CN216342479U - 一种多室多脉冲结构发动机 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及脉冲发动机技术领域，尤其涉及一种多室多脉冲结构发动机，包括喷管组件和与喷管组件连接的燃烧室组件，燃烧室组件包括燃烧室、推进剂和点火器，该发动机包括至少三个依次连接的燃烧室组件，燃烧室组件与喷管组件之间可拆卸连接，相邻的燃烧室组件之间可拆卸连接，且相邻的燃烧室组件之间还可拆卸连接有隔热的隔离机构，推进剂设置在燃烧室内，点火器与燃烧室粘结或可拆卸连接。本实用新型提供的发动机结构简单可靠，可实现发动机的变推力，不需要庞大复杂的辅助系统，各燃烧室组件之间拆卸方便，可根据实际需求更换燃烧室组件实现不同的推力需求，可在飞行中实现变推力。

Description

一种多室多脉冲结构发动机

技术领域

本实用新型涉及脉冲发动机技术领域，尤其涉及一种多室多脉冲结构发动机。

背景技术

飞行器是由人类制造、能飞离地面、在空间飞行并由人来控制的在大气层内或大气层外空间飞行的器械飞行物，需要有发动机提供飞行动力。飞行器尤其是常规固体火箭发动机结构简单，使用方便，安全性好，可靠性高，无论在战略、战术导弹还是在航天领域，都发挥了重要的作用，其通常采用的是单脉冲发动机，但是，单脉冲发动机在可控性方面还缺乏灵活性，从而影响了它的使用和发展。单脉冲发动机存在推动力单一、推进剂点燃后无法二次点火，能量利用率不高等劣势，为了解决上述劣势，通常通过改变喷管喉部面积来改变发动机推力，从而实现控制能量输出。变推力的实现目前常用方法有2种：机械式和气动式，采用上述两种方法均需要庞大复杂的辅助系统来实现，对于结构紧凑、空间有限的飞行器发动机难以通过上述方式实现变推力。目前国内主要研究的是双脉冲发动机，其也无法在飞行中给予飞行器更大的推动力及变推力。

实用新型内容

为了解决上述问题，本实用新型提供了一种多室多脉冲结构发动机，包括喷管组件和与喷管组件连接的燃烧室组件，所述燃烧室组件包括燃烧室、推进剂和点火器，该发动机包括至少三个依次连接的燃烧室组件，所述燃烧室组件与所述喷管组件之间可拆卸连接，相邻的所述燃烧室组件之间可拆卸连接，且相邻的所述燃烧室组件之间还可拆卸连接有隔热的隔离机构。

本实用新型要实现多室多脉冲结构发动机，设置有至少三个依次连接的燃烧室组件，燃烧室组件包括燃烧室、推进剂和点火器，可根据实际需求组合不同类型推进剂、推进剂重量、燃烧室数量等从而实现不同的推力输出组合，每个燃烧室的形状及尺寸可以相同也可以不同。

可拆卸连接的方式包括卡扣连接、螺纹连接或铰链连接，三种连接方式均可以，为了操作方便且连接更稳定，优先采用螺栓连接或者是螺纹连接的方式。

较佳地，该发动机还包括后盖组件，所述后盖组件设置在相邻的所述燃烧室之间。

相邻的燃烧室之间可以设置后盖组件，也可以不设置后盖组件，相邻的燃烧室外径相差较大时，可以设置后盖组件，后盖组件与外径大的燃烧室形成燃烧空间。

燃烧室是储存推进剂的容器，亦是进行燃烧的空间，燃烧室为圆柱形，推进剂设置在燃烧室内，推进剂可以采用贴壁浇注的方式进行填充，可以直接将发动机的壳体用作燃烧室，推进剂和点火器设置在燃烧室内；点火器也可以设置在燃烧室外侧，点火器与燃烧室连接即可。

较佳地，所述燃烧室采用贴壁浇注方式或自由填充方式装填推进剂。

较佳地，所述燃烧室采用端面燃烧药型或内孔燃烧药型。

较佳地，所述点火器与所述燃烧室粘结或可拆卸连接。

较佳地，所述点火器与所述后盖组件粘结或可拆卸连接。

点火器可以通过粘结、螺栓或螺纹连接的方式与燃烧室连接；后盖组件与燃烧室形成燃烧空间时，点火器可以设置在燃烧室或后盖组件上，点火器通过粘结、螺栓或螺纹连接的方式与燃烧室或后盖组件连接。

