阅读说明：本技术 一种多脉冲固体火箭发动机 (Multi-pulse solid rocket engine ) 是由 马立坤 冯运超 夏智勋 段炼 李洋 何志成 于 2020-05-18 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种多脉冲固体火箭发动机,包括发动机壳体、前封头、喷管,还包括：外电极,具有多个致密排列的蜂窝状通孔,每个蜂窝状通孔的内腔作为一个燃烧室且截面呈正多边形；内电极,具有中心距离边缘不等距离的截面,一端连接内电极固定座；电控固体推进剂,装填于外电极与内电极之间；电源,一极连接外电极、另一极连接内电极。本发明通过将外电极设计成具有多个致密排列的蜂窝状通孔结构,且每个蜂窝状通孔的内腔作为一个燃烧室,并将蜂窝状燃烧室作为外电极整体连接到电源的一极,在不显著降低发动机质量比的同时,既可以获得较大推力,又可以满足电控固体推进剂的工作特性,实现多脉冲固体火箭发动机的重复启动和推力可调。(The invention discloses a multi-pulse solid rocket engine, which comprises an engine shell, a front seal head and a spray pipe, and also comprises: the outer electrode is provided with a plurality of densely arranged honeycomb-shaped through holes, the inner cavity of each honeycomb-shaped through hole is used as a combustion chamber, and the cross section of each honeycomb-shaped through hole is in a regular polygon shape; the inner electrode is provided with a cross section with the center at unequal distances from the edge, and one end of the inner electrode is connected with the inner electrode fixing seat; the electric control solid propellant is filled between the outer electrode and the inner electrode; one pole of the power supply is connected with the outer electrode, and the other pole is connected with the inner electrode. According to the invention, the outer electrode is designed to be provided with a plurality of densely arranged honeycomb-shaped through hole structures, the inner cavity of each honeycomb-shaped through hole is used as a combustion chamber, and the honeycomb-shaped combustion chamber is used as the outer electrode and is integrally connected to one pole of a power supply, so that the mass ratio of the engine is not remarkably reduced, a larger thrust can be obtained, the working characteristics of the electric control solid propellant can be met, and the repeated starting and the thrust adjustment of the multi-pulse solid rocket engine are realized.)

一种多脉冲固体火箭发动机

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机技术领域，具体是一种多脉冲固体火箭发动机。

背景技术

固体火箭发动机具有结构简单、经济性好、可靠性高等特点，被广泛应用于航空航天和国防领域，可为导弹、太空飞行器等装置提供动力。固体火箭发动机是使用固体推进剂作为燃料的火箭发动机，固体推进剂易储存、质量比高、使用方便、容易运输，但是与液体火箭发动机或固液混合火箭发动机相比，固体火箭发动机存在的最大缺陷在于：一方面固体推进剂熄火后再次点火困难，无法实现重复启动；另一方面，固体推进剂在燃烧过程中不受控，无法像液体推进剂发动机一样利用阀门等装置控制液体推进剂流量等参数，进而控制推进剂燃烧，上述两方面原因极大地限制了固体火箭发动机的应用范围。

虽然可以采用一些方案来控制固体火箭发动机的推力，如改变推进剂药柱的形状结构、分段装药、改变不同位置推进剂的燃速，但是这些方式都按照既定的推力曲线工作，并不能实时随机地控制推力。还有些方案如调节喷管喉部面积、控制推进剂的质量燃速、使用可脉冲式提供燃料的胶状推进剂等能够实时控制推力，或者先通过降压、喷射灭火剂等方式使发动机熄火，再通过能多次启动的点火系统实现发动机的再启动，但是这些方案的技术都较为复杂，能达到的效果有限。

电控固体推进剂具有特殊的电控性能，是一种具有电控效应的钝感推进剂，通电即燃烧、断电即熄灭，突破了传统固体推进剂不能随意熄火和再启动的固有障碍。输入一定的电流能使该推进剂点火燃烧，断电后火焰立即熄灭，在燃烧过程中，还可以通过改变输入电流或电压的大小调节其燃速，从而实时控制固体火箭发动机的推力并可重复启动，以一种简单的方式随机、精确地控制推力；然而，受电控固体推进剂自身特性的影响，其燃面较小、燃烧喷射效率较低，限制了电控固体推进剂火箭发动机的推力。

