CN207018106U - 一种固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，包括主控制器、弹体、燃气发生器、喷管，所述喷管包括封板、中空管体；在管体壁上垂直于管体轴线方向开有光孔，光孔内密封安装有柱塞滑阀，柱塞滑阀上设置有驱动装置；在封板上开设有N个贯通的进气孔，进气孔的分布位于管体直径范围内，在N‑1个进气孔中设有可将进气孔密封堵塞的堵盖，堵盖上设有可将堵盖爆破的爆破装置；管体外壁与弹体之间的空腔内安装有压力传感器，压力传感器与主控制器电连接，主控制器与驱动装置电连接；压力传感器与爆破装置电连接。本实用新型使得固体火箭冲压发动机在非壅塞状态和壅塞状态下均能有较大的流量调节范围，具有价格低廉、工作精准可靠等优点。

Description

一种固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置

技术领域

本实用新型属于火箭发动机技术，具体涉及一种固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置。

背景技术

随着飞行器对发动机要求的不断提高，以及飞行器技术的发展，固体火箭冲压发动机以其比冲高、体积小、重量轻、结构紧凑、成本较低等优势成为发展方向。

为了满足机动攻击和作战任务多样化的要求，导弹飞行速度范围相应变宽。超声速超视距空空导弹的设计速度范围一般为2Ma～4Ma，甚至要求达到2Ma～5Ma。当海拔高度一定时，因速度变化导致进气道捕获空气质量流量变化大。为保证发动机具有良好性能，必须调节燃气发生器富燃燃气流量，以保证冲压发动机在最佳空燃比附近工作。

当下关于燃气流量调节的方案主要有固定流量式、壅塞式和非壅塞式三种。

对于固定流量式燃气发生器，其燃气流量式固定的，不能随着环境的变化而改变燃气发生器的燃气流量。

壅塞式固体火箭冲压发动机流量调节方案主要为以下三种：改变推进剂药柱燃面的方案、改变推进剂燃速的方案、改变喉部面积的方案。对于改变推进剂药柱燃面的方案以及改变推进剂燃速的方案，其对于燃气流量的控制是在装填燃料之后就定型了，不能随着外界环境变化而主动调节燃气的流量。对于改变喉部面积的方案，现在的主要的流量调节阀通常采用的构型有柱塞滑阀、旋转凸轮阀、旋转盘阀、锥阀等多种。控制这些阀门的传动机构一般有液压传动、机电传动、气压传动。目前壅塞式固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置普遍采用电动式柱塞滑阀或者气动式针阀装置。中国专利200810075649.4公开了一种气动针阀型燃气流量调节阀的固体火箭冲压发动机的燃气流量调节系统，主要依靠气压传动带动阀头来调节燃气流量。此系统结构复杂，造价昂贵，并且阀头在高温高压下容易出现燃气泄露等问题。西北工业大学王毅林提出了一种喷管与燃烧室成90度的非同轴针阀型燃气流量调节系统，虽然喉栓杆易密封和热防护容易实现，但实验系统体积庞大，不能达到精确控制。

对于非壅塞式固体火箭冲压发动机的燃气流量调节方式，常用结构是一个独立的燃气发生器和一个独立的补燃室，二者之间通过燃气发生器喷管连通。喷管已失去原来控制燃气发生器压强的意义，它只不过是一个燃气的亚声速通道。补燃室内的气压与外界连通，补燃室内的压力可影响燃气发生器的燃烧室内的压力。也就是说，由于外界压力变化，补燃室的压力也会随之变化，进而影响到燃气发生器内的压力，整个过程是一个自调节的过程。因此，对于非壅塞式固体火箭冲压发动机一般是没有人为设置的主动调节装置去调节流量的，都是自调节。但是，自调节的范围有限，在导弹飞行速度范围相应变宽，飞行高度区域变广的情形下，自调节的方式往往不能满足要求。

