一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机制造技术

本发明专利技术公开了一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机，包括主发动机和与所述主发动机同轴设置的副发动机，所述主发动机包括主发动壳体，所述主发动壳体内设有主燃烧室，所述主燃烧室内填充有主固体推进剂，所述主发动壳体一端设有若干绕所述主发动机轴心设置的主喷口，所述主喷口与所述主燃烧室连通，所述副发动机设于所述主发动机上远离所述主喷口的一端，所述副发动机包括副壳体，所述副壳体直径小于所述主发动壳体直径，所述副壳体内设有副燃烧室，所述副燃烧室内设有副固体推进剂，所述副壳体上靠近所述主喷口的一端设有若干副喷口。本发明专利技术具有四种点火方式，可根据不同使用要求选择点火方式，从而满足各种不同射程、射速需求。射速需求。射速需求。

【技术实现步骤摘要】
一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机


[0001]本专利技术涉及火箭发射的
，特别是双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机的


技术介绍

[0002]武器弹药的多功能设计是军事装备发展方向之一，武器弹药中的重要一环是固体发动机，由于固体火箭发动机具有结构简单、工作可靠、使用方便等优势，使其不仅在武器装备上有很大的应用前景，近年来在民用方面如增雨弹、灭火弹等也有了广泛的应用。火箭弹在部队（装备和训练）、民用（如增雨弹、灭火弹、矿用火箭弹等）领域有着广泛的应用。
[0003]火箭发动机是使火箭弹能够飞行的动力装置，目前部队装备、民用及在研的火箭弹大多采用固体火箭发动机。稳定装置是使火箭弹能够按预定的姿态及弹道在空中稳定的装置，涡轮式稳定装置是利用火箭发动机的多个倾斜喷管产生的导转力矩使火箭弹绕纵轴高速旋转，高速旋转产生的陀螺效应使火箭弹稳定飞行。对于民用火箭弹（降雨、灭火等）、训练用火箭弹、近程值守型火箭弹，目前定型的固体火箭弹大多采用单燃烧室、单推力的结构，采用固体推进剂为其提供动力，只具有单一射程和转速，使用限制较大，无法满足各种不同射程、射速需求。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的就是解决现有技术中的问题，提出一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机，具有四种点火方式，可根据不同使用要求选择点火方式，从而满足各种不同射程、射速需求。
[0005]为实现上述目的，本专利技术提出了一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机，包括主发动机和与所述主发动机同轴设置的副发动机，所述主发动机包括主发动壳体，所述主发动壳体内设有主燃烧室，所述主燃烧室内填充有主固体推进剂，所述主发动壳体一端设有若干绕所述主发动机轴心设置的主喷口，所述主喷口与所述主燃烧室连通，所述副发动机设于所述主发动机上远离所述主喷口的一端，所述副发动机包括副壳体，所述副壳体直径小于所述主发动壳体直径，所述副壳体内设有副燃烧室，所述副燃烧室内设有副固体推进剂，所述副壳体上靠近所述主喷口的一端设有若干副喷口，所述主燃烧室内设有与所述主固体推进剂贴合的主点火药盒，所述副燃烧室设有与所述副固体推进剂贴合的副点火药盒；所述主燃烧室与所述副燃烧室之间设有连通的传火通道，所述传火通道内填充有传火火药，且所述传火通道处设有控制其开闭的延期装置，所述传火通道设于靠近所述主点火药盒和所述副点火药盒处。
[0006]作为优选，所述的主点火药盒贴合所述传火通道一端设置，所述的副点火药盒设于所述副燃烧室内远离所述副发动机的一端，所述副固体推进剂上靠近所述传火通道和所述副点火药盒处设有供所述传火通道火焰传递至所述副点火药盒表面的传火间隙。
[0007]作为优选，所述的主喷口和所述副喷口均包括设于喷口中部的缩径段和由所述缩径段分别向两端延伸的第一锥型喷口段、第二锥型喷口段，所述第一锥型喷口段和所述第二锥型喷口段均由靠近所述缩径段端至远离所述缩径段端直径逐渐增大。
[0008]作为优选，所述的第一锥型喷口段设于靠近所述主燃烧室、所述副燃烧室的一端，所述第一锥型喷口段两侧内壁之间夹角为60
°
，所述第二锥型喷口段两侧内壁之间夹角为24
°
。
[0009]作为优选，所述的主喷口和所述副喷口分别相对所述主发动机轴线、所述副发动机轴线倾斜设置，且所述主喷口与所述副喷口倾斜方向相同。
[0010]作为优选，所述主喷口倾角为27
°
，所述副喷口倾角为15
°
。
[0011]作为优选，所述的延期装置为电拔销器，所述电拔销器销头朝向所述传火通道设置。
[0012]作为优选，所述主发动壳体还包括设于远离所述副发动机端的主喷管，所述主燃烧室设于所述主发动壳体和所述主喷管之间，所述主喷口设于所述主喷管上，所述主喷管与所述主固体推进剂之间设有主挡药板和主密封片。
[0013]作为优选，所述副壳体包括设于靠近所述主发动机端的副喷管，所述主发动壳体与所述副喷管固定连接，所述副燃烧室设于所述副喷管与所述副壳体之间，所述副喷管与所述副固体推进剂之间设有副挡药板和副密封片，所述主发动壳体与所述副喷管固定连接。