现有技术中，外电极是在一个整体金属圆柱体的基础上，均匀布置多个圆孔空间，用于放置多个圆管状的电控固体推进剂单元，能够控制每个电控固体推进剂单元的点火、燃烧和熄灭。这种方式扩大了推力调节范围，但是电极的质量较大导致发动机的质量比较低，并不能解决电控固体推进剂火箭发动机的推力较小的问题；现有技术还采用在电控固体推进剂中嵌入多根电极的方式以扩大电控固体推进剂的燃面，从而增大推力，但是由于嵌入电极的表面积较小，能达到的效果有限。

发明内容

本发明针对所要解决的技术问题，提供一种多脉冲固体火箭发动机，用以解决传统电控固体推进剂火箭发动机推力较小的问题。

为了解决上述技术问题，本发明是通过以下技术方案实现的：一种多脉冲固体火箭发动机，包括内部为中空结构的发动机壳体、套接在所述发动机壳体一端的前封头、套接在所述发动机壳体另一端的喷管，还包括：

外电极，具有多个致密排列的蜂窝状通孔，每个所述蜂窝状通孔的内腔作为一个燃烧室且截面呈正多边形；

内电极，具有中心距离边缘不等距离的截面，与所述蜂窝状通孔数量相同且嵌入到每个所述蜂窝状通孔的中心，其中靠近所述前封头的一端固定连接内电极固定座；

电控固体推进剂，装填于所述外电极与内电极之间；

电源，一极通过导线电连接到所述外电极、另一极通过导线电连接到多个相互并联的所述内电极、中间耦合连接控制系统以实时调节所述电源的输出功率；

当电源与电控固体推进剂之间的电路导通时，电源与外电极、电控固体推进剂、内电极构成闭合回路，各所述蜂窝状通孔内的电控固体推进剂同时通电点火燃烧，使发动机产生推力；

当电源与电控固体推进剂之间的电路断开时，各所述蜂窝状通孔内的电控固体推进剂同时断电熄灭，使发动机停止产生推力；

当通过所述控制系统调节加载到内电极与外电极之间的功率时，各所述蜂窝状通孔内的电控固体推进剂燃速改变，调节发动机的推力。

进一步的，所述固体火箭发动机还包括绝缘绝热层，所述绝缘绝热层覆盖在发动机壳体、前封头和喷管的内壁面。

进一步的，所述固体火箭发动机还包括与所述外电极两端相抵用于固定所述电控固体推进剂的挡药板，所述电极固定座与前封头之间形成填充腔，所述填充腔内装有密封软胶。

进一步的，所述电控固体推进剂至少包括氧化剂、金属燃料、粘合剂和添加剂，由氧化剂、金属燃料、粘合剂和添加剂按5～6:1～2：0.5～1.5:1.5～2.5的质量分数比例混合配置而成。

进一步的，所述氧化剂为硝酸羟胺、硝酸铵、高氯酸盐中的任意一种或几种混合；所述金属燃料为镁粉、铝粉、硼粉中的任意一种或几种混合；所述粘合剂为聚乙烯醇和/或甲基纤维素；所述添加剂为燃速催化剂和/或固化剂。

进一步的，所述内电极沿自身长度方向的截面为星形、风车形、齿轮形、三叶形、多刺形中的任意一种。

进一步的，所述电源提供电能的形式为交流电、直流电或电容放电中的任意一种。

进一步的，所述发动机壳体分别通过螺纹与所述喷管和前封头可拆卸连接。

进一步的，所述发动机壳体分别通过法兰与所述喷管和前封头可拆卸连接。

进一步的，所述绝缘绝热层采用电木、酚或四氟乙烯中的任意一种或几种材料混合制作而成。

与现有技术相比，本发明的有益之处是：

一、本发明提供的多脉冲固体火箭发动机通过将外电极设计成具有多个致密排列的蜂窝状通孔结构，且每个蜂窝状通孔的内腔作为一个燃烧室，并将蜂窝状燃烧室作为外电极整体连接到电源的一极，在不显著降低发动机质量比的同时，既可以获得较大推力，又可以满足电控固体推进剂的工作特性，实现多脉冲固体火箭发动机的重复启动和推力可调。

二、本发明通过将内电极设计成具有中心距离边缘不等距离的截面，如星形、风车形、齿轮形、三叶形、多刺形等，实现内电极与电控固体推进剂的较大面积接触，有助于增大电控固体推进剂的初始燃烧面积。

