一种固体火箭双冲压组合发动机及工作方法

发动机及配件附件的制造及其应用技术1.本发明涉及固体火箭冲压发动机设计技术领域，主要涉及一种固体火箭双冲压组合发动机及工作方法。背景技术：2.固体燃料冲压发动机是一种自带燃料，利用空气中的氧进行燃烧的新型吸气式发动机，与传统的火箭发动机和冲压发动机相比，其结构简单，利用空气做氧化剂，比冲可高达9000-10000s，是固体火箭的3-4倍；其自身只带燃料，因而发动机的存储和使用都很安全。但是其携带的燃料为贫氧推进剂，氧化剂含量约为25％-40％；如果将氧化剂的比例大幅减小，甚至全部用燃料替代，发动机的比冲将明显提高，续航大幅度提高。现有技术粉末冲压发动机也是通过降低燃料的氧化剂来提高发动机比冲，但是粉末的送粉系统复杂，送粉稳定性较差，且难以实现均匀混合，目前尚无实装型号。技术实现要素：3.发明目的：针对上述背景技术中存在的问题，本发明提供了一种固体火箭双冲压组合发动机，通过设计双通道吸气系统，在补燃室内火箭推进剂开始工作时，为上部燃气发生器供给压缩空气，通过对贫氧推进剂进行冲蚀，形成富燃燃气并输送至补燃室，供给冲压发动机进行燃烧。4.技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：5.一种固体火箭双冲压组合发动机，包括上下依次的燃气发生器、补燃室和喷管；所述燃气发生器内部填装有贫氧推进剂；所述补燃室侧壁连通第二冲压进气道；在所述第一冲压进气道上设置旁通阀，旁通阀另一侧通过旁通通道连接至第二冲压进气道；所述补燃室内填装有火箭推进剂。6.进一步地，所述贫氧推进剂沿轴向呈中空圆柱状，上部与第一冲压进气道同轴连通。7.进一步地，所述贫氧推进剂中氧化剂含量小于25％。8.进一步地，通过控制旁通阀开闭，控制高压空气经由第一冲压进气道直接流入燃气发生器，或经由旁通通道流入第二冲压进气道，最后输入至补燃室内。9.一种基于上述固体火箭双冲压组合发动机的工作方法，其特征在于，包括以下步骤：10.步骤s1、控制系统首先控制固体火箭点火器工作，下部补燃室内填装的火箭推进剂燃烧，火箭开始加速；11.步骤s2、当火箭加速至冲压发动机工作的速度范围时，控制系统通过控制旁通阀打开，使压缩空气由第一冲压进气道流入上部燃气发生器内部中空的圆柱状流道内；控制系统控制燃气发生器点火器点火；在压缩空气对贫氧推进剂的冲蚀、贫氧推进剂自行燃烧以及热分解的共同作用下，圆柱状流道内壁的贫氧推进剂逐步剥离，并与压缩空气混合，形成高压富燃燃气，并流入补燃室；12.步骤s3、控制系统控制旁通阀连通第二冲压进气道，压缩空气由第二冲压进气道进入补燃室内，与高压富燃燃气混合，进行冲压燃烧，进一步为固体火箭提供动能。13.进一步地，燃气发生器内的贫氧推进剂的剥离通过压缩空气的冲蚀作用、贫氧推进剂热分解和自行燃烧共同作用实现；通过减少贫氧推进剂中氧化剂的含量，提升压缩空气冲蚀作用，减小贫氧推进剂自行燃烧产生的剥离作用。14.进一步地，控制系统通过控制旁通阀的开度，控制压缩空气进入燃气发生器的流量大小；旁通阀开度越小，则空气流量越小，贫氧推进剂的剥离量越少，产生的富燃燃气量越少，冲压燃烧动力输出减小；此时通过旁通阀，将剩余压缩空气由第二冲压进气道输入至补燃室内。15.有益效果：16.本发明提供的固体火箭双冲压组合发动机，采用双通道吸气系统，通过控制系统控制旁通阀，进而控制进入燃气发生器的压缩空气和进入补燃室的压缩空气量，实现了冲压发动机的动力可控效果。此外本发明采用的贫氧推进剂中氧化剂含量更低，可以携带更多的燃料，进一步提高了火箭发动机的比冲。本发明提供的冲压发动机结构简单，可靠性高，成本较低。附图说明17.图1是本发明提供的固体火箭双冲压组合发动机结构示意图；18.