CN105129096A - 新型双动力串列式巡飞动力装置 - Google Patents

Abstract

一种新型双动力串列式巡飞动力装置，包括燃油系统、涡喷发动机、进气道、叉形尾喷管、固体火箭发动机，其中该固体火箭发动机安置在弹体末端；该涡喷发动机加装叉形尾喷管，安装在固体火箭发动机的前部，且该叉形尾喷管的延长段穿出弹体两侧直至弹体末端；该涡喷发动机的前部安设有进气道；该进气道的前部安置燃油系统。本发明在设计不变动原飞行装置的起飞总重和弹体气动外形的情况下，将小型低成本涡喷发动机加装叉形尾喷管后与小体量固体火箭发动机组成动力装置，并安置左右对称的进气道、燃油系统，可极大提高动力装置的比冲水平，克服高热防护问题，实现动力装置的重复点火启动，保持推力不受环境温度的影响并能适时调节和控制。

Description

新型双动力串列式巡飞动力装置

技术领域

本发明属于飞行器动力装置技术领域，特别是涉及一种新型双动力串列式巡飞动力装置。

背景技术

通常，一般使用固体火箭发动机作为动力装置的飞行装置结构比较简单，除了弹体、战斗部、制导分系统外，其动力装置通常采用固体火箭发动机，其布局如图1的飞行装置弹体布置图所示。当飞行装置从地面或空中发射后，将按一条预定的飞行轨道方向落地，主要打击已经设定和瞄准好的固定目标，比如：地面上某固定的雷达站、静止不动的车辆、某设施或建筑物等。

由于固体火箭发动机采用固体推进剂，因此与其它类型的发动机(如涡喷发动机、涡扇发动机等)相比，该类发动机存在的主要缺点如下：

(1)推进剂的比冲较小，一般只能达到200～250s的水平，严重影响到飞行装置的射程和有效载荷；

(2)推进药剂工作燃烧时将产生2500～3500℃的高温，燃烧室内壁间、或与弹体间高热防护/隔热的设计和制造问题难以克服，因此无法满足飞行装置进行较长时间工作的技术要求；

(3)推力大小容易受周围环境温度变化产生差异，将影响到弹载导引头的搜索捕获精度和飞行制导的效果，降低飞行装置的飞行控制品质；

(4)动力装置通常采用单一黑火药点燃药柱燃烧工作的方法，难以实施动力装置的重复再启起；

(5)推进剂工作时瞬间加速度较大，导致产生的推力大小不易被控制和调节。

有鉴于上述现有的固体火箭发动机动力装置存在的缺陷，本发明人基于从事此类产品设计制造多年丰富的实务经验及专业知识，并配合学理的运用，积极加以研究创新，以期创设一种新型双动力串列式巡飞动力装置，能够改进一般现有的固体火箭发动机动力装置，使其更具有实用性。经过不断的研究、设计，并经过反复试作样品及改进后，终于创设出确具实用价值的本发明。

发明内容

本发明的目的在于，克服现有的固体火箭发动机动力装置存在的缺陷，而提供一种新型双动力串列式巡飞动力装置，所要解决的技术问题是使其能够提高推进剂的比冲值，解决高热防护问题，实现重复点火启动，从而更加适于实用。

本发明的目的及解决其技术问题是采用以下技术方案来实现。依据本发明提出的一种新型双动力串列式巡飞动力装置，包括燃油系统、涡喷发动机、进气道、叉形尾喷管、固体火箭发动机，其中该固体火箭发动机安置在弹体末端；该涡喷发动机加装叉形尾喷管，安装在固体火箭发动机的前部，且该叉形尾喷管的延长段穿出弹体两侧直至弹体末端；该涡喷发动机的前部安设有进气道；该进气道的前部安置燃油系统。

本发明的目的及解决其技术问题还采用以下技术措施来进一步实现。

前述的巡飞动力装置，其中所述的涡喷发动机切除收敛尾喷管，加装叉形尾喷管。

前述的巡飞动力装置，其中所述的进气道呈左右对称。

前述的巡飞动力装置，其中所述的燃油系统包括燃油箱、供油管路、油量电子调节装置。

借由上述技术方案，本发明一种新型双动力串列式巡飞动力装置可达到相当的技术进步性及实用性，至少具有下列优点：

①极大地提高推进剂的比冲值

改用小型低成本涡喷发动机为核心部件后，航空燃油推进剂的比冲值至少不低于2000～2500s的水平，是原来固体火箭发动机比冲值的10倍左右，有助于提高飞行装置的射程和有效载荷；

②彻底解决了动力装置的高热防护问题

小型低成本涡喷发动机燃烧室内的温度不超过1400℃左右，尾喷管的喷口温度一般仅为750～800℃左右，与原来固体火箭发动机工作燃烧产生2500～3500℃高温相比，可显著降低动力装置对高热防护的技术需求，能满足较长时间的工作需求；

