[发明专利]运载火箭的助推级发动机及运载火箭

说明书

本申请实施例提供了一种运载火箭的助推级发动机及运载火箭。该助推级发动机包括：发动机本体，具有燃烧室，以及推进输出口、激发开口和反推输出口；推进输出口和反推输出口分别位于发动机本体相对的两端，激发开口位于推进输出口与反推输出口之间；反推装置，包括：起爆器、导爆索和自毁挡板组件；起爆器至少部分通过激发开口伸入燃烧室；导爆索的两端分别连接起爆器和自毁挡板组件；自毁挡板组件覆盖反推输出口。本申请实施例利用物理结构实现了反推的时序控制，时间控制精准，集成度高，结构紧凑，组件易生产易安装，不需要传感器等程序控制系统，简化控制逻辑和控制系统，降低制造成本和运行成本，提高即时性，加强覆盖性，提高飞行可靠性。

技术领域

本申请涉及航空航天技术领域，具体而言，本申请涉及一种运载火箭的助推级发动机及运载火箭。

背景技术

现代的固体火箭飞行过程中，由于级间分离的需求，一般助推级发动机设计有反推装置，可以按照飞行时序控制打开，提供向后的反作用力，利于级间分离，提高火箭飞行可靠性。传统的反推装置是依靠发动机工作过程中的内弹道参数，通过加速度传感器或者压力传感器获取实时数据，经过总体程序判断低于某个阈值来控制打开时间，整个系统有较为明显的短板。

一是反推系统设计较为复杂，需要多个系统协调工作，难度及复杂度均较高。

二是打开时序控制是通过飞行过程中传感器的数据采集，实际数据有较大的干扰因素，数据精确性打开时间点的控制有一定的影响。

综上所述，现有技术中固体火箭发动机存在反推系统工作难度高、复杂度高、精确性和可靠性差的技术问题。

发明内容

本申请针对现有方式的缺点，提出一种运载火箭的助推级发动机及运载火箭，用以解决现有技术中固体火箭发动机存在的反推系统工作难度高、复杂度高、精确性差或可靠性差的技术问题。

第一个方面，本申请实施例提供了一种运载火箭的助推级发动机，包括：发动机本体，具有用于容纳推进剂的燃烧室，以及分别与燃烧室连通的推进输出口、激发开口和反推输出口；推进输出口和反推输出口分别位于发动机本体相对的两端，激发开口位于推进输出口与反推输出口之间；

反推装置，包括：起爆器、导爆索和自毁挡板组件；起爆器至少部分通过激发开口伸入燃烧室，用于根据可引爆范围内的推进剂的燃烧而形成冲击波；导爆索的两端分别连接起爆器和自毁挡板组件，用于传递冲击波；自毁挡板组件覆盖反推输出口，用于在冲击波的激发下自毁。

在本申请的一些实施例中，自毁挡板组件包括承压挡板和切割索，切割索位于承压挡板远离燃烧室的一侧，且与承压挡板接触。

在本申请的一些实施例中，承压挡板远离燃烧室的一侧表面具有凹槽，切割索的至少一端连接导爆索，切割索的一部分嵌入凹槽中。

在本申请的一些实施例中，反推装置还包括激发支座，激发支座与发动机本体固连，激发支座在发动机本体上的正投影至少部分包围激发开口，起爆器固定于激发支座。

在本申请的一些实施例中，反推装置还包括反推支座，反推支座与发动机本体固连，反推支座在发动机本体上的正投影至少部分包围反推输出口，自毁挡板组件嵌入反推支座中。

在本申请的一些实施例中，反推装置还包括卡环，卡环位于自毁挡板组件远离燃烧室的一侧，且固定于反推支座，用于限位自毁挡板组件。

在本申请的一些实施例中，反推装置还包括密封电连接器，反推支座朝向激发开口的一侧具有通孔，导爆索穿过通孔与自毁挡板组件连接，密封电连接器设置于反推支座与导爆索之间，用于密封通孔。

在本申请的一些实施例中，反推装置还包括网状盖板和盖板连接件，网状盖板位于自毁挡板组件远离燃烧室的一侧且通过盖板连接件固定于反推支座上。

在本申请的一些实施例中，反推装置还包括支撑垫，支撑垫位于自毁挡板组件靠近燃烧室的一侧