综上所述，对于现有技术中的三种燃气流量调节方案，在大范围的环境参数变化情况下，难以满足大范围调节燃气流量的需求。而且，结构复杂，造价昂贵、工作不可靠。

实用新型内容

针对上述问题，本实用新型旨在提供一种流量调节范围广、结构简单、工作精确可靠、成本低廉的固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置。

本实用新型解决问题的技术方案是：一种固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，包括主控制器、中空的弹体、设置于弹体内的燃气发生器、设置于弹体内并将燃气发生器和补燃室连通的喷管，所述喷管包括将燃气发生器的燃料腔密封的封板、与封板密封连接的中空管体，管体轴线垂直于封板；

在管体壁上垂直于管体轴线方向开有光孔，光孔内密封安装有柱塞滑阀，所述柱塞滑阀上设置有可驱动柱塞滑阀伸入或缩回管体内腔的驱动装置；

在封板上开设有N个贯通的进气孔，所述进气孔的分布位于管体直径范围内，在N-1个进气孔中设有可将进气孔密封堵塞的堵盖，所述堵盖上设有可将堵盖爆破的爆破装置；

所述管体外壁与弹体之间的空腔内安装有压力传感器，压力传感器与主控制器电连接，主控制器与驱动装置电连接；压力传感器与爆破装置电连接；

所述N＞1，且N为正整数。

上述方案通过两种调节方式调节发动机的推力。第一，通过驱动柱塞滑阀的移动，改变管体内允许气流通过的口径大小，从而改变气体流量，进而改变燃气发生器压力和推进器燃速，改变发动机推力；第二，根据飞行高度的变化而导致的压力变化，来决定爆破堵盖的数量以改变进气有效面积，进而调节从燃气发生器进入补燃室的气量，改变发动机推力。这两种方式可根据具体情况单独使用，或组合使用。

进一步的，所述燃料腔内依次设有低燃速固体燃料和高燃速固体燃料，高燃速固体燃料靠近封板。

该进一步改进的方案中又新增加了一种调节发动机推力的方式，即通过改变推进剂燃速改变流量，可与上述两种方式结合使用，更大范围的调节发动机推力。

具体的，所述光孔包括至少一个第一贯通孔和至少一个第二贯通孔，所述第一贯通孔内密封安装有第一柱塞滑阀，第二贯通孔内密封安装有第二柱塞滑阀；

初始位置时，所述第一柱塞滑阀的自由端穿过第一贯通孔且伸入管体内腔，所述第二柱塞滑阀的自由端不伸入管体内腔；

所述第一柱塞滑阀上设置有可驱动第一柱塞滑阀的自由端缩回第一贯通孔内的第一拔销器，所述第二柱塞滑阀上设置有可驱动第二柱塞滑阀的自由端伸入管体内腔的第二拔销器。

所述第一拔销器包括活塞缸、可在活塞缸内移动的活塞杆，所述活塞缸与弹体固定连接，活塞杆与第一柱塞滑阀连接；

活塞杆的活塞头将活塞缸分为隔绝的两个腔室，靠近第一柱塞滑阀的腔室为火药腔，远离第一柱塞滑阀的腔室为空气腔；

所述活塞缸外设有导暴器，火药腔内填充有火药，导暴器与火药连接；

所述第二拔销器与第一拔销器具有相同的结构，但火药腔和空气腔的位置与第一拔销器相反，第二拔销器靠近第二柱塞滑阀的腔室为空气腔，远离第二柱塞滑阀的腔室为火药腔。

上述方案中，通过引爆火药产生推力，使得活塞杆驱动柱塞滑阀在贯通孔内运动。

进一步的，所述第一贯通孔与第一柱塞滑阀之间、第二贯通孔与第二柱塞滑阀之间设有密封圈；

由于零部件处于高温环境，所述第一柱塞滑阀、第二柱塞滑阀、活塞杆均采用钼合金制造。

优选的，所述第一贯通孔与第二贯通孔相对设置，二者轴线平行。

进一步的，所述N=6，进气孔的排布形式为沿管体轴线设有1个中心孔，围绕中心孔均布设有5个卫星孔，形成的进气孔的排布形式均为梅花形；

所述进气孔的中心孔不设置堵盖，其它5个卫星孔均设置堵盖。

具体的，所述爆破装置包括布置在堵盖两侧面的导爆索，导爆索接收压力传感器的电信号而引爆。

为保证堵盖能够充分破碎成颗粒，所述堵盖采用钢化玻璃制成，在导爆索外侧面铺设有绝热层。绝热层为三元乙丙材料制成。设置绝热层一方面保证导爆索的性能稳定，另一方面由于钢化玻璃不耐高温，能够避免其引爆前在高温环境下被破坏。

