一种固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置制造方法及图纸
A gas flow regulating device for solid rocket ramjet
【技术实现步骤摘要】
一种固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置
本专利技术属于火箭发动机技术，具体涉及一种固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置。
技术介绍
随着飞行器对发动机要求的不断提高，以及飞行器技术的发展，固体火箭冲压发动机以其比冲高、体积小、重量轻、结构紧凑、成本较低等优势成为发展方向。为了满足机动攻击和作战任务多样化的要求，导弹飞行速度范围相应变宽。超声速超视距空空导弹的设计速度范围一般为2Ma～4Ma，甚至要求达到2Ma～5Ma。当海拔高度一定时，因速度变化导致进气道捕获空气质量流量变化大。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。当下关于燃气流量调节的方案主要有固定流量式、壅塞式和非壅塞式三种。对于固定流量式燃气发生器，其燃气流量式固定的，不能随着环境的变化而改变燃气发生器的燃气流量。壅塞式固体火箭冲压发动机流量调节方案主要为以下三种：改变推进剂药柱燃面的方案、改变推进剂燃速的方案、改变喉部面积的方案。对于改变推进剂药柱燃面的方案以及改变推进剂燃速的方案，其对于燃气流量的控制是在装填燃料之后就定型了，不能随着外界环境变化而...
【技术保护点】
一种固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，包括主控制器、中空的弹体（8）、设置于弹体（8）内的燃气发生器（1）、设置于弹体（8）内并将燃气发生器（1）和补燃室连通的喷管，其特征在于：所述喷管包括将燃气发生器（1）的燃料腔（13）密封的封板（4）、与封板（4）密封连接的中空管体（9），管体（9）轴线垂直于封板（4）；在管体（9）壁上垂直于管体（9）轴线方向开有光孔，光孔内密封安装有柱塞滑阀，所述柱塞滑阀上设置有可驱动柱塞滑阀伸入或缩回管体内腔的驱动装置；在封板（4）上开设有N个贯通的进气孔（14），所述进气孔（14）的分布位于管体（9）直径范围内，在N‑1个进气孔（14）中设有...
【技术特征摘要】
1.一种固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，包括主控制器、中空的弹体（8）、设置于弹体（8）内的燃气发生器（1）、设置于弹体（8）内并将燃气发生器（1）和补燃室连通的喷管，其特征在于：所述喷管包括将燃气发生器（1）的燃料腔（13）密封的封板（4）、与封板（4）密封连接的中空管体（9），管体（9）轴线垂直于封板（4）；在管体（9）壁上垂直于管体（9）轴线方向开有光孔，光孔内密封安装有柱塞滑阀，所述柱塞滑阀上设置有可驱动柱塞滑阀伸入或缩回管体内腔的驱动装置；在封板（4）上开设有N个贯通的进气孔（14），所述进气孔（14）的分布位于管体（9）直径范围内，在N-1个进气孔（14）中设有可将进气孔（14）密封堵塞的堵盖（17），所述堵盖（17）上设有可将堵盖（17）爆破的爆破装置；所述管体（9）外壁与弹体（8）之间的空腔内安装有压力传感器（2），压力传感器（2）与主控制器电连接，主控制器与驱动装置电连接；压力传感器（2）与爆破装置电连接；所述N＞1，且N为正整数。2.根据权利要求1所述的固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，其特征在于：所述燃料腔（13）内依次设有低燃速固体燃料（18）和高燃速固体燃料（19），高燃速固体燃料（19）靠近封板（4）。3.根据权利要求1所述的固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，其特征在于：所述光孔包括至少一个第一贯通孔和至少一个第二贯通孔，所述第一贯通孔内密封安装有第一柱塞滑阀（5），第二贯通孔内密封安装有第二柱塞滑阀（10）；初始位置时，所述第一柱塞滑阀（5）的自由端穿过第一贯通孔且伸入管体（9）内腔，所述第二柱塞滑阀（10）的自由端不伸入管体（9）内腔；所述第一柱塞滑阀（5）上设置有可驱动第一柱塞滑阀（5）的自由端缩回第一贯通孔内的第一拔销器（3），所述第二柱塞滑阀（10）上设置有可驱动第二柱塞滑阀（10）的自由端伸入管体（9）内腔的第二拔销器（7）。4.根据权利要求3所述的固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，其特征在于：所述第一拔销器（3）包括活塞缸（31）、可在活塞缸（31）内移动的活塞杆（32），所述活塞缸（31）与弹体（...
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