一种推力连续可调的固体火箭发动机及固体火箭

摘要

本发明公开一种推力连续可调的固体火箭发动机及固体火箭，包括依次相连的燃气发生组件、燃烧室与尾喷管，燃气发生组件包括富氧燃气发生器与贫氧燃气发生器；富氧燃气发生器内部设有能够容纳富氧电控固体推进剂的富氧容纳腔，富氧燃气发生器上设有富氧烧蚀电路；贫氧燃气发生器内部设有能够容纳贫氧电控固体推进剂的贫氧容纳腔，贫氧燃气发生器上设有以及贫氧烧蚀电路；富氧燃气发生器上设有能够控制富氧燃气流量的富氧控制器，贫氧燃气发生器上设有能够控制贫氧燃气流量的贫氧控制器，有助于解决传统固体火箭发动机推力调节范围窄，技术难度大的问题和液体火箭发动机供应及调节系统复杂的问题。

说明书

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机技术领域，具体是一种推力连续可调的固体火箭发动机及固体火箭。

背景技术

固体火箭发动机是以固体推进剂为燃料的火箭发动机。它主要包括燃烧室壳体、固体推进剂装药、喷管几部分组成。固体火箭发动机的突出特点是结构简单，所需零部件少、且一般无作动部件。上述特点使得固体火箭发动机可靠性高、维护和操作方便。因此，固体火箭发动机广泛用于各类导弹，各类战术、战略导弹动力系统固体化的趋势也越来越明显。

对于现有的固体或液体火箭发动机，通常使用直接调节流量的方式来控制发动机推力。对于使用固体燃料的火箭发动机，现有调节流量的方式通常为机械调节，该调节方式调节范围较窄，且需要作动部件，例如通过控制阀等方式起到控制流量的作用，最终达到改变推力的效果。而对于使用液体燃料的火箭发动机，一般通过喷注压降来调节流量，该调节及其供应方式比较复杂，零部件多，相对来说可靠性较低。

发明内容

针对现有技术中固体火箭发动机燃料流量调节范围较窄，且需要作动部件等问题，本发明提供一种推力连续可调的固体火箭发动机及固体火箭，有助于解决传统固体火箭发动机推力调节范围窄，技术难度大的问题和液体火箭发动机供应及调节系统复杂的问题。

为实现上述目的，本发明提供一种推力连续可调的固体火箭发动机，包括依次相连的燃气发生组件、燃烧室与尾喷管，所述燃气发生组件包括富氧燃气发生器与贫氧燃气发生器；

所述富氧燃气发生器内部设有能够容纳富氧电控固体推进剂的富氧容纳腔，所述富氧燃气发生器上设有能够烧蚀富氧电控固体推进剂产生的富氧燃气的富氧烧蚀电路，所述富氧容纳腔通过富氧燃气通道与燃烧室连通；

所述贫氧燃气发生器内部设有能够容纳贫氧电控固体推进剂的贫氧容纳腔，所述贫氧燃气发生器上设有能够烧蚀贫氧电控固体推进剂产生的贫氧燃气的贫氧烧蚀电路，所述贫氧容纳腔通过贫氧燃气通道与燃烧室连通；

所述富氧燃气发生器上设有能够控制富氧燃气流量的富氧控制器，所述贫氧燃气发生器上设有能够控制贫氧燃气流量的贫氧控制器。

进一步优选的，所述贫氧烧蚀电路包括第一阴极、第一阳极以及与第一阴极、第一阳极分别电联的第一电源，第一阴极、第一阳极之间设有能够烧蚀贫氧电控固体推进剂的贫氧烧蚀腔，所述贫氧控制器设在第一电源上。

进一步优选的，所述富氧烧蚀电路包括第二阴极、第二阳极以及与第二阴极、第二阳极分别电联的第二电源，第二阴极、第二阳极之间设有能够烧蚀富氧电控固体推进剂的富氧烧蚀腔，所述富氧控制器设在第二电源上。

