CN114320662B - 一种宽速域高机动吸气式组合推进动力系统及导弹 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种宽速域高机动吸气式组合推进动力系统及导弹，该动力系统包括电控固体火箭推进段、凝胶冲压推进段、固体火箭推进段与进气道；电控固体火箭推进段包括能够存储电控固体推进剂的第一储存段与第一喷管，凝胶冲压推进段包括能够存储凝胶推进剂的第二储存段与预燃室，固体火箭推进段包括能够存储固体推进剂的补燃室与第二喷管；第一储存段、第一喷管、第二储存段、预燃室与补燃室依次相连，第二喷管位于补燃室内靠近尾端的位置；进气道与补燃室靠近首端的位置相通。以金属基凝胶推进剂为核心，构建工作模式可变的新型火箭/冲压发动机，实现了导弹宽速域、跨介质、高机动飞行，支撑未来宽速域、高机动能力的新型导弹动力系统。

Description

一种宽速域高机动吸气式组合推进动力系统及导弹

技术领域

本发明涉及组合推进动力系统技术领域，具体是一种宽速域高机动吸气式组合推进动力系统及导弹。

背景技术

常用的导弹发动机根据氧化剂来源主要分为火箭发动机和吸气式发动机，从燃料的形态主要分为液体燃料发动机和固体燃料发动机。吸气式发动机捕获空气中的氧气作为氧化剂，自身工作不需要携带氧气，比冲高，可以有效减小导弹体积并提高比冲。固体燃料具有储存性好，系统简单，作战反应时间短等优势。液体燃料具有燃料流量可调节、燃烧效率高的优点。因此，如果能把固体燃料和液体燃料的优势结合起来，并应用到吸气式发动机将是未来导弹武器系统最有潜力的推进系统之一。

现有的固体推进系统主要存在宽范围燃气流量调节困难、飞行包络窄等问题；现有的液体推进系统主要存在燃料长时间存储困难、点火及稳焰困难以及易熄火等问题。首先，为提升固体推进系统的性能，需要推进系统的燃气流量能够根据飞行器的飞行需求实时调节。提升液体推进系统的性能，需要燃料能够便于储存并解决点火及稳焰困难问题。其次，导弹在飞行过程中，其速度和高度均在变化。为使得导弹推进系统保持较高的工作性能，需要通过调节不同的工作模式来实现。而在推进系统保持高性能工作的前提下，现有的推进系统的飞行包络范围有限，难以实现高性能宽域飞行。最后，导弹在攻击阶段对机动能力要求较高，传统以冲压发动机为动力的飞行器一般通过弹翼实现机动飞行，而这种机动飞行方式响应时间较长，导致导弹的灵活性较差。

发明内容

针对上述固体和液体推进系统分别存在宽范围燃气流量调节困难、飞行包络窄、熄火问题以及机动能力差等四个技术难题，本发明提供一种宽速域高机动吸气式组合推进动力系统及导弹，以金属基凝胶推进剂为核心，构建工作模式可变的新型火箭/冲压发动机，实现了导弹宽速域、跨介质、高机动飞行，支撑未来宽速域、高机动能力的新型导弹动力系统。

为实现上述目的，本发明提供一种宽速域高机动吸气式组合推进动力系统，包括电控固体火箭推进段、凝胶冲压推进段、固体火箭推进段与进气道；

所述电控固体火箭推进段包括能够存储电控固体推进剂的第一储存段与第一喷管，所述凝胶冲压推进段包括能够存储燃料凝胶、氧化剂凝胶的第二储存段与预燃室，所述固体火箭推进段包括能够存储固体推进剂的补燃室与第二喷管；

所述第一储存段、所述第一喷管、所述第二储存段、所述预燃室与所述补燃室依次相连，所述第二喷管位于所述补燃室内靠近尾端的位置；

所述进气道设在所述固体火箭推进段外，且与所述补燃室靠近首端的位置相通。

在另一个实施例中，所述第一储存段包括回转体结构的第一壳体与第二壳体，所述第二壳体同轴套设在所述第一壳体外；

所述第一壳体内具有沿轴线的第一储腔，所述第二壳体与所述第二壳体之间通过若干沿周向间隔分布的第一隔离板相连，每相邻的两个所述第一隔离板以及所述第一壳体、所述第二壳体之间围成第二储腔；

