一种非壅塞式固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置

摘要

本发明公开了一种非壅塞式固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，包括燃气发生器，紧贴燃气发生器的燃料腔那一侧连接有补燃室，补燃室和燃料腔之间设有将两个腔室隔离的隔板；隔板上开设有N个贯通的进气孔，在N‑1个进气孔中设有可将进气孔密封堵塞的堵盖，所述堵盖上设有可将堵盖爆破的爆破装置；补燃室内设有压力传感器，该压力传感器与爆破装置电连接；N＞1，且N为正整数。本发明采用带有导爆索的堵盖作为燃气发生器与补燃室之间气体流量的改变装置，其价格低廉、工作精准可靠。同时，整流罩的设计，使得从燃气发生器进入补燃室的气体能够与空气均匀掺混，提高燃烧效率。

说明书

技术领域

本发明属于火箭发动机领域，具体涉及一种非壅塞式固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置。

背景技术

随着飞行器对发动机要求的不断提高，以及飞行器技术的发展，固体火箭冲压发动机以其比冲高、体积小、重量轻、结构紧凑、成本较低等优势成为发展方向。为了满足机动攻击和作战任务多样化的要求，导弹飞行速度范围相应变宽。超声速超视距空空导弹的设计速度范围一般为2Ma～4Ma，甚至要求达到2Ma～5Ma。当海拔高度一定时，因速度变化导致进气道捕获空气质量流量变化大。为保证发动机具有良好性能，必须调节燃气发生器富燃燃气流量，以保证冲压发动机在最佳空燃比附近工作。

当下关于燃气流量调节的方案主要有固定流量式、壅塞式和非壅塞式三种。

对于非壅塞式固体火箭冲压发动机的燃气流量调节方式，常用结构是一个独立的燃气发生器和一个独立的补燃室，二者之间通过燃气发生器喷管连通。喷管已失去原来控制燃气发生器压强的意义，它只不过是一个燃气的亚声速通道。补燃室内的气压与外界连通，补燃室内的压力可影响燃气发生器的燃烧室内的压力。也就是说，由于外界压力变化，补燃室的压力也会随之变化，进而影响到燃气发生器内的压力，整个过程是一个自调节的过程。

因此，对于非壅塞式固体火箭冲压发动机一般是没有人为设置的主动调节装置去调节流量的，都是自调节。但是，自调节的范围有限，在导弹飞行速度范围相应变宽，飞行高度区域变广的情形下，自调节的方式往往不能满足要求。

发明内容

针对上述问题，本发明旨在提供一种具有大范围流量调节能力的的非壅塞式固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置。

本发明解决问题的技术方案是：一种非壅塞式固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，包括燃气发生器，紧贴燃气发生器的燃料腔那一侧连接有补燃室，补燃室和燃料腔之间设有将两个腔室隔离的隔板；

所述隔板上开设有N个贯通的进气孔，在N-1个进气孔中设有可将进气孔密封堵塞的堵盖，所述堵盖上设有可将堵盖爆破的爆破装置；

所述补燃室内设有压力传感器，该压力传感器与爆破装置电连接；

所述N＞1，且N为正整数。

根据飞行高度的变化而导致的压力变化，来决定爆破堵盖的数量以改变进气有效面积，进而调节从燃气发生器进入补燃室的气量，以调节发动机的推力。

进一步的，在隔板朝向补燃室的侧面上连接有可将进气孔全部罩住的中空整流罩，该整流罩上远离隔板的一侧面上开有M个贯通的出气孔，所述M＞1，且M为正整数；

从进气孔至出气孔的行程段构成燃气发生器与补燃室之间的气流通道。

设置整流罩的作用在于能使从燃气发生器进入补燃室的气体，预先进行均匀掺混，使气流流态稳定，更利于在补燃室中充分燃烧。

优选的，整流罩上设有出气孔的侧面为球面。该种设计使得出气孔的轴线呈辐射状，从出气孔中出来的气体也是呈辐射状扩散，使得气体进入补燃室时均匀扩散。

进一步的，所述M=N=6，进气孔和出气孔的排布形式为沿补燃室的中心轴线设有1个中心孔，围绕中心孔均布设有5个卫星孔，形成的进气孔和出气孔的排布形式均为梅花形；

所述进气孔的中心孔不设置堵盖，其它5个卫星孔均设置堵盖。

优选的，所述进气孔和出气孔的中心孔的孔径为30mm，其余孔的直径均为20mm。

具体的，所述爆破装置包括布置在堵盖两侧面的导爆索，导爆索接收压力传感器的电信号而引爆。

为保证堵盖能够充分破碎成颗粒，所述堵盖采用钢化玻璃制成，在导爆索外侧面铺设有绝热层。绝热层为三元乙丙材料制成。设置绝热层一方面保证导爆索的性能稳定，另一方面由于钢化玻璃不耐高温，能够避免其引爆前在高温环境下被破坏。