三、本发明省去了传统火箭发动机的点火装置，在实时控制发动机推力的同时，能实现较大的推力，在需要产生大推力的多脉冲火箭发动机领域具有广阔的应用前景。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

下面结合附图对本发明进一步说明：

图1是本发明所述固体火箭发动机的部分立体结构图；

图2是本发明所述固体火箭发动机的的全剖视图；

图3是图2的截面视图；

图4是实施例一中外电极的截面视图；

图5是实施例一中内电极的立体结构图；

1、外电极；2、内电极；3、固体推进剂；4、绝缘绝热层；5、发动机壳体；6、前封头；7、喷管；8、电源；9、内电极固定座；10、导线；11、填充腔；12、挡药板；13、蜂窝状通孔。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

实施例一

如图1-图2所示的一种多脉冲固体火箭发动机，包括外电极1、内电极2、固体推进剂3、绝缘绝热层4、发动机壳体5、前封头6、喷管7、电源8、内电极固定座9、导线10以及挡药板12，所述发动机壳体5内部为中空结构、两端通过螺纹或法兰分别可拆卸地连接前封头6和喷管7；省去了传统火箭发动机的点火装置，在实时控制发动机推力的同时，能实现较大的推力，在需要产生大推力的多脉冲火箭发动机领域具有广阔的应用前景。

如图3-图4所示，所述外电极1具有19个致密排列的蜂窝状通孔13，各通孔之间紧密相邻，每个所述蜂窝状通孔13的内腔作为一个燃烧室，在本实施例中每个所述蜂窝状通孔13截面呈边长为20mm的正六边形。

所述内电极2具有中心距离边缘不等距离的截面，通俗的说就是内电极的截面有部分外延距离中心近，有部分外延距离中心远；与所述外电极1的蜂窝状通孔13数量相同且嵌入到每个所述蜂窝状通孔13的中心，其中靠近所述前封头6的一端向填充腔11一侧延伸而出，通过螺纹固定连接到由金属材质制成的内电极固定座9上，进而使得内电极2在电路上形成并联。

所述电控固体推进剂3装填于所述外电极1与内电极2之间，在本实施例中，在装填时，将19个内电极2固定于每个外电极1的蜂窝状通孔13内之后，将配置好的胶黏状的电控固体推进剂3浇注于外电极1的每个内孔中，在室温下放置3-7天，便可固化成型。

所述电源8一极通过导线10电连接到所述外电极1、另一极通过导线10电连接到多个相互并联的所述内电极2、中间耦合连接控制系统以实时调节所述电源8的输出功率，所述绝缘绝热层4覆盖在发动机壳体5、前封头6和喷管7的内壁面，可以采用胶粘的方式固定，主要目的在于使内电极2、外电极1、内电极固定座9以及燃烧产物中的带电粒子与发动机壳体5等部件进行绝缘、另外还可以起到绝热的作用；所述挡药板12与所述外电极1两端相抵用于固定所述电控固体推进剂3；所述电极固定座9与前封头6之间形成填充腔11，所述填充腔11内装有密封软胶，密封软胶用于起到密封、绝缘和一定的热防护作用。

作为优选，如图5所示，在本实施例中，选用截面为六角星形的内电极2，六角星形的内电极2具有较大的表面积，实现内电极2与电控固体推进剂3的较大面积接触，有助于增大电控固体推进剂3的初始燃烧面积，进而增大对发动机的推力。

作为优选，所述电源8提供电能的形式为交流电、直流电或电容放电中的任意一种，所述电源可以是专用电源，也可以是与火箭弹体上其它系统共用的电源。

作为优选，所述绝缘绝热层4采用电木、酚或四氟乙烯中的任意一种或几种材料混合制作而成，在本实施例中进一步优选为电木。

当电源8与电控固体推进剂3之间的电路导通时，电源8与外电极1、电控固体推进剂3、内电极2构成闭合回路，各所述蜂窝状通孔13内的电控固体推进剂3同时通电点火燃烧，进而使发动机产生推力；

