CN117869110A - 一种单室并联多脉冲固体火箭发动机 - Google Patents
一种单室并联多脉冲固体火箭发动机 Download PDFInfo
- Publication number
- CN117869110A CN117869110A CN202410018434.8A CN202410018434A CN117869110A CN 117869110 A CN117869110 A CN 117869110A CN 202410018434 A CN202410018434 A CN 202410018434A CN 117869110 A CN117869110 A CN 117869110A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- pulse
- engine
- solid
- solid propellant
- solid rocket
- 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.)
- Pending
Links
- 239000007787 solid Substances 0.000 title claims abstract description 61
- 239000002360 explosive Substances 0.000 claims abstract description 28
- 239000007921 spray Substances 0.000 claims abstract description 18
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 17
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 claims description 64
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims description 46
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims description 46
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims description 29
- 238000009413 insulation Methods 0.000 claims description 5
- 239000011810 insulating material Substances 0.000 claims description 3
- 230000003313 weakening effect Effects 0.000 claims description 3
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 27
- VOPWNXZWBYDODV-UHFFFAOYSA-N Chlorodifluoromethane Chemical compound FC(F)Cl VOPWNXZWBYDODV-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 10
- 239000002737 fuel gas Substances 0.000 description 8
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 7
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 6
- 238000000034 method Methods 0.000 description 6
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 4
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 4
- 230000009471 action Effects 0.000 description 3
- 230000008569 process Effects 0.000 description 3
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 3
- RNFJDJUURJAICM-UHFFFAOYSA-N 2,2,4,4,6,6-hexaphenoxy-1,3,5-triaza-2$l^{5},4$l^{5},6$l^{5}-triphosphacyclohexa-1,3,5-triene Chemical compound N=1P(OC=2C=CC=CC=2)(OC=2C=CC=CC=2)=NP(OC=2C=CC=CC=2)(OC=2C=CC=CC=2)=NP=1(OC=1C=CC=CC=1)OC1=CC=CC=C1 RNFJDJUURJAICM-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000005253 cladding Methods 0.000 description 2
