散装于盒内,盒子由涤纶膜布料织物——细棉布或铝箔(AπIM合金制成的带材)制成。点火器固定在有燃气流出孔口的合适基座上。有时候,为了分流和导向燃气流,点火器置于专用的分流器中。

图4.2无构架散装点火器示意图

1-药盒;2-药剂

图4.3薄膜散装无构架型点火器示意图

1-膜盒;2—药剂

第二种类型点火器结构要复杂一些,它的装药置于密封壳体之内(图4.4)。

点火装置含有预点火器、密封件、壳体和连接件、主点火药。点火装置的壳体可以是可燃的(图4.5),主点火药由片剂或颗粒构成。

图4.4固体火箭发动机点火器装置示意图

1—薄膜;2一盖;3引火剂;4一点火组分;5一壳体;6—密封壳;7一加速管

图4.5带可燃壳体的点火装置示意图

1一法兰;2一预点火器盒;3一编织网;4一点火药管;5一中心加速管

这种类型的点火装置使用最为广泛,因为它足够可靠,能够是任何的功率,并有可能从高效烟火组分中喷出片剂直接到燃烧室药柱表面,因此,增加了发动机药柱点火过程的稳定性和可靠性。

点火装置的壳体用金属和不同类型塑料模压件,采用冲压或用聚合物基复合材料缠绕加工而成。这类点火装置靠螺纹或法兰连接来固定。

第三种类型的点火装置是气体发生器式的,有确定的气体质量-时间流量关系(图4.6)。它的组成包括受力式壳体6,内防热层3和外防热层4,入口1(用于起动点火)和出口5,其截面积按点火装置工作状态要求来计算。预点火器2和由双基推进剂组成的管状药柱7置于壳体内。

图4.6兼有导向作用的点火装置示意图(图注文字在正文中给出)

4.2 推力终止装置

推力终止装置用于使推力完全消失,产生反推力或阶梯形调节发动机推力。它通常位于发动机前封头或壳体的筒段部分。

推力终止装置打开用两种方法来实现,借助传爆索(Priming cord)切割发动机燃烧室壁或用机械制动装置。

传爆索是带有刻槽的铜管,装有高能炸药(奥克托金,黑索金等)。为了保证沿药条起爆传输的密封性和可靠性,在传爆索端有薄壁堵盖,其内预压有炸药。为了防止腐蚀,传爆索用专用珐琅质覆盖。

传爆索可以作成直段、半环或环形。

药条内的传爆激励靠引爆剂来实现,其结构类似于起动电爆管,但采用引爆组分代替了主要点火组分。

传爆索工作利用了爆炸产物受阻的破坏作用原理,这种爆炸产物是以聚能流形式在药条点燃瞬间形成的。

为了提高效果,传爆索应当安装在距阻挡切割一定的距离处,它的表面应位于聚能流焦点处。

传爆索在结构上能够做成带轴或径向聚槽的形式。在切割区,应用易脆性材料代替弹性材料(例如热防护层)。

带传爆索的推力终止方案示于图4.7。在带有机械止动的推力终止装置中,广泛利用了置入式止动

图4.7 带传爆索的推力终止装置示意图

1-传爆索;2一高温引爆剂;3—喇叭口;4,6—不同方案引爆雷管的位置;5—主传爆索;7—传输HV3

元件:环、滑块、平板。止动元件支撑面成一定角度配置,有大的摩擦角(其范围在30°~45°),为在剪断闭锁装置时,由内腔压力使止动元件从与壳体的连接中脱开。

带置入环的推力终止装置示意图列于图4.8中。环5由止动器3锁定,而止动器由爆炸螺栓1固定住。当爆炸螺栓起动时,止动器被推出,环5从与壳体2的连接中径向脱开,维持它们的盖4在燃烧室压力作用下分离。

图4.8带置入环的推力终止装置示意图

图4.9示出了带置人式滑块的推力终止机构示意图,滑块由止动环2在径向锁定,止动环由可折曲的板件5保持在初始状态。在电爆管起动时,燃气压力通过终止装置口盖4的连接通道沿止动环2均匀分布,使止动环脱离,释放置入式滑块1。

图4.9带置入式滑块的推力终止装置

带弹性多瓣锁定元件的推力终止装置示意图示于图4.10,其弹性瓣沿周向进入直角形止动槽内。在电爆管起动时,活塞2带动着位于推力终止装置中心的衬套1移动,分瓣元件4变形,此时瓣的周边部分从与壳体6啮合中脱出,使终止装置口盖5释放。

图4.10 带弹性多瓣锁定元件推力终止装置示意图(图注文字在正文中给出)

