【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及燃烧发动机，具体涉及固体火箭发动机及燃烧发动机。
技术介绍
1、固体火箭发动机是火箭、导弹、无人机等航空航天飞行器的动力装置，由燃烧室、药柱、喷管及点火器等组成。
2、现有技术中，火箭发动机包括喷管和燃烧室，在火箭发动机的生产制造过程中，通常将喷管和燃烧室单独分开生产，然后再将喷管和燃烧室通过螺纹、螺栓、卡环等连接固定，火箭发动机的喷管和燃烧室从单独生产到最终装配，各个加工环节的工艺波动会造成火箭发动机的推力线横移和推力线偏斜，进而影响飞行器的飞行精度。
技术实现思路
1、有鉴于此，本专利技术提供了一种固体火箭发动机及燃烧发动机，以解决火箭发动机的推力线横移和推力线偏斜的问题。
2、第一方面，本专利技术提供了一种固体火箭发动机，包括：
3、壳体，包括依次连接的燃烧段、过渡段和喷管段，所述燃烧段的内壁设有绝缘层，所述过渡段和所述喷管段的内壁设有背衬，所述背衬外表面设有喉衬使所述喷管段内部形成喉部，所述燃烧段、所述过渡段和所述喷管段一体成型设置；
4、包覆柱，设于所述燃烧段内且与所述燃烧段同轴设置；
5、第一盖体，固设于所述燃烧段内且与所述包覆柱抵接；
6、点火器，固设于所述过渡段内，所述点火器上连接有导线；
7、第二盖体，密封设于所述喷管段，所述第二盖体上留有贯穿孔，所述导线穿过所述贯穿孔与所述壳体的外界连通。
8、有益效果：此固体火箭发动机，在安装固体火箭发动机的过程中，将
9、在一种可选的实施方式中，所述包覆柱包括包覆套和药柱，所述药柱固设于所述包覆套内。
10、有益效果：通过将药柱设于包覆套内，来保护药柱，防止外界环境对药柱造成损害，同时包覆套可以控制药柱的燃烧过程，以达到所需的推力和燃烧效率，提升火箭发动机的推力偏心精度。
11、在一种可选的实施方式中，所述包覆套外表面与所述绝缘层内表面之间留有间隙。
12、有益效果：通过在包覆套与绝缘层之间设置间隙，以便于包覆柱装入燃烧段内，便于火箭发动机的装配。
13、在一种可选的实施方式中，所述间隙的大小为0.5mm-1mm。
14、有益效果：通过将包覆套外表面与绝缘层内表面之间间隙设置在0.5mm-1mm之间，保证包覆柱便于装入燃烧段的同时保证包覆柱的轴线与燃烧段的轴线共线，减少火箭发动机的推力线横移和推力线偏斜，提升火箭发动机的推力偏心精度。
15、在一种可选的实施方式中，所述绝缘层上沿所述燃烧段的轴向对应所述包覆柱设有阶梯槽。
16、有益效果：通过在绝缘层上对应包覆柱设置阶梯槽，由阶梯槽对包覆柱进行轴向限定，避免包覆柱在燃烧段内轴向窜动，来减少火箭发动机的推力线横移和推力线偏斜，提升火箭发动机的推力偏心精度。
17、在一种可选的实施方式中，所述点火器与所述包覆柱之间留有间距。
18、有益效果：通过在点火器与包覆柱之间留有间距，保留一定的可膨胀空间，避免包覆柱或点火器热胀冷缩发生形变挤压壳体。
19、在一种可选的实施方式中，所述贯穿孔与所述燃烧段同轴设置。
20、有益效果：将贯穿孔的轴向与燃烧段的轴线共线设置，能够减少火箭发动机的推力线横移和推力线偏斜，提升火箭发动机的推力偏心精度。
21、在一种可选的实施方式中，所述绝缘层粘接于所述燃烧段的内壁，所述背衬粘接于所述过渡段和所述喷管段的内壁。
22、有益效果：通过粘接的方式将绝缘层和背衬固定在壳体内壁，保证绝缘层和背衬固定牢固，同时，保证绝缘层和背衬与壳体内壁贴合平整，来减少加工误差，提高火箭发动机的推力偏心精度。
23、在一种可选的实施方式中，所述第一盖体与所述燃烧段螺纹连接。
24、有益效果：通过在第一盖体和燃烧段上设置螺纹，将第一盖体通过螺纹连接的方式来固定在燃烧段内，以便于第一盖体的安装和拆卸。
25、第二方面，本专利技术还提供了一种燃烧发动机，包括固体火箭发动机。
26、有益效果：此燃烧发动机，通过将壳体的燃烧段、过渡段和喷管段一体成型，能够有效减少各个加工环节的火箭发动机的推力线横移和推力线偏斜，提升燃烧发动机的推力偏心精度，进而提高飞行器的飞行精度，并且结构简单，便于装配。
本文档来自技高网...【技术保护点】
1.一种固体火箭发动机，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机，其特征在于，所述包覆柱(5)包括包覆套(501)和药柱(502)，所述药柱(502)固设于所述包覆套(501)内。
3.根据权利要求2所述的固体火箭发动机，其特征在于，所述包覆套(501)外表面与所述绝缘层(2)内表面之间留有间隙。
4.根据权利要求3所述的固体火箭发动机，其特征在于，所述间隙的大小为0.5mm-1mm。
5.根据权利要求1所述的固体火箭发动机，其特征在于，所述绝缘层(2)上沿所述燃烧段(101)的轴向对应所述包覆柱(5)设有阶梯槽(201)。
6.根据权利要求1所述的固体火箭发动机，其特征在于，所述点火器(7)与所述包覆柱(5)之间留有间距。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的固体火箭发动机，其特征在于，所述贯穿孔(901)与所述燃烧段(101)同轴设置。
8.根据权利要求1至6中任一项所述的固体火箭发动机，其特征在于，所述绝缘层(2)粘接于所述燃烧段(101)的内壁，所述背衬(3)粘接于所述过
9.根据权利要求1至6中任一项所述的固体火箭发动机，其特征在于，所述第一盖体(6)与所述燃烧段(101)螺纹连接。
10.一种燃烧发动机，其特征在于，包括：
...【技术特征摘要】
1.一种固体火箭发动机，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机，其特征在于，所述包覆柱(5)包括包覆套(501)和药柱(502)，所述药柱(502)固设于所述包覆套(501)内。
3.根据权利要求2所述的固体火箭发动机，其特征在于，所述包覆套(501)外表面与所述绝缘层(2)内表面之间留有间隙。
4.根据权利要求3所述的固体火箭发动机，其特征在于，所述间隙的大小为0.5mm-1mm。
5.根据权利要求1所述的固体火箭发动机，其特征在于，所述绝缘层(2)上沿所述燃烧段(101)的轴向对应所述包覆柱(5)设有阶梯槽(201)。
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【专利技术属性】
技术研发人员：王子庚，常文辰，彭小波，刘雨，张峰，韩莉娜，齐重阳，
申请(专利权)人：陕西星际荣耀空间科技有限责任公司，
类型：发明
国别省市：
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