CN110284995B - 一种圆盘转移式分室固体火箭发动机 - Google Patents

一种圆盘转移式分室固体火箭发动机 Download PDF

Info

Publication number
CN110284995B
CN110284995B CN201910514504.8A CN201910514504A CN110284995B CN 110284995 B CN110284995 B CN 110284995B CN 201910514504 A CN201910514504 A CN 201910514504A CN 110284995 B CN110284995 B CN 110284995B
Authority
CN
China
Prior art keywords
engine
transfer device
combustion chamber
storage chamber
explosive
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
CN201910514504.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110284995A (zh
Inventor
张璐佳
魏志军
孙烨真
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Institute of Technology BIT
Original Assignee
Beijing Institute of Technology BIT
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Institute of Technology BIT filed Critical Beijing Institute of Technology BIT
Priority to CN201910514504.8A priority Critical patent/CN110284995B/zh
Publication of CN110284995A publication Critical patent/CN110284995A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110284995B publication Critical patent/CN110284995B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
    • F02K9/24—Charging rocket engines with solid propellants; Methods or apparatus specially adapted for working solid propellant charges
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
    • F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
    • F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/34—Casings; Combustion chambers; Liners thereof
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/95—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by starting or ignition means or arrangements

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Portable Nailing Machines And Staplers (AREA)

Abstract

本发明公开了一种圆盘转移式分室固体火箭发动机，属于固体火箭发动机技术领域。该火箭发动机包括存储室、转移装置和发动机；存储室内装有球形药柱，装药存储室与装药转移装置相连，装药转移装置与发动机相连；装药转移装置通过转动的方式将装药存储室内的球形药柱转移到发动机的燃烧室中，发动机的燃烧室内设有点火装置对球形药柱点火，装药转移装置同时实现发动机工作状态时燃烧室与装药存储室之间的密封。本发明通过将储存室与燃烧室分离并由转移装置进行药柱转移，克服了固体火箭发动机点火后无法中途停机的固有缺点，能够按需要对发动机进行开关机。

