[发明专利]一种固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置

说明书

技术领域

本发明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。

发明内容

针对上述问题，本发明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。

本发明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。