一种推力可调、可多次启动电控固体推进剂火箭发动机制造技术

一种推力可调、可多次启动电控固体推进剂火箭发动机，包括燃烧室、弹簧、移动绝缘板、电控固体推进剂药柱、共面电极、绝热层、喷管和接线柱；电控固体推进剂药柱的装药结构为圆管型，利用弹簧的弹力作用推动药柱；共面电极与电控固体推进剂药柱燃烧端面接触；所述的共面电极包括两个完全相同的多孔电极，所述两多孔电极分别接电源两端，在两多孔电极之间加载一定电压，发动机可实现点火；切断电源，发动机主动熄火；发动机可实现连续性多次启动。通过改变加载在两多孔电极之间的电压大小，可实现对发动机推力的主动、实时控制。本发明专利技术可取代液体姿轨控及末修发动机，应用于航天器要求发动机具有多次启动、推力可调的动力装置或辅助动力装置。

An electrically controlled solid propellant rocket engine with adjustable thrust and adjustable thrust

An adjustable thrust, electronically controlled restartable solid propellant rocket engine, including a combustion chamber, a spring, a mobile electric insulation board, solid propellant, coplanar electrode, insulation layer, nozzle and terminals; electric charge structure of solid propellant tube type, promoting grain by the elasticity of the spring coplanar electrode and electric control; solid propellant burning surface contact; the coplanar electrode comprises two identical porous electrodes, the two electrodes are respectively connected with both ends of the porous, between two porous electrode loaded voltage, the engine ignition can be realized; the power supply is cut off, the engine flameout engine can realize active; continuous times start. By changing the voltage between the two porous electrodes, the active and real-time control of the thrust of the engine can be realized. The invention can replace the liquid posture control and the terminal repair engine, and is applied to the power device or auxiliary power device required by the spacecraft for multiple start and thrust adjustment.