Description

一种圆盘转移式分室固体火箭发动机
技术领域
本发明涉及固体火箭发动机技术领域，具体涉及一种储存室与燃烧室分离的固体火箭发动机。
背景技术
固体火箭发动机是导弹、火箭等航天运载器的重要动力系统之一。其具有结构简单、推进剂密度大、推进剂可以储存在燃烧室中常备待用和操作方便可靠等优点。但固体火箭发动机的缺点在于发动机起动后难以熄火、重复起动困难、装药量难以控制、推力大小难以调节，使其在使用上受到限制。
为克服以上缺点，目前已有的固体火箭发动机推力控制方案主要包括：喷管喉面可调固体发动机、分段装药多脉冲固体发动机等。这些发动机设计方案主要通过改变喷管喉面面积、设计装药的特殊物理形状、在装药中添加级间隔离装置等方法达到改变推力大小的目的，在点火过程上无法进行多次主动开关机控制，在装药供给与推力大小调节上无法通过近似于液体火箭发动机的形式进行控制。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种圆盘转移式分室固体火箭发动机，能够实现按需要调节推力大小和开关机。
一种圆盘转移式分室固体火箭发动机，该火箭发动机包括存储室、转移装置和发动机；所述存储室内装有球形药柱，所述装药存储室与装药转移装置相连，装药转移装置与发动机相连；装药转移装置通过转动的方式将装药存储室内的球形药柱转移到发动机的燃烧室中，发动机的燃烧室内设有点火装置对球形药柱点火，装药转移装置同时实现发动机工作状态时燃烧室与装药存储室之间的密封。
进一步地，所述存储室包括锥形外壳、推药机构和释放机构；所述锥形外壳的上半部分为圆柱形，下半部分为圆锥形，外壳内部具有螺旋形导槽，球形药柱依次排列在导槽中，导槽的出口位于圆锥形中心，释放机构安装在导槽的出口处，释放机构打开时球形药柱从出口掉出，释放机构关闭时阻止球形药柱向外位移；所述推药机构设置在导槽的起始端。
进一步地，所述转移装置包括圆盘、钳形夹和推送机构；所述圆盘沿周向加工有四个弧形缺口，每个弧形缺口内安装一个钳形夹，钳形夹对应一个推送机构，钳形夹受控张开或收紧，完成对球形药柱的释放和夹持动作，推送机构沿弧形缺口的径向直线移动，完成对球形药柱推入发动机燃烧室的动作；所述圆盘在驱动机构的作用下绕自身轴线转动，装药状态时，一个缺口对应存储室导槽出口，对称位置的缺口对应发动机燃烧室，燃烧状态时，圆盘边缘部分将存储室导槽出口和燃烧室入口封闭。
进一步地，所述点火装置为电发火式，电能通过电桥丝转换为热能，加热并引燃桥丝周围的发火药，放出热量引燃点火发动机点火药，引燃装药。
有益效果：
本发明的圆盘转移式分室固体火箭发动机将燃烧室与储存室分离，通过存储室内的推药机构、释放机构与转移装置中的夹持机构和推送机构的配合实现装药供给完全可控，发动机燃烧室内的点火装置实现了固体火箭发动机多次起动；每次起动可依据不同任务的不同目标控制装药量，便于提高发动机推力可控程度。
附图说明
图1为本发明圆盘转移式分室固体火箭发动机的；
图2为本发明存储室内部结构俯视图；
图3为本发明的钳形夹和推送机构的结构示意图。
其中，1-存储室、2-释放机构、3-钳形夹、4-圆盘、5-球形药柱、6-点火装置、7-喷管、8-推药机构、9-夹持机构、10-推送机构。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
如附图1所示，本发明提供了一种圆盘转移式分室固体火箭发动机，该火箭发动机包括存储室1、转移装置和发动机；存储室1和发动机同时与转移装置相连，存储室1和发动机共轴线安装。
其中，存储室1包括锥形外壳、推药机构8和释放机构2；锥形外壳的上半部分为圆柱形，下半部分为圆锥形，外壳内部的壁面上具有螺旋形导槽，球形药柱5依次排列在导槽中，导槽的出口位于下半部分圆锥形中心，存储室的出口与转移装置的入口对接，释放机构2安装在导槽的出口处，释放机构2打开时球形药柱5从出口掉出，释放机构2关闭时阻止球形药柱5向外位移；推药机构8设置在导槽的起始端。
转移装置包括圆盘4、钳形夹3和推送机构10；圆盘4沿周向加工有四个弧形缺口，每个弧形缺口内安装一个钳形夹3，钳形夹3对应一个推送机构10，钳形夹3受控张开或收紧，完成对球形药柱5的释放和夹持动作，推送机构10沿弧形缺口的径向直线移动，完成对球形药柱5推入发动机燃烧室的动作；圆盘4在驱动机构的作用下绕自身轴线转动，装药状态时，圆盘4的一个缺口对应存储室导槽出口，对称位置的缺口对应发动机的燃烧室，燃烧状态时，圆盘4边缘部分将存储室导槽出口和燃烧室入口同时封闭。
固体火箭发动机工作过程为：
当圆盘4缺口部分与储存室出口相对时，储存室中的推药机构8在程序控制下依次推送球形药柱5，电动推药机构8的具体工作情况依据储存室内药柱运动路径、电机推送装置布置方式结合受力情况决定，预先通过程序输入控制系统。圆盘缺口部分一旦经过储存室便自动获得一个球形药柱5，即存储室1推出球形药柱5进入圆盘4缺口处，球形药柱5触发钳型夹3的收紧装置，钳形夹3收缩后夹紧并保存药柱，可视为药柱进入缓冲区。
圆盘4在控制系统控制下以一定的速度转动，当缺口凹部分转动到与燃烧室开口相对时，圆盘缺口处底部钳形夹3受控张开，推送机构10将球形药柱5送入燃烧室准备燃烧，球形药柱5将被依次从底部至顶部固定在燃烧室内，如附图3所示。
依据本次起动预期目标，燃烧室中将被放置相应数量的球形药柱5。开始燃烧前，齿轮非缺口处外缘与燃烧室贴合石墨盘根相互接触使燃烧室密封，燃烧室内壁上相应位置的点火装置6开始工作，点火装置6同样受控于控制系统，点火位置6和点火时刻由本次起动的预期目标而定，被预先以控制程序输入或进行实时控制，点燃药柱，球形药柱5预定的燃烧方式燃烧。
燃烧室内产生高温高压气体，气体经过拉瓦尔喷管7喷出，由冲量原理可知喷出的高温高压气体产生推力，满足导弹或火箭的推力需求
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (3)

