CN113404618A - 一种固体脉冲动力装置 - Google Patents

Abstract

本申请揭示了一种固体脉冲动力装置，属于固体推进技术领域。该固体脉冲动力装置，包括结构主体、喷口、PCB电路板、固体发动机，所述喷口与所述固体发动机一一对应设置，各个喷口周向间隔地排布于所述结构主体上，所述PCB电路板与所述固体发动机的点火器的表面贴合且电性连接；每个固体发动机均包括点火器、燃烧室、药柱，所述药柱容置于所述燃烧室内，所述点火器位于所述燃烧室端部中心位置且与所述药柱压紧配合，与所述固体发动机对应的喷口安装于所述固体发动机远离所述点火器的一端。本申请通过在结构主体上设置的绕轴线阵列排布的喷口以及对应的燃烧室，提供了导弹所需的与飞行方向垂直的燃气动力，实现导弹弹道的机动或姿态的俯仰与滚动的调整。

Description

一种固体脉冲动力装置

技术领域

本申请属于固体推进技术领域，涉及一种固体脉冲动力装置。

背景技术

固体脉冲发动机是导弹等飞行器进行初始姿态快速调整的执行装置。通常在导弹发射后，为了大角度机动转弯或者姿态纠偏，需要利用姿控发动机提供侧向力来实现。为满足任意方位调整，通常需要多个脉冲发动机根据需要单个或组合工作。随着导弹向微型化发展，其脉冲发动机也需要微型化。

针对微型发动机，一些二维阵列排布的利用3D打印实现了固体脉冲发动机的阵列化，其由类似三明治结构的，通过打印实现药柱、密封、隔热和点火控制等功能。其壳体、底板均选用硅材料，还包括绝热材料等。该类打印结构可以解决燃烧室直径1mm量级，在10mm燃烧室直径的发动机方面，存在打印结构强度不足的问题，同时也未能解决导弹对于脉冲发动机的组合使用问题。

发明内容

为了解决相关技术的问题，本申请提供了一种固体脉冲动力装置，技术方案如下：

一种固体脉冲动力装置，包括结构主体、喷口、PCB电路板、固体发动机，所述喷口与所述固体发动机一一对应设置，各个喷口周向间隔地排布于所述结构主体上，所述PCB电路板与所述固体发动机的点火器的表面贴合且电性连接；

每个固体发动机均包括点火器、燃烧室、药柱，所述药柱容置于所述燃烧室内，所述点火器位于所述燃烧室端部中心位置且与所述药柱压紧配合，与所述固体发动机对应的喷口安装于所述固体发动机远离所述点火器的一端。

可选的，所述多个喷口和多个固体发动机围绕所述结构主体的轴线环形阵列设置。

可选的，每个固体发动机还包括喷口堵片和导流器，所述喷口堵片安装在所述燃烧室与所述喷口的连接通道处，所述喷口堵片与所述燃烧室通过胶接实现密封，所述导流器安装于所述燃烧室内所述喷口堵片上。

可选的，所述导流器内设置有花瓣状导流孔，所述喷口堵片的材质为有机薄膜或金属薄膜。

可选的，相邻两个固体发动机的燃烧室分别位于所述喷口所在周向的两侧，且错位分布；或者，各个固体发动机的燃烧室均位于所述喷口所在周向的同一侧。

可选的，所述PCB电路板为两个，两个PCB电路板分别与同侧的各个燃烧室内的点火器贴合。

可选的，所述PCB电路板为柔性电路板，所述柔性电路板包括PCB电路板主体结构和位于所述结构主体端部内环处的环状电路板，所述PCB电路板主体结构上附加有层盖板。

可选的，所述固体脉冲动力装置还包括紧固件和密封层，所述紧固件将所述PCB电路板紧固于所述结构主体上，所述密封层位于所述燃烧室端面与所述PCB电路板之间。

可选的，各个喷口的轴线垂直于所述结构主体的轴线。

可选的，各个喷口倾斜设置以使得各个喷口与所述结构主体的轴线之间存在力臂。

可选的，各个喷口开设于所述结构主体上，所述结构主体以及各个燃烧室通过3D金属打印或机加工一体成型；或者，各个燃烧室可拆卸式地安装于所述结构主体上。

基于上述技术特征，本申请至少可以实现如下有益效果：

通过在结构主体上设置的轴线阵列排布的喷口以及对应的固体发动机，提供了导弹所需的与飞行方向垂直的燃气动力，实现导弹弹道的机动或姿态的俯仰与滚动的调整。

针对公斤级卫星、100mm以下直径导弹，脉冲发动机燃烧室直径在2mm～20mm范围内的需求，解决脉冲发动机结构设计及阵列构型的问题。

应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性的，并不能限制本发明。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。

