CN114017206A - 潜空导弹发动机 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种潜空导弹发动机，涉及动力系统技术领域，包括外壳、至少一个一次进水管、至少一个二次进水管、至少一个进气通道以及控制系统，外壳一端封闭，外壳另一端开设有喷气口，燃烧发生器通过喉口与燃烧腔一端相连通，燃烧腔的另一端与混合腔相连通，燃烧发生器内部设置有点火装置；各一次进水管均能够与燃烧腔连通，各一次进水管与燃烧腔连通的一端设置有第一雾化器；各二次进水管均能够与混合腔连通，各二次进水管与混合腔连通的一端设置有第二雾化器；各进气通道的进气口处均设置有密封端盖；控制系统能够控制点火装置与密封端盖开启。本发明提供的潜空导弹发动机能够提高潜空导弹射程。

Description

潜空导弹发动机
技术领域
本发明涉及动力系统技术领域，特别是涉及一种潜空导弹发动机。
背景技术
随着反潜飞机和巡逻机技术的不断改进，对潜艇的威胁日趋严重。而潜射防空导弹的出现，使得潜艇能够采取主动对空防御措施，大幅提高了潜艇生存概率。
潜空导弹需从水下发射并在空中巡航以实现对空中目标进行打击，潜空导弹多采用固体火箭动力，从早期的助推两级固体火箭动力到三级固体火箭动力，这种多级动力形式要求不同级的固体火箭各自采用独立燃烧室，助推器工作完毕后再与弹体分离或者保留助推级并以长尾管形式喷气，增加了发动机的消极质量，不利于发动机的性能提升。尽管之后的单室双推力发动机能够降低消极质量，但受限于固体推进剂的能量水平，发动机的总冲无法得到大幅提高，因此限制了导弹的射程。其次固体火箭无法像液体燃料那样通过调节流量来调节推力，只能通过预先的装药设计进行推力的预设调节。
发明内容
本发明的目的是提供一种潜空导弹发动机，以解决上述现有技术存在的问题，能够提高潜空导弹射程。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
本发明提供一种潜空导弹发动机，包括：外壳、至少一个一次进水管、至少一个二次进水管、至少一个进气通道以及控制系统，所述外壳具有燃烧腔与混合腔，所述外壳一端封闭，所述外壳另一端开设有喷气口，所述外壳内部靠近所述外壳封闭的一端设置有燃烧发生器，所述燃烧发生器通过喉口与所述燃烧腔一端相连通，所述燃烧腔的另一端与所述混合腔相连通，所述燃烧发生器内部用于放置水反应燃料，所述燃烧发生器内部设置有点火装置；各所述一次进水管均能够与所述燃烧腔连通，各所述一次进水管与所述燃烧腔连通的一端设置有第一雾化器；各所述二次进水管均能够与所述混合腔连通，各所述二次进水管与所述混合腔连通的一端设置有第二雾化器；各所述进气通道能够与所述燃烧腔连通，各所述进气通道的进气口处均设置有密封端盖；所述控制系统能够控制各所述一次进水管、各所述二次进水管以及各所述进气通道开关，所述控制系统能够控制所述点火装置与所述密封端盖开启。
优选的，各所述一次进水管和各所述二次进水管上均设置有进水阀，所述进水阀与所述控制系统电连接。
优选的，各所述进气管道上均设置有进气阀，所述进气阀与所述控制系统电连接。
优选的，所述密封端盖处设置有爆破器，所述爆破器与所述控制系统电连接。
优选的，各所述进气通道内均设置有压气锥。
优选的，所述喉口处设置有调节阀，所述调节阀与所述控制系统电连接。
优选的，所述喷气口处连通有喷管，燃气通过所述喷管后能够被加速喷出。
本发明还提供一种潜空导弹，包括弹体和如上所述的潜空导弹发动机，所述外壳远离所述喷气口的一端固定设置在所述弹体尾部。
本发明相对于现有技术取得了以下技术效果：