【技术实现步骤摘要】
一种推力可调、可多次启动电控固体推进剂火箭发动机
本专利技术属于特种固体推进剂火箭发动机领域，涉及一种采用电控固体推进剂的推力可调、可多次启动火箭发动机，尤其涉及通过控制加载在电极两端的电压实现发动机的推力主动实时可调和可连续性多次启动。
技术介绍
传统固体推进剂火箭发动机启动后不能熄火、推力难以控制。目前，固体火箭发动机推力控制方案主要包括：喷管喉面可调固体发动机，分段装药固体脉冲发动机及被动降压熄火发动机等。这些发动机方案在推力控制方面只是采用被动式控制手段，一般为预制多级推力或多脉冲推力，不能根据飞行条件的变化主动实时地进行推力控制，推力调节响应慢；固体火箭发动机推力难以控制、无法多次启动。
技术实现思路
本专利技术的目的在于解决现有技术的上述不足提供一种可多次启动、推力主动实时可调的电控固体推进剂火箭发动机。本专利技术的设计思想是：采用一种电控固体推进剂，通过控制电极控制发动机的工作状态。通过弹簧弹力作用保证电控固体推进剂药柱燃烧端面与控制电极时刻接触。控制电极包括两个完全相同的共面电极，分别接电源两端，在两共面电极之间加载一定电压，发动机可实现点火；切断电源，发动机主动熄火；发动机可实现连续性多次启动。通过改变加载在两电极之间的电压大小，可实现对发动机推力的主动、实时控制。本专利技术可取代液体姿轨控及末修发动机，应用于导弹武器及其他飞行器要求发动机具有多次启动、推力可调的动力装置或辅助动力装置。本专利技术的目的是通过下述技术方案实现的：包括燃烧室壳体、绝缘层、弹簧、移动绝缘板、电控固体推进剂药柱、接线柱、共面电极和喷管。所述电控固体推进剂药柱的装药结构为圆管型，目的在于保证药柱两端压力平衡，利用弹簧的弹力作用能够有效推动药柱。同时，所述的圆管型药柱内部孔可用于燃气排放。所述的共面电极用于控制推进剂的燃烧状态，包括两个完全相同的多孔电极，沿燃烧室中心轴线对称分布，安装固定在绝缘层上，两多孔电极之间设置防击穿间隙，防止两电极之间发生短路。所述的共面电极与电控固体推进剂药柱燃烧端面接触。所述共面电极为多孔结构，孔的作用为排放燃气。所述的接线柱用于连接共面电极与外部电源的两端，即可分别连接交流电源的零、火线两端，也可分别连接直流电源的正、负极两端，同时具有密封作用。所述弹簧用于依靠自身弹力主动地、实时地移动电控固体推进剂药柱，保证电控固体推进剂药柱燃烧端面与共面电极时刻保持接触。所述的移动绝缘板用于隔离电控固体推进剂药柱与弹簧，起绝缘作用，防止弹簧导电。所述的绝缘层隔绝了共面电极、电控推进剂药柱与燃烧室壳体，起到绝缘作用。同时用于固定共面电极，防止共面电极发生轴向位移和角位移。所述的燃烧室壳体用于放置电控固体推进剂药柱、绝缘层、弹簧和共面电极，并与喷管收敛段连接形成发动机工作时的推进剂燃烧的燃烧室。所述的喷管用于燃烧室气体的膨胀加速，产生推力。所述的喷管通过螺纹与燃烧室壳体外壁固定连接，具有配合密封作用。本专利技术所述共面电极设有引线孔，用于与接线柱接触配合导电。本专利技术所述共面电极设有加长补燃段，加长补燃段的作用是保证为燃烧的推进剂能够二次燃烧，提高燃烧效率。工作过程为：本专利技术的两个接线柱分别与外部电源两端（直流电源正极和负极、交流电源火线和零线）连接。设定控制电压，接通控制电路，发动机点火开始工作，产生推力。发动机工作工程中，根据推力需求，通过主动调整控制电压大小，改变电控固体推进剂药柱的燃速，进而实时控制发动机的推力。任意时刻切断电源，发动机能够主动熄火，停止工作。发动机停止工作后，再次加载电压，发动机可再次点火，可实现多次启动。本专利技术的有益效果：不需要专门的烟火药点火器，可通过电压主动地控制发动机的工作状态；本专利技术加载一定电压发动机能够点火，任意时刻断电，发动机主动熄火，发动机可实现连续性多次启动；本专利技术在工作过程中，根据推力需求，通过主动调整电压大小，改变推进剂药柱的燃速，进而实时控制发动机的推力。发动机的推力是主动、实时可调的；本专利技术可取代液体姿轨控及末修发动机，应用于导弹武器及其他飞行器要求发动机具有多次启动、推力可调的动力装置或辅助动力装置。附图说明图1为本专利技术的结构示意图。图2为本专利技术所述的共面电极的两个多孔电极布置示意图。图3为本专利技术多孔电极结构示意图。图4为图3的仰视图。图5为图3的左视图。具体实施方式下面结合附图实施例对本专利技术做进一步的说明。