图2是本发明提供的固体火箭双冲压组合发动机控制原理示意图。19.附图标记说明：20.1-燃气发生器；2-贫氧推进剂；3-第一冲压进气道；4-旁通通道；5-旁通阀；6-补燃室；7-火箭推进剂；8-第二冲压进气道；9-喷管；10-控制系统；11-固体火箭点火器；12-燃气发生器点火器。具体实施方式21.下面结合附图对本发明作更进一步的说明。显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，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做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。22.如图1所示，本发明提供的固体火箭双冲压组合发动机主体结构包括自上至下依次连通的燃气发生器1、补燃室6和喷管9。燃气发生器1内部填充有贫氧推进剂2，沿轴向呈中空圆柱状，上部与第一冲压进气道3同轴连通。预留圆柱通孔是为压缩空气和后续产生的冲压火箭富燃燃气提供流道。贫氧推进剂2中氧化剂的质量占比小于20％，氧化剂含量明显低于现有技术中推进剂的氧化剂占比，可以有效提高燃料占比，进而提高火箭比冲。23.本实施例中，贫氧推进剂2中氧化剂含量优选20％。在火箭高速飞行时，压缩空气由第一冲压进气道3流入中空圆柱状流道内，通过气流冲蚀作用、热分解以及贫氧推进剂2自行燃烧的共同作用下，逐渐从流道内壁上剥离下来贫氧推进剂2，并形成高压富燃燃气，通过通道流入补燃室6内。24.当选用的贫氧推进剂2中氧化剂含氧量低于20％或无法自燃时，圆柱状流道内则通过气流冲蚀作用和热分解的共同作用下，逐渐从流道内壁上剥离下来贫氧推进剂2。25.本发明在第一冲压进气道3与燃气发生器1间设置有旁通阀5，通过控制系统10控制。旁通阀5另一侧通过旁通通道4连接至第二冲压进气道8，冲压进气道8连接至补燃室6侧壁。通过控制系统10控制旁通阀5的开闭，可以有效控制进入燃气发生器1的压缩空气含量，将多余的压缩气体由第二冲压进气道8输入至补燃室内。26.本发明工作原理如图1-2所示。首先，由控制系统10控制固体火箭点火器11点火工作，引燃补燃室6中的火箭推进剂7，固体火箭发动机工作，使火箭速度达到冲压火箭工作的速度范围内。当补燃室6内部火箭推进剂7燃烧完成后，控制系统控制旁通阀5，使第一冲压进气道内的压缩空气进入燃气发生器内部流道，在高压空气对贫氧推进剂2的冲蚀作用下，逐渐从贫氧推进剂上剥离下来贫氧推进剂2，同时控制系统10控制燃气发生器点火器12工作，对剥离下来的贫氧推进剂2进行点火并形成高压富燃燃气，最终输入至补燃室6内。此时冲压发动机开始工作，通过控制旁通阀5，将一部分压缩空气通过旁通通道4、第二冲压进气道8输入至补燃室6内，与高压富燃燃气一道混合，进行冲压燃烧。27.当燃气发生器1中的贫氧推进剂2被点燃工作后，贫氧推进剂2的剥离将由高压空气的冲蚀、热分解以及自行燃烧共同作用。通过减少贫氧推进剂中氧化剂的含量，提升压缩空气冲蚀作用，减小贫氧推进剂自行燃烧产生的剥离作用。28.需要指出的是，本发明的动力调控原理如下：通过控制系统10控制旁通5的开度减小，则燃气发生器1内部的压缩空气流量减小，进而燃气发生器1中贫氧推进剂2的燃烧减弱，产生富燃燃气量的减小，最终进入补燃室6内的富燃燃气量减小，冲压燃烧动力输出减小，反之动力输出则增大，最终实现输出动力的有效调控。29.以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。









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