CN114135420A - 一种固体冲压发动机大流量调节比装置和飞行器 - Google Patents

一种固体冲压发动机大流量调节比装置和飞行器 Download PDF

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Abstract

本发明提出了一种固体冲压发动机大流量调节比装置和飞行器，包括：推进剂(1)、分布式光纤(2)、电‑光能变换器(3)、燃气发生器壳体(5)和综合控制计算机(7)；燃气发生器壳体(5)内填充有推进剂(1)，推进剂(1)内内埋有分布式光纤(2)；电‑光能变换器(3)固定于燃气发生器壳体(5)的前封头处；分布式光纤(2)与电‑光能变换器(3)连接，电‑光能变换器(3)与综合控制计算机(7)连接，综合控制计算机(7)用于通过电‑光能变换器(3)控制分布式光纤(2)对推进剂(1)的电弧放电的强度，使得推进剂(1)实现大流量调节比。

Description

一种固体冲压发动机大流量调节比装置和飞行器
技术领域
本发明涉及固体冲压发动机设计技术领域，特别是涉及一种固体冲压发动机大流量调节比装置和飞行器。
背景技术
固体冲压发动机作为机载武器装备大量采用的动力装置，其大流量调节比技术为固体冲压发动机关键技术之一。其主要功能是固体冲压发动机满足转级工作条件后，为飞行器爬升段、巡航段及俯冲段提供持续动力。在超低空爬升的初始阶段，因转级后，阻力系数较大，发动机使用最大燃气流量需能克服阻力维持速度；随着高度的增加，飞行器进入巡航段，进气道进气量变小，燃气流量需求下降；在俯冲攻击目标阶段，发动机再次使用较大燃气流量产生大推力，提高落速，从而提高飞行器的穿透能力及毁伤性能。
目前，常规固体冲压发动机在燃气发生器内填充药柱，通过调节燃气发生器内压强的变化，实现流量调节比，由于当前推进剂配方物理及化学性能受限，为避免流量调节阀喉部流通区域出现壅塞现象，因此，通过压强实现流量调节比范围有限。
发明内容
本发明提供一种固体冲压发动机大流量调节比装置和和飞行器，解决现有流量调节比范围受限的问题。
本发明一方面提供一种固体冲压发动机大流量调节比装置，包括：推进剂1、分布式光纤2、电-光能变换器3、燃气发生器壳体5和综合控制计算机7；其中，
所述燃气发生器壳体5内填充有所述推进剂1，所述推进剂1内内埋有分布式光纤2；所述电-光能变换器3固定于所述燃气发生器壳体5的前封头处；
所述分布式光纤2与所述电—光能变换器3连接，所述电-光能变换器3与所述综合控制计算机7连接，所述综合控制计算机7用于通过所述电-光能变换器3控制所述分布式光纤2对推进剂1的电弧放电的强度，使得推进剂1实现大流量调节比。
可选的，所述分布式光纤2的数量为N个，所述N为正整数；
各所述分布式光纤2周向均布在所述推进剂1内。
可选的，所述分布式光纤2在所述推进剂1内的长度与所述推进剂1的长度一致；
所述综合控制计算机7还用于对各所述分布式光纤2沿所述推进剂1的长度方向，进行分段控制。
可选的，体冲压发动机大流量调节比装置还包括：绝热层6；
所述燃气发生器壳体5和所述推进剂1之间设置有所述绝热层6。
可选的，体冲压发动机大流量调节比装置还包括：隔热垫4；
所述隔热垫4设置在所述电-光能变换器3和所述推进剂1之间。
可选的，体冲压发动机大流量调节比装置还包括：电缆8；
所述电-光能变换器3与所述综合控制计算机7通过所述电缆8连接。
可选的，综合控制计算机7用于根据飞行器的实时飞行需求，控制所述分布式光纤2对推进剂1的电弧放电的强度；
所述飞行需求包括：爬升高度、飞行速度、飞行姿态、落速。
本发明另一方面还提供一种飞行器，包括：如上述一方面中任一项所述的体冲压发动机大流量调节比装置；
所述燃气发生器壳体5设置在飞行器的固体冲压发动机的前端，
所述综合控制计算机7设置在飞行器内。
本发明提供一种固体冲压发动机大流量调节比装置和和飞行器，采用电—光能变换器使分布式光纤进行加热，从而改变不同分区状态下推进剂的药温，实现单燃速药柱大流量调节比控制策略，可兼顾不同载机武器发射包络，具备飞行末段超音速突防打击能力。进而使发动机使用包络全面提升，适应复杂的作战使用环境。
附图说明
图1是固体冲压发动机大流量调节比装置的结构示意图一；
图2是固体冲压发动机大流量调节比装置的结构示意图二；
附图标记说明：
1—推进剂； 2—分布式光纤；
3—电-光能变换器； 4—隔热垫；
