固体-固液组合火箭发动机及其工作方法和飞行器技术

一种固体

【技术实现步骤摘要】
固体
‑
固液组合火箭发动机及其工作方法和飞行器


[0001]本专利技术涉及航空航天
，具体而言，涉及一种固体
‑
固液组合火箭发动机及其工作方法和飞行器。

技术介绍

[0002]现有火箭动力飞行器大多采用助推
‑
巡航两级动力系统模式达到飞行效果，其助推级需要采用一套发动机，其巡航级也需要采用一套发动机；两级动力系统其结构复杂，质量占比较大。

技术实现思路

[0003]本专利技术的目的在于提供一种固体
‑
固液组合火箭发动机及其工作方法和飞行器，以在一定程度上解决现有技术中存在的两级动力系统结构复杂、质量占比较大的技术问题。
[0004]为了实现上述目的，本专利技术提供了以下技术方案：
[0005]一种固体
‑
固液组合火箭发动机，包括发动机壳体和尾喷管；
[0006]所述发动机壳体内设置有依次连接的第一燃烧室和第二燃烧室；所述第一燃烧室的首端连接所述第二燃烧室的尾端，所述第一燃烧室的尾端连接所述尾喷管；
[0007]所述第一燃烧室内设置有第一固体推进剂药柱；所述第二燃烧室内设置有第二固液燃料药柱。
[0008]在上述任一技术方案中，可选地，所述发动机壳体内设置有燃室隔板；
[0009]所述燃室隔板位于所述第一燃烧室与所述第二燃烧室之间，用于阻止所述第一燃烧室与所述第二燃烧室之间连通；
[0010]可选地，所述燃室隔板采用具有隔热和隔离作用的结构；
[0011]可选地，所述燃室隔板采用具有定向破裂性能的结构；所述燃室隔板能够承受来自于所述第一燃烧室在工作过程中作用给所述燃室隔板的最大压力，且来自于所述第二燃烧室在工作过程中作用给所述燃室隔板的压力能够令所述燃室隔板产生破裂，破裂后的所述燃室隔板的碎片经由所述尾喷管脱离出；所述燃室隔板具有预设图案的刻痕。
[0012]在上述任一技术方案中，可选地，所述第一固体推进剂药柱呈环柱形；
[0013]所述第一固体推进剂药柱的外壁与所述发动机壳体的内壁连接；
[0014]所述第一固体推进剂药柱的内壁形成第一燃烧通道。
[0015]在上述任一技术方案中，可选地，所述第一燃烧室的尾端设置有用于点燃所述第一固体推进剂药柱的第一点火器；
[0016]可选地，所述第一燃烧通道呈圆柱形；
[0017]所述发动机壳体呈柱筒形状；
[0018]所述第一燃烧通道的轴线与所述发动机壳体的轴线共线。
[0019]在上述任一技术方案中，可选地，所述第二固液燃料药柱呈环柱形；
[0020]所述第二固液燃料药柱的外壁与所述发动机壳体的内壁连接；
[0021]所述第二固液燃料药柱的内壁形成第二燃烧通道。
[0022]在上述任一技术方案中，可选地，所述发动机壳体内设置有喷注面板和固液燃室挡板；所述喷注面板与所述固液燃室挡板之间形成喷射腔；所述固液燃室挡板设置有连通所述喷射腔和所述第二燃烧通道的通孔；
[0023]所述喷注面板上设置有至少一个喷嘴；
[0024]所述发动机壳体的内壁上设置有位于所述喷射腔内的第二点火器；
[0025]所述第二燃烧通道呈圆柱形；
[0026]所述第二燃烧通道的轴线与所述发动机壳体的轴线共线。
[0027]在上述任一技术方案中，可选地，所述发动机壳体内设置有氧化剂储存室；
[0028]所述氧化剂储存室设置在所述喷注面板远离所述喷射腔的一端；
[0029]所述氧化剂储存室通过氧化剂输送阀门与所述喷嘴连通，所述氧化剂储存室用于提供液体氧化剂给所述喷嘴。
[0030]在上述任一技术方案中，可选地，所述尾喷管远离所述第一燃烧室的一端连接有尾管堵盖；
[0031]所述尾管堵盖用于在所述尾喷管内的压力到达预设压力值时自动脱离所述尾喷管。
[0032]一种飞行器，包括固体
‑
固液组合火箭发动机。
[0033]一种固体
‑
固液组合火箭发动机工作方法，适用于固体
‑
固液组合火箭发动机；该方法包括：
[0034]在火箭发动机初始工作阶段，控制设置于所述第一燃烧室尾端的第一点火器点火，所述第一燃烧室内的第一固体推进剂药柱开始燃烧并产生推力；
[0035]当所述尾喷管内的推力达到预设压力值后，所述尾喷管尾端的尾管堵盖脱离所述尾喷管；
[0036]所述第一固体推进剂药柱燃尽后，火箭发动机进入工作末段；液体氧化剂经由喷注面板的喷嘴进入所述第二燃烧室，同时控制第二点火器点火，位于所述第一燃烧室与所述第二燃烧室之间的燃室隔板破裂，第二固液燃料药柱开始燃烧，为火箭发动机工作末段提供动力；其中，所述发动机壳体内设置有喷注面板和固液燃室挡板，所述喷注面板与所述固液燃室挡板之间形成喷射腔，所述固液燃室挡板设置有连通所述喷射腔和所述第二固液燃料药柱的第二燃烧通道的通孔，所述发动机壳体的内壁上设置有位于所述喷射腔内的第二点火器。
[0037]本专利技术的有益效果主要在于：
[0038]本专利技术提供的固体
