本发明涉及固体火箭发动机，特别涉及一种降低捆绑助推固体火箭发动机推力不平衡的方法。
背景技术：
1、固体火箭发动机因其性能可靠，结构简单，发射前准备时间短等优点，广泛用于各类导弹和运载火箭动力系统中；多台捆绑式助推固体火箭发动机因为推力大、燃烧时间长、性能可靠，广泛应用于国内外先进的重型运载火箭中。
2、根据固体火箭发动机地面点火试验经验可知，同一型号固体火箭发动机采用同批材料同时生产，在相同的温度下进行点火试验，因为装药性能和喉衬烧蚀的微量差异，最终的平均推力和燃烧室时间也不会完全一致。长期的实践结果表明，这种性能差异在0-8%之间随机波动且难以有效预测。
3、同一型号固体火箭发动机推进剂燃速或喉衬烧蚀的微量差异逐渐累积，最终会导致燃烧时间差异较大。特别是在燃烧时间长大于60s的大型固体火箭发动机中该现象尤为明显。
4、当将同一型号两台或多台固体火箭发动机用作重型运载火箭的捆绑助推固体火箭发动机时，因为捆绑助推固体火箭发动机工作结束时间不能同步，当一个固体火箭发动机工作结束时，因为燃速或者燃面差异，另外一台发动机可能还在工作，而且大型捆绑助推固体火箭发动机通常一旦开始工作，推力随时间的变化趋势基本确定，中途无法像液体火箭发动机一样通过阀门实现关机重启和调节推力大小。燃烧时间差异导致的关机不同步，轻者造成姿态控制系统需要能提供较大的控制力的控制系统去控制火箭抵消转矩，重者直接造成火箭姿态失控或折断坠毁，导致飞行失败。国外某型运载火箭曾经出现过开机时一测助推级发动机未同步建立推力导致火箭在发射台上横向严重漂移的现象，险些造成炸毁地面发射台的案例。
5、有鉴于此，实有必要提供一种新的技术方案以解决上述问题。
技术实现思路
1、为解决上述技术问题，本申请提供一种降低捆绑助推固体火箭发动机推力不平衡的方法，能够降低捆绑助推固体火箭发动机的推力不平衡，降低固体捆绑火箭控制系统的设计难度，减小芯级伺服系统的摆角需求，减少火箭箭体结构强度要求、降低火箭的惰性结构质量，减少使用成本并提高火箭的运载能力。
2、一种降低捆绑助推固体火箭发动机推力不平衡的方法，包括：
3、根据火箭的推力设计要求确定助推级的数量和各助推固体火箭发动机推进剂的有效肉厚；
4、根据火箭的布局要求确定助推固体火箭发动机的布局结构；
5、按照助推固体火箭发动机关机前推力逐渐降低的要求确定推进剂药柱的结构；
6、按照设计要求加工捆绑助推固体火箭发动机内的推进剂药柱，并将其装载于助推固体火箭发动机内；
7、将装载有推进剂药柱的助推固体火箭发动机置于环境相同的同一厂房内进行贮存、组装和火箭发射；
8、捆绑助推固体火箭发动机内的推进剂药柱配置成在火箭发射时通过其自身结构控制燃烧效果，使最终的燃面逐渐减小，以此降低捆绑助推固体火箭发动机推力的不平衡性。
9、优选的，所述按照设计要求加工捆绑助推固体火箭发动机内的推进剂药柱包括：
10、将推进剂原材料依次进行混批和预混；
11、将预混完成的推进剂原材料制成推进剂药浆并浇铸成型，在浇铸推进剂时，同一锅推进剂药浆分别浇铸对称设置在火箭轴线两侧的2台助推固体火箭发动机内；
12、浇铸完成后，将对称设置于火箭轴线两侧的2台助推固体火箭发动机放在同一个炉中固化。
13、优选的，在浇铸推进剂时，助推固体火箭发动机内具有用于形成内燃腔的装药芯模；所述内燃腔作为助推固体火箭发动机的初始燃面。
14、优选的，所述装药芯模包括圆台段；靠近捆绑助推固体火箭发动机前封头一端的所述装药芯模端面直径小于靠近后封头一端的端面直径。