图1是本申请一个实施例中提供的固体脉冲动力装置的结构示意图；

图2是本申请一个实施例中提供的固体脉冲动力装置的环面剖面示意图；

图3是本申请一个实施例中提供的固体脉冲动力装置的应用示意图；

图4是本申请另一个实施例中提供的固体脉冲动力装置的结构示意图；

图5是本申请另一个实施例中提供的固体脉冲动力装置中PCB电路板的安装示意图；

图6是本申请另一个实施例中提供的喷口排布设置的示意图。

其中，附图标记如下：

1、结构主体；2、喷口；3、PCB电路板；31、柔性电路板；41、点火器；42、燃烧室；43、药柱；44、喷口堵片；45、导流器；5、紧固件；6、密封层；7、微型导弹。

具体实施方式

这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。以下示例性实施例中所描述的实施方式并不代表与本发明相一致的所有实施方式。相反，它们仅是与如所附权利要求书中所详述的、本发明的一些方面相一致的装置和方法的例子。

图1是本申请一个实施例中提供的固体脉冲动力装置的结构示意图，图2是是本申请一个实施例中提供的固体脉冲动力装置的环面剖面示意图，结合图1和图2，本申请提供的固体脉冲动力装置可以包括结构主体1、喷口2、PCB电路板3、固体发动机，所述喷口2与所述固体发动机一一对应设置，各个喷口2周向间隔地排布于所述结构主体1上，固体发动机包括围绕结构主体1的轴线周向阵列布置的多个燃烧室。所述PCB电路板3与所述固体发动机的点火器的表面贴合且电性连接。通过将点火器与PCB电路板直接贴合连接节省了驱动控制板与点火器之间的连接引线，装配更加简单方便且节省了空间。PCB电路板3上端面装有除了点火器外的其它电路元件。本发明在同一平面上环形阵列设置喷口以及相对应的多个固体发动机，喷口以及固体发动机沿圆周向阵列布置，结构紧凑且提供了导弹所需的与飞行方向垂直的燃气动力，实现导弹弹道的机动或姿态的俯仰与滚动的调整。参见图2，每个固体发动机均可以包括点火器41、燃烧室42、药柱43，所述药柱43容置于所述燃烧室42内，所述点火器41位于所述燃烧室42端部中心位置且与所述药柱43压紧配合，与所述固体发动机对应的喷口2安装于所述固体发动机远离所述点火器41的一端。固体发动机通过点火器实现推进剂的引燃，推进剂在燃烧室堵片的密封下，建立稳定的燃烧，一定压强后，燃气在导流器的作用下，有序经过并冲破堵片，堵片破裂，燃气喷出喷口产生推力。

在一种可能的实现方式中，每个固体发动机还可以包括喷口堵片44和导流器45，所述喷口堵片44安装在所述燃烧室42与所述喷口2的连接通道处，所述喷口堵片44与所述燃烧室42通过胶接实现密封，所述导流器45安装于所述燃烧室42内所述喷口堵片44上。通过在燃烧室与喷口之间设置喷口堵片可以在发动机不工作时对燃烧室密封保护。在发动机工作时建立初始压强，并在达到一定压强时破裂，使燃气喷出。

所述导流器45内设置有花瓣状导流孔，实现燃气的压力控制并防止药柱43未充分燃烧喷出。所述喷口堵片44的材质为有机薄膜或金属薄膜。花瓣状导流孔能够对经过的燃气进行导流，使燃气经过时更为均匀，有助于燃气的压力控制。

可选的，各个喷口2开设于所述结构主体1上，所述结构主体1以及各个燃烧室42通过3D金属打印或机加工一体成型；或者，各个燃烧室42可拆卸式地安装于所述结构主体1上。

所述固体脉冲动力装置还可以包括紧固件5和密封层6，所述紧固件5将所述PCB电路板3紧固于所述结构主体1上，所述密封层6位于所述燃烧室42端面与所述PCB电路板3之间。

本申请提供的固体脉冲动力装置通过在结构主体1上设置的轴线排布的喷口2以及对应的燃烧室42，提供了导弹所需的与飞行方向垂直的燃气动力，实现导弹弹道的机动或姿态的俯仰与滚动的调整。

举例来讲，如图3所示，其是本申请一个实施例中提供的固体脉冲动力装置的应用示意图，微型导弹7通过弹载计算机向固体脉冲动力装置发出指令，固体脉冲动力装置通过电路逻辑转换，接通指令通道，实现指令所对应的目标喷口2所在的药柱燃烧，产生高压气体喷出，提供微型导弹7所需的与飞行方向垂直的燃气动力，实现微型导弹7弹道的机动或姿态的俯仰与滚动调整。

当燃烧室42比较大时，相邻两个固体发动机的燃烧室42可以分别位于所述喷口2所在周向的两侧，且错位分布，如图4所示；或者，当燃烧室42比较小时，各个固体发动机的燃烧室42均位于所述喷口2所在周向的同一侧。在通常设置中，燃烧室42可以为圆柱形或长圆孔形状等。