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 2
- 239000003063 flame retardant Substances 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 2
- 238000005507 spraying Methods 0.000 description 2
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 1
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000002679 ablation Methods 0.000 description 1
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 1
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 239000003795 chemical substances by application Substances 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 230000007123 defense Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 239000012774 insulation material Substances 0.000 description 1
- 238000002955 isolation Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 1
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
- F02K9/32—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
- F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
- F02K9/10—Shape or structure of 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
- F02K9/24—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
- F02K9/95—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)
- Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)
Abstract
本申请涉及一种单室并联多脉冲固体火箭发动机，属于固体火箭发动机技术领域。包括：绝热燃烧室，该绝热燃烧室包括内部中空的发动机壳体、连接在发动机壳体一端的顶盖、连接在发动机壳体另一端的发动机喷管；脉冲包覆药柱，该脉冲包覆药柱至少设有两组，各脉冲包覆药柱装填在发动机壳体内且绕发动机壳体的轴线依次周向排列。本申请在绝热燃烧室内装填了多个并列设置的脉冲包覆药柱，每个脉冲包覆药柱接受点火指令后可独立点火燃烧，产生高温燃气工质后通过发动机喷管喷出产生推力。本申请可以设置任意脉冲，如并联三脉冲、五脉冲或六脉冲等，实现固体火箭发动机多次点火和长时间工作，大幅减少了结构长度，质量比高。
Description
技术领域
本申请涉及固体火箭发动机技术领域，特别涉及一种单室并联多脉冲固体火箭发动机。
背景技术
固体火箭发动机具有结构简单、经济性好、可靠性高等特点，被广泛应用于航空航天和国防领域，可为导弹、太空飞行器等装置提供动力。固体火箭发动机是使用固体推进剂作为燃料的火箭发动机，固体推进剂易储存、质量比高、使用方便、容易运输。
但是与液体火箭发动机或固液混合火箭发动机相比，固体火箭发动机存在的最大缺陷在于：一方面固体推进剂熄火后再次点火困难，无法实现重复启动；另一方面，固体推进剂在燃烧过程中不受控，无法像液体推进剂发动机一样利用阀门等装置控制液体推进剂流量等参数，进而控制推进剂燃烧，上述两方面原因极大地限制了固体火箭发动机的应用范围。
虽然可以采用一些方案来控制固体火箭发动机的推力，如改变推进剂药柱的形状结构、分段装药、改变不同位置推进剂的燃速，但是这些方式都按照既定的推力曲线工作，并不能实时随机地控制推力。还有些方案如调节发动机喷管喉部面积、控制推进剂的质量燃速、使用可脉冲式提供燃料的胶状推进剂等能够实时控制推力，或者先通过降压、喷射灭火剂等方式使发动机熄火，再通过能多次启动的点火系统实现发动机的再启动，但是这些方案的技术都较为复杂，能达到的效果有限。
相关技术中，多脉冲固体火箭发动机目前来说一般采用两种技术途径实现。第一种方案是在壳体内将装药用隔板隔成多个独立舱段，每个舱段都有独立的点火系统，共用一个发动机喷管，当第一级舱段工作时，隔板或限燃层起隔热和隔离作用，第二级舱段工作时，隔板破碎，从发动机喷管吹出，多级舱段工作以此类推。第二种方案是在发动机中依靠某些技术实现快速熄火、快速点火，从而控制发动机多次启动，实现多脉冲推力。
