CN104295407A - 一种自行无扰动脱落的通用助推器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种自行无扰动脱落的通用助推器，包括火箭发动机、锁死解锁装置、助推框架，助推框架为火箭发动机和锁死解锁装置提供定位，火箭发动机和锁死解锁装置固定、组合，承受助推器轴向过载，助推框架通过锁死解锁装置与载体连接、分离。助推框架与载体末端套筒配合，点火器点火，药柱燃烧并产生推力，同时延时火药管被点燃，当药柱燃烧完毕后延时火药管引燃锁死解锁机构的火药筒，在火药筒内产生微小爆炸反应，通过丝杠与转盘推动推杆移动，将推杆沿着转盘径向拉回，助推框架和载体失去约束，丝杠穿过助推框架的前端封底，并与载体碰撞实现分离。分离后助推框架的框架槽中预置的降落伞露出并打开，实现助推器的回收。

Description

一种自行无扰动脱落的通用助推器

技术领域

本发明属于火箭发动机应用领域，具体地说,涉及一种自行无扰动脱落的通用助推器。

背景技术

固体火箭发动机技术较为成熟可靠,已广泛的应使用在航天飞机、火箭、导弹等运载器或武器上，大大增加了射程，固体火箭助推器成为其实现飞行不可缺少的一部分。针对而现有的诸多武器如炮弹、无人驾驶飞机，由于射程有限，其作战效能大大降低。火箭助推器主要指一种能够安装在载体尾部，提供推力并自行无扰动脱落的可重复、通用助推器。

现有公开的技术文献中,“微型助推器设计与分析”(中北大学,2009年,硕士学位毕业论文)一文以152mm杀伤爆破榴弹为载体,针对载体设计了用于弹道修正的微型助推器,同时选定膏体火药与固体推进剂为助推器的做工介质,并得到了用于理论研究的助推器设计参数,以及同一助推器在不同的弹道高处对弹道的修正能力的重要结论。但该助推器在使用后无法回收、重复使用，其在很大程度上增加了助推器的使用成本，不利于广泛应用。同时，助推器提供推力后无法与载体分离，影响载体的质量特性、气动外形及稳定性。

在文献“运载火箭固体捆绑技术研究”(国防科技大学,2007年,硕士学位毕业论文)中介绍了现有国内外火箭的助推器分离系统。同时，通过对分离方式、传力形式、连接解锁装置、动力装置和分离时序设计,形成了固体助推火箭的分离系统方案。文献中介绍的现有助推器分离系统以及设计的新型助推器分离系统存在以下缺陷:第一，该助推器分离时需要载体的电源系统供电，控制系统发出控制信号，而普通弹药并无电源和控制系统；第二，该助推器使用了爆炸螺栓、爆炸带等难以精确控制的元件，使得分离过程中载体会受到扰动，由于火箭有控制系统，其受到扰动后可以恢复平衡，而对于没有控制系统的普通弹药而言，分离时的扰动很可能会导致弹药运动发散，姿态失衡；第三，爆炸螺栓等元件均为一次性消耗物品，难以重复使用，而普通弹药本身成本很低、数量较多，如果采用的一次性消耗物太多，很难在普通弹药上得到大面积使用。

发明专利CN201917278U中公开了一种“导弹助推器”,助推器结构简单，操作方便，能在不增加能耗的基础上增大推进力,提高火箭速度。导弹助推器主要凭借载体燃气的二次反冲来达到助推的效果，要求载体必须有发动机，而且对载体要求很高。

本发明的目的是设计一套火箭助推器装置，利用成熟的火箭发动机技术去提高现有诸多武器的射程。同时，不要求载体有发动机和控制系统，能够在失去推力后自行脱落，避免使用难以精确控制的元件，保护载体不受扰动，避免使用一次性消耗元件并可回收重复使用，降低使用成本。

发明内容

为了避免现有技术的不足之处,本发明提出一种自行无扰动脱落的通用助推器，采用固体火箭发动机为载体提供动力，增加载体射程；在发动机燃料燃烧尽后，通过机械回路作用自行脱落，避免对载体的外形和质量特性产生影响，脱落之后，助推器能回收并重复使用以降低助推器成本。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:包括火箭发动机、锁死解锁装置、助推框架，

所述助推框架包括框架壳体、框架径向孔、撞击盖槽、框架耳片、框架凹槽、中心孔、载体套筒,所述助推框架为圆柱形壳体，框架壳体一端为封闭端，封闭端外端面有环形框架凹槽，框架凹槽有轴向中心孔，中心孔直径与锁死解锁装置的丝杠直径相同，框架壳体外径与载体套筒内径相同，载体套筒末端部沿周向均布四个圆孔，框架壳体前端与载体套筒末端配合，框架壳体上靠近封闭端内端面沿周向均布四个框架径向孔，框架壳体内壁中间部位周向均布四个框架耳片,框架耳片上各有二个通孔，框架壳体敞开端沿圆周均布四个撞击盖槽，撞击盖直径与框架壳体外径相同，撞击盖周向均布四个凸台与撞击盖槽配合；框架凹槽内放置降落伞；

