[实用新型]新型双动力串列式巡飞动力装置

说明书

技术领域

本实用新型属于飞行器动力装置技术领域，特别是涉及一种新型双动力串列式巡飞动力装置。

背景技术

通常，一般使用固体火箭发动机作为动力装置的飞行装置结构比较简单，除了弹体、战斗部、制导分系统外，其动力装置通常采用固体火箭发动机，其布局如图1的飞行装置弹体布置图所示。当飞行装置从地面或空中发射后，将按一条预定的飞行轨道方向落地，主要打击已经设定和瞄准好的固定目标，比如：地面上某固定的雷达站、静止不动的车辆、某设施或建筑物等。

由于固体火箭发动机采用固体推进剂，因此与其它类型的发动机(如涡喷发动机、涡扇发动机等)相比，该类发动机存在的主要缺点如下：

(1)推进剂的比冲较小，一般只能达到200～250s的水平，严重影响到飞行装置的射程和有效载荷；

(2)推进药剂工作燃烧时将产生2500～3500℃的高温，燃烧室内壁间、或与弹体间高热防护/隔热的设计和制造问题难以克服，因此无法满足飞行装置进行较长时间工作的技术要求；

(3)推力大小容易受周围环境温度变化产生差异，将影响到弹载导引头的搜索捕获精度和飞行制导的效果，降低飞行装置的飞行控制品质；

(4)动力装置通常采用单一黑火药点燃药柱燃烧工作的方法，难以实施动力装置的重复再启起；

(5)推进剂工作时瞬间加速度较大，导致产生的推力大小不易被控制和调节。

有鉴于上述现有的固体火箭发动机动力装置存在的缺陷，本发明人基于从事此类产品设计制造多年丰富的实务经验及专业知识，并配合学理的运用，积极加以研究创新，以期创设一种新型双动力串列式巡飞动力装置，能够改进一般现有的固体火箭发动机动力装置，使其更具有实用性。经过不断的研究、设计，并经过反复试作样品及改进后，终于创设出确具实用价值的本实用新型。

发明内容

本实用新型的目的在于，克服现有的固体火箭发动机动力装置存在的缺陷，而提供一种新型双动力串列式巡飞动力装置，所要解决的技术问题是使其能够提高推进剂的比冲值，解决高热防护问题，实现重复点火启动，从而更加适于实用。

本实用新型的目的及解决其技术问题是采用以下技术方案来实现。依据本实用新型提出的一种新型双动力串列式巡飞动力装置，包括燃油系统、涡喷发动机、进气道、叉形尾喷管、固体火箭发动机，其中该固体火箭发动机安置在弹体末端；该涡喷发动机加装叉形尾喷管，安装在固体火箭发动机的前部，且该叉形尾喷管的延长段穿出弹体两侧直至弹体末端；该涡喷发动机的前部安设有进气道；该进气道的前部安置燃油系统。

本实用新型的目的及解决其技术问题还采用以下技术措施来进一步实现。

前述的巡飞动力装置，其中所述的涡喷发动机切除收敛尾喷管，加装叉形尾喷管。

前述的巡飞动力装置，其中所述的进气道呈左右对称。

前述的巡飞动力装置，其中所述的燃油系统包括燃油箱、供油管路、油量电子调节装置。

借由上述技术方案，本实用新型一种新型双动力串列式巡飞动力装置可达到相当的技术进步性及实用性，至少具有下列优点：

①极大地提高推进剂的比冲值

改用小型低成本涡喷发动机为核心部件后，航空燃油推进剂的比冲值至少不低于2000～2500s的水平，是原来固体火箭发动机比冲值的10倍左右，有助于提高飞行装置的射程和有效载荷；

②彻底解决了动力装置的高热防护问题

小型低成本涡喷发动机燃烧室内的温度不超过1400℃左右，尾喷管的喷口温度一般仅为750～800℃左右，与原来固体火箭发动机工作燃烧产生2500～3500℃高温相比，可显著降低动力装置对高热防护的技术需求，能满足较长时间的工作需求；

③弹体设计技术和工艺加工方面的更改工作量不大

a.弹体除增加两侧进气道的更改设计外，其余不存在外形上任何设计和加工更改方面的工作量；

b.弹体内部除动力分系统进行技术改造外，飞行装置的其它分系统(如战斗部、制导分系统等)不必更改设计，因此，弹体内部结构设计和加工更改的工作量较小；

c.全系统总重量保持不变，导致飞行装置总体性能修正的理论计算和试验工作量不大；

④具备动力装置可重复点火启动的特性

当飞行装置处于熄火停车状态时，动力装置可依靠机载智能控制中心发出的指令使其重新自动点火启动工作，保证飞行装置继续依靠小型低成本涡喷发动机的动力正常飞行执行任务；

⑤显著改善和提升飞行装置的作战性能