本发明提供的潜空导弹发动机，通过二次进水管向混合腔中通入雾化水与燃气混合，增大燃气输出的质量流率，进而增大了潜空导弹发动机的的推力及推进效率，从而提高潜空导弹的射程，同时水反应燃料与雾化水发生燃烧以及水反应燃料与空气发生燃烧共用同一燃烧腔，不需要增加单独的助推器，减少了发动机的消极质量，进一步提高潜空导弹的射程。因此，本发明提供的潜空导弹发动机能够提高潜空导弹的射程。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明提供的潜空导弹发动机的结构示意图；
图中：100-潜空导弹发动机；1-外壳；11-燃烧腔；12-混合腔；2-燃烧发生器；21-喉口；22-水反应燃料；23-点火装置；3-一次进水管；31-第一雾化器；32-进水阀；4-二次进水管；41-第二雾化器；5-进气通道；51-密封端盖；52-进气阀；53-压气锥；6-喷管。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明的目的是提供一种潜空导弹发动机，以解决现有技术存在的问题，能够提高潜空导弹射程。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
实施例一
本实施例提供一种潜空导弹发动机100，如图1所示，包括：外壳1、至少一个一次进水管3、至少一个二次进水管4、至少一个进气通道5以及控制系统，外壳1具有燃烧腔11与混合腔12，外壳1一端封闭，外壳1另一端开设有喷气口，外壳1内部靠近外壳1封闭的一端设置有燃烧发生器2，燃烧发生器2通过喉口21与燃烧腔11一端相连通，燃烧腔11的另一端与混合腔12相连通，燃烧发生器2内部用于放置水反应燃料22，燃烧发生器2内部设置有点火装置23；各一次进水管3均能够与燃烧腔11连通，各一次进水管3与燃烧腔11连通的一端设置有第一雾化器31；各二次进水管4均能够与混合腔12连通，各二次进水管4与混合腔12连通的一端设置有第二雾化器41；各进气通道5能够与燃烧腔11连通，各进气通道5的进气口处均设置有密封端盖51；控制系统能够控制各一次进水管3、各二次进水管4以及各进气通道5开关，控制系统能够控制点火装置23与密封端盖51开启，燃烧发生器2包括圆柱段和收敛段，水反应燃料22放置于圆柱段中，通过控制系统控制点火装置23开启，使水反应燃料22发生自持燃烧，水反应燃料22优选为金属富燃燃料，如铝基金属燃料或镁基金属燃料，金属富燃燃料既能够与空气发生反应，同时也能够与水发生反应，水反应燃料22在燃烧发生器2中发生自持燃烧后经过喉口21喷出熔融态金属液滴，通过一次进水管3向燃烧腔11中通入雾化水，雾化水能够与从燃烧发生器2中喷出的熔融态金属液滴反应并放出大量热量，通过二次进水管4向混合腔12中通入雾化水，雾化水能够与燃气混合形成雾状气液两相流，雾状气液两相流经过喷管6后加速喷出产生推力，潜空导弹发动机100处于空气冲压模态时，控制系统控制密封端盖51与进气通道5开启，从燃烧发生器2中喷出的熔融态金属液滴与空气反应并放出大量热量，燃气经过喷管6后加速喷出产生推力。
通过二次进水管4向混合腔12中通入雾化水与燃气混合，增大燃气输出的质量流率，进而增大了潜空导弹发动机100的的推力及推进效率，从而提高潜空导弹的射程，同时水反应燃料22与雾化水发生燃烧以及水反应燃料22与空气发生燃烧共用同一燃烧腔11，不需要增加单独的助推器，减少了发动机的消极质量，进一步提高潜空导弹的射程。
各一次进水管3和各二次进水管4上均设置有进水阀32，进水阀32优选为球形阀，进水阀32与控制系统电连接，潜空导弹发动机100处于水下喷雾推进模态时，密封端盖51与进气阀52处于关闭状态，控制系统控制进水阀32开启，一次进水管3向燃烧腔11中通入雾化水，雾化水能够与从燃烧发生器2中喷出的熔融态金属液滴反应并放出大量热量，二次进水管4向混合腔12中通入雾化水，雾化水能够与燃气混合形成雾状气液两相流，雾状气液两相流经过喷管6后加速喷出产生推力。