所述火箭发动机包括发动机壳体、发动机耳片、拉瓦尔喷管、点火器、止燃板、延时火药管，所述发动机壳体为圆筒形结构，封闭端内侧有止燃板,止燃板与封闭端平行安装,中间设置延时火药管，点火器位于发动机壳体内止燃板侧面,且与延时火药管连接，拉瓦尔喷管与发动机壳体敞开端固连,延时火药管前端与延时火药管孔相通；

所述锁死解锁装置由转盘、推杆、螺旋槽孔、火药筒、丝杠延时火药管孔组成，所述转盘盘毂与火药筒前端部丝杠配合,转盘上依轴心等直径均布四个形状相同的螺旋槽孔,所述推杆为L形结构,四根推杆一端分别与转盘螺旋槽孔配合,四根推杆另一端分别与载体套筒的圆孔和框架径向孔连接定位；火药筒一端有延时火药管孔与延时火药管连接，火药筒另一端与丝杠一端的圆盘过盈配合。

所述框架壳体上的框架径向孔、框架耳片、撞击盖槽位于同一直线上。

有益效果

本发明提出的自行无扰动脱落的通用助推器，采用固体火箭发动机为载体提供推力，通过助推器框架的框架壳体与载体套筒末端配合，在配合段有径向通孔，推杆插入径向通孔后进行固定。点火器点火后药柱开始燃烧从而产生推力，同时延迟火药管被点燃，当药柱燃烧完毕后延时火药管恰好引燃锁死解锁机构的火药筒，在其内部产生微小爆炸反应，通过丝杠与转盘推动推杆移动，转盘转动使得推杆与转盘上螺旋槽孔的装配位置发生改变，由初始远离转盘盘心端移动至靠近转盘盘心端，从而将推杆沿着转盘径向拉回。推杆被拉回后，助推框架的框架壳体和载体失去约束，平动的丝杠穿过助推框架的前端封底，与载体碰撞从而实现分离。分离后，框架系统封底槽中预置的降落伞暴露在空气中并打开，实现助推器的回收。

本发明自行无扰动脱落的通用助推器分离可靠，对载体的扰动很小。采用固体火箭发动机为载体提供推力，增加载体射程；在发动机燃料燃尽后，通过机械回路作用自行脱落，避免对载体的外形和质量特性产生影响，脱落后，助推器能回收并重复使用以降低助推器成本。

附图说明

下面结合附图和实施方式对本发明一种自行无扰动脱落的固体火箭助推器作进一步详细说明。

图1为本发明助推器无助推框架的轴测图。

图2为本发明助推器轴测图。

图3为本发明助推器的助推框架示意图。

图4为本发明助推器的助推框架剖视图。

图5为本发明助推器的火箭发动机轴测图。

图6为本发明助推器的火箭发动机剖视图。

图7为本发明助推器的锁死解锁装置轴测图。

图8为本发明助推器的锁死解锁装置剖视图。

图中:

1.载体套筒 2.锁死解锁装置 3.火箭发动机 4.助推框架 5.框架壳体6.框架径向孔 7.撞击盖槽 8.框架耳片 9.框架凹槽 10.中心孔 11.发动机耳片12.拉瓦尔喷管 13.发动机壳体 14.延时火药管 15.止燃板 16.点火器17.延时火药管孔 18.火药筒 19.螺旋槽孔 20.推杆 21.丝杠 22.转盘

具体实施方式

本实施例是一种自行无扰动脱落的通用助推器。

参阅图1～图8，本实施例自行无扰动脱落的通用助推器，由锁死解锁装置2、火箭发动机3、助推框架4、载体套筒1组成；火箭发动机3和锁死解锁装置2置于助推框架4内部；助推框架4与载体套筒1固连，在连接段有四个均布的框架径向通孔6，由锁死解锁装置2插入通孔，充当定位销来实现助推器与载体的定位固连。

助推框架4包括框架壳体5、框架径向孔6、撞击盖槽7、框架耳片8、框架凹槽9、中心孔10,助推框架4为圆柱形壳体，框架壳体5一端为封闭端，封闭端外端面有环形框架凹槽9，框架凹槽9有轴向中心孔10，中心孔10直径与锁死解锁装置2的丝杠21直径相同，框架壳体5外径与载体套筒1内径相同，载体套筒1末端部沿周向均布四个圆孔，框架壳体5前端与载体套筒1末端配合，框架壳体5上靠近封闭端内端面沿周向均布四个框架径向孔6，框架壳体5内壁中间部位周向均布四个框架耳片8,每个框架耳片8上各有二个通孔，框架壳体5敞开端沿圆周均布四个撞击盖槽7，撞击盖直径与框架壳体外径相同，撞击盖周向均布四个凸台与撞击盖槽配合；框架凹槽9内放置有降落伞。框架壳体5上的四个框架径向孔6、四个框架耳片8、四个撞击盖槽7分别安装在同一直线上；框架壳体5承受助推器的轴向过载。

火箭发动机3包括发动机壳体13、发动机耳片11、拉瓦尔喷管12、点火器16、止燃板15、延时火药管14，发动机壳体13为圆筒形结构，封闭端内侧有止燃板15,止燃板15与封闭端平行安装，中间设置延时火药管14，点火器16安装在发动机壳体13内止燃板15的侧面,而且与延时火药管14连接，拉瓦尔喷管12与发动机壳体13敞开端固定连接,延时火药管14前端与延时火药管孔17相连通。火箭发动机3通过发动机耳片11与助推框架耳片8的连接，实现发动机壳体13与框架壳体5的固连。发动机耳片11与助推框架耳片8通过螺栓连接。

锁死解锁装置由转盘22、推杆20、螺旋槽孔19、火药筒18、丝杠延时火药管孔17、丝杠21组成，转盘22盘毂与火药筒18前端部丝杠配合,实现平动与转动的转换；转盘22上依轴心等直径均布四个形状相同的螺旋槽孔19；推杆20为L形结构,四根推杆20一端分别与转盘螺旋槽孔19配合,四根推杆20另一端分别与载体套筒1的圆孔和框架径向孔6连接定位；火药筒18一端有延时火药管孔17与延时火药管14连接，火药筒18另一端与丝杠21一端的圆盘22过盈配合，火药筒18为圆柱状壳体，内置微量炸药。火箭发动机的火药管14通过孔17进入火药筒18，点燃火药筒18内的微量炸药，爆炸产生推力，推动丝杠21在火药筒18内的圆盘，圆盘在爆炸冲击的作用下沿轴向运动，带动丝杠轴向运动，与其配合的转盘22随之发生转动，在转盘22转动过程中，推杆20与转盘22的配合位置沿着螺旋槽孔19逐渐向盘心靠近，在靠近过程中推杆20沿转盘22径向被拉回。推杆20脱离框架径向通孔6，助推框架4与载体套筒1失去定位销约束而变为无约束虚接触，轴向平动的丝杠21在平动过程中除了带动转盘22外，同时穿过中心孔10撞击载体底端部，使载体产生轴向加速度，而与助推框架4分离。

本实施例通用助推器应用于某型巡航器上，主要作用为助推发射，使巡航器能在短时间内加速到任务需求速度及高度，具体参数如下:

巡航器在静止状态下采用助推发射，根据任务规划为发动机装药，巡航器发射后火箭发动机点火，同时点燃延时火药，提供3s推力后延时火药点燃火药筒预制火药，小型爆炸产生的冲击波推动丝杠平移，丝杠带动转盘转动，推杆被径向拉回而实现助推器分离。巡航器速度可达50m/s，助推器脱落时，巡航器径向过载为零，姿态稳定；助推器的分离时没有对巡航器产生径向干扰。通用助推器具有良好的加速性能，且可自行无扰动脱落。

Claims (2)

1.一种自行无扰动脱落的通用助推器,其特征在于:包括火箭发动机、锁死解锁装置、助推框架，

所述助推框架包括框架壳体、框架径向孔、撞击盖槽、框架耳片、框架凹槽、中心孔、载体套筒,所述助推框架为圆柱形壳体，框架壳体一端为封闭端，封闭端外端面有环形框架凹槽，框架凹槽有轴向中心孔，中心孔直径与锁死解锁装置的丝杠直径相同，框架壳体外径与载体套筒内径相同，载体套筒末端部沿周向均布四个圆孔，框架壳体前端与载体套筒末端配合，框架壳体上靠近封闭端内端面沿周向均布四个框架径向孔，框架壳体内壁中间部位周向均布四个框架耳片,框架耳片上各有二个通孔，框架壳体敞开端沿圆周均布四个撞击盖槽，撞击盖直径与框架壳体外径相同，撞击盖周向均布四个凸台与撞击盖槽配合；框架凹槽内放置降落伞；

所述火箭发动机包括发动机壳体、发动机耳片、拉瓦尔喷管、点火器、止燃板、延时火药管，所述发动机壳体为圆筒形结构，封闭端内侧有止燃板,止燃板与封闭端平行安装，中间设置延时火药管，点火器位于发动机壳体内止燃板侧面,且与延时火药管连接，拉瓦尔喷管与发动机壳体敞开端固连,延时火药管前端与延时火药管孔相通；

所述锁死解锁装置由转盘、推杆、螺旋槽孔、火药筒、丝杠延时火药管孔组成，所述转盘盘毂与火药筒前端部丝杠配合,转盘上依轴心等直径均布四个形状相同的螺旋槽孔,所述推杆为L形结构,四根推杆一端分别与转盘螺旋槽孔配合,四根推杆另一端分别与载体套筒的圆孔和框架径向孔连接定位；火药筒一端有延时火药管孔与延时火药管连接，火药筒另一端与丝杠一端的圆盘过盈配合。

2.根据权利要求1所述的自行无扰动脱落的通用助推器,其特征在于:所述框架壳体上的框架径向孔、框架耳片、撞击盖槽位于同一直线上。