[发明专利]一种环形进气道固体火箭发动机喷管扩张段补充燃烧装置

说明书

技术领域

本发明涉及一种补充燃烧装置，尤其涉及一种环形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

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，发动机主推力会略有减小。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

本发明的目的是为了引进空气，使燃气中未充分燃烧的气体进行补充燃烧而提供一种环形进气道固体火箭发动机喷管扩张段补充燃烧装置。

本发明的目的是这样实现的：在弹体的中间段安装有环形进气道，环形进气道与弹体之间设置有附面层隔道，环形进气道由入口段、隔离段、附加扩张段组成，环形进气道的上方设置有弹翼、内部设置有空气入射口，空气入射口的端部设置有堵盖，入口段设置有可移动的半锥体，空气入射口外壁与附加扩张段之间设置有调节附加扩张段角度的作动系统。

本发明还包括这样一些结构特征：

1.所述可移动的半锥体安装在附面层隔道上设置的滑轨上。

2.所述作动系统包括周向等间距设置在空气入射口外壁与附加扩张段之间的六个液压作动杆。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：本发明通过引进空气，使燃气中未充分燃烧的气体进行补充燃烧，提高能量利用率，进而提高推力和比冲。通过附加扩张段的偏转，实现推力矢量控制。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。

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，以提高推力和比冲。附加扩张段独立于喷管，通过作动系统，使喷管附加扩张段偏转，从而实现推力矢量控制。

附图说明

图1是本发明的结构示意图。

图中标记说明：1-附面层隔道，2-半锥体，3-隔离段，4-弹翼，5-空气入射口，6-堵盖，7-作动系统，8-附加扩张段。

具体实施方式

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。

结合图1，本发明在弹体中段安装环形进气道，将空气引入喷管扩张段进行补充燃烧。进气道为圆环形，安装在弹体中段，入口处有半锥体对空气进行压缩，也即由半锥体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，空气经过压缩后由空气入射口5进入附加扩张段8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。有作动系统7控制喷管附加扩张段8偏转，从而实现推力矢量控制。附加扩张段8前端与进气道壁铰接，后端与弹翼之间的覆盖柔性蒙皮，周向等距设置6个液压作动杆连接进气道壁与附加扩张段，通过控制不同作动杆的长度，实现附加扩张段的偏转。附面层隔道上设置导轨，使半锥体可以沿轴向在一定范围内前后移动，以调节进气量。

本发明的工作过程是：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。附加扩张段连接有作动系统，当进气道开始工作时，通过作动机构可以进行偏转，从而实现推力矢量控制。附加扩张段直径较小一段与弹体球铰接，通过作动系统配合使附加扩张段中轴线偏转一定角度，从而实现推力矢量控制。