5—燃气发生器壳体； 6—绝热层；
7—综合控制计算机； 8—电缆。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，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，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域的普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下，所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
下面将详细描述本发明的各个方面的特征和示意性实施例。在下面的详细描述中，提出了许多具体细节，以便提供对本发明的全面理解。但是，对于本领域的技术人员来说很明显的是，本发明可以在不需要这些具体细节中的一些细节的情况下实施。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本发明的示例来提供对本发明的更好的理解。本发明决不限于下面所提出的任何具体设置和方法，而是在不脱离本发明的精神的前提下覆盖了结构、方法、器件的任何改进、替换和修改。在附图和下面的描述中，没有示出公知的结构和技术，以避免对本发明造成不必要的模糊。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明实施例及实施例中的特征可以互相结合，各个实施例可以相互参考和引用。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
图1和2是固体冲压发动机大流量调节比装置的结构示意图，如图1和2所示，本发明提供一种固体冲压发动机大流量调节比装置，其包括：推进剂1、分布式光纤2、电-光能变换器3、隔热垫4、燃气发生器壳体5、绝热层6。其中，
分布式光纤2均布内埋于推进剂1中，而分布式光纤2连接到电-光能变换器3上，电-光能变换器3固定于燃气发生器壳体5前封头处，电-光能变换器3与推进剂1之间加装隔热垫4进行热防护处理。绝热层6粘接于燃气发生器壳体5内壁面，推进剂1与绝热层6采取贴壁浇注的形式进行装填。
电-光能变换器3采用4个M5的螺钉固定于燃气发生器壳体5前封头处，通过分布式光纤2对推进剂1的表面实现电弧放电，使放电能量强度改变，以改变推进剂1初温的方式，从而提高推进剂燃速。
隔热垫4，使推进剂1与电—光能变换器3产生隔离，需具备较强的隔热性能和良好的密封性。
电-光能变换器3与综合控制计算机7之间通过电缆8进行连接，综合控制计算机7依据实时飞行器的飞行轨道飞行需求，根据爬升高度、飞行速度、飞行姿态、落速等要求限制，解算出分布式光纤2加热控制策略，将控制信息传输给电-光能变换器3，实现推进剂1药柱加热，从而实现单燃速药柱的大流量调节比工作特性。
可选的，分布式光纤2的形状，依据药温加热的具体要求，可为直线状也可为螺旋状形式。
分布式光纤2，可依据实际需求周向均布于推进剂1，均布数为4，可进行分段式加热控制，图1示例性的采取I、II、III、IV四段分布式设计，依据固冲发动机实际需求，进行I、II、III、IV四段控制。
当飞行器进行爬升、巡航、俯冲对地攻击任务执行时，控制电-光能变换器3通过分布式光纤2的第I、IV段对推进剂1进行加热。
当飞行器执行低空飞行对地攻击任务时，控制电-光能变换器3通过分布式光纤2的第I、II、III、IV段对推进剂1进行加热。
当飞行器执行高空巡航飞行对地攻击任务时，控制电-光能变换器3通过分布式光纤2的第I段对推进剂1进行加热。
需要说明的是，上述实施例中所示的功能组件的实现方式可以为硬件、软件、固件或者它们的组合。当以硬件方式实现时，其可以例如是电子电路、专用集成电路(ASIC)、适当的固件、插件、功能卡等等。当以软件方式实现时，本发明的元素是被用于执行所需任务的程序或者代码段。程序或者代码段可以存储在机器可读介质中，或者通过载波中携带的数据信号在传输介质或者通信链路上传送。“机器可读介质”可以包括能够存储或传输信息的任何介质。机器可读介质的例子包括电子电路、半导体存储器设备、ROM、闪存、可擦除ROM(EROM)、软盘、CD—ROM、光盘、硬盘、光纤介质、射频(RF)链路，等等。代码段可以经由诸如因特网、内联网等的计算机网络被下载。

Claims (8)

1.一种固体冲压发动机大流量调节比装置，其特征在于，包括：推进剂(1)、分布式光纤(2)、电-光能变换器(3)、燃气发生器壳体(5)和综合控制计算机(7)；其中，
所述燃气发生器壳体(5)内填充有所述推进剂(1)，所述推进剂(1)内内埋有分布式光纤(2)；所述电-光能变换器(3)固定于所述燃气发生器壳体(5)的前封头处；
所述分布式光纤(2)与所述电-光能变换器(3)连接，所述电-光能变换器(3)与所述综合控制计算机(7)连接，所述综合控制计算机(7)用于通过所述电-光能变换器(3)控制所述分布式光纤(2)对推进剂(1)的电弧放电的强度，使得推进剂(1)实现大流量调节比。
2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述分布式光纤(2)的数量为N个，所述N为正整数；
各所述分布式光纤(2)周向均布在所述推进剂(1)内。
3.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述分布式光纤(2)在所述推进剂(1)内的长度与所述推进剂(1)的长度一致；
所述综合控制计算机(7)还用于对各所述分布式光纤(2)沿所述推进剂(1)的长度方向，进行分段控制。
4.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，还包括：绝热层(6)；
所述燃气发生器壳体(5)和所述推进剂(1)之间设置有所述绝热层(6)。
5.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，还包括：隔热垫(4)；
所述隔热垫(4)设置在所述电-光能变换器(3)和所述推进剂(1)之间。
6.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，还包括：电缆(8)；
所述电-光能变换器(3)与所述综合控制计算机(7)通过所述电缆(8)连接。
7.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述综合控制计算机(7)用于根据飞行器的实时飞行需求，控制所述分布式光纤(2)对推进剂(1)的电弧放电的强度；
所述飞行需求包括：爬升高度、飞行速度、飞行姿态、落速。
8.一种飞行器，其特征在于，包括：如权利要求1-7中任一项所述的装置；
所述燃气发生器壳体(5)设置在飞行器的固体冲压发动机的前端，
所述综合控制计算机(7)设置在飞行器内。
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Citations (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1118365A (en) * 1966-07-29 1968-07-03 Thiokol Chemical Corp Variable thrust rocket motor
GB1337404A (en) * 1969-11-24 1973-11-14 Aerospatiale Solid propellant propulsion unit
US4630437A (en) * 1985-01-29 1986-12-23 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Optical control method for solid fuel rocket burn rate
US4651019A (en) * 1984-11-16 1987-03-17 Pennsylvania Power & Light Company Dual fueled thermoelectric generator
WO2003046422A1 (en) * 2001-11-28 2003-06-05 Kenneth Susko On-board fuel inerting system
JP2005155503A (ja) * 2003-11-26 2005-06-16 Nof Corp 固体推進薬のガス発生装置およびその制御方法
JP2006266198A (ja) * 2005-03-25 2006-10-05 Asahi Kasei Chemicals Corp ２段推力制御ロケットモータ
CN1952359A (zh) * 2005-10-19 2007-04-25 曼柴油机欧洲股份公司 燃气发动机及用于一种燃气发动机的点火装置
CN101457656A (zh) * 2007-12-14 2009-06-17 姜志凌 双转向透平式叶轮机及双转向叶轮发动机
JP2013503295A (ja) * 2009-08-27 2013-01-31 マクアリスター テクノロジーズ エルエルシー 燃料噴射器アクチュエータ組立体並びに関連する使用及び製造方法
JP2013060915A (ja) * 2011-09-14 2013-04-04 Ihi Aerospace Co Ltd 固体ロケットモータ
US20140130480A1 (en) * 2011-10-12 2014-05-15 Alliant Techsystems Inc. Strain measurement device, a solid rocket motor including same, and related methods
CN107063393A (zh) * 2017-03-16 2017-08-18 中国计量大学 一种基于单模‑多模‑单模光纤结构和布拉格光栅的液位传感器系统
US20170356342A1 (en) * 2016-06-14 2017-12-14 General Electric Company Circuit-level heating for wide wobbe fuels in dln gas turbine combustion
CN109406823A (zh) * 2018-12-26 2019-03-01 中国工程物理研究院流体物理研究所 一种光电复合测试传感器及其制备方法
CN111398515A (zh) * 2020-05-07 2020-07-10 浙江大学 一种固体推进剂点火燃烧过程精准测量装置和方法
CN111779593A (zh) * 2020-06-09 2020-10-16 湖北航天技术研究院总体设计所 固体火箭发动机壳体、固体火箭发动机及其制作方法
CN111892465A (zh) * 2020-05-13 2020-11-06 湖南宏大日晟航天动力技术有限公司 固体火箭冲压发动机调节装置及发动机推进剂