较佳地，所述隔离机构为朝向所述喷管组件的一侧设置有若干凹槽的金属板。

隔离机构具有朝向喷管组件方向低压打开，背离喷管组件方向承受高压不破坏的特性，其朝向喷管组件的一侧设置有若干个凹槽，凹槽的形状和尺寸根据实际使用需求进行设计。

较佳地，所述点火器的外壳采用易燃的高分子材料制成。

较佳地，至少三个所述燃烧室组件可以依次单独作用或多个同时作用。

本实用新型提供的多室多脉冲结构发动机的工作过程是，将多个燃烧室组件与喷管组件连接，从喷管组件的方向开始，多个燃烧室组件可以依次单独作用，即依次单独点燃，提供推力，根据使用需求提供不同的推力以及飞行姿态；也可以是多个燃烧室组件同时作用，即在同一时间进行点燃，提供推力；也可以是单个燃烧室组件点燃和多个燃烧室组件同时点燃交替进行，在不同阶段改变推力大小；可以根据需求设定燃烧室组件点燃的时间间隔，实现分级点火。

本实用新型由于采用以上技术方案，使之与现有技术相比，具有以下有益效果：

1)本实用新型提供的多室多脉冲结构发动机，结构简单可靠，可实现发动机的变推力，不需要庞大复杂的辅助系统，各燃烧室组件之间拆卸方便，可根据实际需求更换燃烧室组件实现不同的推力需求；

2)本实用新型提供的多室多脉冲结构发动机，可实现复杂能量输出组合，可根据实际需求组合不同类型推进剂、推进剂重量、燃烧室组件数量等因素，从而实现不同的推力输出组合；

3)本实用新型提供的多室多脉冲结构发动机，可实现精准能量输出，可通过控制分级点火时间，可实现发动机的多次停机、重启，从而可以提供动力飞行和无动力滑行两种模式，且可以在这两种模式之间根据需求实现自由切换；

4)本实用新型提供的多室多脉冲结构发动机，准确可靠，可在飞行器飞行末段提供推力，使得飞行器姿态调节能力显著增强，提高了飞行器的机动性，从而获得更高的目标地命中率。

附图说明

图1为本实用新型多室多脉冲结构发动机实施例的结构示意图。

1-喷管组件；2-发射装药燃烧室；3-发射级点火器；4-一级隔离机构；5-后盖组件；6-一级飞行点火器；7-一级飞行装药燃烧室；8-二级隔离机构；9-二级飞行装药燃烧室；10-二级飞行点火器。

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型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实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例，基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。附图中，为清晰可见，可能放大了某部分的尺寸及相对尺寸。

在本实用新型的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“相连”应做广义解释，例如，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；可以是直接连接，也可以通过中间媒介间接连接，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，对于本领域的普通的技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本实用新型中的具体含义。

在本实用新型的描述中，术语“上”、“下”、“左”、“右”、“前”、“后”等方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述和简化操作，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实用新型的限制。

如说明书附图1所示，本实用新型提供了一种多室多脉冲结构发动机，本实施例以三室三脉冲结构发动机为例进行说明，可用于固体火箭发动机。三室三脉冲结构发动机包括喷管组件1和与喷管组件1依次连接的三个燃烧室组件，燃烧室组件包括燃烧室、推进剂和点火器，三个燃烧室依次为发射装药燃烧室2、一级飞行装药燃烧室7、二级飞行装药燃烧室9，一级飞行装药燃烧室7和二级飞行装药燃烧室9的外径大于发射装药燃烧室2的外径，发射装药燃烧室2和一级飞行装药燃烧室7之间还连接有后盖组件5，喷管组件1、发射装药燃烧室2、后盖组件5、一级飞行装药燃烧室7和二级飞行装药燃烧室9依次螺纹连接，后盖组件5和一级飞行装药燃烧室7构成燃烧腔室，发射装药燃烧室2和后盖组件5之间可拆卸连接有一级隔离机构4，一级飞行装药燃烧室7和二级飞行装药燃烧室9之间可拆卸连接有二级隔离机构8，具体的，一级隔离机构4通过螺钉连接方式与后盖组件5连接，二级隔离机构8通过螺钉或螺纹连接方式与一级飞行装药燃烧室7连接，一级隔离机构4和二级隔离机构8保证各燃烧室能按照设定程序依次工作互不影响。

三个点火器为分别为设置在发射装药燃烧室2、后盖组件5、二级飞行装药燃烧室9上的发射级点火器3、一级飞行点火器6、二级飞行点火器10，发射级点火器3和一级飞行点火器6均通过粘结的方式进行连接固定，二级飞行点火器10通过螺纹方式进行连接固定；发射级点火器3、一级飞行点火器6、二级飞行点火器10的外壳采用易燃的高分子材料制成，能快速燃烧，且残留物少。