各所述第二储腔之间以及与所述第一储腔之间均互不相通，所述第一储腔以及各所述第二储腔均存储有电控固体推进剂，且所述第一储腔以及各所述第二储腔内分布设置能够控制对应电控固体推进剂燃烧的控制电路；

所述第一喷管设在所述第一储腔内的尾端。

在另一个实施例中，所述第二储存段包括回转体结构的第三壳体与第四壳体，所述第四壳体同轴套设在所述第三壳体外；

所述第三壳体内具有沿轴线的第三储腔，用于存储氧化剂凝胶；所述第三壳体与所述第四壳体之间围成环状的第四储腔，用于存储燃料凝胶；

所述第三储腔的尾端、所述第四储腔的尾端均与所述预燃室的首端相通。

在另一个实施例中，所述预燃室的壁面上设有燃料再生冷却结构；

所述再生冷却结构包括第一通道、第二通道以及环形空腔，所述环形空腔位于所述预燃室尾端的壁面内，所述第一通道、所述第二通道的数量均为多个且沿周向间错分布在所述预燃室的壁面内；

所述第一通道的一端位于所述预燃室的首端且与所述第四储腔相同，另一端沿轴向经过所述预燃室的壁面后与所述环形空腔相通；

所述预燃室内靠近首端的壁面上设有若干与所述第二通道一一对应的连通孔，所述第二通道的一端与所述环形空腔相通，另一端沿轴向经过所述预燃室的壁面后与对应所述连通孔相通。

在另一个实施例中，所述第一通道内靠近所述第四储腔的位置设有流量阀，以用于稳定所述再生冷却结构内的燃料压力与流出速度。

在另一个实施例中，所述第三储腔的尾端设有第一喷嘴；

所述预燃室内靠近首端的壁面上设有第二喷嘴，所述第二喷嘴套设在所述第一喷嘴上，且所述第一喷嘴与所述第二喷嘴之间围成环缝，各所述连通孔沿周向间隔分布在所述环缝的首端。

在另一个实施例中，所述第四储腔的末端沿周向间隔设有第二隔离板，每相邻的两个所述第二隔离板之间围成收纳通道；

所述收纳通道与所述第一通道一一对应，且所述收纳通道的尾端与对应所述第一通道相通。

在另一个实施例中，所述第三储腔内设有第一活塞板，所述第一活塞板与所述第三壳体的内壁密封滑动相连，以推动所述第三储腔内的氧化剂凝胶；

所述第四储腔内设有第二活塞板，所述第一活塞板与所述第三壳体的外壁、所述第四壳体的内壁均密封滑动相连，以推动所述第四储腔内的燃料凝胶；

所述电控固体火箭推进段和/或凝胶冲压推进段上设有驱动组件，以驱动所述第一活塞板、所述第二活塞板滑动。

在另一个实施例中，所述驱动组件包括第一连接环、第二连接环以及产气电控推进剂；

所述第二连接环固定套设在所述第一连接环上，所述第一连接环内具有第一气流通道，所述第一连接环与所述第二连接环之间围成第二气流通道；

所述第一连接环的一端通过爆炸螺栓与所述第一壳体的末端密封相连，另一端与所述第三壳体的首端密封相连，且所述第一气流通道两端分别连通所述第一储腔与所述第三储腔；

所述第二连接环的一端通过爆炸螺栓与所述第二壳体的末端密封相连，另一端与所述第四壳体的首端密封相连，且所述第二气流通道两端分别连通所述第二储腔与所述第四储腔；

所述产气电控推进剂的数量为多个且与各所述第二储腔、所述第一储腔一一对应，所述产气电控推进剂位于对应所述第一储腔的末端或对应所述第二储腔的末端，且与对应电控固体推进剂串联在对应所述控制电路上。

为实现上述目的，本发明还提供一种导弹，具有上述宽速域高机动吸气式组合推进动力系统。

相较于现有技术，本发明提供的一种宽速域高机动吸气式组合推进动力系统及导弹，具有如下有益技术效果：

1、与传统火箭发动机相比，该动力系统具备体积小、比冲高等优势，具备较高的机动飞行能力；

2、与传统亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机相比，该动力系统具备宽速域、跨介质飞行能力，并且燃气流量调节和发动机推力调节简单可靠，易于实现；