③弹体设计技术和工艺加工方面的更改工作量不大

a.弹体除增加两侧进气道的更改设计外，其余不存在外形上任何设计和加工更改方面的工作量；

b.弹体内部除动力分系统进行技术改造外，飞行装置的其它分系统(如战斗部、制导分系统等)不必更改设计，因此，弹体内部结构设计和加工更改的工作量较小；

c.全系统总重量保持不变，导致飞行装置总体性能修正的理论计算和试验工作量不大；

④具备动力装置可重复点火启动的特性

当飞行装置处于熄火停车状态时，动力装置可依靠机载智能控制中心发出的指令使其重新自动点火启动工作，保证飞行装置继续依靠小型低成本涡喷发动机的动力正常飞行执行任务；

⑤显著改善和提升飞行装置的作战性能

使飞行装置具备了远程和巡飞功能，因而极大地提高了此类飞行装置的突防和机动能力，可有效地跟踪和打击地面的移动目标；

⑥节省了飞行装置技术改造的总费用

由于飞行装置的发射装置与弹体的设计匹配不因动力装置的更改而变动，因此不需另外承担发射辅助装置的更改费用，节省了飞行装置技术改造的总费用。

综上所述，本发明一种新型双动力串列式巡飞动力装置，在设计不变动原飞行装置起飞总重和基本不变原飞行装置弹体气动外形的情况下，将小型低成本涡喷发动机加装叉形尾喷管后与小体量固体火箭发动机组成动力装置，并安置左右对称的进气道、燃油系统，可极大提高动力装置的比冲水平而增加飞行装置的射程和有效荷载，克服高热防护问题，实现动力装置的重复点火启动，保持推力大小不受环境温度的影响并能适时调节和控制。本发明在技术上有显著的进步，并具有明显的积极效果，诚为一新颖、进步、实用的新设计。

上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本发明的上述和其他目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举较佳实施例，并配合附图，详细说明如下。

附图说明

图1是配置固体火箭发动机的飞行装置弹体布置图。

图2是本发明一种新型双动力串列式巡飞动力装置的示意图。

图3是图2的主视图。

图4是现有的涡喷发动机的示意图。

图5是本发明中改造后的涡喷发动机的示意图。

图6是本发明一实施例采用上侧单进气道的示意图。

图7是本发明另一实施例采用下侧单进气道的示意图。

【主要元件符号说明】

1：弹体

2：固体火箭发动机

3：尾喷管

4：燃油系统

5：进气道

6：涡喷发动机

7：叉形尾喷管

8：收敛尾喷管

9：上侧单进气道

10：下侧单进气道

具体实施方式

为更进一步阐述本发明为达成预定发明目的所采取的技术手段及功效，以下结合附图及较佳实施例，对依据本发明提出的新型双动力串列式巡飞动力装置其具体实施方式、结构、特征及其功效，详细说明如后。

请参阅图2、图3，本发明一种新型双动力串列式巡飞动力装置，包括燃油系统、涡喷发动机、进气道、叉形尾喷管、固体火箭发动机，其中该固体火箭发动机安置在弹体末端；该涡喷发动机加装叉形尾喷管，安装在固体火箭发动机的前部，且该叉形尾喷管的延长段穿出弹体两侧直至弹体末端；该涡喷发动机的前部安设有进气道；该进气道的前部安置燃油系统。

具体的，本发明一种新型双动力串列式巡飞动力装置由如下三个分系统组成：小型低成本涡喷发动机进气分系统、起飞助推分系统、巡飞动力分系统，其中各分系统的功能如下：

(1)小型低成本涡喷发动机进气分系统

请参阅图2及图3，该分系统的主要部件是弹体1两侧的涡喷发动机6的进气道5。

选取弹体1两侧“长S形”的高亚音速进气道布局是为了让弹体1前方的高速来流能以足够的空气量和最顺畅的流动方式进入发动机进气道5，供给小型低成本的涡喷发动机6后保障其正常工作，这种左右对称的布局设计兼顾了弹体1上下俯仰、左右偏航等飞行状态下进气道5前部流场对发动机进气量、工作特性、以及发动机推力(功率)损失的影响。请同时参阅图2、图3、图6及图7，本发明的进气道5采用左右对称的布局，是优于弹体1上仅采用上侧单进气道9或下侧单进气道10的布局。

(2)起飞助推分系统

请参阅图2、图3，该分系统的主要部件是一枚小体量的固体火箭发动机2。

动力装置经技术改造后的飞行装置在发射时需要依靠一个相当大的设计初速，能在极短时间内产生如此大初速的动力装置的首选肯定是固体火箭发动机，因此，本发明仍然保留了一枚小体量固体火箭发动机2，用于飞行装置发射时能产生足够的推力，使飞行装置获得相当大的设计初速，当飞行装置达到设计初速后，小型低成本的涡喷发动机6随即自动点火启动工作，这时小体量固体火箭发动机2所装载的药剂量基本耗尽，推进工作自动终结，飞行装置就依靠小型低成本的涡喷发动机6的推力保持按预定的要求飞行。

(3)巡飞动力分系统

请参阅图2、图3及图5，该分系统包括了燃油系统4(含燃油箱、管路、控制系统等)、切除尾喷管后的小型低成本涡喷发动机6和叉形尾喷管7等三个主要部件，是实现和提升飞行装置远程和巡飞性能的关键系统，其功能分别如下：

①燃油系统4

该系统包括燃油箱、供油管路、油量电子调节装置等部件，一方面大体量燃油箱可为小型低成本涡喷发动机6的工作存储足够的燃油，保证飞行装置增加飞行的航程(或航时)，另一方面通过油量电子调节装置的智能技术，自动控制和合理调节小型低成本涡喷发动机6的工作状况，满足飞行装置执行巡飞任务的技术指标要求。

②切除尾喷管后的小型低成本涡喷发动机6

为了匹配“双动力串列式巡飞动力装置”的设计，原小型低成本涡喷发动机6必须切除收敛尾喷管8后加装叉形尾喷管7，但切除收敛尾喷管8后的小型低成本涡喷发动机6依然起着动力系统核心机的作用。当弹体1前方的高速气流进入进气道5后，尽管因切除收敛尾喷管8后加装叉形尾喷管7会略微影响该涡喷发动机6的性能，但经适当的总体更改协调设计后，该涡喷发动机6基本能按设计的匹配状态正常工作，产生飞行装置飞行所需的推力(功率)。

③叉形尾喷管7

为了满足“双动力串列式巡飞动力装置”设计的要求，小型低成本涡喷发动机6切除了收敛尾喷管8后加装了叉形尾喷管7，使小型低成本涡喷发动机6的尾喷流左右分叉，再从圆柱型弹体1的两侧向后流动，并沿叉形尾喷管7延长的喷管从弹体1的尾部高速喷出，产生足够的向前推力。在这整个的气流流动过程中，叉形尾喷管7的叉口部分结构直接承受了来自小型低成本涡喷发动机6后喷流的高速(高压)和高温的冲击。因此，该叉形尾喷管7应选用耐压耐高温材料，并采取高温保护措施。

借由上述技术方案，本发明一种新型双动力串列式巡飞动力装置的工作原理如下：

根据“双动力串列式”技术设计改造后的飞行装置在轨道发射器上接到“发射”指令后，位于弹体1后部的小体量固体火箭发动机2立刻自动点火启动工作，飞行装置以极大的初速沿轨道发射器发射，并脱离发射器前飞进入飞行。

当飞行装置在飞行中达到设计初速后的瞬间，小型低成本涡喷发动机6随即自动快速点火启动，依靠进入弹体1两侧发动机进气道5的空气流开始工作，产生的高速尾喷流沿叉形尾喷管7左右分开，从弹体1的两侧向后流动，并沿着延长的喷管从弹体1的尾部高速喷出，产生向前的推力，在若干秒钟极短的时间内逐步加大推力到达设计值，这时小体量固体火箭发动机2立刻自动熄灭终结工作。

在小体量固体火箭发动机2的工作自动终结后，飞行装置就只依靠小型低成本涡喷发动机6的推力保持飞行，飞行装置在全程飞行中的速度、航向、航程(航时)等巡飞技术参数均按任务要求自动调节小型低成本涡喷发动机6的工况来控制。

飞行装置在飞行过程中，可依靠机载智能控制中心重新使熄火停车状态的小型低成本涡喷发动机6多次自动点火启动工作，保证飞行装置继续依靠小型低成本涡喷发动机6的动力正常飞行执行任务。

本发明所提出的新型双动力串列式巡飞动力装置能克服当前国内使用固体火箭发动机作为动力装置的飞行装置存在的不足之处和技术缺陷，如：极大地提高动力装置的比冲水平、克服工作热防护问题后满足较长时间工作的技术要求、动力装置可重复起动、保持推力大小不受环境温度的影响并能实现适时调节、还能提高飞行装置巡飞、突防、机动等不同飞行任务的控制品质、随机改变飞行轨迹跟踪打击地面的运动目标等，大大提高飞行装置远程和巡飞的作战性能，适用范围更广。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例而已，并非对本发明做任何形式上的限制，虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然而并非用以限定本发明，任何熟悉本专业的技术人员，在不脱离本发明技术方案范围内，当可利用上述揭示的技术内容做出些许更动或修饰为等同变化的等效实施例，但凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所做的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属于本发明技术方案的范围内。

Claims (4)

1.一种新型双动力串列式巡飞动力装置，其特征在于：包括燃油系统、涡喷发动机、进气道、叉形尾喷管、固体火箭发动机，其中该固体火箭发动机安置在弹体末端；该涡喷发动机加装叉形尾喷管，安装在固体火箭发动机的前部，且该叉形尾喷管的延长段穿出弹体两侧直至弹体末端；该涡喷发动机的前部安设有进气道；该进气道的前部安置燃油系统。

2.根据权利要求1所述的巡飞动力装置，其特征在于：其中所述的涡喷发动机切除收敛尾喷管，加装叉形尾喷管。

3.根据权利要求1所述的巡飞动力装置，其特征在于：其中所述的进气道呈左右对称。

4.根据权利要求1所述的巡飞动力装置，其特征在于：其中所述的燃油系统包括燃油箱、供油管路、油量电子调节装置。