发射装药燃烧室2、一级飞行装药燃烧室7、二级飞行装药燃烧室9在其金属壳体上完成绝热后采用贴壁浇注或自由装填方式装填推进剂，各燃烧室内的推进剂种类、重量根据实际需求而定；发射装药燃烧室2、一级飞行装药燃烧室7、二级飞行装药燃烧室9可采用端面燃烧药型或内孔燃烧药型，根据实际推力变化需求设计。

进一步地，一级隔离机构4、二级隔离机构8为单面设置缺陷的金属板，具体的是朝向所述喷管组件1的一侧设置有若干凹槽，凹槽的形状的布局根据使用需求而定，使得各隔离机构具有朝喷管组件1方向低位打开，背离喷管组件1方向承受高压不破坏的特性。

本实施例提供的三室三脉冲结构发动机，其工作过程是，发射级点火器3点燃发射装药燃烧室2内的推进剂，发动机为飞行器提供一个较大的出筒推力，当发射装药燃烧室2工作结束后的一定时间，由一级飞行点火器6点燃一级飞行装药燃烧室7中的飞行装药，同时破开一级隔离机构4，一级飞行装药燃烧室7持续工作为飞行器在飞行中段提供一个持续的相对较小的推力，使得飞行器保持一个合适的飞行速度，当一级飞行装药燃烧室7工作结束的一定时间，由二级飞行点火器10点燃二级飞行装药燃烧室9中的飞行装药，同时破开二级隔离机构8，二级飞行装药燃烧室9工作为飞行器在飞行末段提供一个合适的推力直至达到目的地。

本实施例中的术语“一级”、“二级”、“发射级”仅仅是在描述上进行区分。

上述实施例是三室三脉冲结构发动机，但不局限于三室三脉冲，可以在一级飞行装药燃烧室7和二级飞行装药燃烧室9之间串联至少一个一级飞行装药燃烧室7、一级飞行点火器6和二级隔离机构8，实现多室多脉冲，各燃烧室组件可以依次单级作用，也可以多级同时作用，可根据实际需求，通过点火时间控制，进而实现飞行器飞行中段所需的变推力要求，进一步细化飞行器飞行中段的能力输出。

同时本说明书中未作详细描述的内容均属于本领域技术人员公知的现有技术。

本技术领域的技术人员应理解，本实用新型可以以许多其他具体形式实现而不脱离本实用新型的精神和范围。尽管已描述了本实用新型的实施例，应理解本实用新型不应限制为此实施例，本技术领域的技术人员可如所附权利要求书界定的本实用新型精神和范围之内作出变化和修改。

Claims (9)

1.一种多室多脉冲结构发动机，包括喷管组件和与喷管组件连接的燃烧室组件，所述燃烧室组件包括燃烧室、推进剂和点火器，其特征在于，该发动机包括至少三个依次连接的燃烧室组件，所述燃烧室组件与所述喷管组件之间可拆卸连接，相邻的所述燃烧室组件之间可拆卸连接，且相邻的所述燃烧室组件之间还可拆卸连接有隔热的隔离机构。

2.根据权利要求1所述的多室多脉冲结构发动机，其特征在于，该发动机还包括后盖组件，所述后盖组件设置在相邻的燃烧室之间。

3.根据权利要求1所述的多室多脉冲结构发动机，其特征在于，所述燃烧室采用贴壁浇注方式或自由填充方式装填推进剂。

4.根据权利要求1所述的多室多脉冲结构发动机，其特征在于，所述燃烧室采用端面燃烧药型或内孔燃烧药型。

5.根据权利要求1所述的多室多脉冲结构发动机，其特征在于，所述点火器与所述燃烧室粘结或可拆卸连接。

6.根据权利要求2所述的多室多脉冲结构发动机，其特征在于，所述点火器与所述后盖组件粘结或可拆卸连接。

7.根据权利要求1所述的多室多脉冲结构发动机，其特征在于，所述隔离机构为朝向所述喷管组件的一侧设置有若干凹槽的金属板。

8.根据权利要求1所述的多室多脉冲结构发动机，其特征在于，所述点火器的外壳采用易燃的高分子材料制成。

9.根据权利要求1所述的多室多脉冲结构发动机，其特征在于，至少三个所述燃烧室组件依次单独作用或多个同时作用。

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