3、与传统的固体姿轨控动力系统相比，该导弹的电控固体火箭姿轨控动力系统的推进剂可以实现多次重复点火、简单可靠。

4、导弹的末段攻击时的机动能力强，可以高精度打击目标或有效躲避敌方导弹拦截。

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，下面将对实施例或现有技术描述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示出的结构获得其他的附图。

图1为本发明实施例中采用宽速域高机动吸气式组合推进动力系统的导弹轴测图；

图2为本发明实施例中采用宽速域高机动吸气式组合推进动力系统的导弹剖视图；

图3为本发明实施例中电控固体火箭推进段的局部剖视图；

图4为本发明实施例中电控固体火箭推进段中第一储腔与第二储腔的分布示意图；

图5为本发明实施例中电控固体火箭推进段中电控固体推进剂的安装示意图；

图6为本发明实施例中凝胶冲压推进段的局部剖视图；

图7为本发明实施例中凝胶冲压推进段中第三储腔与第四储腔的分布示意图；

图8为本发明实施例中凝胶冲压推进段中燃料再生冷却结构的局部方法示意图；

图9为本发明实施例中固体火箭推进段的局部剖视图；

图10为本发明实施例中固体火箭推进段的内部结构图；

图11为本发明实施例中导弹头的局部剖视图；

图12为本发明实施例中导弹飞行弹道示意图；

图13为本发明实施例中导弹在助推阶段的内部结构示意图；

图14为本发明实施例中导弹在亚燃冲压的内部结构示意图

图15为本发明实施例中导弹在超燃冲压的内部结构示意图

图16为本发明实施例中导弹在电控固体火箭发动机推进阶段的内部结构示意图。

附图标号：

电控固体火箭推进段1：第一壳体101、第二壳体102、第一储腔103、第二储腔104、第一隔离板105、电控固体推进剂106、第一喷管107、第一电极108、第二电极109；

凝胶冲压推进段2：第三壳体201、第四壳体202、第三储腔203、第四储腔204、预燃室205、第二隔离板206、收纳通道207、氧化剂凝胶208、燃料凝胶209；

固体火箭推进段3：第五壳体301、第二喷管302、助推固体推进剂303、补燃室304、补燃室凹腔305；

第一通道401、第二通道402、环形空腔403、第一喷嘴404、第二喷嘴405、环缝406、流量阀407、连通孔408；

第一活塞板501、第二活塞板502、第一连接环503、第二连接环504、产气电控推进剂505、第一气流通道506、第二气流通道507；

进气道6、多级压缩结构601、进气口开/闭通道602；

导弹头7：战斗部701、电控电源702、导航系统703、辅助设备704；

气舵8。

本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

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的一部分实施例，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作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。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

实施例1

如图1-10所示为本实施例公开的一种宽速域高机动吸气式组合推进动力系统，主要包括电控固体火箭推进段1、凝胶冲压推进段2、固体火箭推进段3与进气道6。其中，电控固体火箭推进段1包括能够存储电控固体推进剂106的第一储存段与第一喷管107，凝胶冲压推进段2包括能够存储燃料凝胶209、氧化剂凝胶208的第二储存段与预燃室205，固体火箭推进段3包括能够存储助推固体推进剂303的补燃室304与第二喷管302。第一储存段、第一喷管107、第二储存段、预燃室205与补燃室304依次相连，第二喷管302位于补燃室304内靠近尾端的位置。进气道6设在固体火箭推进段3外，且与补燃室304靠近首端的位置相通。

本实施例中，第一储存段包括回转体结构的第一壳体101与第二壳体102，第二壳体102同轴套设在第一壳体101外。第一壳体101内具有沿轴线的第一储腔103，第二壳体102与第二壳体102之间通过若干沿周向间隔分布的第一隔离板105相连，第一隔离板105为绝缘绝热板，每相邻的两个第一隔离板105以及第一壳体101、第二壳体102之间围成第二储腔104。各第二储腔104之间以及与第一储腔103之间均互不相通，第一储腔103以及各第二储腔104均存储有电控固体推进剂106，且第一储腔103以及各第二储腔104内分布设置能够控制对应电控固体推进剂106燃烧的控制电路，第一喷管107设在第一储腔103内的尾端，导弹头7连接在第一储存段的首端。即第一储腔103内电控固定推进剂燃烧产生的气体经由第一喷管107后喷出，而第一储腔10内电控固定推进剂燃烧产生的气体则经由第二储腔104的尾端喷注后喷出。