第一种方案属于自然熄火式脉冲发动机，第二种方案目前已有的结构有降压熄火式、液体阻燃剂熄火式、快速降压与液体喷射联合熄火式、固体阻燃剂熄火式等结构。然而上述两种方案均存在结构复杂、空间占用大、消极质量多的弊端。
发明内容
本申请实施例提供一种单室并联多脉冲固体火箭发动机，以解决相关技术中多脉冲固体火箭发动机存在结构复杂、空间占用大、消极质量多的问题。
本申请实施例提供了一种单室并联多脉冲固体火箭发动机，包括：
绝热燃烧室，所述绝热燃烧室包括内部中空的发动机壳体、连接在所述发动机壳体一端的顶盖、连接在所述发动机壳体另一端的发动机喷管；
脉冲包覆药柱，所述脉冲包覆药柱至少设有两组，各所述脉冲包覆药柱装填在所述发动机壳体内且绕所述发动机壳体的轴线依次周向排列。
在一些实施例中：所述脉冲包覆药柱包括固体推进剂包覆套，以及装填在所述固体推进剂包覆套内的固体推进剂；
所述固体推进剂包覆套为一端敞口四周封闭的筒体结构，所述固体推进剂包覆套的敞口端朝向所述发动机喷管。
在一些实施例中：所述脉冲包覆药柱还包括用于封堵所述固体推进剂包覆套敞口端的封隔层；
所述固体推进剂包覆套内设有点燃所述固体推进剂的点火药盒，所述点火药盒位于接近封隔层的一端。
在一些实施例中：还包括点火控制器，所述点火控制器与各所述脉冲包覆药柱的所述点火药盒连接；
所述点火控制器按照点火时序控制各所述脉冲包覆药柱的所述点火药盒依次或同时引燃固体推进剂。
在一些实施例中：所述发动机壳体的横截面为圆形结构，所述固体推进剂包覆套的横截面为扇形结构，所述固体推进剂包覆套填充所述固体推进剂空腔的横截面为扇形结构。
在一些实施例中：所述固体推进剂包覆套为固体绝热材料，所述封隔层与所述固体推进剂包覆套的内壁相互粘接；
所述封隔层上开设有破裂封隔层的削弱槽，所述封隔层与所述固体推进剂包覆套的粘接强度大于所述封隔层的打开强度。
在一些实施例中：所述发动机壳体的两端分别通过法兰与所述发动机喷管和顶盖可拆卸连接。
在一些实施例中：所述发动机壳体的内壁上贴敷有将发动机壳体与所述脉冲包覆药柱隔开的绝热层，相邻的两组所述脉冲包覆药柱之间预留有间隙。
在一些实施例中：所述发动机喷管包括与所述发动机壳体连接的燃气入口段，以及与所述燃气入口段连通的燃气出口段；
所述燃气入口段至所述燃气出口段方向的直径逐渐缩小，所述燃气出口段远离所述燃气进口段方向的直径逐渐增大。
在一些实施例中：所述燃气入口段的外壁包覆有与所述发动机壳体固定连接的第一外接法兰；
所述燃气出口段的外壁包覆有与所述第一外接法兰固定连接的第二外接法兰。
本申请提供的技术方案带来的有益效果包括：
本申请实施例提供了一种单室并联多脉冲固体火箭发动机，由于本申请的单室并联多脉冲固体火箭发动机设置了绝热燃烧室，该绝热燃烧室包括内部中空的发动机壳体、连接在发动机壳体一端的顶盖、连接在发动机壳体另一端的发动机喷管；脉冲包覆药柱，该脉冲包覆药柱至少设有两组，各脉冲包覆药柱装填在发动机壳体内且绕发动机壳体的轴线依次周向排列。
因此，本申请的单室并联多脉冲固体火箭发动机在绝热燃烧室内装填了多个并列设置的脉冲包覆药柱，多个并列设置的脉冲包覆药柱在发动机壳体内且绕发动机壳体的轴线依次周向排列。每个脉冲包覆药柱接受点火指令后可独立点火燃烧，产生高温燃气工质后通过发动机喷管喷出产生推力。本申请可以设置任意脉冲，如并联三脉冲、五脉冲或六脉冲等，实现固体火箭发动机多次点火和长时间工作，大幅减少了结构长度，质量比高。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例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申请的一些实施例，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为本申请实施例的结构示意图；
图2为图1中沿A-A方向的剖视图。
附图标记：
10、绝热燃烧室；11、发动机壳体；12、顶盖；13、发动机喷管；14、绝热层；15、第一外接法兰；16、第二外接法兰；
20、脉冲包覆药柱；21、固体推进剂包覆套；22、固体推进剂；23、封隔层；24、点火药盒。
具体实施方式
为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请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申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域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，都属于本申请保护的范围。
本申请实施例提供了一种单室并联多脉冲固体火箭发动机，其能解决相关技术中多脉冲固体火箭发动机存在结构复杂、空间占用大、消极质量多的问题。
参见图1和图2所示，本申请实施例提供了一种单室并联多脉冲固体火箭发动机，包括：
绝热燃烧室10，该绝热燃烧室10包括内部中空的发动机壳体11、连接在发动机壳体11一端的顶盖12、连接在发动机壳体11另一端的发动机喷管13。发动机壳体11、顶盖12和发动机喷管13共同想成末端开口的中空单体燃烧室。
脉冲包覆药柱20，该脉冲包覆药柱20至少设有两组，各脉冲包覆药柱20装填在发动机壳体11内且绕发动机壳体11的轴线依次周向排列。各脉冲包覆药柱20相互独立并列布置在发动机壳体11内，在受点火指令后可独立点火燃烧，产生高温燃气工质后通过发动机喷管13喷出产生推力。