进一步优选的，所述贫氧燃气发生器为柱状结构，所述贫氧容纳腔为设在贫氧燃气发生器内部的柱形腔；

所述富氧燃气发生器为套设在贫氧燃气发生器外的空心柱状结构，所述富氧容纳腔为设在富氧燃气发生器内部的环状柱形腔。

进一步优选的，第一阴极与第一阳极中的一个为电极棒，另一个为环形电极板，电极棒插装在贫氧电控固体推进剂的轴线位置，环形电极板包裹在贫氧电控固体推进剂的侧壁；

第二阴极与第二阳极中的均为环形电极板，其中一个环形电极板贴装在富氧电控固体推进剂上内环的壁上，另一个环形电极板贴装在富氧电控固体推进剂上外环的壁上。

进一步优选的，所述富氧燃气发生器为柱状结构，所述富氧容纳腔为设在富氧燃气发生器内部的柱形腔；

所述贫氧燃气发生器为套设在富氧燃气发生器外的空心柱状结构，所述贫氧容纳腔为设在贫氧燃气发生器内部的环状柱形腔。

进一步优选的，第二阴极与第二阳极中的一个为电极棒，另一个为环形电极板，电极棒插装在富氧电控固体推进剂的轴线位置，环形电极板包裹在富氧电控固体推进剂的侧壁；

第一阴极与第一阳极中的均为环形电极板，其中一个环形电极板贴装在贫氧电控固体推进剂上内环的壁上，另一个环形电极板贴装在贫氧电控固体推进剂上外环的壁上。

进一步优选的，所述尾喷管为喇叭状的扩口结构，所述燃烧室与尾喷管上口径较小的一端相连，所述燃烧室上与尾喷管相连的一端设有收口结构。

为实现上述目的，本发明还提供一种推力连续可调的固体火箭，包括火箭本体，所述火箭本体上设有上述的推力连续可调的固体火箭发动机。

本发明公开了一种推力连续可调的固体火箭发动机及固体火箭，与传统固体火箭发动机不同的是该方案中燃气发生组件设计为两个独立的富氧燃气发生器与贫氧燃气发生器，富氧燃气发生器与贫氧燃气发生器分别装载富氧电控固体推进剂与贫氧电控固体推进剂，通过富氧控制器与贫氧控制器来实时调整富氧电控固体推进剂与贫氧电控固体推进剂气化后产生燃料的流量，进而实现发动机推力的实时连续调节，以满足不同的飞行工况，拓宽发动机的飞行包络，有助于解决传统固体火箭发动机推力调节范围窄，技术难度大的问题和液体火箭发动机供应及调节系统复杂的问题。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1为本发明实施例中推力连续可调的固体火箭发动机的正向剖视图；

图2为本发明实施例中推力连续可调的固体火箭发动机的侧向剖视图；

图3为本发明实施例中第一阴极、第一阳极与贫氧电控固体推进剂的第一种安装结构图；

图4为本发明实施例中第二阴极、第二阳极与富氧电控固体推进剂的第一种安装结构图；

图5为本发明实施例中第二阴极、第二阳极与富氧电控固体推进剂的第二种安装结构图；

图6为本发明实施例中第一阴极、第一阳极与贫氧电控固体推进剂的第二种安装结构图。

附图标号说明：1-贫氧电控固体推进剂、2-贫氧燃气发生器、3-富氧电控固体推进剂、4-富氧燃气发生器、5-燃烧室、6-尾喷管、7-富氧燃气通道、8-贫氧燃气通道、9-第一阴极、10-第一阳极、11-第二阴极、12-第二阳极、本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

如图1-2所示的一种推力连续可调的固体火箭发动机，包括依次相连的燃气发生组件、燃烧室5与尾喷管6，所述燃气发生组件包括富氧燃气发生器4与贫氧燃气发生器2。

所述富氧燃气发生器4内部设有能够容纳富氧电控固体推进剂3的富氧容纳腔，所述富氧燃气发生器4上设有并未图示的能够烧蚀富氧电控固体推进剂3产生的富氧燃气的富氧烧蚀电路，所述富氧容纳腔通过富氧燃气通道7与燃烧室5连通；其中，富氧电控固体推进剂3由燃料与氧化剂化合聚合形成，富氧电控固体推进剂3中氧化剂的含量远多于燃料，在富氧烧蚀电路通电后，使得富氧电控固体推进剂3中的燃料与氧化剂在烧蚀作用下发生燃烧反应，进而产生富氧燃气，富氧燃气随后流入燃烧室5，由于氧化剂的含量远多于燃料，使得富氧燃气中大部分或全部都是氧化剂。本实施例中的富氧电控固体推进剂3可以通过专利CN106905091A中所公开的电控固体推进剂制备方法获得。