[0014]作为优选，所述的主发动壳体外壁还设有若干尾翼，所述尾翼一端通过翼座与所述主发动壳体外壁铰接连接，所述翼座上设有用于驱动所述尾翼绕所述翼座向远离所述主发动壳体方向翻转展开的扭簧。
[0015]本专利技术一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机的有益效果：本专利技术通过将将主发动机和副发动机结合，使得本申请发动机根据不同的需求，具有四种发射方式，主发动机单独工作，低初速、低转速、小射程；副发动机单独工作，低初速、高转速、小射程；主副发动机同时工作，高初速、高转速、大射程；主、副发动机连续工作，低初速、低转速、大射程。满足各种不同射程、不同速度、不同转速的射击需求，一机多用。
[0016]本专利技术的特征及优点将通过实施例结合附图进行详细说明。
附图说明
[0017]图1是本专利技术一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机的主视结构示意图。
[0018]图2是本专利技术一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机的主视剖面结构示意图。
[0019]图3是本专利技术一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机的副喷管侧视结构示意图。
[0020]图4是图3中A
‑
A剖面结构示意图。
[0021]图5是图3中B
‑
B剖面结构示意图。
[0022]图6是本专利技术一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机的主喷管侧视结构示意图。
[0023]图7是图3中E
‑
E剖面结构示意图。
[0024]图8是本专利技术一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机使用时结构示意图。
[0025]其中：1
‑
副壳体；2
‑
副点火药盒；4
‑
副固体推进剂；5
‑
副挡药板；6
‑
副密封片；7
‑
副喷管；9
‑
主发动壳体；11
‑
主固体推进剂；12
‑
主挡药板；13
‑
主密封片；14
‑
主喷管；17
‑
尾翼；19
‑
扭簧；20
‑
主点火药盒；21
‑
延期装置；22
‑
传火通道；23
‑
传火火药；24
‑
传火间隙；25
‑
缩径段；26
‑
第一锥型喷口段；27
‑
第二锥型喷口段；71
‑
副喷口；91
‑
主燃烧室；101
‑
副燃烧室；141
‑
主喷口
实施方式
为使本专利技术的目的、技术方案和优点更加清楚明了，下面通过附图及实施例，对本专利技术进行进一步详细说明。但是应该理解，此处本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机，包括主发动机和与所述主发动机同轴设置的副发动机，其特征在于：所述主发动机包括主发动壳体（9），所述主发动壳体（9）内设有主燃烧室（91），所述主燃烧室（91）内填充有主固体推进剂（11），所述主发动壳体（9）一端设有若干绕所述主发动机轴心设置的主喷口（141），所述主喷口（141）与所述主燃烧室（91）连通，所述副发动机设于所述主发动机上远离所述主喷口（141）的一端，所述副发动机包括副壳体（1），所述副壳体（1）直径小于所述主发动壳体（9）直径，所述副壳体（1）内设有副燃烧室（101），所述副燃烧室（101）内设有副固体推进剂（4），所述副壳体（1）上靠近所述主喷口（141）的一端设有若干副喷口（71），所述主燃烧室（91）内设有与所述主固体推进剂（11）贴合的主点火药盒（20），所述副燃烧室（101）设有与所述副固体推进剂（4）贴合的副点火药盒（2）；所述主燃烧室（91）与所述副燃烧室（101）之间设有连通的传火通道（22），所述传火通道（22）内填充有传火火药，且所述传火通道（22）处设有控制其开闭的延期装置（21），所述传火通道（22）设于靠近所述主点火药盒（20）和所述副点火药盒（2）处。2.如权利要求1所述的一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机，其特征在于：所述主点火药盒（20）贴合所述传火通道（22）一端设置，所述副点火药盒（2）设于所述副燃烧室（101）内远离所述副发动机的一端，所述副固体推进剂（4）上靠近所述传火通道（22）和所述副点火药盒（2）处设有供所述传火通道（22）火焰传递至所述副点火药盒（2）表面的传火间隙（24）。3.如权利要求1所述的一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机，其特征在于：所述主喷口（141）和所述副喷口（71）均包括设于喷口中部的缩径段（25）和由所述缩径段（25）分别向两端延伸的第一锥型喷口段（26）、第二锥型喷口段（27），所述第一锥型喷口段（26）和所述第二锥型喷口段（27）均由靠近所述缩径段（25）端至远离所述缩径段（25）端直径逐渐增大。4.如权利要求4所述的一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机，其特征在于：所述第一锥型喷...

【专利技术属性】
技术研发人员：张明博，俞志强，徐华军，雷禄，归露晨，
申请(专利权)人：浙江省军工集团股份有限公司，
类型：发明
国别省市：