本發(fā)明涉及一種補(bǔ)充燃燒裝置，具體的說是涉及一種分布式進(jìn)氣道固體火箭發(fā)動機(jī)噴管擴(kuò)張段補(bǔ)充燃燒裝置。

背景技術(shù)：

固體燃料廣泛用于各種戰(zhàn)略、戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)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?xì)怏w。目前，對于燃?xì)獾难a(bǔ)充燃燒主要是在燃燒室內(nèi)。現(xiàn)有的補(bǔ)充燃燒裝置均是利用進(jìn)氣道將空氣引入燃燒室，配合貧氧推進(jìn)劑，將燃?xì)馀c空氣在燃燒室混合再燃燒，實現(xiàn)提高比沖的目標(biāo)。燃?xì)舛巫⑸涫且环N實現(xiàn)推力矢量控制的技術(shù)，但其主要機(jī)理是從燃燒室引入高壓燃?xì)?，注入噴管擴(kuò)張段，形成激波，出現(xiàn)局部推力不均，從而實現(xiàn)推力矢量控制。但該技術(shù)并沒有在噴管擴(kuò)張段進(jìn)行二次燃燒，發(fā)動機(jī)助推力會略有減小。因此，設(shè)計一種裝置實現(xiàn)噴管擴(kuò)張段補(bǔ)充燃燒具有重要的實用價值。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是為了利用環(huán)境中的O₂使固體推進(jìn)劑充分燃燒而提供一種分布式進(jìn)氣道固體火箭發(fā)動機(jī)噴管擴(kuò)張段補(bǔ)充燃燒裝置。

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

本發(fā)明還包括這樣一些結(jié)構(gòu)特征：

1.所述可移動的楔形板安裝在附面層隔道上設(shè)置的滑軌上。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的有益效果是：本發(fā)明通過合理設(shè)置進(jìn)氣道，將外界空氣壓縮后引入至噴管擴(kuò)張段處，使燃?xì)庵形闯浞秩紵娜剂显俅稳紵?，釋放熱量，使空氣與燃?xì)獾幕旌衔锱蛎涀龉?，提高能量利用率，進(jìn)而提高推力和比沖?？刂菩ㄐ伟迨共煌M(jìn)氣道進(jìn)氣量不同，從而實現(xiàn)推力矢量控制。也即本發(fā)明利用環(huán)境中的O₂使固體推進(jìn)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(jìn)氣道，結(jié)構(gòu)簡單易控，操作可行性強(qiáng)。

附圖說明

圖1是本發(fā)明的整體結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2是本發(fā)明側(cè)視方向的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖中標(biāo)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(kuò)張段。

具體實施方式

下面結(jié)合附圖與具體實施方式對本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)描述。

結(jié)合圖1和圖2，本發(fā)明在彈體中段軸對稱安裝四個進(jìn)氣道，將空氣引入噴管擴(kuò)張段進(jìn)行補(bǔ)充燃燒。進(jìn)氣道為方形，安裝在彈體中段，入口處有楔形板對空氣進(jìn)行壓縮，由楔形板2對高馬赫數(shù)來流進(jìn)行壓縮，使來流減速增壓。彈體與進(jìn)氣道之間有附面層隔道1來阻止進(jìn)氣道吸入低能附面層，提高總壓恢復(fù)系數(shù)，隔離段3減小流場畸變。彈翼4安裝在進(jìn)氣道上，是導(dǎo)彈穩(wěn)定飛行。當(dāng)導(dǎo)彈飛行速度達(dá)到一定馬赫數(shù)時，堵蓋6打開，空氣入射口便于附加擴(kuò)張段相通，進(jìn)而開始補(bǔ)充燃燒，空氣經(jīng)過壓縮后由空氣入射口5進(jìn)入附加擴(kuò)張段7進(jìn)行補(bǔ)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(diào)節(jié)不同進(jìn)氣道的進(jìn)氣量，從而實現(xiàn)推力矢量控制。

本發(fā)明的工作原理是：本發(fā)明在導(dǎo)彈彈體上安裝外壓式超音速進(jìn)氣道，將高馬赫數(shù)來流空氣減速增壓。通過進(jìn)氣道中的楔形板可以適當(dāng)控制空氣流量。經(jīng)過擴(kuò)壓段和隔離段后，空氣以音速進(jìn)入噴管擴(kuò)張段，與燃?xì)獍l(fā)生反應(yīng)，利用釋放的熱量使燃?xì)馀c空氣的混合物膨脹做功。噴管擴(kuò)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(jìn)氣道的流量,使進(jìn)入附加擴(kuò)張段的空氣流量不均，進(jìn)而產(chǎn)生側(cè)向力，實現(xiàn)推力矢量控制。當(dāng)導(dǎo)彈飛行速度達(dá)到某一馬赫數(shù)時，擴(kuò)張段處的堵蓋打開，便開始了補(bǔ)充燃燒。擴(kuò)張段堵蓋打開后，空氣經(jīng)過進(jìn)氣道減速增壓，靜壓值大于噴管擴(kuò)張段處的靜壓值，使的空氣可以進(jìn)入擴(kuò)張段進(jìn)行補(bǔ)充燃燒，注入的空氣使得噴管內(nèi)流量增加，補(bǔ)充燃燒產(chǎn)生的熱量使空氣與燃?xì)獾幕旌衔锱蛎涀龉Γ瑥亩黾恿送屏捅葲_。控制楔形板使不同進(jìn)氣道進(jìn)氣量不同，從而實現(xiàn)推力矢量控制。不同進(jìn)氣道的空氣入射量不同，使得擴(kuò)張段不同部位產(chǎn)生的激波波系和流量分布不均勻，從而產(chǎn)生側(cè)向力，從而實現(xiàn)推力矢量控制。進(jìn)氣道入口設(shè)置附面層隔離道和楔形板，以調(diào)節(jié)進(jìn)氣道適應(yīng)不同馬赫數(shù)。進(jìn)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(jìn)氣道低能附面層，提高總壓恢復(fù)系數(shù)，楔形板可以橫向移動，調(diào)整進(jìn)氣道喉部面積，以適應(yīng)不同的來流馬赫數(shù)。

綜上，本發(fā)明為一個利用空氣中的氧氣，對固體火箭發(fā)動機(jī)燃?xì)庠跀U(kuò)張段進(jìn)行補(bǔ)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(kuò)張段組成。本發(fā)明進(jìn)氣道為方形，來流空氣經(jīng)過楔形板壓縮后，減速增壓，經(jīng)過隔離段穩(wěn)定后由空氣入射口進(jìn)入附加擴(kuò)張段，在擴(kuò)張段內(nèi)與燃?xì)膺M(jìn)行反應(yīng)放熱，膨脹做功，從而提高推力和比沖。控制楔形板調(diào)節(jié)不同進(jìn)氣道的流量，從而產(chǎn)生側(cè)向力，從而實現(xiàn)推力矢量控制。