所述进气孔内设有沉台结构，堵盖安装于沉台内，堵盖通过法兰盘压紧固定，该法兰盘中心开有与进气孔内径相同的通孔。

本实用新型的显著效果是：

1.同时采用带有导爆索的堵盖、柱塞滑阀、以及不同燃速的固定燃料分段装药三种改变燃气流量方式，三者单独或配合来实现燃气发生器与补燃室之间气体流量的改变，使得固体火箭冲压发动机在非壅塞状态和壅塞状态下均能有较大的流量调节范围，适应不同高度和马赫数的飞行要求。

2.解决了现有技术中非壅塞式固体火箭冲压发动机燃气流量自调节范围小的问题，也解决了现有技术中壅塞式固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置结构复杂、成本高、精确度差的问题。采用堵盖爆破的方式价格低廉、工作精准可靠，具有更大的调节范围；采用拔销器驱动，不需中间传动转换机构，质量轻、惯量低、价格低廉、工作误差小、精度高、工作可靠。

附图说明

下面结合附图对本实用新型作进一步说明。

图1为本实用新型结构示意图。

图2为图1中Ⅰ的放大图。

图3为封板侧视图。

图4为第一拔销器结构示意图。

图5为第二拔销器结构示意图。

图中：1-燃气发生器,2-压力传感器，3-第一拔销器，4-封板,5-第一柱塞滑阀，6-密封圈，7-第二拔销器，8-弹体,9-管体,10-第二柱塞滑阀,11-法兰盘，12-绝热层，13-燃料腔,14-进气孔,15-通孔，16-导爆索，17-堵盖，18-低燃速固体燃料，19-高燃速固体燃料，31-活塞缸，32-活塞杆，33-活塞头，34-火药腔，35-空气腔,36-导暴器。

具体实施方式

如图1～5所示，一种固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，包括主控制器、中空的弹体8、设置于弹体8内的燃气发生器1、设置于弹体8内并将燃气发生器1和补燃室连通的喷管，所述喷管包括将燃气发生器1的燃料腔13密封的封板4、与封板4密封连接的中空管体9，管体9轴线垂直于封板4。

所述燃料腔13内依次设有低燃速固体燃料18和高燃速固体燃料19，高燃速固体燃料19靠近封板4。

在管体9壁上垂直于管体9轴线方向开有光孔。所述光孔包括至少一个第一贯通孔和至少一个第二贯通孔。所述第一贯通孔与第二贯通孔相对设置，二者轴线平行。

所述第一贯通孔内密封安装有第一柱塞滑阀5，第二贯通孔内密封安装有第二柱塞滑阀10。

初始位置时，所述第一柱塞滑阀5的自由端穿过第一贯通孔且伸入管体9内腔，所述第二柱塞滑阀10的自由端不伸入管体9内腔。

所述第一柱塞滑阀5上设置有可驱动第一柱塞滑阀5的自由端缩回第一贯通孔内的第一拔销器3，所述第二柱塞滑阀10上设置有可驱动第二柱塞滑阀10的自由端伸入管体9内腔的第二拔销器7。

所述第一拔销器3包括活塞缸31、可在活塞缸31内移动的活塞杆32，所述活塞缸31与弹体8固定连接，活塞杆32与第一柱塞滑阀5连接。活塞杆32的活塞头33将活塞缸31分为隔绝的两个腔室，靠近第一柱塞滑阀5的腔室为火药腔34，远离第一柱塞滑阀5的腔室为空气腔35。所述活塞缸31外设有导暴器36，火药腔34内填充有火药，导暴器36与火药连接。

