[发明专利]分级增压燃烧固体火箭发动机

说明书

本发明公开了分级增压燃烧固体火箭发动机，包括沿轴向依次相连接的前一次燃烧室、后一次燃烧室、增压室和主燃烧室，主燃烧室后端用于与喷管连接，增压室内设置有外增压通道和内增压通道，内增压通道与前一次燃烧室和主燃烧室轴向连通，将通过其内的气流增压；内增压通道与前一次燃烧室通过后一次燃烧室轴向连通；外增压通道与后一次燃烧室和主燃烧室轴向连通，将通过其内的气流增压，并输送至主燃烧室，增压后的两种气流混合燃烧。分级增压燃烧固体火箭发动机使富燃推进剂和富氧推进剂分别独立进行一次燃烧，燃烧温度和压强都保持在较低的可控范围内，使一次燃烧室的壳体和绝热层质量都会有很大程度的减小；增压二次燃烧后，得到更大的推力。

技术领域

本发明属于航天科学技术领域，具体涉及分级增压燃烧固体火箭发动机。

背景技术

目前，固体火箭发动机采用的工作方式为提前将氧化剂和推进剂按一定的比例固化为一个整体推进剂药柱。推进剂点燃后，产生高温高压的燃气，在燃烧室中充分燃烧。然后，经过喷管排出，产生飞行器飞行或姿态调整所需动力。

随着航天技术的发展，固体火箭发动机也不断的在进步。目前固体火箭发动机研发趋势为追求高能量密度，高能量发挥以及更高的质量比，该质量比指推进剂质量与发动机质量之比。然而，由于氧化剂和推进剂是固化在一起的，这就导致推进剂燃烧生成的燃气会产生很高的温度，对发动机的绝热结构、消极质量以及燃烧不稳定都会有很大的影响。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术的不足，提供一种分级增压燃烧固体火箭发动机。使富燃推进剂和富氧推进剂分别独立进行一次燃烧，燃烧温度和压强都保持在较低的可控范围内，使一次燃烧室的壳体的质量和绝热层质量都会有很大程度的减小；增压二次燃烧后，得到更大的推力。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是，包括沿轴向依次相连接的前一次燃烧室、后一次燃烧室、增压室和主燃烧室，主燃烧室后端用于与喷管连接，其中一个一次燃烧室内用于装填富氧推进剂，另一个用于装填富燃推进剂，其内用于对应推进剂的第一次燃烧；增压室内设置有外增压通道和内增压通道，它们均沿轴向设置，且同轴套设在一起；内增压通道与前一次燃烧室和主燃烧室轴向连通，将通过其内的气流增压，并输送至主燃烧室；其中，内增压通道与前一次燃烧室通过后一次燃烧室轴向连通；外增压通道与后一次燃烧室和主燃烧室轴向连通，将通过其内的气流增压，并输送至主燃烧室，增压后的两种气流混合燃烧。

进一步地，该外增压通道和内增压通道内设置有一增压件，增压件包括用于套设于转子体上的离心式叶轮，离心式叶轮位于内增压通道内，垂直于来流向方向；

该离心式叶轮的外端，且绕其一周设置有连接隔板，连接隔板内形成了内增压通道的增压段；连接隔板的外壁上、且绕其一周连接有轴流式叶片，轴流式叶片设置于外增压通道内，垂直于来流向方向；连接隔板还用于将通过离心式叶轮和轴流式叶片的流体隔离开，其前端和后端与用于分割形成内外两个增压通道的壳体动密封连接；离心式叶轮和轴流式叶片在转子体的带动下同时动作，将通过各自的对应的流体增压。

进一步地，该前一次燃烧室内装填推进剂后，沿其中轴线轴向形成一燃气流道；后一次燃烧室包括中空的外壳体，外壳体内同轴套设有一中空的内壳体，两壳体间形成环形的推进剂装填腔体，内部还用于推进剂的燃烧，其一端封闭，另一端与外增压通道相连通；内壳体的中空腔体与燃气流道的位置相对应，与燃气流道和内增压通道轴相连通。

进一步地，该连接隔板的纵剖面为L形板和倾斜板，其底端伸向轴流式叶片侧。

进一步地，该连接隔板的底端位于离心式叶轮的底板的前端，两者之间形成流体出口。

进一步地，该轴流式叶片由前到后设置为多组，其所在的位置为外增压段，外增压段由前到后容积逐渐减小。