在具体实施过程中，第二储腔104的数量为八个，且八个第二储腔104均为分布在第一储腔103周围，第一储腔103以及各第二储腔104内的电控固体推进剂106为高能电控固体推进剂，采用图5所示的“8+1”分布方式。其中第一储腔103内的高能电控推进剂主要为导弹头7提供主推力，即相当于主动力火箭；第二储腔104内的高能电控推进剂为导弹头7提供侧向机动飞行动力，即相当于姿轨控火箭发动机。如果没有姿轨控调节需求，那么姿轨控火箭发动机也可以与主动力火箭发动机一起为导弹头7提供推力。

需要注意的是，第一储腔103以及各第二储腔104内的控制电路均独立控制。控制电路包括若干均匀分布在第一储腔103或对应第二储腔104内的第一电极108与第二电极109，其中，第一电机108为正极，第二电机109为负极，正极与负极在第一储腔103或第二储腔104内均匀分布或交错分布，本实施例中，正极均位于第一储腔103或对应第二储腔104的中心区域，负极则环绕在正极的周围。至于控制电路与电控固体推进剂106之间的工作过程与工作原理均为所属领域的常规技术手段，因此本实施例中不再对其进行赘述。

本实施例中，第二储存段包括回转体结构的第三壳体201与第四壳体202，第四壳体202同轴套设在第三壳体201外。第三壳体201内具有沿轴线的第三储腔203，用于存储氧化剂凝胶208；第三壳体201与第四壳体202之间围成环状的第四储腔204，用于存储燃料凝胶209；第三储腔203的尾端、第四储腔204的尾端均与预燃室205的首端相通。

作为优选地实施方式，预燃室205的壁面上设有燃料再生冷却结构。具体地：再生冷却结构包括第一通道401、第二通道402以及环形空腔403，环形空腔403位于预燃室205尾端的壁面内，第一通道401、第二通道402的数量均为多个且沿周向间错分布在预燃室205的壁面内；第一通道401的一端位于预燃室205的首端且与第四储腔204相同，另一端沿轴向经过预燃室205的壁面后与环形空腔403相通；预燃室205内靠近首端的壁面上设有若干与第二通道402一一对应的连通孔408，第二通道402的一端与环形空腔403相通，另一端沿轴向经过预燃室205的壁面后与对应连通孔408相通，且第一通道401内靠近第四储腔204的位置设有流量阀407，以用于稳定再生冷却结构内的燃料压力与流出速度。再进一步优选地，第三储腔203的尾端设有第一喷嘴404，预燃室205内靠近首端的壁面上设有第二喷嘴405，第二喷嘴405套设在第一喷嘴404上，且第一喷嘴404与第二喷嘴405之间围成环缝406，各连通孔408沿周向间隔分布在环缝406的首端。第四储腔204的末端沿周向间隔设有第二隔离板206，每相邻的两个第二隔离板206之间围成收纳通道207；收纳通道207与第一通道401一一对应，且收纳通道207的尾端与对应第一通道401相通。

第三储腔203内的氧化剂凝胶208被挤入第一喷嘴404后形成氧化剂雾化气体进入预燃室205；而第四储腔204内的燃料凝胶209被挤入收纳通道207形成燃料液体，随后进入第一通道401，再经由第一通道401、环形空腔403、第二通道402、连通孔408、环缝406后进入预燃室205形成燃料雾化气体，与氧化剂雾化气体实现接触自点火。其中，燃料液体进入预燃室205之前，经过了附着在预燃室205壁面的再生冷却结构，一方面可以对燃料液体进行加热，促进雾化和燃烧；另一方面可以对预燃室205进行冷却。凝胶燃料在预燃室205进行一次燃烧，后进入补燃室304与进气道6压缩后的空气来流混合进行二次燃烧。并经过第二喷管302排出，产生推力。

本实施例中，第三储腔203内设有第一活塞板501，第一活塞板501通过密封圈与第三壳体201的内壁密封滑动相连，以推动第三储腔203内的氧化剂凝胶208，进而将氧化剂凝胶208计入第一喷嘴404；第四储腔204内设有第二活塞板502，第一活塞板501通过密封圈与第三壳体201的外壁、第四壳体202的内壁均密封滑动相连，以推动第四储腔204内的燃料凝胶209，进而将燃气凝胶计入收纳通道207。

