[发明专利]一种固冲发动机的进气调节结构

说明书

技术领域

本发明涉及亚燃速冲压发动机技术领域，具体地说，涉及一种可变进气方式的亚燃速冲压发动机进气结构。

背景技术

推力调节技术是固体发动机的一个重要领域,与推力预定的单室双推力发动机、脉冲发动机相比，前者更能合理地分配推进剂能量，根据飞行器需要调节其推力,也是未来固冲火箭发机的发展趋势。

目前，国内外相关的研究机构都致力于推力控制方面的研究，比较典型的几种推力可调的固体火箭发动机结构有:调节喷管喉部面积的发动机，控制推进剂质量燃速及熄火发动机，加质型发动机，这些发动机已经较好的应用于固体火箭上，但是，随之也会带来一些新的问题；如现有公开的技术文献《Double-pulse solid rocket technology at BAYERN-CHEMIE/PROTAC.》(Naumann K W.AIAA 2006-4761)中提出的脉冲发动机，其不足是各个脉冲的推力值要事先安排好，无法在飞行过程中随机改变。当脉冲次数多、工作时间长时,阻燃层、绝热及其可靠性都将是严峻问题。在文献《Thrust Modulation of a Solid Propellant Rocket Engine》(Filho F F.N87-27721)中提出的控制推进剂质量燃速方案,是根据惰性气体喷入燃烧室后能改变推进剂表面火焰结构从而改变推进剂燃速的原理,通过控制喷射来控制燃烧室压力和发动机推力。其方案结构比较简单,调节范围不大。在文献《采用旋转进气强化固冲发动机二次燃烧研究》(推进技术)一文指出，某种工况下有旋进气的燃气燃烧效率明显高于无旋进气工况，可达到22.67％，同时指出不同旋流强度下燃烧效率不同。通过利用不同进气方式和不同旋转强度下的燃烧效率的不同，来控制固冲发动机推力的调节,通过改变结构来调节进气道的流量，改变燃烧室结构实现亚声速状态下的高效率燃烧以及改变喷管的扩张比来解决固冲发动机推力可调问题,从而使得发动机具有高性能。

发明内容

为了避免现有技术存在的不足，本发明提出一种固冲发动机的进气调节结构，通过调节空气进气角度和改变空气有旋或无旋进气方式，实现调节补燃室燃气的掺混，从而改变推力，极大地提高了固冲发动机的推力和机动性。

本发明解决其问题所采用的技术方案是:包括燃气发生器、发动机燃烧室、发动机壳体，其特征在于还包括进气道固定段、进气道可调段、柔性连接段、第一连杆、第二连杆、出口换向球、作动连杆、第一驱动电机、第二驱动电机、换向导槽，两段进气道固定段对称安装在发动机壳体上；进气道固定段一端与进气道可调段一端通过柔性连接段连接,进气道可调段另一端与发动机燃烧室通过出口换向球相连通；两个作动连杆分别固连在进气道可调段上,且位于同一平面内；两段弧形换向导槽位于发动机燃烧室外壳壁上对称设置，第一驱动电机输出轴与作动连杆通过第一连杆连接，第二驱动电机输出轴与作动连杆通过第二连杆连接，第二驱动电机通过换向导槽安装在发动机燃烧室外壳壁上，且第一驱动电机与第二驱动电机之间成90度夹角安装；两个出口换向球径向对称安装在发动机燃烧室外壳壁上，出口换向球中间有通孔，且与进气道可调段出口配合转动换向。

进气道固定段、进气道可调段与柔性连接段接触面上开有密封槽，且添加密封圈密封。

所述出口换向球旋转圆锥角为120°。

有益效果

本发明提出的一种固冲发动机的进气调节结构，通过调节空气进气角度和改变空气有旋进气或无旋进气方式，实现调节补充燃烧室燃气的掺混，在一定范围内对发动机推力进行调节，并解决了在作动过程中由于进气道改变方向带来的动密封问题。进气道固定段安装在发动机壳体上，进气道固定段与进气道可调段通过柔性连接段连接,进气道可调段与发动机燃烧室通过出口换向球相连通；第一驱动电机与第二驱动电机的输出轴分别与作动连杆通过两个连杆连接，第二驱动电机通过换向导槽连接在发动机燃烧室外壳壁上，第一驱动电机与第二驱动电机之间成90度夹角安装，且位于同一平面内；进气道可调段在第一驱动电机和第二驱动电机的共同作用下，在以出口换向球为圆心，顶角为120°的圆锥转动范围内，以任意角度旋转换向。极大地提高了固冲发动机的推力和机动性。本发明固冲发动机的进气调节结构，根据不同需求调节进气角度和改变空气进气方式，实现了发动机内部推力的灵活调节，具有较宽的调节范围，其结构简单且易于实现。

附图说明

下面结合附图和实施方式对本发明一种固冲发动机的进气调节结构作进一步详细说明。

图1为本发明固冲发动机的进气调节结构示意图。