[发明专利]一种带姿轨控功能的多次启动固体发动机及设计方法

说明书

本发明公开了一种带姿轨控功能的多次启动固体发动机及设计方法，固体发动机包括发动机燃烧室、前封头、后封头、装药、主推喷管、姿轨控喷管、燃气阀、控制系统和点火器；主推喷管和姿轨控喷管安装于发动机同一燃烧室内且相互之间连通；装药同时为主推喷管和姿轨控喷管提供燃气动力；姿轨控喷管设置在发动机燃烧室前封头和后封头的内侧或外侧，燃气阀位于发动机燃烧室前封头和后封头的内侧或外侧，燃气阀的燃气出口与姿轨控喷管一一对应；控制系统分别设置在前封头、后封头外侧，对燃气阀单独控制或组合控制；点火器为多舱段结构，固定在前封头位置处的燃气阀上。本发明能够实现固体火箭发动机的多次启动及姿态控制与调整功能。

技术领域

本发明涉及固体发动机技术领域，具体涉及一种带姿轨控功能的多次启动固体发动机及设计方法。

背景技术

固体火箭发动机广泛应用于战略导弹和各类战术导弹的动力系统，传统的固体火箭发动机，一旦点火直至推进剂燃烧殆尽方可停止工作，难以实现多次熄火和重启，能量输出无法调节，造成以固体火箭发动机为动力源的各类导弹武器的射程、速度和机动性难以最大发挥和最优匹配，影响弹体姿态和弹道的精确控制，对于防空反导导弹武器系统而言，严重影响导弹拦截目标的成功概率，降低武器系统的作战效能。随着固体动力技术的发展，能量管理技术已成为固体火箭发动机新的发展方向。现有的固体多脉冲发动机，主要为具备2次工作能力的双脉冲发动机和具备3次工作能力的三脉冲发动机，脉冲数偏少；且随着脉冲数量的增加，发动机消极质量增加、可靠性降低；此外发动机的每个脉冲一经启动，推进剂燃烧殆尽之后才可熄火，其能量管理本质还是预先设置脉冲发动机的数量和脉冲工作时间，若要实现发动机推力主动停止，需要对发动机喷管进行破坏或在发动机燃烧室额外携带液体或固体灭火剂及功能组件，再者多脉冲发动机各脉冲间的隔板和隔层及热防护层组件，也会使发动机的消极质量增加；最后现有具备能量管理技术的固体发动机无法兼备多脉冲、全面姿轨控和矢量推力等多种能量管理功能于一体。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种带姿轨控功能的多次启动固体发动机及设计方法，能够实现固体火箭发动机的多次启动及姿态控制与调整功能。

本发明采用的技术方案如下：

一种带姿轨控功能的多次启动固体发动机，包括发动机燃烧室、前封头、后封头、装药、主推喷管、姿轨控喷管、燃气阀、控制系统和点火器；

所述主推喷管和姿轨控喷管安装于发动机同一燃烧室内且相互之间连通；所述装药同时为主推喷管和姿轨控喷管提供燃气动力；所述姿轨控喷管设置在发动机燃烧室前封头和后封头的内侧或外侧，所述燃气阀位于发动机燃烧室前封头和后封头的内侧或外侧，燃气阀的燃气出口与姿轨控喷管一一对应；所述控制系统分别设置在前封头、后封头外侧，对燃气阀单独控制或组合控制；所述点火器为多舱段结构，固定在前封头位置处的燃气阀上。

进一步地，所述姿轨控喷管个数为4～300个，分为两组以上分别安装在发动机燃烧室前封头和后封头的单个或多个径向截面上。

进一步地，在同一径向截面上，姿轨控喷管与发动轴线成轴对称分布，或姿轨控喷管与通过发动轴线的平面成面对称分布；或部分姿轨控喷管与发动机轴线成轴对称分布，部分姿轨控喷管与通过发动轴线的平面成面对称分布，且成轴对称分布的喷管与成面对称分布的喷管之间的角度为90°。

进一步地，所述点火器为圆柱体多舱段结构或多棱柱多舱段结构，每个舱段具有独立发火系统；各点火药舱段与发动机燃烧室接触的外表面喷涂耐高温材料或敷设绝热层。

进一步地，所述点火器安装在发动机燃烧室内前封头位置处环形燃气阀的中心位置。

进一步地，所述点火器的各舱段在发动机横向截面上，沿横向截面的圆周方向成扇形分布或扇环形分布或环形分布或中心为圆形、周边为扇环形相结合的形式分布，各舱段的横向截面为多边形；所述点火器的各舱段为定容或不定容积结构。