CN213354875U - 一种可调节推力的无人机火箭助推器 - Google Patents
一种可调节推力的无人机火箭助推器 Download PDFInfo
- Publication number
- CN213354875U CN213354875U CN202021764888.3U CN202021764888U CN213354875U CN 213354875 U CN213354875 U CN 213354875U CN 202021764888 U CN202021764888 U CN 202021764888U CN 213354875 U CN213354875 U CN 213354875U
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- combustion chamber
- chamber body
- aerial vehicle
- unmanned aerial
- propellant grain
- 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.)
- Active
Links
Images
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
本实用新型公开了一种可调节推力的无人机火箭助推器，包括燃烧室本体，所述燃烧室本体内左端设有点火具，所述燃烧室本体内中部设有推进剂药柱，所述推进剂药柱的左端设有挡药板，所述挡药板的右侧壁与所述推进剂药柱的左端之间设有调整垫，所述推进剂药柱的右端设有固药板，所述燃烧室本体的右端旋装有喷管座，所述喷管座内旋装有喷管，所述喷管的尾端旋装有压紧螺母。本实用新型结构简单，适用性强、成本低廉、推力范围大，有效的拓展作战使用范围和提高作战效率降低成本，缩短项目研制周期，减少研制费用的优点。
Description
技术领域
本实用新型属于固体火箭发动机技术领域，具体涉及一种可调节推力的无人机火箭助推器。
背景技术
无人机发射系统是无人机的一个重要功能系统，是满足无人机机动灵活、重复使用以及高生存能力等多种需求的必要技术保障。无人机的发射系统是为无人机起飞提供动能,以火箭助推器作动力的发射平台被广泛用于无人机的发射，无人机在1台或多台（通常2台）助推火箭发动机推力作用下飞离发射装置，无人机起飞后，抛掉助推火箭，由机上主发动机完成飞行任务。而现有的无人机火箭助推器存在推力不可调节，不能满足无人机不同飞行要求，同时推进剂燃烧时间过长，容易暴露发射阵地的问题。
实用新型内容
本实用新型的目的在于克服现有技术的不足，提供了一种结构简单、适用性强、成本低廉、推力范围大的无人机火箭助推器。
为了达到上述设计目的，本实用新型所采用的技术方案是：一种可调节推力的无人机火箭助推器，包括燃烧室本体，所述燃烧室本体内左端设有点火具，所述燃烧室本体内中部设有推进剂药柱，所述推进剂药柱的左端设有挡药板，所述挡药板的右侧壁与所述推进剂药柱的左端之间设有调整垫，所述推进剂药柱的右端设有固药板，所述燃烧室本体的右端旋装有喷管座，所述喷管座内旋装有喷管，所述喷管的尾端旋装有压紧螺母。
所述推进剂药柱为薄壁管状。
所述固药板上开设有若干用于固定推进剂药柱的定位孔，可根据推力大小要求来减少和增加推进剂药柱装填数量。
所述燃烧室本体的左端设有连接锥台，所述燃烧室本体的外壁左、右端端部均设有定心带。
本实用新型有益效果：推进剂药柱为薄壁管状，在推进剂药柱燃烧时可大面积、等面燃烧，从而保证为燃烧室本体提供稳定推力的同时，并缩短燃烧时间，确保推进剂药柱在发射筒内燃烧完毕，降低发射阵地暴露的可能性，固药板上开设的若干用于固定推进剂药柱的定位孔，可以根据推力大小要求增加和减少推进剂药柱数量，实现助推器推力的快速调节，有利于拓展作战使用范围和提高作战效率降低成本，缩短项目研制周期，减少研制费用，燃烧室本体的外壁左、右端端部设置的定心带用于燃烧室本体在发射筒内轴向的定位并保证助推器在发射筒内运动的正确性。本实用新型结构简单，适用性强、成本低廉、推力范围大，有效的拓展作战使用范围和提高作战效率降低成本，缩短项目研制周期，减少研制费用的优点。
附图说明
图 1 为本实用新型一种可调节推力的无人机火箭助推器示意图；
图2 为本实用新型图推进剂药柱与固药板组合后示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本实用新型的具体实施方式做详细描述。如图1-2所示的：一种可调节推力的无人机火箭助推器，包括燃烧室本体1，所述燃烧室本体1内左端设有点火具2，所述燃烧室本体1内中部设有推进剂药柱3，所述推进剂药柱3的左端设有挡药板4，所述挡药板4的右侧壁与所述推进剂药柱3的左端之间设有调整垫5，所述推进剂药柱3的右端设有固药板6，所述燃烧室本体1的右端旋装有喷管座7，所述喷管座7内旋装有喷管8，所述喷管8的尾端旋装有压紧螺母9。
所述推进剂药柱3为薄壁管状。
所述固药板6上开设有若干用于固定推进剂药柱3的定位孔，可根据推力大小要求来减少和增加推进剂药柱3装填数量。
所述燃烧室本体1的左端设有连接锥台，所述燃烧室本体1的外壁左右端端部均设有定心带。
本实用新型使用时: 发射时，燃烧室本体1的左端连接锥台与无人机配合连接，而燃烧室本体1外壁左右端端部设置的定心带与发射筒轴向配合并保证筒内运动正确性，随后通过点火具2点燃推进剂药柱3，而设置在喷管8尾端的压紧螺9保证燃烧开始时建立初始压力，当压力达到顶峰时，压紧螺9被推进剂药柱3燃烧产生的高温燃气冲碎，高温燃气从喷管8喷出，并推动无人机向前运动，燃烧室本体1出发射筒前，推进剂药柱燃烧完毕，推力下降，出发射筒后，燃烧室本体1在惯性力的作用下继续向前减速飞行并与无人机分离。
Claims (4)
1.一种可调节推力的无人机火箭助推器，其特征在于：包括燃烧室本体，所述燃烧室本体内左端设有点火具，所述燃烧室本体内中部设有推进剂药柱，所述推进剂药柱的左端设有挡药板，所述挡药板的右侧壁与所述推进剂药柱的左端之间设有调整垫，所述推进剂药柱的右端设有固药板，所述燃烧室本体的右端旋装有喷管座，所述喷管座内旋装有喷管，所述喷管的尾端旋装有压紧螺母。