所述第二拔销器7与第一拔销器3具有相同的结构，但火药腔34和空气腔35的位置与第一拔销器3相反，第二拔销器7靠近第二柱塞滑阀10的腔室为空气腔35，远离第二柱塞滑阀10的腔室为火药腔34。

所述第一贯通孔与第一柱塞滑阀5之间、第二贯通孔与第二柱塞滑阀10之间设有密封圈6。

所述第一柱塞滑阀5、第二柱塞滑阀10、活塞杆32均采用钼合金制造。

在封板4上开设有6个贯通的进气孔14。所述进气孔14的分布位于管体9直径范围内。进气孔14的排布形式为沿管体轴线设有1个中心孔，围绕中心孔均布设有5个卫星孔，形成的进气孔14的排布形式均为梅花形。

进气孔14的中心孔不设置堵盖17，其它5个卫星孔中设有可将进气孔14密封堵塞的堵盖17。所述进气孔14内设有沉台结构，堵盖17安装于沉台内，堵盖17通过法兰盘11压紧固定，该法兰盘11中心开有与进气孔14内径相同的通孔15。

所述堵盖17上设有可将堵盖17爆破的爆破装置。所述堵盖17采用钢化玻璃制成，在导爆索16外侧面铺设有绝热层12。

所述爆破装置包括布置在堵盖17两侧面的导爆索16，导爆索16接收压力传感器2的电信号而引爆。

所述管体9外壁与弹体8之间的空腔内安装有压力传感器2，压力传感器2与主控制器电连接，主控制器与驱动装置电连接；压力传感器2与爆破装置电连接。

现就导弹飞行过程中的某几种具体情况下的工作方式作出说明，并不代表对三种改变燃气流量方式的不同组合的限定。

在高燃速固体燃料19燃烧时，导弹爬升至某一高度后，压力传感器2根据压力发出信号给导爆索16，一个或多个堵盖17上的导爆索16点火爆炸，堵盖17被炸碎后，封板4上的节流面积增大，从而降低发动机的推力，维持在某一高度巡航。当导弹的飞行高度达到更高时，剩下的某些堵盖17被炸碎，此时发动机推力降低为这一巡航高度的要求。同理，在导弹飞行到更高的不同高度时，堵盖17依次被炸碎，从而让发动机推力达到在相应的高度巡航的要求。

当固体燃料燃烧至低燃速固体燃料18时，若此时还需要改变导弹飞行高度，分两种情况：

当压力传感器2检测到压力变化，需要增加燃气流量时，发送信号给主控制器，主控制器指示第一拔销器3上的导暴器36点燃火药，火药燃爆推动活塞杆32向弹体8方向移动，第一柱塞滑阀5也随之移动，使得管体9节流面积增大。

同理，当压力传感器2检测到压力变化，需要减少燃气流量时，发送信号给主控制器，主控制器的指示第二拔销器7上的导暴器36点燃火药，火药燃爆推动活塞杆32向管体9内腔方向移动，第二柱塞滑阀10也随之移动，使得管体9节流面积减小。

每一个拔销器只能燃爆一次，因此设计了多个拔销器和柱塞滑阀的结构，随着管体9节流面积的改变，燃气的流量发生变化，进而改变燃气发生器压力和推进器燃速，改变发动机推力。

Claims (10)

1.一种固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，包括主控制器、中空的弹体（8）、设置于弹体（8）内的燃气发生器（1）、设置于弹体（8）内并将燃气发生器（1）和补燃室连通的喷管，其特征在于：所述喷管包括将燃气发生器（1）的燃料腔（13）密封的封板（4）、与封板（4）密封连接的中空管体（9），管体（9）轴线垂直于封板（4）；