所述进气孔内设有沉台结构，堵盖安装于沉台内，堵盖通过法兰盘压紧固定，该法兰盘中心开有与进气孔内径相同的贯通孔。

本发明采用带有导爆索的堵盖作为燃气发生器与补燃室之间气体流量的改变装置，其价格低廉、工作精准可靠。根据飞行高度的变化而导致的压力变化，来决定爆破堵盖的数量以改变进气有效面积，进而调节从燃气发生器进入补燃室的气量，以调节发动机的推力。解决了现有技术中非壅塞式固体火箭冲压发动机燃气流量自调节范围小的问题，使得燃气流量具有更大的调节范围，可适应不同高度和马赫数的飞行要求。

同时，整流罩的设计，使得从燃气发生器进入补燃室的气体能够与空气均匀掺混，提高燃烧效率。

附图说明

下面结合附图对本发明作进一步说明。

图1为本发明燃气流量调节装置剖视图。

图2为图1中Ⅰ的放大图。

图3为气流通道示意图。

图4为图3的左视图。

图中：1-燃气发生器,2-隔板,3-压力传感器,4-整流罩,5-出气孔，7-堵盖，8-绝热层，9-密封圈，10-导爆索，11-法兰盘，12-补燃室，13-燃料腔,14-进气孔,15-贯通孔。

具体实施方式

如图1～4所示，一种非壅塞式固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，包括燃气发生器1，紧贴燃气发生器1的燃料腔13那一侧连接有补燃室12，补燃室12和燃料腔13之间设有将两个腔室隔离的隔板2。

所述隔板2上开设有6个贯通的进气孔14，在5个进气孔14中设有可将进气孔14密封堵塞的堵盖7。所述堵盖7上设有可将堵盖7爆破的爆破装置。

所述进气孔14内设有沉台结构，堵盖7安装于沉台内，堵盖7通过法兰盘11压紧固定，并通过密封圈9密封，该法兰盘11中心开有与进气孔14内径相同的贯通孔15。

在隔板2朝向补燃室的侧面上连接有可将进气孔14全部罩住的中空整流罩4。整流罩4上远离隔板2的一侧面上开有6个贯通的出气孔5。整流罩4上设有出气孔5的侧面为球面。

进气孔14和出气孔5的排布形式为沿补燃室12的中心轴线设有1个中心孔，围绕中心孔均布设有5个卫星孔，形成的进气孔14和出气孔5的排布形式均为梅花形。所述进气孔14和出气孔5的中心孔的孔径为30mm，其余孔的直径均为20mm。所述进气孔14的中心孔不设置堵盖7，其它5个卫星孔均设置堵盖7。

从进气孔14至出气孔5的行程段构成燃气发生器1与补燃室12之间的气流通道。

所述补燃室12内设有压力传感器3。

所述爆破装置包括布置在堵盖7两侧面的导爆索10，导爆索10接收压力传感器3的电信号而引爆。所述堵盖7采用钢化玻璃制成，在导爆索10外侧面铺设有三元乙丙材料制成的绝热层8。

在导弹的飞行到一定高度时，压力传感器3根据压力发出信号给导爆索10，一个或多个堵盖7上的导爆索10点火爆炸，堵盖7被炸碎后，气流通道的节流面积增大，从而降低发动机的推力，维持在某一高度巡航。当导弹的飞行高度达到更高时，剩下的某些堵盖7被炸碎，此时发动机推力降低为这一巡航高度的要求。同理，在导弹飞行到更高的不同高度时，堵盖7依次被炸碎，从而让发动机推力达到在相应的高度巡航的要求。上述方案通过分档调节燃气发生器1非壅塞程度拓宽了飞行包络，使得同台发动机能适应不同高度和马赫数飞行。