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固液组合火箭发动机及其工作方法和飞行器，基于固体火箭发动机和固液火箭发动机的工作特点，令作为固体燃烧室的第一燃烧室和作为固液燃烧室的第二燃烧室呈串联布局设置，合理利用发动机壳体内部空间；与目前已有的助推
‑
巡航两级动力系统模式相比较，固体
‑
固液组合火箭发动机采用固体
‑
固液共燃烧室的组合，仅使用一套推力室结构便可实现两级发动机的工作目标，可去除一套发动机推力室结构，简化了两级动力系统的结构，还可极大降低发动机的冗余质量。
[0039]为使本申请的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合
附图，作详细说明如下。
附图说明
[0040]为了更清楚地说明本专利技术实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本专利技术的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。
[0041]图1为本专利技术实施例提供的固体
‑
固液组合火箭发动机的结构示意图；
[0042]图2为本专利技术实施例提供的固体
‑
固液组合火箭发动机的另一结构示意图；
[0043]图3为本专利技术实施例提供的第一燃烧室的结构截面示意图；
[0044]图4为本专利技术实施例提供的第二燃烧室的结构截面示意图。
[0045]图标：110
‑
发动机壳体；120
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第一燃烧室；121
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第一固体推进剂药柱；1210
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第一燃烧通道；122
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第一点火器；130
‑
第二燃烧室；131...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种固体
‑
固液组合火箭发动机，其特征在于，包括发动机壳体和尾喷管；所述发动机壳体内设置有依次连接的第一燃烧室和第二燃烧室；所述第一燃烧室的首端连接所述第二燃烧室的尾端，所述第一燃烧室的尾端连接所述尾喷管；所述第一燃烧室内设置有第一固体推进剂药柱；所述第二燃烧室内设置有第二固液燃料药柱。2.根据权利要求1所述的固体
‑
固液组合火箭发动机，其特征在于，所述发动机壳体内设置有燃室隔板；所述燃室隔板位于所述第一燃烧室与所述第二燃烧室之间，用于阻止所述第一燃烧室与所述第二燃烧室之间连通；可选地，所述燃室隔板采用具有隔热和隔离作用的结构；可选地，所述燃室隔板采用具有定向破裂性能的结构；所述燃室隔板能够承受来自于所述第一燃烧室在工作过程中作用给所述燃室隔板的最大压力，且来自于所述第二燃烧室在工作过程中作用给所述燃室隔板的压力能够令所述燃室隔板产生破裂，破裂后的所述燃室隔板的碎片经由所述尾喷管脱离出；所述燃室隔板具有预设图案的刻痕。3.根据权利要求1所述的固体
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固液组合火箭发动机，其特征在于，所述第一固体推进剂药柱呈环柱形；所述第一固体推进剂药柱的外壁与所述发动机壳体的内壁连接；所述第一固体推进剂药柱的内壁形成第一燃烧通道。4.根据权利要求3所述的固体
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固液组合火箭发动机，其特征在于，所述第一燃烧室的尾端设置有用于点燃所述第一固体推进剂药柱的第一点火器；可选地，所述第一燃烧通道呈圆柱形；所述发动机壳体呈柱筒形状；所述第一燃烧通道的轴线与所述发动机壳体的轴线共线。5.根据权利要求1所述的固体
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固液组合火箭发动机，其特征在于，所述第二固液燃料药柱呈环柱形；所述第二固液燃料药柱的外壁与所述发动机壳体的内壁连接；所述第二固液燃料药柱的内壁形成第二燃烧通道。6.根据权利要求5所述的固体
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固液组合火箭发动机，其特征在于，所述发动机壳体内设置有喷注面板和固液燃室挡板；所述喷注面板与所述固液燃室挡板之间形成喷射腔；...

【专利技术属性】
技术研发人员：蔡国飙，朱浩，张君豪，田辉，肖明阳，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：