如图1所示，本专利技术包括燃烧室壳体1、绝缘层2、弹簧3、移动绝缘板4、电控固体推进剂药柱5、接线柱6、共面电极7和喷管8。所述电控固体推进剂药柱5装于燃烧室壳体1内，电控固体推进剂药柱5下端有移动绝缘板4，和用于推动移动绝缘板4和电控固体推进剂药柱5的弹簧3。所述电控固体推进剂药柱5的装药结构为圆管型，所述的圆管型药柱内部孔可用于燃气排放。所述的共面电极7包括两个完全相同的多孔电极，沿燃烧室中心轴线对称分布，安装固定在绝缘层2上，两电极之间设置防击穿间隙，防止两电极之间发生短路。所述的共面电极7与电控固体推进剂药柱5燃烧端面接触。所述的控制共面电极7为多孔结构，孔的作用为排放燃气；所述共面电极7设有加长补燃段，加长补燃段的作用是保证为燃烧的推进剂能够二次燃烧，提高燃烧效率；所述共面电极7设有引线孔，用于与接线柱接触配合导电。所述的接线柱6用于连接共面电极7与外部电源的两端，即可分别连接交流电源的零、火线两端，也可分别连接直流电源的正、负极两端，同时具有密封作用。所述弹簧3用于依靠自身弹力主动地、实时地移动电控固体推进剂药柱5，保证电控固体推进剂药柱5燃烧端面与共面电极7时刻保持接触。所述的移动绝缘板4用于隔离电控固体推进剂药柱5与弹簧3，起绝缘作用，防止弹簧3导电。所述的绝缘层2隔绝了共面电极7、电控推进剂药柱5与燃烧室壳体1，起到绝缘作用。同时用于固定共面电极7，防止共面电极发生轴向位移和角位移。所述的燃烧室壳体1与喷管8收敛段连接形成发动机工作时的推进剂燃烧的燃烧室。所述的喷管8用于燃烧室气体的膨胀加速，产生推力。所述的喷管8通过螺纹与燃烧室壳体1外壁固定连接，具有配合密封作用。图2中，共面电极由两个完全相同的多孔电极7-1、7-2组成。图3、图4、图5中，多孔电极7-1上设有引线孔9，和加长补燃段10。以上实施例仅为本专利技术的一个具体实施例而已，并非用于限定本专利技术的保护范围。凡在本专利技术的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本专利技术的保护范围之内。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种推力可调、可多次启动电控固体推进剂火箭发动机，包括燃烧室壳体（1）、绝缘层（2）、弹簧（3）、移动绝缘板（4）、电控固体推进剂药柱（5）、接线柱（6）、共面电极（7）和喷管（8）；所述电控固体推进剂药柱（5）的装药结构为圆管型，利用弹簧（3）的弹力作用推动药柱；同时，所述的圆管型药柱内部孔可用于燃气排放；所述的共面电极（7），包括两个完全相同的多孔电极，沿燃烧室中心轴线对称分布，安装固定在绝缘层（2）上，两多孔电极之间设置防击穿间隙；所述的共面电极（7）与电控固体推进剂药柱（5）燃烧端面接触；所述的接线柱（6）用于连接共面电极（7）与外部电源的两端，分别连接交流电源的零、火线两端，或分别连接直流电源的正、负极两端；所述的移动绝缘板（4）用于隔离电控固体推进剂药柱（5）与弹簧（3）；所述的绝缘层（2）隔绝了共面电极（7）、电控推进剂药柱（5）与燃烧室壳体（1），起到绝缘作用；同时用于固定共面电极（7），防止共面电极发生轴向位移和角位移；所述的燃烧室壳体（1）用于放置电控固体推进剂药柱（5）、绝缘层（2）、弹簧（3）和共面电极（6），并与喷管（8）收敛段连接形成发动机工作时的推进剂燃烧的燃烧室。...

【技术特征摘要】
1.一种推力可调、可多次启动电控固体推进剂火箭发动机，包括燃烧室壳体（1）、绝缘层（2）、弹簧（3）、移动绝缘板（4）、电控固体推进剂药柱（5）、接线柱（6）、共面电极（7）和喷管（8）；所述电控固体推进剂药柱（5）的装药结构为圆管型，利用弹簧（3）的弹力作用推动药柱；同时，所述的圆管型药柱内部孔可用于燃气排放；所述的共面电极（7），包括两个完全相同的多孔电极，沿燃烧室中心轴线对称分布，安装固定在绝缘层（2）上，两多孔电极之间设置防击穿间隙；所述的共面电极（7）与电控固体推进剂药柱（5）燃烧端面接触；所述的接线柱（6）用于连接共面电极（7）与外部电源的两端，分别连接交流电源的零、火线两端，或分别连接直流电源的正、负极两端；所述的移动绝缘...

【专利技术属性】
技术研发人员：王新强，邓康清，庞爱民，余小波，李洪旭，向进，杨育文，张志军，王鹍鹏，朱雯娟，王相宇，
申请(专利权)人：湖北航天化学技术研究所，
类型：发明
国别省市：湖北,42