本申请实施例的单室并联多脉冲固体火箭发动机在绝热燃烧室10内装填了多个并列设置的脉冲包覆药柱20，多个并列设置的脉冲包覆药柱20在发动机壳体11内且绕发动机壳体11的轴线依次周向排列。脉冲包覆药柱20的数量根据火箭、导弹的使用需要设计，扩展了固体火箭发动机在速域、空域和地域的使用范围，从而全面提高各类导弹武器系统的射程、精度、隐身和机动能力。
本申请中每个脉冲包覆药柱20在接受点火指令后可独立点火燃烧，产生高温燃气工质后通过发动机喷管13喷出产生推力。本申请可以设置任意脉冲，如并联三脉冲、五脉冲或六脉冲等，实现固体火箭发动机多次点火和长时间工作，大幅减少了结构长度，质量比高。
在一些可选实施例中：参见图1和图2所示，本申请实施例提供了一种单室并联多脉冲固体火箭发动机，该单室并联多脉冲固体火箭发动机的脉冲包覆药柱20包括固体推进剂包覆套21，以及装填在固体推进剂包覆套21内的固体推进剂22。
固体推进剂包覆套21为一端敞口四周封闭的筒体结构，固体推进剂包覆套21的敞口端朝向发动机喷管13。装填在固体推进剂包覆套21内的固体推进剂22被点燃后，固体推进剂22产生的高温燃气工质从发动机喷管13喷出产生推力。
固体推进剂包覆套21为固体绝热材料，固体推进剂包覆套21的厚度根据暴露在燃气中的时间和换热强度进行厚度差异性设计和精细化设计，实现了固体推进剂包覆套21在百秒甚至千秒量级长时间高温高压隔热，以减少对其它未燃的脉冲包覆药柱20的干扰。
在一些可选实施例中：参见图1和图2所示，本申请实施例提供了一种单室并联多脉冲固体火箭发动机，该单室并联多脉冲固体火箭发动机的脉冲包覆药柱20还包括用于封堵固体推进剂包覆套21敞口端的封隔层23，封隔层23同样为固体绝热材料。
在固体推进剂包覆套21内设有点燃固体推进剂22的点火药盒24，点火药盒24在固体推进剂包覆套21内位于接近封隔层23的一端。点火药盒24内置钝感点火头，点火药盒24通过内置钝感点火头点燃后产生高温燃气和炙热粒子，一方面使封堵固体推进剂包覆套21的封隔层23鼓包打开，另一方面加热固体推进剂22的端面来点燃固体推进剂22。
在一些可选实施例中：参见图1和图2所示，本申请实施例提供了一种单室并联多脉冲固体火箭发动机，该单室并联多脉冲固体火箭发动机还包括点火控制器(图中未画出)，点火控制器与各脉冲包覆药柱20的点火药盒24连接。
点火控制器按照点火时序控制各脉冲包覆药柱20的点火药盒24依次或同时引燃固体推进剂22，产生高温燃气从喷管排出后产生推力。当点火控制器按照点火时序控制各脉冲包覆药柱20的点火药盒24依次引燃固体推进剂22时，可以使单室并联多脉冲固体火箭发动机长时间工作。
当点火控制器按照点火时序控制各脉冲包覆药柱20的点火药盒24同时引燃固体推进剂22时，可以增大单室并联多脉冲固体火箭发动机的推力，使大单室并联多脉冲固体火箭发动机进行大机动的突防攻击，满足当前灵活的战术要求。
在一些可选实施例中：参见图1和图2所示，本申请实施例提供了一种单室并联多脉冲固体火箭发动机，该单室并联多脉冲固体火箭发动机的发动机壳体11的横截面为圆形结构，固体推进剂包覆套21的横截面为扇形结构，固体推进剂包覆套21填充固体推进剂22空腔的横截面为扇形结构。
封隔层23与固体推进剂包覆套21的内壁相互粘接，封隔层23上开设有破裂封隔层23的削弱槽，封隔层23与固体推进剂包覆套21的粘接强度大于封隔层23的打开强度。当点火药盒24通过内置钝感点火头点燃后产生高温燃气和炙热粒子时，高温燃气使封隔层23膨胀并朝着预设的方式破碎，实现了封隔层23的可靠打开。
在一些可选实施例中：参见图1和图2所示，本申请实施例提供了一种单室并联多脉冲固体火箭发动机，该单室并联多脉冲固体火箭发动机的发动机壳体11的两端分别通过法兰与发动机喷管13和顶盖12可拆卸连接，便于在发动机壳体11内装填多个脉冲包覆药柱20。
在发动机壳体11的内壁上贴敷有将发动机壳体11与脉冲包覆药柱20隔开的绝热层14，相邻的两组脉冲包覆药柱20之间预留有间隙，进而便于脉冲包覆药柱20在发动机壳体11进行布置和装配。两组脉冲包覆药柱20的固体推进剂包覆套21与绝热层14的内壁通过粘接固定，固体推进剂包覆套21的圆弧外壁与绝热层14的圆弧内壁相互贴合。
在一些可选实施例中：参见图1和图2所示，本申请实施例提供了一种单室并联多脉冲固体火箭发动机，该单室并联多脉冲固体火箭发动机的发动机喷管13包括与发动机壳体11连接的燃气入口段，以及与燃气入口段连通的燃气出口段。燃气入口段至燃气出口段方向的直径逐渐缩小，燃气出口段远离所述燃气进口段方向的直径逐渐增大。
燃气入口段的外壁包覆有与发动机壳体固定连接的第一外接法兰15；燃气出口段的外壁包覆有与第一外接法兰15固定连接的第二外接法兰16。燃气入口段至燃气出口段方向的直径逐渐缩小，燃气入口段用于将一组或多组脉冲包覆药柱20燃烧产生的燃气工质汇集至燃气入口段内，再由燃气入口段缩口提升燃气工质的流速，增加单室并联多脉冲固体火箭发动机的推力。
第一外接法兰15和第二外接法兰16相互配合对发动机喷管13固定在发动机壳体11上，以增强发动机喷管13与发动机壳体11之间的结构强度。发动机喷管13采用耐烧蚀材料，第一外接法兰15和第二外接法兰16均采用钢材。
工作原理