可选的，所述PCB电路板3为两个，两个PCB电路板3分别与同侧的各个燃烧室42内的点火器41贴合。

可选的，所述PCB电路板3为柔性电路板31，所述柔性电路板31包括PCB电路板主体结构和位于所述结构主体1端部内环处的环状电路板，如图5所示，所述PCB电路板主体结构上附加有层盖板。

在一种实现方式中，各个喷口2的轴线垂直于所述结构主体1的轴线，当需要调整导弹导通的机动或姿态的仰俯与滚动时，导弹向固体脉冲动力装置下发的相应指令，固体脉冲动力装置利用PCB电路板3控制该指令对应的燃烧室42点燃时，通过该燃烧室42的喷口2喷出，产生与导弹所需的与飞行方向垂直的燃气动力，从而实现导弹弹道的机动或姿态的俯仰的调整。

在另一种实现方式中，各个喷口2倾斜设置以使得各个喷口2与所述结构主体1的轴线之间存在力臂，如图6所示。当需要调整导弹导通的机动或姿态的滚动时，导弹向固体脉冲动力装置下发的相应指令，固体脉冲动力装置利用PCB电路板3控制该指令对应的燃烧室42点燃时，通过该燃烧室42的喷口2喷出，产生与导弹所需的与飞行方向产生一定角度的燃气动力，从而实现导弹弹道的机动或姿态的滚动的调整。

综上所述，本申请提供的固体脉冲动力装置，通过在结构主体上设置的轴线阵列排布的喷口以及对应的燃烧室，提供了导弹所需的与飞行方向垂直的燃气动力，实现导弹弹道的机动或姿态的俯仰与滚动的调整。

针对公斤级卫星、100mm以下直径导弹，脉冲发动机燃烧室直径在2mm～20mm范围内的需求，解决脉冲发动机结构设计及阵列构型的问题。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这里发明的发明后，将容易想到本发明的其它实施方案。本申请旨在涵盖本发明的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本发明的一般性原理并包括本发明未发明的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本发明的真正范围和精神由所附的权利要求指出。

应当理解的是，本发明并不局限于上面已经描述并在附图中示出的精确结构，并且可以在不脱离其范围进行各种修改和改变。本发明的范围仅由所附的权利要求来限制。

Claims (10)

1.一种固体脉冲动力装置，其特征在于，所述固体脉冲动力装置包括结构主体、喷口、PCB电路板、固体发动机，所述喷口与所述固体发动机一一对应设置，各个喷口周向间隔地排布于所述结构主体上，所述PCB电路板与所述固体发动机的点火器的表面贴合且电性连接；

每个固体发动机均包括点火器、燃烧室、药柱，所述药柱容置于所述燃烧室内，所述点火器位于所述燃烧室端部中心位置且与所述药柱压紧配合，与所述固体发动机对应的喷口安装于所述固体发动机远离所述点火器的一端。

2.根据权利要求1所述的固体脉冲动力装置，其特征在于，每个固体发动机还包括喷口堵片和导流器，所述喷口堵片安装在所述燃烧室与所述喷口的连接通道处，所述喷口堵片与所述燃烧室通过胶接实现密封，所述导流器安装于所述燃烧室内所述喷口堵片上。

3.根据权利要求2所述的固体脉冲动力装置，其特征在于，所述导流器内设置有花瓣状导流孔，所述喷口堵片的材质为有机薄膜或金属薄膜。

4.根据权利要求1所述的固体脉冲动力装置，其特征在于，相邻两个固体发动机的燃烧室分别位于所述喷口所在周向的两侧，且错位分布；或者，各个固体发动机的燃烧室均位于所述喷口所在周向的同一侧。

5.根据权利要求4所述的固体脉冲动力装置，其特征在于，所述PCB电路板为两个，两个PCB电路板分别与同侧的各个燃烧室内的点火器贴合。

6.根据权利要求1所述的固体脉冲动力装置，其特征在于，所述PCB电路板为柔性电路板，所述柔性电路板包括PCB电路板主体结构和位于所述结构主体端部内环处的环状电路板，所述PCB电路板主体结构上附加有层盖板。

7.根据权利要求1所述的固体脉冲动力装置，其特征在于，所述固体脉冲动力装置还包括紧固件和密封层，所述紧固件将所述PCB电路板紧固于所述结构主体上，所述密封层位于所述燃烧室端面与所述PCB电路板之间。

8.根据权利要求1所述的固体脉冲动力装置，其特征在于，各个喷口的轴线垂直于所述结构主体的轴线。

9.根据权利要求1所述的固体脉冲动力装置，其特征在于，各个喷口倾斜设置以使得各个喷口与所述结构主体的轴线之间存在力臂。

10.根据权利要求1所述的固体脉冲动力装置，其特征在于，各个喷口开设于所述结构主体上，所述结构主体以及各个燃烧室通过3D金属打印或机加工一体成型；或者，各个燃烧室可拆卸式地安装于所述结构主体上。

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