(19)中华人民共和国国家知识产权局
(12)发明专利说明书 | ||
(10)申请公布号 CN 109630315 A (43)申请公布日 2019.04.16 | ||
(21)申请号 CN201910136102.9
(22)申请日 2019.02.25
(71)申请人 中国人民解放军国防科技大学
地址 410073 湖南省长沙市开福区德雅路109号
(72)发明人 马立坤 赵翔 夏智勋 刘冰 李潮隆 王德全 王林
(74)专利代理机构 长沙国科天河知识产权代理有限公司
代理人 邱轶
(51)Int.CI
权利要求说明书 说明书 幅图 |
(54)发明名称
(57)摘要
本发明公开一种固体火箭超燃冲压发动机及弧形燃气发生器、中心喷注装置，所述发动机包括前体、进气道、补燃室、尾喷管、至少一个燃气发生器、至少一个导流管，所述燃气发生器呈弧形，具有一个能容纳固体推进剂的容纳腔，沿平行所述补燃室轴向方向整体或分段固定装配于补燃室或进气道或尾喷管上，或者置于前体内部；所述导流管的喷注装置位于所述补燃室与所述进气道之间，所述喷注装置的近进气道端为导流锥，近补燃室端为掺混增强结构。与现有的固体火箭亚燃和超然冲压发动机相比，本发明提供的发动机的空间运用合理，提高了装填比，缩小了发动机的尺寸，可实现其长程飞行功能；同时有效降低了发动机的热防护压力。 | |
法律状态
法律状态公告日 | 法律状态信息 | 法律状态 |
权 利 要 求 说 明 书
1.一种固体火箭超燃冲压发动机，包括前体、进气道、补燃室、尾喷管、至少一个燃气发生器、至少一个导流管，其特征在于，
所述燃气发生器呈弧形，具有一个能容纳固体推进剂的容纳腔，利用飞行器外壳体与内流道的空间间隙将燃气发生器沿平行所述补燃室轴向方向整体或分段固定装配于补燃室或进气道或尾喷管上，或者置于前体内部；
所述导流管，包括设置在喷口端的喷注装置；所述喷注装置位于所述补燃室与所述进气道之间，且所述喷注装置与所述补燃室同中心轴线；所述喷注装置的近进气道端为导流锥，近补燃室端为掺混增强结构。
2.如权利要求1所述的一种固体火箭超燃冲压发动机，其特征在于，所述燃气发生器的弧度大于0且小于等于2π。
3.如权利要求2所述的一种固体火箭超燃冲压发动机，其特征在于，所述燃气发生器可沿轴向或周向分段设置。
4.如权利要求3所述的一种固体火箭超燃冲压发动机，其特征在于，总的所述燃气发生器容纳腔的腔体体积与固体推进剂的总体积相匹配。
5.如权利要求1所述的一种固体火箭超燃冲压发动机，其特征在于，所述导流管喷注装置的导流锥的母线与中心轴线的夹角≤45度；所述导流锥的母线线型为直线型或流线型中的至少一种；
所述掺混增强结构为波瓣型，且波瓣型壁面上设置有至少一个喷注孔；
6.如权利要求5所述的一种固体火箭超燃冲压发动机，其特征在于，所述导流管喷口端的弯曲角度为大于0度，小于等于90度。
<Claim>7.如权利要求1～6所述的一种固体火箭超燃冲压发动机，其特征在于，所述进气道、补燃室和尾喷管依次连接；所述导流管置于所述燃气发生器轴向的一端。
8.一种固体火箭超燃冲压发动机的弧形燃气发生器，其特征在于，所述燃气发生器呈弧形，具有一个能容纳固体推进剂的容纳腔，利用飞行器外壳体与内流道的空间间隙，将燃气发生器沿平行所述补燃室轴向方向整体或分段固定装配于补燃室或进气道或尾喷管上。
9.一种固体火箭超燃冲压发动机的中心喷注装置，其特征在于，所述喷注装置设置在导流管喷口端，位于所述补燃室与所述进气道之间，且所述喷注装置的中心轴线与所述补燃室的中心轴线重叠；所述喷注装置的近进气道端为导流锥，近补燃室端为掺混增强结构。
说 明 书
技术领域
本发明涉及固体火箭超燃冲压发动机技术领域，尤其是固体火箭超燃冲压发动机及弧形燃气发生器、中心喷注装置。
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