本申请实施例提供了一种单室并联多脉冲固体火箭发动机，由于本申请的单室并联多脉冲固体火箭发动机设置了绝热燃烧室10，该绝热燃烧室10包括内部中空的发动机壳体11、连接在发动机壳体11一端的顶盖12、连接在发动机壳体11另一端的发动机喷管13；脉冲包覆药柱20，该脉冲包覆药柱20至少设有两组，各脉冲包覆药柱20装填在发动机壳体11内且绕发动机壳体11的轴线依次周向排列。
因此，本申请的单室并联多脉冲固体火箭发动机在绝热燃烧室10内装填了多个并列设置的脉冲包覆药柱20，多个并列设置的脉冲包覆药柱20在发动机壳体11内且绕发动机壳体11的轴线依次周向排列。每个脉冲包覆药柱20接受点火指令后可独立点火燃烧，产生高温燃气工质后通过发动机喷管13喷出产生推力。本申请可以设置任意脉冲，如并联三脉冲、五脉冲或六脉冲等，实现固体火箭发动机多次点火和长时间工作，大幅减少了结构长度，质量比高。
在本申请的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；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。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申请中的具体含义。
需要说明的是，在本申请中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
以上所述仅是本申请的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本申请。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本申请的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本申请将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。
Claims (10)
1.一种单室并联多脉冲固体火箭发动机，其特征在于，包括：
绝热燃烧室(10)，所述绝热燃烧室(10)包括内部中空的发动机壳体(11)、连接在所述发动机壳体(11)一端的顶盖(12)、连接在所述发动机壳体(11)另一端的发动机喷管(13)；
脉冲包覆药柱(20)，所述脉冲包覆药柱(20)至少设有两组，各所述脉冲包覆药柱(20)装填在所述发动机壳体(11)内且绕所述发动机壳体(11)的轴线依次周向排列。
2.如权利要求1所述的一种单室并联多脉冲固体火箭发动机，其特征在于：
所述脉冲包覆药柱(20)包括固体推进剂包覆套(21)，以及装填在所述固体推进剂包覆套(21)内的固体推进剂(22)；
所述固体推进剂包覆套(21)为一端敞口四周封闭的筒体结构，所述固体推进剂包覆套(21)的敞口端朝向所述发动机喷管(13)。
3.如权利要求2所述的一种单室并联多脉冲固体火箭发动机，其特征在于：
所述脉冲包覆药柱(20)还包括用于封堵所述固体推进剂包覆套(21)敞口端的封隔层(23)；
所述固体推进剂包覆套(21)内设有点燃所述固体推进剂(22)的点火药盒(24)，所述点火药盒(24)位于接近封隔层(23)的一端。
4.如权利要求3所述的一种单室并联多脉冲固体火箭发动机，其特征在于：
还包括点火控制器，所述点火控制器与各所述脉冲包覆药柱(20)的所述点火药盒(24)连接；
所述点火控制器按照点火时序控制各所述脉冲包覆药柱(20)的所述点火药盒(24)依次或同时引燃固体推进剂(22)。
5.如权利要求2所述的一种单室并联多脉冲固体火箭发动机，其特征在于：
所述发动机壳体(11)的横截面为圆形结构，所述固体推进剂包覆套(21)的横截面为扇形结构，所述固体推进剂包覆套(21)填充所述固体推进剂(22)空腔的横截面为扇形结构。
6.如权利要求3所述的一种单室并联多脉冲固体火箭发动机，其特征在于：
所述固体推进剂包覆套(21)为固体绝热材料，所述封隔层(23)与所述固体推进剂包覆套(21)的内壁相互粘接；
所述封隔层(23)上开设有破裂封隔层(23)的削弱槽，所述封隔层(23)与所述固体推进剂包覆套(21)的粘接强度大于所述封隔层(23)的打开强度。
7.如权利要求1所述的一种单室并联多脉冲固体火箭发动机，其特征在于：
所述发动机壳体(11)的两端分别通过法兰与所述发动机喷管(13)和顶盖(12)可拆卸连接。
8.如权利要求1所述的一种单室并联多脉冲固体火箭发动机，其特征在于：
所述发动机壳体(11)的内壁上贴敷有将发动机壳体(11)与所述脉冲包覆药柱(20)隔开的绝热层(14)，相邻的两组所述脉冲包覆药柱(20)之间预留有间隙。
9.如权利要求1所述的一种单室并联多脉冲固体火箭发动机，其特征在于：
所述发动机喷管(13)包括与所述发动机壳体(11)连接的燃气入口段，以及与所述燃气入口段连通的燃气出口段；
所述燃气入口段至所述燃气出口段方向的直径逐渐缩小，所述燃气出口段远离所述燃气进口段方向的直径逐渐增大。
10.如权利要求9所述的一种单室并联多脉冲固体火箭发动机，其特征在于：
所述燃气入口段的外壁包覆有与所述发动机壳体(11)固定连接的第一外接法兰(15)；