电控固体火箭推进段1和/或凝胶冲压推进段2上设有驱动组件，以驱动第一活塞板501、第二活塞板502滑动。具体地，驱动组件包括第一连接环503、第二连接环504以及产气电控推进剂505。第二连接环504固定套设在第一连接环503上，第一连接环503内具有第一气流通道506，第一连接环503与第二连接环504之间围成第二气流通道507。第一连接环503的一端通过爆炸螺栓与第一壳体101的末端密封相连，另一端与第三壳体201的首端密封相连，且第一气流通道506两端分别连通第一储腔103与第三储腔203。第二连接环504的一端通过爆炸螺栓与第二壳体102的末端密封相连，另一端与第四壳体202的首端密封相连，且第二气流通道507两端分别连通第二储腔104与第四储腔204。产气电控推进剂505的数量为多个且与各第二储腔104、第一储腔103一一对应，产气电控推进剂505位于对应第一储腔103的末端或对应第二储腔104的末端，且与对应电控固体推进剂106串联在对应控制电路上。其工作过程中，通过控制电路控制对应的产气电控推进剂505燃烧，进而在第一气流通道506或第二气流通道507产生气体，进而推动第一活塞板501或第二活塞板502在第三储腔203或第四储腔204内滑动，最终推动氧化剂凝胶208、燃料凝胶209挤出。

本实施例中，补燃室304包括第五壳体301，第五壳体301的一端与第一喷管107的尾端固定相连，第二喷管302则通过爆炸螺栓连接在第五壳体301内的另一端，助推固体推进剂303位于补燃室304内，可以显著减小导弹体积；且第二壳体102的内壁上具有补燃室凹腔305，以促进燃烧。

本实施例中，进气道6的数量为多个且沿周向间隔位于凝胶冲压推进段2与固体火箭推进段3的外部。在具体实施过程中，进气道6为可调进气道，且进气道6的入口端设置多级压缩结构601，出口端具有进气口开/闭通道602，分别用于调节进气道6入口、出口的开闭以及开合幅度。该进气道6的实施结构以及与补燃室304之间的连接结构具体可参见专利CN110566365 A，因此本实施例中不再对其进行赘述。在冲压模式工作过程中为适应宽速域飞行要求，其进排气也需要按照飞行需求进行调节，本实施例中的进气道6构型调节是利用液压作动装置实现的。

本实施例中，第二壳体102的外壁尾端以及第五壳体301的外壁尾端均设置有气舵8。

实施例2

参考图1-2与图11本实施例中还公开了一种导弹，包括导弹头7以及与导弹头7相连的宽速域高机动吸气式组合推进动力系统，其中，导弹头7上具有战斗部701、电控电源702、导航系统703与辅助设备704。基于实施例1中的宽速域高机动吸气式组合推进动力系统，该导弹的运行阶段分为助推阶段、亚燃冲压阶段、超燃冲压阶段、电控固体火箭发动机推进阶段，参考图12，其过程具体为：

最初，补燃室304内的高金属含量的AP/HTPB/AL复合固体推进剂燃烧，以固体火箭推进段3作为助推器，此时进气道6处于关闭状态，即图13所示；在助推器的推动下，导弹飞行速度达到Ma＝2.5以后，此时补燃室304内的固体推进剂燃烧殆尽，进气道6打开，凝胶冲压推进段2作为凝胶冲压发动机以亚燃模态开始工作，即图14所示。当导弹飞行速度Ma>5.5以后，补燃室304内的第二喷管302通过爆炸螺栓抛掉，凝胶冲压发动机由亚燃模态进入超燃模态，即图15所示。导弹飞行过程中，为适应宽飞行马赫数，进气道6和凝胶燃料流量可以进行适应性调整。在进入飞行末端攻击阶段后，抛掉凝胶冲压发动机部分，导弹头7开始以电控固体火箭发动机为动力开始飞行，即图16所示。主电控固体火箭发动机提供导弹头7飞行的主推力，使导弹头7速度进一步提升；电控固体姿轨控发动机以多次点熄火的方式进行工作，为导弹头7的飞行提供快速响应的动力，直至击毁打击目标。

本实施例中的导弹具有如下优点：

在整个推力系统方面：采用多种发动机(固体火箭发动机、凝胶亚燃冲压发动机、凝胶超燃冲压发动机和电控固体火箭发动机)组合的方式实现了导弹宽速域、跨介质、高机动飞行，该导弹可以在大气层内、大气层外以及水下飞行/航行。