图4.11示出了无飞出部分的推力终止装置示意图。在爆炸螺栓5工作,止动环3松开后密封套筒(喇叭口)在压差作用下发生移动,同时打开泄漏窗口。为了减小轴向载荷,密封套筒设计成差动活塞式。

图4.11 无飞出部分的推力终止装置示意图

1—密封套筒(喇叭口);2—密封件;3—止动环;4一壳体;5一爆炸螺栓

推力终止装置在结构上能够与喷管装置合二为一(图4.12),有时候用回转的喷管使喷出的燃气偏转产生相反的推力(图4.12(a));运用旋转导流器也可达到同样的效果(图4.12(b))。由于效率低,结构复杂,图4.12中列举的推力终止装置方案没有获得普遍推广。

图4.12推力终止装置的配置方案

(a)带旋转喷管;(b)带导流器;(c)带附加的燃气出口和反射屏;(d)多喷管发动机与侧喷管结合的推力终止装置方案

在火箭(导弹)飞行中出现紧急情况时,为了使发动机推力归零,利用发动机应急关机装置(ABⅡ)。这类装置配置类似于发动机推力终止装置,但有更简单的结构,因为对发动机应急关机装置流动部分的稳定性通常不提要求,只是必须保证所产生的推力要大于主推力。在必要时,发动机应急关机装置与舱体飞行弹道偏移系统做在一起。偏移系统可以做成偏转屏形式(图4.13),借助于它形成反推力分量,或者借助于开孔的周向配置,在燃气流动时产生相对于偏转质心的力矩(图4.14)。

图4.13带有斜切屏,可产生侧向推力分量的发动机应急关机方案

图4.14带有非轴向配置开孔的发动机应急关机方案

4.3 固体火箭发动机火工品

炸药把大量能量聚集到狭小空间的性质,是产生各种各样的火工品的先决条件,同类似于机械的、机电的和气动的装置比较,火工品具有相当好的体积质量特性。

烟火组分主要是利用高氯酸钾、铝粉、松香颗粒作为烟火能源的装药。

4.3.1 传爆管

非安全型的电或机械作用的传爆管(图4.15、图4.16)主要用于引爆点火器,产生启动阀门、剪断销子、开锁、断裂膜片、启动热刀的压力。

图4.15非安全型电爆管示意图

1—主装药;2一壳体;3—电桥和引爆药;4—电插头

图4.16冲击型传爆管示意图

1—壳体;2—主装药;3一膜盒

电爆管起动时间为0.015~0.05 s,电流强度为1.5~2 A,安全电流0.2 A,检验电流0.05 A。随使用剂量不同,其在5cm³体积内的爆破压力为35~110 MPa。

图4.17和图4.18是一次动作和多次动作安全型电爆管示意图。

图4.17安全型一次动作电爆管示意图(图注文字在正文中给出)

图4.18安全型多次动作电爆管示意图(图注文字在正文中给出)

在一次性动作的电爆管中(见图4.17),当向保险机构2的桥丝供给电脉冲信号时,由于火药柱3的燃烧和弹簧止动器的位移,使锁板5释放,位移到工作位置,锁板打开连接引爆火药1与主药柱块6的通道。在起动指令发出时,引火药和主药块依次点燃。

这类电爆管的不足之处——解除保险的不可逆性——在多次动作电爆管中得到了克服,后者的安全机构中利用了电磁铁(见图4.18)。在发出解锁指令后,借助于电磁铁1,锁板3打开连接引火药和主药块4的通道。在电磁铁的拉力消失后,锁板返回到了初始位置。

4.3.2爆炸螺栓

为了连接两个分立的结构元件并按电指令使它们分离,需要使用爆炸螺栓(见图4.19)。该装置作用时间可分为瞬时爆炸螺栓(启动作用时间0.1 s)和电指令发出后经过一定的时间间隔动作延时爆炸螺栓。延迟时间从几十分之一秒到几秒不等。

图4.19爆炸螺栓示意图(图注文字在正文中给出)

爆炸螺栓由壳体1(见图4.19),装于其内的引爆药2和带转换插座的插头4组成。壳体内还装有2个炽热桥丝和引燃药3。在发出电指令时,引爆药使爆炸螺栓壳体壁断裂,壳体结构部分脱开。

为了保证螺栓可靠动作并保持住破碎部分,在爆炸螺栓结构中应当预先设定散落区域(图4.20)。

图4.20 爆炸螺栓散落区域

 