2.根据权利要求1所述的一种可调节推力的无人机火箭助推器，其特征在于：所述推进剂药柱为薄壁管状。
3.根据权利要求1所述的一种可调节推力的无人机火箭助推器，其特征在于：所述固药板上开设有若干用于固定推进剂药柱的定位孔，可根据推力大小要求来减少和增加推进剂药柱装填数量。
4.根据权利要求1所述的一种可调节推力的无人机火箭助推器，其特征在于：所述燃烧室本体的左端设有连接锥台，所述燃烧室本体的外壁左、右端端部均设有定心带。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202021764888.3U CN213354875U (zh) | 2020-08-21 | 2020-08-21 | 一种可调节推力的无人机火箭助推器 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202021764888.3U CN213354875U (zh) | 2020-08-21 | 2020-08-21 | 一种可调节推力的无人机火箭助推器 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN213354875U true CN213354875U (zh) | 2021-06-04 |
Family
ID=76146466
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202021764888.3U Active CN213354875U (zh) | 2020-08-21 | 2020-08-21 | 一种可调节推力的无人机火箭助推器 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN213354875U (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112520060A (zh) * | 2020-08-16 | 2021-03-19 | 西安航天化学动力有限公司 | 一种无人机火箭助推器 |
| CN113882970A (zh) * | 2021-09-14 | 2022-01-04 | 淮海工业集团有限公司 | 一种发动机的固药结构 |
-
2020
- 2020-08-21 CN CN202021764888.3U patent/CN213354875U/zh active Active
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112520060A (zh) * | 2020-08-16 | 2021-03-19 | 西安航天化学动力有限公司 | 一种无人机火箭助推器 |
| CN113882970A (zh) * | 2021-09-14 | 2022-01-04 | 淮海工业集团有限公司 | 一种发动机的固药结构 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN213354875U (zh) | 一种可调节推力的无人机火箭助推器 | |
| CN101726219B (zh) | 多元播撒燃烧爆炸式增雨防雹火箭 | |
| CN102619643B (zh) | 一种脉冲爆震发动机射流点火装置 | |
| CN209654135U (zh) | 一种双室双推力的丁羟复合固体火箭发动机助推器 | |
| JPH0849999A (ja) | 空気吸込式の推進補助による発射体 | |
| US7328571B2 (en) | Semi-axisymmetric scramjet flowpath with conformal nozzle | |
| CN202578943U (zh) | 一种脉冲爆震发动机射流点火装置 | |
| CN204877715U (zh) | 基于固体火箭发动机的膏体推进剂燃气发生器点火装置 | |
| JPH0886245A (ja) | 砲から発射されるように適合されるスクラムジェットテスト飛行体 | |
| CN105971767B (zh) | 一种固体助推火箭发动机 | |
| CN112211747A (zh) | 旋转加速型固体火箭发动机内部结构 | |
| US3403873A (en) | Guided missile | |
| RU2686546C1 (ru) | Бронебойный активно-реактивный снаряд | |
| CN211452089U (zh) | 人工增雪专用火箭 | |
| CN208847042U (zh) | 一种超声速巡航导弹新型助推器 | |
| CN2167516Y (zh) | 37mm增程布撒人工降雨防雹弹 | |
| CN113494386A (zh) | 一种小型化多功能的火箭发动机 | |
| CN215491319U (zh) | 一种螺旋火药加速器 | |
| CN205841036U (zh) | 一种液固耦合式火箭发动机 | |
| CN109026440A (zh) | 一种基于火箭组合发动机的空天推进系统 | |
| US3780968A (en) | Solid propellant rocket engine control and missile configurations | |
| CN216477608U (zh) | 一种发射级固体火箭发动机 | |
| CN214029189U (zh) | 一种多功能无人机起飞发射系统 | |
| RU2790728C1 (ru) | Крылатая ракета | |
| CN2095394U (zh) | 间歇后抛式防雹降雨子母火箭弹 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |