[发明专利]一种整体式具有多个斜切斜置喷管的喷气装置及喷气方法

说明书

本发明提供了一种整体式具有多个斜切斜置喷管的喷气装置及喷气方法，该喷气装置包括喷管体、喉衬和堵盖，所述喷管体为壳体结构，包括圆筒段、以及圆筒段后端周向均匀排布的多个斜切斜置喷管，发动机燃气从斜切斜置喷管中排出，合成推力沿喷管体的轴线方向；所述喉衬粘结在斜切斜置喷管的入口处；所述堵盖粘结在喉衬的尾部。本发明中喷气装置及方法采用斜切斜置喷管结构，发动机燃气从喷管侧面排出，合成推力沿喷管体轴线方向,实现了轴向推力需求，同时喷管出口高温燃气又不会对后舱段造成破坏；喷管体结构采用斜切斜置喷管均匀布局，采用一体化整体加工成型，推力偏心≤3′，满足轴向合成推力高精度要求。

技术领域

本发明属于固体火箭分离发动机喷管结构设计技术领域，特别涉及一种整体式具有多个斜切斜置喷管的喷气装置及喷气方法。

背景技术

整流罩作为保护有效载荷、维持弹箭体气动外形的重要组成部分，当飞行器摆脱大气环境干扰后，整流罩不再起作用，需要将其从飞行器本体中分离出去。整流罩整体轴向分离是目前采用的一种方式，为避免整流罩分离过程中与后舱段发生碰撞，需要将整流罩轴向加速完成与后舱段分离动作。固体火箭分离发动机作为整流罩轴向分离的动力源，工作时需要产生轴向推力，且高温燃气不会对弹箭体后舱段产生破坏。

随着运载器发展，整流罩尺寸、重量、转动惯量等参数规模有显著增加，分离过程中的弹性变形越来越剧烈，整流罩的运动状态更加复杂。爆炸螺栓或带环形爆炸锁等传统分离技术分离能量低，不能较好地完成整流罩轴向分离工作。本发明中喷气装置将固体推进剂产生的燃气，迅速从多个斜切斜置喷管出口排出，在轴线方向形成短时大推力，可以保证整流罩进行高速高倍压分离。同时，多个斜置斜切喷管结构设计，确保喷管喷出燃气不与箭体干涉。

发明内容

为了克服现有技术中的不足，本发明人进行了锐意研究，提供了一种整体式具有多个斜切斜置喷管的喷气装置及喷气方法，固体火箭分离发动机喷气装置采用斜切斜置喷管结构，发动机燃气从喷管侧面排出，合成推力沿喷管体轴线方向,实现了轴向推力需求，同时喷管出口高温燃气又不会对后舱段造成破坏；喷管体结构采用斜切斜置喷管均匀布局，采用一体化整体加工成型，推力偏心≤3′，满足轴向合成推力高精度要求，从而完成本发明。

本发明提供的技术方案如下：

第一方面，一种整体式具有多个斜切斜置喷管的喷气装置，包括喷管体、喉衬和堵盖，所述喷管体为壳体结构，包括圆筒段、以及圆筒段后端周向均匀排布的多个斜切斜置喷管，发动机燃气从斜切斜置喷管中排出，合成推力沿喷管体的轴线方向；

所述喉衬粘结在斜切斜置喷管的入口处；所述堵盖粘结在喉衬的尾部。

第二方面，一种喷气方法，该喷气方法通过上述第一方面所述的喷气装置实施。

根据本发明提供的一种整体式具有多个斜切斜置喷管的喷气装置及喷气方法，具有以下有益效果：

(1)本发明提供的喷气装置采用斜切斜置喷管结构，发动机燃气从喷管侧面排出，合成推力沿喷管体轴线方向,实现了轴向推力需求，同时喷管出口高温燃气又不会对飞行器舱段造成破坏；

(2)本发明提供的喷气装置采用斜切斜置喷管均匀布局，喷管体采用一体化整体加工成型，推力偏心≤3′；

(3)本发明提供的喷气装置中喉衬选用耐烧蚀钨渗铜材料，在发动机工作过程中喉径基本无变化，减小了喷管出口推力波动；喷管出口粘接特定厚度的“盆”形铝合金堵盖，提高了斜切斜置喷管出口推力的一致性。

附图说明

图1为本发明实施例提供的整体式具有多个斜切斜置喷管的喷气装置的侧面剖视图；

图2为本发明实施例提供的整体式具有多个斜切斜置喷管的喷气装置的后视图；

图3为本发明实施例提供的整体式具有多个斜切斜置喷管的喷气装置的立体图；