[发明专利]固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置及燃气发生器

说明书

本发明公开一种固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置及燃气发生器，包括：盖板，在厚度方向上贯穿设置一个第一通孔和至少一个进气孔，每个进气孔上均设置堵盖；流量调节阀，用于调节燃气的流通面积；驱动装置，用于在主控制器的作用下驱动流量调节阀动作；压力传感器，将燃气发生器内的压力信号传输给主控制器；爆破装置，能够在主控制器作用下爆破堵盖以增加燃气流的流通面积；主控制器，根据压力信号生成第一控制指令输出给所述驱动装置；还根据压力信号生成第二控制指令输出给所述爆破装置。与现有技术相比，本发明提供的燃气流量调节装置可在较宽范围内连续自动调节，且结构简单、成本低。

技术领域

本发明涉及火箭发动机技术领域，尤其是一种固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置及燃气发生器。

背景技术

以冲压方式进入固体火箭冲压发动机补燃室的空气流量随飞行高度、马赫数、攻角等飞行条件改变而改变，发动机不能保持在最佳空燃比附近工作，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。

目前燃气发生器燃气流量调节方案主要有两种：非壅塞燃气发生器喷管的自适应调节方案、变喉面(改变燃气发生器喷喉面积)的方案。

非壅塞式固体火箭冲压发动机燃气发生器中，富燃燃气流量随冲压燃烧室压强变化而自适应调节，导弹飞行过程中可使冲压发动机在一定空燃比范围内工作。然而，非壅塞式固体火箭冲压发动机自适应调节能力非常有限，并且不能对燃气流量进行主动调节，无法满足导弹的高机动要求。

变喉面的燃气流量调节方案，需要利用流量调节阀对燃气发生器喉部进行遮挡，以改变其有效流通面积。由于燃气发生器内具有很高的压强，而流量调节阀下游与补燃室相通，压强一般较低。因此燃气流量调节阀需要承受巨大的上下游压差。一般而言，对于流量调节比需求大于5:1时，流量调节阀承受的上下游最大压差可达约8MPa。在如此大的压差条件下，为保证较大范围的燃气流量调节需求，燃气流量调节阀需要遮挡的燃气发生器喉部面积较大，如果单独采用发明“CN104500270B”所公布的滑盘阀或发明“CN105736179A”所公布的锥阀，则其需要承受巨大的燃气冲击和压差力。这就对流量调节阀的结构强度和流量调节阀驱动系统的功率提出了较大的要求，从而增大了系统的复杂性和成本。

发明内容

本发明提供一种固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，用于克服现有技术中燃气流量调节能力较低且不能对燃气流量进行主动调节，对流量调节阀的结构强度和流量调节阀驱动系统要求较高，从而增加结构复杂性和成本等缺陷，实现固体火箭冲压发动机燃气流量在较宽范围内连续自动调节，且结构简单、成本低。

为实现上述目的，本发明提出一种固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，包括：

盖板，设置在燃气发生器主体与喉道连接的一端，在所述盖板厚度方向上贯穿设置有一个用于使得燃气发生器主体内的燃气流入所述喉道内的第一通孔和至少一个进气孔，每个所述进气孔上均设置有用于封堵进气孔的堵盖；

流量调节阀，设置在所述盖板上，用于在驱动装置的作用下在所述盖板上动作从而通过所述流量调节阀与所述第一通孔的交叠调节燃气的流通面积；

所述驱动装置，输入端与主控制器电性连接，输出端与所述流量调节阀连接，用于在所述主控制器的作用下驱动所述流量调节阀动作；

爆破装置，数量与所述进气孔相同，每个爆破装置设置在一个所述堵盖上，能够在所述主控制器作用下爆破所述堵盖以增加燃气的流通面积；

压力传感器，安装在所述燃气发生器主体内壁上，感应端位于所述燃气发生器主体内部，输出端与主控制器电连接，将所述燃气发生器主体内部的压力通过压力信号传输给所述主控制器；

所述主控制器，根据所述压力信号生成第一控制指令输出给所述驱动装置；还根据所述压力信号生成第二控制指令输出给所述爆破装置。