在凝胶推进剂供应系统方面：通过采用可多次点火的低能量密度的电控固体推进剂燃气发生器产生低温燃气并挤压凝胶供应系统的第一活塞板501与第二活塞板502，实现凝胶推进剂的流量调节。采用该燃气发生器形成的凝胶供应系统与传统的凝胶供应系统(驱动装置通常为电机和泵)相比，结构简单，系统可靠，成本低。

在凝胶推进剂方面：采用可以自点火的含硼煤油凝胶燃料以及过氧化氢凝胶氧化剂作为凝胶冲压发动机的燃料凝胶209与氧化剂凝胶208，可以大幅提升推进剂能量密度，并实现发动机燃气流量宽范围调节和解决熄火后再启动问题。

在预燃室205方面：创新设置凝胶预燃室205，含硼煤油凝胶燃料和过氧化氢凝胶氧化剂首先在预燃室205中燃烧，形成高温的贫氧燃气，之后再进入补燃室304中进行二次燃烧，可以解决冲压发动机工作阶段火焰稳定和熄火问题。

在预燃室205长时间热防护方面：采用金属基凝胶进行发动机燃烧室壁面主动冷却，实现长时间热防护。通过流道设计可以实现凝胶在通道内的高效换热，一方面降低发动机燃烧室壁面的温度，另一方面可以对凝胶进行预热，提升其流动性和雾化特性。

在发动机喉道面积调节方面：采用爆炸螺栓装置将尾喷管喉道面积进行调节，可以实现补燃室304内部燃烧模态的调节，拓宽导弹的飞行速域和发动机的工作性能；同时，尾喷管调节不存在活动部件，可靠性高。

在电控固体推进剂装填方面：采用了“8+1”分区装填的装药结构，一方面可以提升推进剂的装填工艺性能，另一方面可以实现电控固体推进剂分区点火燃烧控制。

在导弹头7末端攻击方面：利用电控固体火箭发动机作为导弹头7的主动力和姿轨控动力系统，可以实现导弹头7的快速机动飞行和提升末端打击精度。

本实施例中，导弹在末端打击阶段使用的燃料采用硼基电控固体推进剂，该推进剂具有良好的电响应特性和较低的电源功率需求，推进剂中硼含量可达35％以上

本实施例中，导弹可以由机载发射，在大气中加速飞行之后，进入太空，攻击敌方太空资产；也可以由机载发射，在大气层中加速飞行之后，进入水下攻击潜艇等目标；也可以由陆地发射，在大气层中加速之后，攻击太空目标、水下或地面目标。

本实施例中，导弹可以根据不同的发射平台及打击目标更改燃料比重来实现工作阶段时长改变，也可以满足不同发射平台的载荷需求和打击需求。

本发明中的助推固体推进剂303也可以采用电控固体推进剂。凝胶推进剂可以采用固体推进剂简化替代，末端导弹头7动力系统中的电控固体推进剂可以采用传统固体推进剂简化替代。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (10)

1.一种宽速域高机动吸气式组合推进动力系统，其特征在于，包括电控固体火箭推进段、凝胶冲压推进段、固体火箭推进段与进气道；

所述电控固体火箭推进段包括能够存储电控固体推进剂的第一储存段与第一喷管，所述凝胶冲压推进段包括能够存储燃料凝胶、氧化剂凝胶的第二储存段与预燃室，所述固体火箭推进段包括能够存储固体推进剂的补燃室与第二喷管；

所述第一储存段、所述第一喷管、所述第二储存段、所述预燃室与所述补燃室依次相连，所述第二喷管位于所述补燃室内靠近尾端的位置；

所述进气道设在所述固体火箭推进段外，且与所述补燃室靠近首端的位置相通。

2.根据权利要求1所述宽速域高机动吸气式组合推进动力系统，其特征在于，所述第一储存段包括回转体结构的第一壳体与第二壳体，所述第二壳体同轴套设在所述第一壳体外；

所述第一壳体内具有沿轴线的第一储腔，所述第一壳体与所述第二壳体之间通过若干沿周向间隔分布的第一隔离板相连，每相邻的两个所述第一隔离板以及所述第一壳体、所述第二壳体之间围成第二储腔；