15、优选的，所述装药芯模的锥度大于1：100。
16、优选的，所述装药芯模包括沿推进剂药柱轴向设置的阶梯轴段；靠近助推固体火箭发动机前封头的所述阶梯轴段直径小于靠近助推固体火箭发动机后封头的所述阶梯轴段直径。
17、优选的，所述阶梯轴段的阶梯数量大于3。
18、优选的，靠近助推固体火箭发动机前封头一端推进剂药柱的所述内燃腔的内壁上设有绝热包覆层。
19、优选的，所述推进剂药柱包括圆台状药柱段；靠近前封头一端所述圆台状药柱段的直径大于靠近后封头一端所述圆台状药柱段的直径。
20、优选的，所述推进剂药柱外筒段表面设置花键轴状凹槽；所述花键轴状凹槽中填充有预制的绝热层。
21、与现有技术相比，本申请至少具有以下有益效果：
22、1、本发明能够降低捆绑助推固体火箭发动机的推力不平衡，降低固体捆绑火箭控制系统的设计难度，减小芯级伺服系统的摆角需求，减少火箭箭体结构强度要求、降低火箭的惰性结构质量，减少使用成本并提高火箭的运载能力。
23、2、本发明内燃腔的结构中包括沿推进剂药柱轴向的圆台段或阶梯轴段或在靠近助推固体火箭发动机前封头一端药柱的所述内燃腔的内壁上固设有绝热包覆层的方式，改变推进剂药柱的有效装药肉厚使得最终燃面得到有效控制，实现多台助推发动机的关机前减小推力不平衡干扰转矩的目的，让干扰转矩在控制能力包络范围内，可直接利用现有控制系统进行控制并降低对伺服系统的能力要求。
24、3、本发明通过将推进剂药柱筒段设置圆台状药柱段或在推进剂药柱外筒段表面设置花键轴状凹槽的方式，直接改变最终燃面，达到关机前的燃面缓慢减小实现发动机耗尽关机前推力缓慢下降，实现降低两台助推发动机推力偏差不平衡的效果。
1.一种降低捆绑助推固体火箭发动机推力不平衡的方法，其特征在于，包括：
2.如权利要求1所述的降低捆绑助推固体火箭发动机推力不平衡的方法，其特征在于，所述按照设计要求加工捆绑助推固体火箭发动机内的推进剂药柱包括：
3.如权利要求2所述的降低捆绑助推固体火箭发动机推力不平衡的方法，其特征在于，在浇铸推进剂时，助推固体火箭发动机内具有用于形成内燃腔的装药芯模；所述内燃腔作为助推固体火箭发动机的初始燃面。
4.如权利要求3所述的降低捆绑助推固体火箭发动机推力不平衡的方法，其特征在于，所述装药芯模包括圆台段；靠近捆绑助推固体火箭发动机前封头一端的所述装药芯模端面直径小于靠近后封头一端的端面直径。
5.如权利要求4所述的降低捆绑助推固体火箭发动机推力不平衡的方法，其特征在于，所述装药芯模的锥度大于1：100。
6.如权利要求3所述的降低捆绑助推固体火箭发动机推力不平衡的方法，其特征在于，所述装药芯模包括沿推进剂药柱轴向设置的阶梯轴段；靠近助推固体火箭发动机前封头的所述阶梯轴段直径小于靠近助推固体火箭发动机后封头的所述阶梯轴段直径。
7.如权利要求6所述的降低捆绑助推固体火箭发动机推力不平衡的方法，其特征在于，所述阶梯轴段的阶梯数量大于3。
8.如权利要求3所述的降低捆绑助推固体火箭发动机推力不平衡的方法，其特征在于，靠近助推固体火箭发动机前封头一端推进剂药柱的所述内燃腔的内壁上设有绝热包覆层。
9.如权利要求1或2所述的降低捆绑助推固体火箭发动机推力不平衡的方法，其特征在于，所述推进剂药柱包括圆台状药柱段；靠近前封头一端所述圆台状药柱段的直径大于靠近后封头一端所述圆台状药柱段的直径。
10.如权利要求1或2所述的降低捆绑助推固体火箭发动机推力不平衡的方法，其特征在于，所述推进剂药柱外筒段表面设置花键轴状凹槽；所述花键轴状凹槽中填充有预制的绝热层。
