一種分布式進氣道固體火箭發動機噴管擴張段補充燃燒裝置的制作方法

本發明涉及一種補充燃燒裝置，具體的說是涉及一種分布式進氣道固體火箭發動機噴管擴張段補充燃燒裝置。

背景技術：

固體燃料廣泛用于各種戰略、戰術導彈。但是固體燃料比沖低，燃料燃燒不充分，含有大量CO、H₂等可燃氣體。目前，對于燃氣的補充燃燒主要是在燃燒室內。現有的補充燃燒裝置均是利用進氣道將空氣引入燃燒室，配合貧氧推進劑，將燃氣與空氣在燃燒室混合再燃燒，實現提高比沖的目標。燃氣二次注射是一種實現推力矢量控制的技術，但其主要機理是從燃燒室引入高壓燃氣，注入噴管擴張段，形成激波，出現局部推力不均，從而實現推力矢量控制。但該技術并沒有在噴管擴張段進行二次燃燒，發動機助推力會略有減小。因此，設計一種裝置實現噴管擴張段補充燃燒具有重要的實用價值。

技術實現要素：

本發明的目的是為了利用環境中的O₂使固體推進劑充分燃燒而提供一種分布式進氣道固體火箭發動機噴管擴張段補充燃燒裝置。

本發明的目的是這樣實現的：在彈體的中間段軸對稱安裝有四個進氣道，每個進氣道與彈體之間設置有附面層隔道，每個進氣道均由入口段、隔離段、附加擴張段組成，每個進氣道的上方設置有彈翼、內部設置有空氣入射口，每個空氣入射口的端部設置有堵蓋，每個入口段設置有可移動的楔形板。

本發明還包括這樣一些結構特征：

1.所述可移動的楔形板安裝在附面層隔道上設置的滑軌上。

與現有技術相比，本發明的有益效果是：本發明通過合理設置進氣道，將外界空氣壓縮后引入至噴管擴張段處，使燃氣中未充分燃燒的燃料再次燃燒，釋放熱量，使空氣與燃氣的混合物膨脹做功，提高能量利用率，進而提高推力和比沖。控制楔形板使不同進氣道進氣量不同，從而實現推力矢量控制。也即本發明利用環境中的O₂使固體推進劑充分燃燒，能量利用率高，推力和比沖提高。采用外壓式超音速進氣道，結構簡單易控，操作可行性強。

附圖說明

圖1是本發明的整體結構示意圖；

圖2是本發明側視方向的結構示意圖。

圖中標記說明：1-附面層隔道，2-楔形板，3-隔離段，4-彈翼，5-空氣入射口，6-堵蓋，7-附加擴張段。

具體實施方式

下面結合附圖與具體實施方式對本發明作進一步詳細描述。

結合圖1和圖2，本發明在彈體中段軸對稱安裝四個進氣道，將空氣引入噴管擴張段進行補充燃燒。進氣道為方形，安裝在彈體中段，入口處有楔形板對空氣進行壓縮，由楔形板2對高馬赫數來流進行壓縮，使來流減速增壓。彈體與進氣道之間有附面層隔道1來阻止進氣道吸入低能附面層，提高總壓恢復系數，隔離段3減小流場畸變。彈翼4安裝在進氣道上，是導彈穩定飛行。當導彈飛行速度達到一定馬赫數時，堵蓋6打開，空氣入射口便于附加擴張段相通，進而開始補充燃燒，空氣經過壓縮后由空氣入射口5進入附加擴張段7進行補充燃燒，膨脹做功，從而提高推力和比沖，提高能量利用率。通過楔形板2調節不同進氣道的進氣量，從而實現推力矢量控制。

本發明的工作原理是：本發明在導彈彈體上安裝外壓式超音速進氣道，將高馬赫數來流空氣減速增壓。通過進氣道中的楔形板可以適當控制空氣流量。經過擴壓段和隔離段后，空氣以音速進入噴管擴張段，與燃氣發生反應，利用釋放的熱量使燃氣與空氣的混合物膨脹做功。噴管擴張段分為兩部分，空氣入射縫口前為固定部分，空氣入射口后為附加部分，控制不同進氣道的流量,使進入附加擴張段的空氣流量不均，進而產生側向力，實現推力矢量控制。當導彈飛行速度達到某一馬赫數時，擴張段處的堵蓋打開，便開始了補充燃燒。擴張段堵蓋打開后，空氣經過進氣道減速增壓，靜壓值大于噴管擴張段處的靜壓值，使的空氣可以進入擴張段進行補充燃燒，注入的空氣使得噴管內流量增加，補充燃燒產生的熱量使空氣與燃氣的混合物膨脹做功，從而增加了推力和比沖。控制楔形板使不同進氣道進氣量不同，從而實現推力矢量控制。不同進氣道的空氣入射量不同，使得擴張段不同部位產生的激波波系和流量分布不均勻，從而產生側向力，從而實現推力矢量控制。進氣道入口設置附面層隔離道和楔形板，以調節進氣道適應不同馬赫數。進氣道與彈體存在一定間距，即附面層隔道，附面層隔道可避免進氣道低能附面層，提高總壓恢復系數，楔形板可以橫向移動，調整進氣道喉部面積，以適應不同的來流馬赫數。

綜上，本發明為一個利用空氣中的氧氣，對固體火箭發動機燃氣在擴張段進行補充燃燒的裝置。該裝置由附面層隔道、半錐體、隔離段、彈翼、空氣入射口、堵蓋和附加擴張段組成。本發明進氣道為方形，來流空氣經過楔形板壓縮后，減速增壓，經過隔離段穩定后由空氣入射口進入附加擴張段，在擴張段內與燃氣進行反應放熱，膨脹做功，從而提高推力和比沖。控制楔形板調節不同進氣道的流量，從而產生側向力，從而實現推力矢量控制。