所述燃气出口段的外壁包覆有与所述第一外接法兰(15)固定连接的第二外接法兰(16)。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202410018434.8A CN117869110A (zh) | 2024-01-04 | 2024-01-04 | 一种单室并联多脉冲固体火箭发动机 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202410018434.8A CN117869110A (zh) | 2024-01-04 | 2024-01-04 | 一种单室并联多脉冲固体火箭发动机 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN117869110A true CN117869110A (zh) | 2024-04-12 |
Family
ID=90582444
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202410018434.8A Pending CN117869110A (zh) | 2024-01-04 | 2024-01-04 | 一种单室并联多脉冲固体火箭发动机 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN117869110A (zh) |
-
2024
- 2024-01-04 CN CN202410018434.8A patent/CN117869110A/zh active Pending
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9279503B2 (en) | Constant volume combustion chamber | |
| US7281367B2 (en) | Steerable, intermittently operable rocket propulsion system | |
| CN107269424B (zh) | 一种固体火箭发动机二次点火结构 | |
| US7669406B2 (en) | Compact, low pressure-drop shock-driven combustor and rocket booster, pulse detonation based supersonic propulsion system employing the same | |
| US8966879B1 (en) | Acoustic igniter | |
| US20070180814A1 (en) | Direct liquid fuel injection and ignition for a pulse detonation combustor | |
| EP0889756B1 (en) | Self sustained detonation apparatus | |
| CA2721530A1 (en) | Thrust modulation in a multiple combustor pulse detonation engine using cross-combustor detonation initiation | |
| CN106640420B (zh) | 一种侧进气的脉冲爆震发动机 | |
| CN108590885B (zh) | 一种多功能的模块化固体火箭发动机组合喷管结构 | |
| CN102288070A (zh) | 气体延迟反冲方法 | |
| KR101494393B1 (ko) | 이중 추력 로켓 추진기관 | |
| US11549465B1 (en) | Air breathing solid fuel rotating detonation engine | |
| CN206397619U (zh) | 一种侧排气的脉冲爆震发动机 | |
| CN117869110A (zh) | 一种单室并联多脉冲固体火箭发动机 | |
| US20230147062A1 (en) | Pulse Detonation Wave Generator | |
| CN106640421B (zh) | 一种侧排气的脉冲爆震发动机 | |
| US5671599A (en) | Solid-propellant rocket engine with inner and outer burner surfaces | |
| US20070095047A1 (en) | Fuel ignition system for jet engine staring | |
| CN114909232A (zh) | 固体-固液组合火箭发动机及其工作方法和飞行器 | |
| US20050279083A1 (en) | Folded detonation initiator for constant volume combustion device | |
| US4495763A (en) | Dual-thrust nozzle apparatus for rockets | |
| RU2675983C1 (ru) | Двигатель кумулятивно-фугасного заряда | |
| CN206360801U (zh) | 一种侧进气的脉冲爆震发动机 | |
| Stadler et al. | The dual pulse motor for LFK NG |
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 |