一种分布式进气道固体火箭发动机喷管扩张段补充燃烧装置

摘要

本发明提供一种分布式进气道固体火箭发动机喷管扩张段补充燃烧装置，在弹体的中间段轴对称安装有四个进气道，每个进气道与弹体之间设置有附面层隔道，每个进气道均由入口段、隔离段、附加扩张段组成，每个进气道的上方设置有弹翼、内部设置有空气入射口，每个空气入射口的端部设置有堵盖，每个入口段设置有可移动的楔形板。本发明通过合理设置进气道，将外界空气压缩后引入至喷管扩张段处，使燃气中未充分燃烧的燃料再次燃烧，以提高推力和比冲。通过作动系统，时喷管附加扩张段偏转，从而实现推力矢量控制。

权利要求

1.一种分布式进气道固体火箭发动机喷管扩张段补充燃烧装置，其特征在于：在弹体的中间段轴对称安装有四个进气道，每个进气道与弹体之间设置有附面层隔道，每个进气道均由入口段、隔离段、附加扩张段组成，每个进气道的上方设置有弹翼、内部设置有空气入射口，每个空气入射口的端部设置有堵盖，每个入口段设置有可移动的楔形板。

2.根据权利要求1所述的一种分布式进气道固体火箭发动机喷管扩张段补充燃烧装置，其特征在于：所述可移动的楔形板安装在附面层隔道上设置的滑轨上。

说明书

一种分布式进气道固体火箭发动机喷管扩张段补充燃烧装置

技术领域

[0001] 本发明涉及一种补充燃烧装置，具体的说是涉及一种分布式进气道固体火箭发动机喷管扩张段补充燃烧装置。

背景技术

[0002] 固体燃料广泛用于各种战略、战术导弹。但是固体燃料比冲低，燃料燃烧不充分，含有大量CO、H2等可燃气体。目前，对于燃气的补充燃烧主要是在燃烧室内。现有的补充燃烧装置均是利用进气道将空气引入燃烧室，配合贫氧推进剂，将燃气与空气在燃烧室混合再燃烧，实现提高比冲的目标。燃气二次注射是一种实现推力矢量控制的技术，但其主要机理是从燃烧室引入高压燃气，注入喷管扩张段，形成激波，出现局部推力不均，从而实现推力矢量控制。但该技术并没有在喷管扩张段进行二次燃烧，发动机助推力会略有减小。因此，设计一种装置实现喷管扩张段补充燃烧具有重要的实用价值。

发明内容

[0003] 本发明的目的是为了利用环境中的O2使固体推进剂充分燃烧而提供一种分布式进气道固体火箭发动机喷管扩张段补充燃烧装置。

[0004] 本发明的目的是这样实现的：在弹体的中间段轴对称安装有四个进气道，每个进气道与弹体之间设置有附面层隔道，每个进气道均由入口段、隔离段、附加扩张段组成，每个进气道的上方设置有弹翼、内部设置有空气入射口，每个空气入射口的端部设置有堵盖，每个入口段设置有可移动的楔形板。

[0005] 本发明还包括这样一些结构特征：

[0006] 1.所述可移动的楔形板安装在附面层隔道上设置的滑轨上。

[0007] 与现有技术相比，本发明的有益效果是：本发明通过合理设置进气道，将外界空气压缩后引入至喷管扩张段处，使燃气中未充分燃烧的燃料再次燃烧，释放热量，使空气与燃气的混合物膨胀做功，提高能量利用率，进而提高推力和比冲。控制楔形板使不同进气道进气量不同，从而实现推力矢量控制。也即本发明利用环境中的O2使固体推进剂充分燃烧，能量利用率高，推力和比冲提高。采用外压式超音速进气道，结构简单易控，操作可行性强。

附图说明

[0008] 图1是本发明的整体结构示意图；

[0009] 图2是本发明侧视方向的结构示意图。

[0010] 图中标记说明：1-附面层隔道，2-楔形板，3-隔离段，4-弹翼，5-空气入射口，6-堵盖，7-附加扩张段。

具体实施方式

[0011] 下面结合附图与具体实施方式对本发明作进一步详细描述。

[0012] 结合图1和图2，本发明在弹体中段轴对称安装四个进气道，将空气引入喷管扩张段进行补充燃烧。进气道为方形，安装在弹体中段，入口处有楔形板对空气进行压缩，由楔形板2对高马赫数来流进行压缩，使来流减速增压。弹体与进气道之间有附面层隔道1来阻止进气道吸入低能附面层，提高总压恢复系数，隔离段3减小流场畸变。弹翼4安装在进气道上，使导弹稳定飞行。当导弹飞行速度达到一定马赫数时，堵盖6打开，空气入射口便于附加扩张段相通，进而开始补充燃烧，空气经过压缩后由空气入射口5进入附加扩张段7进行补充燃烧，膨胀做功，从而提高推力和比冲，提高能量利用率。通过楔形板2调节不同进气道的进气量，从而实现推力矢量控制。

[0013] 本发明的工作原理是：本发明在导弹弹体上安装外压式超音速进气道，将高马赫数来流空气减速增压。通过进气道中的楔形板可以适当控制空气流量。经过扩压段和隔离段后，空气以音速进入喷管扩张段，与燃气发生反应，利用释放的热量使燃气与空气的混合物膨胀做功。喷管扩张段分为两部分，空气入射口前为固定部分，空气入射口后为附加部分，控制不同进气道的流量,使进入附加扩张段的空气流量不均，进而产生侧向力，实现推力矢量控制。当导弹飞行速度达到某一马赫数时，扩张段处的堵盖打开，便开始了补充燃烧。扩张段堵盖打开后，空气经过进气道减速增压，静压值大于喷管扩张段处的静压值，使的空气可以进入扩张段进行补充燃烧，注入的空气使得喷管内流量增加，补充燃烧产生的热量使空气与燃气的混合物膨胀做功，从而增加了推力和比冲。控制楔形板使不同进气道进气量不同，从而实现推力矢量控制。不同进气道的空气入射量不同，使得扩张段不同部位产生的激波波系和流量分布不均匀，从而产生侧向力，从而实现推力矢量控制。进气道入口设置附面层隔离道和楔形板，以调节进气道适应不同马赫数。进气道与弹体存在一定间距，即附面层隔道，附面层隔道可避免进气道低能附面层，提高总压恢复系数，楔形板可以横向移动，调整进气道喉部面积，以适应不同的来流马赫数。

[0014] 综上，本发明为一个利用空气中的氧气，对固体火箭发动机燃气在扩张段进行补充燃烧的装置。该装置由附面层隔道、半锥体、隔离段、弹翼、空气入射口、堵盖和附加扩张段组成。本发明进气道为方形，来流空气经过楔形板压缩后，减速增压，经过隔离段稳定后由空气入射口进入附加扩张段，在扩张段内与燃气进行反应放热，膨胀做功，从而提高推力和比冲。控制楔形板调节不同进气道的流量，从而产生侧向力，从而实现推力矢量控制。