1.一种圆盘转移式分室固体火箭发动机，其特征在于，该火箭发动机包括存储室、转移装置和发动机；所述存储室内装有球形药柱，所述装药存储室与装药转移装置相连，装药转移装置与发动机相连；装药转移装置通过转动的方式将装药存储室内的球形药柱转移到发动机的燃烧室中，发动机的燃烧室内设有点火装置对球形药柱点火，装药转移装置同时实现发动机工作状态时燃烧室与装药存储室之间的密封；所述转移装置包括圆盘、钳形夹和推药机构；所述圆盘沿周向加工有四个弧形缺口，每个弧形缺口内安装一个钳形夹，钳形夹对应一个推药机构，钳形夹受控张开或收紧，完成对球形药柱的释放和夹持动作，推药机构沿弧形缺口的径向直线移动，完成对球形药柱推入发动机燃烧室的动作；所述圆盘在驱动机构的作用下绕自身轴线转动，装药状态时，一个缺口对应存储室导槽出口，对称位置的缺口对应发动机燃烧室，燃烧状态时，圆盘边缘部分将存储室导槽出口和燃烧室入口封闭。
2.如权利要求1所述的圆盘转移式分室固体火箭发动机，其特征在于，所述存储室包括锥形外壳、推药机构和释放机构；所述锥形外壳的上半部分为圆柱形，下半部分为圆锥形，外壳内部具有螺旋形导槽，球形药柱依次排列在导槽中，导槽的出口位于圆锥形中心，释放机构安装在导槽的出口处，释放机构打开时球形药柱从出口掉出，释放机构关闭时阻止球形药柱向外位移；所述推药机构设置在导槽的起始端。
3.如权利要求1所述的圆盘转移式分室固体火箭发动机，其特征在于，所述点火装置为电发火式，电能通过电桥丝转换为热能，加热并引燃桥丝周围的发火药，放出热量引燃点火发动机点火药，引燃装药。
CN201910514504.8A 2019-06-14 2019-06-14 一种圆盘转移式分室固体火箭发动机 Expired - Fee Related CN110284995B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910514504.8A CN110284995B (zh) 2019-06-14 2019-06-14 一种圆盘转移式分室固体火箭发动机

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910514504.8A CN110284995B (zh) 2019-06-14 2019-06-14 一种圆盘转移式分室固体火箭发动机

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110284995A CN110284995A (zh) 2019-09-27
CN110284995B true CN110284995B (zh) 2020-07-24

Family

ID=68004331

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910514504.8A Expired - Fee Related CN110284995B (zh) 2019-06-14 2019-06-14 一种圆盘转移式分室固体火箭发动机

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN110284995B (zh)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110589029B (zh) * 2019-10-18 2020-09-11 深圳市魔方卫星科技有限公司 固体燃料微型推进器
CN111852689B (zh) * 2020-08-07 2021-11-23 西安近代化学研究所 一种弹射发动机

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5927335A (en) * 1997-05-07 1999-07-27 Alliedsignal Inc. Spherical chamber fluidic ball diverter valve
US7956104B2 (en) * 2003-02-24 2011-06-07 Alliant Techsystems Inc. Centerport inhibitor for a solid propellant rocket motor, a solid propellant rocket motor including same, and a method of inhibiting a centerport of a solid propellant rocket motor
CN101957159A (zh) * 2009-07-13 2011-01-26 孙光斌 新型大推力火箭
CN106194501A (zh) * 2016-07-08 2016-12-07 北京航空航天大学 螺旋药型固液火箭发动机
CN108626028B (zh) * 2018-05-09 2020-01-31 上海新力动力设备研究所 用于激光化学联合推进器的旋转驱动装药结构

Also Published As

Publication number Publication date
CN110284995A (zh) 2019-09-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107269424B (zh) 一种固体火箭发动机二次点火结构
CN110195665B (zh) 一种再装填的储气式固体推进剂动力装置
CN110284995B (zh) 一种圆盘转移式分室固体火箭发动机
CN110469425B (zh) 一种推力可调式多级脉冲固体火箭发动机
US10054387B2 (en) Autonomous automatic electromagnetic launch system with adjustable launch velocity, low recoil force, low acoustic report, and low visible and infra-red signature
CN110145412B (zh) 门式固体火箭发动机
US6647889B1 (en) Propelling device for a projectile in a missile
US6640720B1 (en) Translation and locking mechanism in missile
US4945811A (en) Weapon system
US3903802A (en) Shell construction sealing washer
CN117028065A (zh) 一种大推力比的单室双推力固体火箭发动机
US20230147062A1 (en) Pulse Detonation Wave Generator
KR101699362B1 (ko) 가스발생기 및 그 재점화 방법
US3726219A (en) Integral propellant case ramjet projectile
US4495763A (en) Dual-thrust nozzle apparatus for rockets
RU2675983C1 (ru) Двигатель кумулятивно-фугасного заряда
RU2313683C1 (ru) Реактивный двигатель
Naumann et al. Green Gelled Propellant Gas Generator for High-Performance Divert-and Attitude Control Systems
CN112431689A (zh) 一种含超音速分离线摆动喷管的固体火箭发动机
RU2809456C1 (ru) Кассетная головная часть
RU2351788C1 (ru) Ракетный двигатель твердого топлива управляемого снаряда, воспламенитель твердотопливного заряда и сопловой блок ракетного двигателя
RU2122133C1 (ru) Пороховой аккумулятор давления
RU180685U1 (ru) Газопароимпульсная корректирующая двигательная установка для космических аппаратов
CN115163334B (zh) 一种带姿轨控功能的多次启动固体发动机及设计方法
RU2289036C2 (ru) Твердотопливный газогенератор для катапультного устройства ракеты

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20200724