一种用于无人机发射的气体火箭发动机及设计方法技术

本发明专利技术公开了一种用于无人机发射的气体火箭发动机及设计方法，包括沿气流方向依次同轴设置的进气段、稳流室和尾喷管；进气端与充填有高压空气的高压气瓶相连接；尾喷管包括收缩段和扩张段；收缩段包括大收缩弧和小收缩弧。本发明专利技术将气体火箭发动机作为无人机起飞的动力推进装置，可以实现较大的冲量，能在较短的时间内产生较大的推力，使无人机获得较大的加速度，从而使得发射平台短小，同时能满足100~300kg高重量的无人机实现短时间内快速达到10~20m/s起飞速度要求。另外，气体火箭发动机以高压空气为推进剂，而高压空气可以通过便携式空气压缩机获得，因此推进剂来源充足且经济环保。环保。环保。

【技术实现步骤摘要】
一种用于无人机发射的气体火箭发动机及设计方法


[0001]本专利技术涉及气体火箭发动机设计领域，特别是一种用于无人机发射的气体火箭发动机及设计方法。

技术介绍

[0002]随着科学技术的进步，无人机技术日益成熟，无人机的使用需求和使用规模也不断提升。在抢险救灾、空中侦察和无人作战等领域无人机的现身频率也越来越高。需求的多样化也催生了无人机型号的多样化，特别是固定翼无人机，其可具备较长的巡航能力和较大运载能力，深受人们青睐。
[0003]固定翼无人机起飞时对环境要求较高，特别是要求跑道具有适合的长度。当固定翼无人机仅依靠自身动力装置起飞时，可能会由于加速度较小要达到起飞速度需要较长的跑道，但是这种需求在野外环境下难以满足。为此，希望通过增加无人机起飞时的加速来降低其对跑道长度的需求。这可以从增设助推装置的方法来实现。
[0004]目前已有一些助推方法投入使用，比如用弹簧等储能装置来助推的方法，但是这些方法难以实现较大的冲量。也有一些可以实现大冲量的装置，比如一些小型的液体火箭发动机或固体火箭发动机，但是液体火箭发动机因为涉及液体推本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于无人机发射的气体火箭发动机，其特征在于：包括沿气流方向依次同轴设置的进气段、稳流室和尾喷管；进气段包括沿气流方向依次同轴设置的进气圆筒段、第一过渡弧、第一锥形筒和第二过渡弧；进气圆筒段的进气端与柔性进气管的出气端相连接，柔性进气管的进气端与高压气瓶相连接；高压气瓶内充填高压空气；第一过渡弧用于连接进气圆筒段和第一锥形筒；第一锥形筒为沿气流方向截面积逐渐扩增的扩增筒；第二过渡弧用于连接第一锥形筒和稳流室；稳流室为圆筒形，安装在发动机安装架上，起稳流作用；尾喷管设置在稳流室的尾部，尾喷管沿气流方向依次设置有收缩段和扩张段；收缩段沿气流方向包括依次首尾连接的大收缩弧和小收缩弧；大收缩弧的半径大于小收缩弧的半径。2.根据权利要求1所述的用于无人机发射的气体火箭发动机，其特征在于：第一锥形筒的锥形母线与气体火箭发动机中心轴线所呈的夹角为45
°
。3.根据权利要求1所述的用于无人机发射的气体火箭发动机，其特征在于：扩张段包括第三过渡弧和第二锥形筒；第三过渡弧用于连接收缩段和第二锥形筒；第二锥形筒为沿气流方向截面积逐渐扩增的扩增筒，第二锥形筒的锥形母线与气体火箭发动机中心轴线所呈的夹角为15
°
。4.根据权利要求1所述的用于无人机发射的气体火箭发动机，其特征在于：气体火箭发动机的稳流室通过法兰盘和保护套筒安装在无人机发射平台底部的发动机安装架上；法兰盘焊接在保护套筒的上游端面上，保护套筒的下游端面焊接在稳流室头部，保护套筒同轴套设在进气段外周，用于保护进气段和传递气体火箭发动机推力到法兰盘；进气圆筒段的进气端与柔性进气管的出气端之间采用球头
‑
锥面密封结构，球头
‑
锥面密封结构包括球头、进气段入口锥面和螺母；进气圆筒段的进气端设置有进气段头部外螺纹，进气段头部外螺纹的内壁面设置有锥形的进气段入口锥面；球头同轴焊接在柔性进气管的出气端，且球头的球形头部与进气段入口锥面相切；螺母螺纹连接在进气段头部外螺纹的外周，用于压紧球头，使球头与进气段入口锥面紧密接触以保证密封。5.一种用于无人机发射的气体火箭发动机的设计方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤1、确定推力，具体包括如下步骤：步骤1A、根据无人机要求的起飞速度v和无人机在发射平台上的滑行长度L，确定无人机所需的加速度a；步骤1B、根据无人机质量、无人机发射仰角和步骤1A确定的加速度a，确定气体火箭发动机在发射平台上滑行所需的推力F；步骤2、确定初始压力p0和喉部面积A
t
：根据步骤1中确定的推力F，选择所需高压空气的初始压力p0；根据推力F和初始压力p0，采用体火箭发动机的推力计算公式计算得到喉部面
积A
t
；其中，喉部是指尾喷管中收缩段与扩张段的交接部位；步骤3、计算高压空气质量流量尾喷管出口气流速度v
e
和扩张比ε
e
：根据步骤2确定的初始压力p0和喉部面积A
t
，计算高压空气质量流量尾喷管出口气流速度v
e
和尾喷管中扩张段的扩张比ε
e
；步骤4、设计气体火箭发动机内部构型：根据步骤2和步骤3得到的p0、A
t
、v
e
和ε
e
参数，设计气体火箭发动机内部构型；气体火箭发动机内部构型包括稳流室内部构型参数、收缩段内部构型参数和扩张段内部构型参数；稳流室内部构型参数包括稳流室内径D
c
、稳流室长度L
c1
和稳流室气流入口内径D
in
；收缩段内部构型参数包括收缩段长度L
c2
、收缩比ε
c
、大收缩弧半径R1、小收缩弧半径R2、切点半径y、切点距离喉部的轴向距离h和切点距离收缩段与稳流室交界面的轴向距离H；其中，切点为大收缩弧和小收缩弧的圆弧切点；扩张段内部构型参数包括第二锥形筒长度L
N
、第二锥形筒的扩张半角β、尾喷管出口内径D
e
和第三过渡弧半径R3；步骤5、气体火箭发动机仿真：根据步骤4中设计的气体火箭发动机内部构型和边界条件，运用CFD软件对气...

【专利技术属性】
技术研发人员：苏凌宇，闫常春，钟战，刘延芳，仝毅恒，林伟，王辉，王殿恺，李庚，史强，
申请(专利权)人：中国人民解放军战略支援部队航天工程大学，
类型：发明
国别省市：