在管体（9）壁上垂直于管体（9）轴线方向开有光孔，光孔内密封安装有柱塞滑阀，所述柱塞滑阀上设置有可驱动柱塞滑阀伸入或缩回管体内腔的驱动装置；

在封板（4）上开设有N个贯通的进气孔（14），所述进气孔（14）的分布位于管体（9）直径范围内，在N-1个进气孔（14）中设有可将进气孔（14）密封堵塞的堵盖（17），所述堵盖（17）上设有可将堵盖（17）爆破的爆破装置；

所述管体（9）外壁与弹体（8）之间的空腔内安装有压力传感器（2），压力传感器（2）与主控制器电连接，主控制器与驱动装置电连接；压力传感器（2）与爆破装置电连接；

其中，N＞1，且N为正整数。

2.根据权利要求1所述的固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，其特征在于：所述燃料腔（13）内依次设有低燃速固体燃料（18）和高燃速固体燃料（19），高燃速固体燃料（19）靠近封板（4）。

3.根据权利要求1所述的固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，其特征在于：所述光孔包括至少一个第一贯通孔和至少一个第二贯通孔，所述第一贯通孔内密封安装有第一柱塞滑阀（5），第二贯通孔内密封安装有第二柱塞滑阀（10）；

初始位置时，所述第一柱塞滑阀（5）的自由端穿过第一贯通孔且伸入管体（9）内腔，所述第二柱塞滑阀（10）的自由端不伸入管体（9）内腔；

所述第一柱塞滑阀（5）上设置有可驱动第一柱塞滑阀（5）的自由端缩回第一贯通孔内的第一拔销器（3），所述第二柱塞滑阀（10）上设置有可驱动第二柱塞滑阀（10）的自由端伸入管体（9）内腔的第二拔销器（7）。

4.根据权利要求3所述的固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，其特征在于：所述第一拔销器（3）包括活塞缸（31）、可在活塞缸（31）内移动的活塞杆（32），所述活塞缸（31）与弹体（8）固定连接，活塞杆（32）与第一柱塞滑阀（5）连接；

活塞杆（32）的活塞头（33）将活塞缸（31）分为隔绝的两个腔室，靠近第一柱塞滑阀（5）的腔室为火药腔（34），远离第一柱塞滑阀（5）的腔室为空气腔（35）；

所述活塞缸（31）外设有导暴器（36），火药腔（34）内填充有火药，导暴器（36）与火药连接；

所述第二拔销器（7）与第一拔销器（3）具有相同的结构，但火药腔（34）和空气腔（35）的位置与第一拔销器（3）相反，第二拔销器（7）靠近第二柱塞滑阀（10）的腔室为空气腔（35），远离第二柱塞滑阀（10）的腔室为火药腔（34）。

5.根据权利要求4所述的固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，其特征在于：所述第一贯通孔与第一柱塞滑阀（5）之间、第二贯通孔与第二柱塞滑阀（10）之间设有密封圈（6）；

所述第一柱塞滑阀（5）、第二柱塞滑阀（10）、活塞杆（32）均采用钼合金制造。

6.根据权利要求3所述的固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，其特征在于：所述第一贯通孔与第二贯通孔相对设置，二者轴线平行。

7.根据权利要求1所述的固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，其特征在于：N=6，进气孔（14）的排布形式为沿管体轴线设有1个中心孔，围绕中心孔均布设有5个卫星孔，形成的进气孔（14）的排布形式均为梅花形；

所述进气孔（14）的中心孔不设置堵盖（17），其它5个卫星孔均设置堵盖（17）。

8.根据权利要求1所述的固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，其特征在于：所述爆破装置包括布置在堵盖（17）两侧面的导爆索（16），导爆索（16）接收压力传感器（2）的电信号而引爆。

9.根据权利要求8所述的固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，其特征在于：所述堵盖（17）采用钢化玻璃制成，在导爆索（16）外侧面铺设有绝热层（12）。

10.根据权利要求1所述的固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，其特征在于：所述进气孔（14）内设有沉台结构，堵盖（17）安装于沉台内，堵盖（17）通过法兰盘（11）压紧固定，该法兰盘（11）中心开有与进气孔（14）内径相同的通孔（15）。