图4.21延迟爆炸螺栓示意图

1-壳体;2一引爆药;3一延迟药;4一引火药;5—炽热桥丝和点火药;6—电插头

在延迟爆炸螺栓中,有延滞(迟缓燃烧)烟火组分3,置于引火组分和引爆组分之间。延迟时间取决于装药的性质和剂量。已研制了不同规格类型的爆炸螺栓(见图4.21)。

同时,还研制了热传感器型简单装置(图4.22),它由壳体2和压在通道端部的装药1组成。当加热达到一定温度,装药组分被点燃,产生用于自动控制的脉冲压力。

为了加强脉冲压力,运用了热放大器(图4.23)。增强型装药1压装在由两个帽组成的壳体2中。组装后把壳体密封。随使用的装药剂量不同,热放大器可使12cm³体积内的压力增强到35~156 MPa。

图4.22烟火热传感器示意图

1一端部装药;2一壳体

图4.23烟火放大器示意图

1一增强型装药;2一壳体

4.3.3爆炸起动器

用于不同功能转换的指令性装置就属于这一类。指令性装置能够用电或机械方法来作用。

在大多数爆炸起动器工作中,是利用了能量转换原理,即火工品中烟火剂装药的燃烧产物能转变为热机执行元件位移机械功(阀门销、闸刀击发器等)。

延迟电爆管(图4.24)用作瞬时烟火机械。它由壳体1、主装药2、延迟装药3、点火药4、炽热桥丝5和引燃药6、以及电插头7组成。经历给定的时间,在自动件中产生脉冲压力。

图4.24延迟电爆管示意图(图注文字在正文中给出)

轴承式热锁(图4.25)用于两个结构部件的连接和分开,在电爆管1起动时,活塞3在壳体2中移动,剪断保险销6,轴承4向锁轴移动,释放锁紧的衬套5,结构件7解除连接。

图4.25轴承式热锁装置示意图(图注文字在正文中给出)

热阀(图4.26)用于气路或液路的断通。当安装在套管5内的电爆管6起动时,阀4移动,剪断密封和安全膜片2,由突起锁定在壳体1的插孔内,此后,入口和出口接管嘴连通。

图4.26热阀示意图(图注文字在正文中给出)

热销(图4.27)用于依次保持两个不同的结构件。在电爆管1起动时,活塞4移动,剪断垫圈6,元件5释放后,长爪8旋转并释放元件9。

热刀用于砍断缆索(图4.28)。

图4.27热销示意图

1—电爆管;2一壳体;3一堵盖;4—活塞;5、9—物体的分离部分;6—待剪垫圈;7一轴;8—卡爪

图4.28热刀示意图

1-电爆管;2—密封圈;3一带刀的活塞;4—待剪定位环;5—待剪缆索;6一堵盖

热击发器用于冲击型传爆管的触发(图4.29)。在向接管嘴通道供冲击压力时,活塞7移动,打开由锁定套管5和钢珠6组成的钢珠锁,此时撞针3释放,在发射弹簧4的作用下,它刺破传爆管的膜盒。

带起动时间延迟的冲击型机械(图4.30),用于在提供机械指令时的自动动作。在销栓1拨出时,撞针4在发射弹簧3的作用下刺入膜盒5,此后,延迟药引燃,经过给定时间,主装药8起动,供给自动系统的工作脉冲压力。清除活门6把延迟组分的燃气放掉。冲击型机械安装在壳体2中。

图4.29热击发器示意图

1一壳体;2—套管;3一撞针;4—发射弹簧;5一锁定套管;6—钢球;7一活塞;8—堵盖;9一供给指令冲击压力的接管嘴

图4.30带延迟的冲击型机械示意图(图注文字在正文中给出)



第5章 密封部件与装置

由于固体推进剂发动机是一次性使用结构,其在工作状态下不能进行检查,因此,固体火箭发动机结构对接密封有特别重要的意义。在多数情况下,最终装好的发动机不能用工作压力进行密封性试验。所以密封装置必须有高度的可靠性。设计师们详细研究了各种各样的密封系统。文献给出了机械制造中通用的典型密封结构。

在火箭发动机密封构件设计中应按载荷类型对密封性的要求加以区别,即在贮存和运输过程中产生的使用载荷密封性要求(使用密封性)和工作载荷密封性要求(工作密封性)。在使用过程中,密封件工作在小的压差范围内(大气压力变动的幅值)和不显著的温度作用,但在运输时有长时间的载荷作用。为了保证使用密封性,必须对密封范围实施保护,防止潮湿,并限制固体火箭发动机在周围介质中析出气体。在工作状态,有高压、巨大的热流、腐蚀性介质、振动载荷作用在密封件上,这时,不允许有导致固体火箭发动机密封性破坏的工作气体泄漏。在工作载荷下,配合区域的密封程度在变化,密封件本身在变形,在部件研制中要估计到这些因素的影响。装配好的固体火箭发动机不能再用工作压力进行最终检查,这主要是因为它受到下列限制条件的制约:喷管堵盖极限密封压力,大多数耐烧蚀材料的透气性,大量的胶接,它们仅能保证在复合载荷(不仅有压力,而且有温度载荷)下连接的工作能力。