各所述第二储腔之间以及各所述第二储腔与所述第一储腔之间均互不相通，所述第一储腔以及各所述第二储腔均存储有电控固体推进剂，且所述第一储腔以及各所述第二储腔内分布设置能够控制对应电控固体推进剂燃烧的控制电路；

所述第一喷管设在所述第一储腔内的尾端。

3.根据权利要求2所述宽速域高机动吸气式组合推进动力系统，其特征在于，所述第二储存段包括回转体结构的第三壳体与第四壳体，所述第四壳体同轴套设在所述第三壳体外；

所述第三壳体内具有沿轴线的第三储腔，用于存储氧化剂凝胶；所述第三壳体与所述第四壳体之间围成环状的第四储腔，用于存储燃料凝胶；

所述第三储腔的尾端、所述第四储腔的尾端均与所述预燃室的首端相通。

4.根据权利要求3所述宽速域高机动吸气式组合推进动力系统，其特征在于，所述预燃室的壁面上设有燃料再生冷却结构；

所述再生冷却结构包括第一通道、第二通道以及环形空腔，所述环形空腔位于所述预燃室尾端的壁面内，所述第一通道、所述第二通道的数量均为多个且沿周向间错分布在所述预燃室的壁面内；

所述第一通道的一端位于所述预燃室的首端且与所述第四储腔相通，另一端沿轴向经过所述预燃室的壁面后与所述环形空腔相通；

所述预燃室内靠近首端的壁面上设有若干与所述第二通道一一对应的连通孔，所述第二通道的一端与所述环形空腔相通，另一端沿轴向经过所述预燃室的壁面后与对应所述连通孔相通。

5.根据权利要求4所述宽速域高机动吸气式组合推进动力系统，其特征在于，所述第一通道内靠近所述第四储腔的位置设有流量阀，以用于稳定所述再生冷却结构内的燃料压力与流出速度。

6.根据权利要求4所述宽速域高机动吸气式组合推进动力系统，其特征在于，所述第三储腔的尾端设有第一喷嘴；

所述预燃室内靠近首端的壁面上设有第二喷嘴，所述第二喷嘴套设在所述第一喷嘴上，且所述第一喷嘴与所述第二喷嘴之间围成环缝，各所述连通孔沿周向间隔分布在所述环缝的首端。

7.根据权利要求4所述宽速域高机动吸气式组合推进动力系统，其特征在于，所述第四储腔的末端沿周向间隔设有第二隔离板，每相邻的两个所述第二隔离板之间围成收纳通道；

所述收纳通道与所述第一通道一一对应，且所述收纳通道的尾端与对应所述第一通道相通。

8.根据权利要求3-7任一项所述宽速域高机动吸气式组合推进动力系统，其特征在于，所述第三储腔内设有第一活塞板，所述第一活塞板与所述第三壳体的内壁密封滑动相连，以推动所述第三储腔内的氧化剂凝胶；

所述第四储腔内设有第二活塞板，所述第二活塞板与所述第三壳体的外壁、所述第四壳体的内壁均密封滑动相连，以推动所述第四储腔内的燃料凝胶；

所述电控固体火箭推进段和/或凝胶冲压推进段上设有驱动组件，以驱动所述第一活塞板、所述第二活塞板滑动。

9.根据权利要求8所述宽速域高机动吸气式组合推进动力系统，其特征在于，所述驱动组件包括第一连接环、第二连接环以及产气电控推进剂；

所述第二连接环固定套设在所述第一连接环上，所述第一连接环内具有第一气流通道，所述第一连接环与所述第二连接环之间围成第二气流通道；

所述第一连接环的一端通过爆炸螺栓与所述第一壳体的末端密封相连，另一端与所述第三壳体的首端密封相连，且所述第一气流通道两端分别连通所述第一储腔与所述第三储腔；

所述第二连接环的一端通过爆炸螺栓与所述第二壳体的末端密封相连，另一端与所述第四壳体的首端密封相连，且所述第二气流通道两端分别连通所述第二储腔与所述第四储腔；

所述产气电控推进剂的数量为多个且与各所述第二储腔、所述第一储腔一一对应，所述产气电控推进剂位于对应所述第一储腔的末端或对应所述第二储腔的末端，且与对应电控固体推进剂串联在对应所述控制电路上。

10.一种导弹，其特征在于，具有权利要求1至9任一项所述宽速域高机动吸气式组合推进动力系统。

Images