Patent Citations (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1118365A (en) * 1966-07-29 1968-07-03 Thiokol Chemical Corp Variable thrust rocket motor
GB1337404A (en) * 1969-11-24 1973-11-14 Aerospatiale Solid propellant propulsion unit
US4651019A (en) * 1984-11-16 1987-03-17 Pennsylvania Power & Light Company Dual fueled thermoelectric generator
US4630437A (en) * 1985-01-29 1986-12-23 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Optical control method for solid fuel rocket burn rate
WO2003046422A1 (en) * 2001-11-28 2003-06-05 Kenneth Susko On-board fuel inerting system
JP2005155503A (ja) * 2003-11-26 2005-06-16 Nof Corp 固体推進薬のガス発生装置およびその制御方法
JP2006266198A (ja) * 2005-03-25 2006-10-05 Asahi Kasei Chemicals Corp ２段推力制御ロケットモータ
CN1952359A (zh) * 2005-10-19 2007-04-25 曼柴油机欧洲股份公司 燃气发动机及用于一种燃气发动机的点火装置
CN101457656A (zh) * 2007-12-14 2009-06-17 姜志凌 双转向透平式叶轮机及双转向叶轮发动机
JP2013503295A (ja) * 2009-08-27 2013-01-31 マクアリスター テクノロジーズ エルエルシー 燃料噴射器アクチュエータ組立体並びに関連する使用及び製造方法
JP2013060915A (ja) * 2011-09-14 2013-04-04 Ihi Aerospace Co Ltd 固体ロケットモータ
US20140130480A1 (en) * 2011-10-12 2014-05-15 Alliant Techsystems Inc. Strain measurement device, a solid rocket motor including same, and related methods
US20170356342A1 (en) * 2016-06-14 2017-12-14 General Electric Company Circuit-level heating for wide wobbe fuels in dln gas turbine combustion
CN107063393A (zh) * 2017-03-16 2017-08-18 中国计量大学 一种基于单模‑多模‑单模光纤结构和布拉格光栅的液位传感器系统
CN109406823A (zh) * 2018-12-26 2019-03-01 中国工程物理研究院流体物理研究所 一种光电复合测试传感器及其制备方法
CN111398515A (zh) * 2020-05-07 2020-07-10 浙江大学 一种固体推进剂点火燃烧过程精准测量装置和方法
CN111892465A (zh) * 2020-05-13 2020-11-06 湖南宏大日晟航天动力技术有限公司 固体火箭冲压发动机调节装置及发动机推进剂
CN111779593A (zh) * 2020-06-09 2020-10-16 湖北航天技术研究院总体设计所 固体火箭发动机壳体、固体火箭发动机及其制作方法

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
XIAOHAN WANG等: "Modelling and numerical simulation of n-heptane pyrolysis coking characteristics in a millimetre-sized tube reactor", COMBUSTION AND FLAME, pages 44 - 56 *
孙娜;吴虎;郑书娥;王起飞;: "壅塞可调固体火箭冲压发动机性能计算", 科学技术与工程, vol. 1, no. 11, pages 146 - 149 *
胡海波;傅华;李涛;尚海林;文尚刚;: "压装密实炸药装药非冲击点火反应传播与烈度演化实验研究进展", 爆炸与冲击, no. 01, pages 4 - 17 *
龚士杰;: "光纤制导导弹的多脉冲固体火箭发动机", 飞航导弹, no. 12 *

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Publication number Publication date
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