所述贫氧燃气发生器2内部设有能够容纳贫氧电控固体推进剂1的贫氧容纳腔，所述贫氧燃气发生器2上设有并未图示的能够烧蚀贫氧电控固体推进剂1产生的贫氧燃气的贫氧烧蚀电路，所述贫氧容纳腔通过贫氧燃气通道8与燃烧室5连通；其中，贫氧电控固体推进剂1由燃料与氧化剂化合聚合形成，贫氧电控固体推进剂1中氧化剂的含量远少于燃料，在贫氧烧蚀电路通电后，使得贫氧电控固体推进剂1中的燃料与氧化剂在烧蚀作用下发生燃烧反应，进而产生贫氧燃气，贫氧燃气随后流入燃烧室5，由于氧化剂的含量远多于燃料，使得贫氧燃气中大部分或全部都是燃料。本实施例中的贫氧电控固体推进剂1可以通过专利CN106905091A中所公开的电控固体推进剂制备方法获得。

所述富氧燃气发生器4上设有能够控制富氧燃气流量且并未图示的富氧控制器，所述贫氧燃气发生器2上设有能够控制贫氧燃气流量且并未图示的贫氧控制器。通过两个独立的富氧燃气发生器4与贫氧燃气发生器2，富氧燃气发生器4与贫氧燃气发生器2分别装载富氧电控固体推进剂3与贫氧电控固体推进剂1，通过富氧控制器与贫氧控制器来实时调整富氧电控固体推进剂3与贫氧电控固体推进剂1上燃料的流量，进而实现发动机推力的实时连续调节，以满足不同的飞行工况，拓宽发动机的飞行包络，有助于解决传统固体火箭发动机推力调节范围窄，技术难度大的问题和液体火箭发动机供应及调节系统复杂的问题。

通过富氧控制器、贫氧控制器调节富氧烧蚀电路与贫氧烧蚀电路上的电压，达到调节富氧电控固体推进剂3与贫氧电控固体推进剂1上烧蚀反应的反应速率，进而达到调节富氧燃气与贫氧燃气流量的效果，在保持富氧燃气与贫氧燃气的当量比为1的前提下，同时改变贫氧燃气和富氧燃气的流量供应可实现发动机推力的实时连续调节，以满足不同的飞行工况，拓宽发动机的飞行包络。

优选的，所述贫氧燃气发生器2为柱状结构，所述贫氧容纳腔为设在贫氧燃气发生器2内部的柱形腔；所述富氧燃气发生器4为套设在贫氧燃气发生器2外的空心柱状结构，所述富氧容纳腔为设在富氧燃气发生器4内部的环状柱形腔，在这一结构下，贫氧电控固体推进剂1为柱状结构，富氧电控固体推进剂3为空心柱状结构，本实施例中图示的即为该种结构。

此时，贫氧烧蚀电路包括电联的第一电源、第一阴极9与第一阳极10，贫氧控制器设在第一电源上，由于现有技术中的电源自身就具有调节输出电压的功能，因此本实施例中的贫氧控制器集成在第一电源上，此处不再赘述。第一阴极9与第一阳极10中的一个为电极棒，另一个为环形电极板，电极棒插装在贫氧电控固体推进剂1的轴线位置，环形电极板包裹在贫氧电控固体推进剂1的侧壁，即如图3所示；第一阴极9与第一阳极10之间形成烧蚀腔，进而对柱形结构的贫氧电控固体推进剂1进行烧蚀，产生贫氧燃气；富氧烧蚀电路包括电联的第二电源、第二阴极11与第二阳极12，富氧控制器设在第二电源上，由于现有技术中的电源自身就具有调节输出电压的功能，因此本实施例中的富氧控制器集成在第二电源上，此处不再赘述。第二阴极11与第二阳极12中的均为环形电极板，其中一个环形电极板贴装在富氧电控固体推进剂3上内环的壁上，另一个环形电极板贴装在富氧电控固体推进剂3上外环的壁上，即如图4所示；第二阴极11与第二阳极12之间形成烧蚀腔，进而对空心柱形结构的富氧电控固体推进剂3进行烧蚀，产生富氧燃气。