为了保证密封对接的高可靠性,在固体火箭发动机中广泛使用了双密封结构,在两个密封件之间加压供给工作液体或气体,消除非检查对接,采用高敏感检查方法,向不可拆对接过渡(熔焊、钎焊)。

5.1 主要密封件

根据密封件是否有相对位移,可区分为可动和不动密封件。按密封元件的位置,密封装置可细分为端面、径向和角密封。

在固体火箭发动机中,最广泛使用的是带金属垫圈密封(在相对不大的连接直径和可能的轴向拉紧力)和带圆或椭圆截面的橡胶环的密封。两种密封元件(金属垫圈和橡胶环)在选择之后应能够相互替代。

在使用铝和铜垫圈时,在其放置一个确定的时间之后,需要对其进行再一次拧紧。为了提高可靠性及工作能力,最好用氟塑料环来保护橡胶环。

密封的基本形式列于图6.1~6.11。动密封专用于带旋转和平移运动对的密封装置,见图5.12~5.15。用作密封元件的有橡胶和胶布垫圈、橡胶环、浮动材料密封(特别是端面)、活塞环。在密封装置限定位移部件中,利用了柔性的金属和橡胶类的膜、膜盒和滚动膜(图5.16~5.19)。

图5.1借助于金属垫圈的附属件密封

图5.2导管螺纹接头连接

图5.3套筒密封(用于腐蚀性介质和大的温差)

图5.4端面弹性密封

图5.5在键对接中用橡胶环的端面密封

图5.6在法兰连接中的橡胶环端面密封

图5.7法兰连接中带聚合物垫圈的端面密封

图5.8带弹性金属环密封

图5.9圆截面金属垫圈密封

图5.10橡胶环重复密封(一个是套环用于径向密封,另一个是角密封)在两个密封环之间提供试验压力

图5.11 用钢盘垫圈密封

图5.12动密封

图5.13带附加压紧力的端面浮动密封

图5.14迷宫式密封

图5.15 活塞式密封

图5.16借助于金属的或聚合物柔性膜的密封

图5.17滚动环形胀圈密封

图5.18滚动胀圈密封

图5.19借助膜盒密封

在高压、高温以及低温下,采用金属止推密封(见图5.11)。为了可靠密封,利用不同类型的密封组合,以及机构和工艺方法;减小间隙(提高精度等级),利用过盈装配。

密封装置应当保证:

——给定的不密封性标准,通常通过检测泄漏率来表示μmHg/s;

——密封装置在使用和工作载荷条件下的可靠性和工作能力;

——对密封衬套,包括它们的故障提出要求;

——丧失规定的工作能力所要求的有效期;

——可检验性和检验部位的可接近性;

——对于橡胶和聚合物密封件,考虑有效期时给定的压缩等级(松弛现象),以及在安装中避免拧过头。

5.2 不密封程度的检验方法

对于小的体积,固体火箭发动机密封装置用压力落差来检验。待检验腔在试验压力下静置一定的时间,按压力表或压力传感器来进行检验。待检查腔或充填露点不低于60℃的干燥空气,或充惰性气体(如氮气)。此法的灵敏度为10mHg/s。

涂肥皂水是相当广泛应用的方法。以试验压力对部件或整个固体火箭发动机加载来检查接缝,此后稍有压降,用不同的乳胶液涂抹接头处,不允许出现气泡形式的泄漏。该检查方法的灵敏度为5×10-1μmHg/s。把尺寸不大的固体火箭发动机置于装液体的槽内(鱼缸法),加以试验压力。密封性检验按在检验液中出现气泡形式的泄漏来实现,灵敏度为1×10-1,mHg/s。鱼缸法对于检验空间不易接近的产品很方便。在这种情况下,产品或加热,或被置于加热的液体中,或在检验液体上方减小大气压,其结果在被检验空间产生压力降。

为了检验大尺寸接头和难接近的地方,利用声学方法。此法是基于自动记录从被检测腔中泄漏的检测气体产生的声振动,灵敏度由记录仪器来决定。

检测不密封程度的标示方法依据记录显示标示气体或液体的痕迹,用专门的传感器或试剂。这种试剂,作为标示物质,在检测中随标示气体或液体改变着自己的状态。利用不同类型的检漏器作为显示传感器。

利用氨、碳酸气、氦、氟里昂、冷载体-13、煤油、丙酮、重铬酸钾液体等作为标示气体和液体。用于显示试剂的有专用吸附显示管、色带、专用油漆涂层。在固体火箭发动机作为火箭系统部件使用过程中,允许用显示剂、色带、专用油漆涂层进行气密性检验,显示方法的灵敏度为1×10-3~1×10-6μmHg/s。

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