[发明专利]一种推力可控的多脉冲固体火箭发动机

摘要

本发明公开了一种推力可控的多脉冲固体火箭发动机，包括燃烧室、控制系统、电源。燃烧室由电控固体推进剂、电极、燃烧室壳体、传感器、喷管等组成。电控固体推进剂是一种具有电控效应的钝感推进剂，通电即燃烧、断电即熄灭。电控固体推进剂或电极与传动装置相耦合，可以改变电控固体推进剂与电极的相对位置。当电极均与电控固体推进剂接触时，电控固体推进剂通电燃烧，某根或多根电极不与电控固体推进剂接触时，燃烧熄灭。本发明省去了火箭发动机的点火装置，能精确控制电控固体推进剂的燃速和燃烧所消耗的电控固体推进剂的质量，安全性高，能实时控制发动机的推力并重复启动，在需要实时控制推力的多脉冲火箭发动机领域具有广阔的应用前景。

主权项

1.一种推力可控的多脉冲固体火箭发动机，其特征在于:/n主要包括燃烧室A（A11）、控制系统（21）和电源（31）；/n所述燃烧室A（A11）包括电控固体推进剂、电极AI（A102）、电极AII（A103）、绝缘层A（A104）、燃烧室壳体A（A105）、压力传感器A（A106）、喷管；/n所述燃烧室壳体A（A105）连接喷管；所述燃烧室壳体A（A105）内壁上涂有一层绝缘涂料；所述燃烧室壳体A（A105）的一端是喷管、另一端具有供电极AII（A103）穿入的通孔；/n所述燃烧室壳体A（A105）内部填充电控固体推进剂；所述电控固体推进剂的一端面向喷管；所述电控固体推进剂外包导电材料；所述导电材料即为电极AI（A102）；/n所述电控固体推进剂具有中央通孔；所述中央通孔的一端连通所述燃烧室壳体A（A105）上的通孔、另一端面向喷管；所述电极AII（A103）是外包绝缘层A（A104）的杆状体；所述电极AII（A103）的尾端位于燃烧室壳体A（A105）外部，并由控制系统（21）驱动；所述电极AII（A103）的首端具有露出绝缘层A（A104）的导电头部；所述导电头部从所述燃烧室壳体A（A105）上的通孔穿入电控固体推进剂的中央通孔中；/n所述控制系统（21）包括一个传动装置（200）；所述传动装置（200）位于燃烧室壳体A（A105）外部；所述传动装置（200）包括一个可驱动的伸缩端；所述伸缩端与所述电极AII（A103）的尾端连接，以驱动伸缩电极AII（A103）的导电头部在所述中央通孔中移动；/n在发动机启动之前，电极AII（A103）的导电头部从所述中央通孔中穿出，使得电极AII（A103）与电控固体推进剂（101）不直接接触；/n发动机启动后：/nS1启动电源（31），使得电极AI（A102）和电极AII（A103）带上极性相反的电；/nS2飞行控制系统（210）发布启动命令，步进电机开始转动，控制系统（21）控制伸缩端缩短，即通过伸缩端带动导电头部移动，使得电极AII（A103）的导电头部进入所述中央通孔中；电极AI（A102）、电极AII（A103）和电控固体推进剂（101）形成通路，导电头部与电控固体推进剂（101）接触的端面有电流流过，开始燃烧；/nS3在发动机工作过程的某一时刻，飞行控制系统（210）发布停止命令，步进电机停止转动，电极AII（A103）停止轴向移动，与导电头部接触的电控固体推进剂（101）的端面燃烧完全之后便不会与导电头部继续接触，电控固体推进剂（101）没有电流流过，燃烧停止，发动机停止工作；/nS4当飞行控制系统（210）重新下达发动机启动命令，步进电机开始转动，通过伸缩端带动导电头部移动，导电头部与未燃烧的电控固体推进剂（101）重新开始接触，电极AI（A102）、电极AII（A103）和电控固体推进剂（101）形成通路，电控固体推进剂（101）重新开始燃烧，发动机产生推力。/n