或者：

所述富氧燃气发生器4为柱状结构，所述富氧容纳腔为设在富氧燃气发生器4内部的柱形腔；所述贫氧燃气发生器2为套设在富氧燃气发生器4外的空心柱状结构，所述贫氧容纳腔为设在贫氧燃气发生器2内部的环状柱形腔，在这一结构下，富氧电控固体推进剂3为柱状结构，贫氧电控固体推进剂1为空心柱状结构。

此时，富氧烧蚀电路包括电联的第二电源、第二阴极11与第二阳极12，富氧控制器设在第二电源上，由于现有技术中的电源自身就具有调节输出电压的功能，因此本实施例中的富氧控制器集成在第二电源上，此处不再赘述。第二阴极11与第二阳极12中的一个为电极棒，另一个为环形电极板，电极棒插装在富氧电控固体推进剂3的轴线位置，环形电极板包裹在富氧电控固体推进剂3的侧壁，即如图5所示；第二阴极11与第二阳极12之间形成烧蚀腔，进而对柱形结构的富氧电控固体推进剂3进行烧蚀，产生富氧燃气；贫氧烧蚀电路包括电联的第一电源、第一阴极9与第一阳极10，贫氧控制器设在第一电源上，由于现有技术中的电源自身就具有调节输出电压的功能，因此本实施例中的贫氧控制器集成在第一电源上，此处不再赘述。第一阴极9与第一阳极10中的均为环形电极板，其中一个环形电极板贴装在贫氧电控固体推进剂1上内环的壁上，另一个环形电极板贴装在贫氧电控固体推进剂1上外环的壁上，即如图6所示；第一阴极9与第一阳极10之间形成烧蚀腔，进而对空心柱形结构的贫氧电控固体推进剂1进行烧蚀，产生贫氧燃气。

进一步优选的，所述尾喷管6为喇叭状的扩口结构，所述燃烧室5与尾喷管6上口径较小的一端相连，所述燃烧室5上与尾喷管6相连的一端设有收口结构，采用先收口后扩口的结构，使得燃气燃烧产生的推力效果更加显著。

采用同轴安装的贫氧燃气发生器2与富氧燃气发生器4结构可充分提高发动机内部装药空间的体积利用率，携带更多推进剂，增加火箭的射程。当然贫氧燃气发生器2与富氧燃气发生器4并不一定要同轴安装，可根据飞行总体布局在合理位置进行安装。即使贫氧燃气发生器2与富氧燃气发生器4分开安装，通过两个燃气入口进入补燃室亦可。

本实施例中推力连续可调的固体火箭发动机的具体工作过程为：

首先，可通过多次试验获得贫氧电控固体推进剂1的燃速与电压的关系式：

r₁＝f(u₁)

式中，r₁为贫氧电控固体推进剂1的燃速，u₁为贫氧烧蚀电路的电压；

通过测量可获得贫氧电控固体推进剂1的密度ρ₁，通过测量贫氧电控固体推进剂1的药柱截面积可获得其燃面面积A₁。因此，贫氧电控固体推进剂1的质量流量随电压的变化关系式如下：

其次，通过多次试验可获得富氧电控固体推进剂3的燃速与电压的关系式：

r₂＝g(u₂)

式中，r₂为富氧电控固体推进剂3的燃速，u₂为富氧烧蚀电路的电压；

通过测量可获得富氧电控固体推进剂3的密度ρ₂，通过测量富氧电控固体推进剂3的药柱截面积可获得其燃面面积A₂。因此，富氧电控固体推进剂3的质量流量随电压的变化关系式如下：

固体火箭发动机工作时当量比应为，在给定发动机结构参数和药柱配方的情况下，贫氧燃气发生器2和富氧燃气发生器4的流量只受贫氧烧蚀电路与富氧烧蚀电路的电压影响。因此，可以直接通过调节贫氧烧蚀电路与富氧烧蚀电路的电压使得发动机当量比为1。发动机开始工作时，贫氧燃气发生器2和富氧燃气发生器4同时点火，贫氧燃气和富燃燃气同时进入火箭燃烧室5进行掺混燃烧，燃烧产生的高温高压混合物通过一个先收缩后扩张的尾喷管6加速排出，产生推力。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。