各进气管道上均设置有进气阀52，进气阀52优选为球形阀，进气阀52与控制系统电连接，潜空导弹发动机100处于空气冲压模态时，控制系统控制密封端盖51与进气阀52开启，从燃烧发生器2中喷出的熔融态金属液滴与空气反应并放出大量热量。
密封端盖51处设置有爆破器，爆破器与控制系统电连接，当潜空导弹在空中的飞行速度达到2.5马赫时，控制器控制爆破器开启以将密封端盖51弹开，以使得空气能够通过进气通道5进入燃烧腔11，与水反应燃料22发生反应。
各进气通道5内均设置有压气锥53，用于捕获和压缩空气从而实现空气冲压模态的进气过程，一次进水管3、二次进水管4以及进气通道5均优选为四个，且均布于外壳1外侧壁上。
喉口21处设置有调节阀，调节阀可采用球形阀或针阀，调节阀与控制系统电连接，控制系统控制调节阀开启程度改变从燃烧发生器2中喷出的熔融态金属液滴的流量，从而实现调节潜空导弹发动机100的推力。
混合腔12远离燃烧腔11的一端为喷气口，喷气口处连通有喷管6，燃气通过喷管6后能够被加速喷出，以提高推力。
实施例二
本实施例提供一种潜空导弹，包括弹体和实施例一中的潜空导弹发动机100，外壳1远离喷气口的一端固定设置在弹体尾部。
通过二次进水管4向混合腔12中通入雾化水与燃气混合，增大燃气输出的质量流率，进而增大了潜空导弹发动机100的的推力及推进效率，从而提高潜空导弹的射程，同时水反应燃料22与雾化水发生燃烧以及水反应燃料22与空气发生燃烧共用同一燃烧腔11，不需要增加单独的助推器，减少了发动机的消极质量，进一步提高潜空导弹的射程。
本发明中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (8)

1.一种潜空导弹发动机，其特征在于：包括：
外壳，所述外壳具有燃烧腔与混合腔，所述外壳一端封闭，所述外壳另一端开设有喷气口，所述外壳内部靠近所述外壳封闭的一端设置有燃烧发生器，所述燃烧发生器通过喉口与所述燃烧腔一端相连通，所述燃烧腔的另一端与所述混合腔相连通，所述燃烧发生器内部用于放置水反应燃料，所述燃烧发生器内部设置有点火装置；
至少一个一次进水管，各所述一次进水管均能够与所述燃烧腔连通，各所述一次进水管与所述燃烧腔连通的一端设置有第一雾化器；
至少一个二次进水管，各所述二次进水管均能够与所述混合腔连通，各所述二次进水管与所述混合腔连通的一端设置有第二雾化器；
至少一个进气通道，各所述进气通道能够与所述燃烧腔连通，各所述进气通道的进气口处均设置有密封端盖；
以及控制系统，所述控制系统能够控制各所述一次进水管、各所述二次进水管以及各所述进气通道开关，所述控制系统能够控制所述点火装置与所述密封端盖开启。
2.根据权利要求1所述的潜空导弹发动机，其特征在于：各所述一次进水管和各所述二次进水管上均设置有进水阀，所述进水阀与所述控制系统电连接。
3.根据权利要求1所述的潜空导弹发动机，其特征在于：各所述进气管道上均设置有进气阀，所述进气阀与所述控制系统电连接。
4.根据权利要求1所述的潜空导弹发动机，其特征在于：所述密封端盖处设置有爆破器，所述爆破器与所述控制系统电连接。
5.根据权利要求1所述的潜空导弹发动机，其特征在于：各所述进气通道内均设置有压气锥。
6.根据权利要求1所述的潜空导弹发动机，其特征在于：所述喉口处设置有调节阀，所述调节阀与所述控制系统电连接。
7.根据权利要求1所述的潜空导弹发动机，其特征在于：所述喷气口处连通有喷管，燃气通过所述喷管后能够被加速喷出。
8.一种潜空导弹，其特征在于：包括弹体和权利要求1～7中任意一项所述潜空导弹发动机，所述外壳远离所述喷气口的一端固定设置在所述弹体尾部。
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