在发动机的工作过程中，当电源8与电控固体推进剂3之间的电路断开时，各所述蜂窝状通孔13内的电控固体推进剂3同时断电熄灭，进而使发动机停止产生推力；

在发动机的工作过程中，当通过所述控制系统调节加载到内电极2与外电极1之间的功率时，各所述蜂窝状通孔13内的电控固体推进剂3的燃速随之改变，进而调节发动机的推力。

作为优选，所述电控固体推进剂3包括氧化剂、金属燃料、粘合剂和添加剂，其中所述氧化剂为硝酸羟胺、硝酸铵、高氯酸盐中的任意一种或几种混合；所述金属燃料为镁粉、铝粉、硼粉中的任意一种或几种混合；所述粘合剂为聚乙烯醇和/或甲基纤维素；所述添加剂为燃速催化剂和/或固化剂。

在本实施例中，所述电控固体推进剂3的成分和质量分数配比为：

氧化剂(硝酸羟胺、硝酸铵、高氯酸盐中的一种或几种)：55％；

粘合剂(聚乙烯醇、甲基纤维素中的一种或两种)：15％；

金属燃料(镁粉、铝粉、硼粉中的一种或几种)：10％；

添加剂(燃速催化剂、固化剂中的一种或两种)：20％。

本发明所述多脉冲固体火箭发动机的具体使用过程是：

首先启动电源8，电源8与外电极1、电控固体推进剂3、内电极2构成闭合回路，电路导通，所有蜂窝状通孔13内的电控固体推进剂3同时开始通电点火燃烧，进而使发动机产生推力；在电控固体推进剂3的燃烧过程中，主动调节电源8的输出功率，加载到内电极2与外电极1之间的电功率随之改变，所有蜂窝状通孔13内的电控固体推进剂3的燃速随之改变，进而调节发动机的推力；在电控固体推进剂3的燃烧过程中，主动断开电源8与电控固体推进剂3之间的电路，所有蜂窝状通孔13内的电控固体推进剂3同时断电熄灭，进而使发动机停止产生推力。

本发明通过将外电极1设计成具有多个致密排列的蜂窝状通孔结构，且每个蜂窝状通孔13的内腔作为一个燃烧室，并将蜂窝状燃烧室作为外电极整体连接到电源的一极，在不显著降低发动机质量比的同时，既可以获得较大推力，又可以满足电控固体推进剂3的工作特性，实现多脉冲固体火箭发动机的重复启动和推力可调。

实施例二

如附图1-图2所示的另一种多脉冲固体火箭发动机，包括外电极1、内电极2、固体推进剂3、绝缘绝热层4、发动机壳体5、前封头6、喷管7、电源8、内电极固定座9、导线10以及挡药板12；与实施例一的区别在于：在本实施例中，所述外电极1具有m个致密排列的蜂窝状通孔(m为大于19且以7为等差递增的整数)，在增加蜂窝状通孔后，可以进一步提高本实施例的推力，以满足更大推力要求。

实施例三

如附图1-图2所示的另一种多脉冲固体火箭发动机，包括外电极1、内电极2、固体推进剂3、绝缘绝热层4、发动机壳体5、前封头6、喷管7、电源8、内电极固定座9、导线10以及挡药板12；与实施例一的区别在于：在本实施例中，每个所述蜂窝状通孔13截面呈正n边形(n为大于6的整数)，当蜂窝状通孔13的面更多时，可以增大内电极2与固体推进剂3的接触面积，进一步有助于增大固体推进剂3的初始燃烧面积。

实施例四

如附图1-图2所示的另一种多脉冲固体火箭发动机，包括外电极1、内电极2、固体推进剂3、绝缘绝热层4、发动机壳体5、前封头6、喷管7、电源8、内电极固定座9、导线10以及挡药板12；与实施例一的区别在于：所述内电极2沿自身长度方向的截面为风车形、齿轮形、三叶形、多刺形以及其他多边星形中的任意一种；采用其他形状截面的内电极2可以根据实际应用需要选择，应用范围广泛。

实施例五

如附图1-图2所示的另一种多脉冲固体火箭发动机，包括外电极1、内电极2、固体推进剂3、绝缘绝热层4、发动机壳体5、前封头6、喷管7、电源8、内电极固定座9、导线10以及挡药板12；与实施例一的区别在于：在本实施例中，所述电控固体推进剂3的成分和质量分数配比为：

氧化剂(硝酸羟胺、硝酸铵、高氯酸盐中的一种或几种)：50％；

粘合剂(聚乙烯醇、甲基纤维素中的一种或两种)：20％；

金属燃料(镁粉、铝粉、硼粉中的一种或几种)：15％；

添加剂(燃速催化剂、固化剂中的一种或两种)：15％。

实施例六

如附图1-图2所示的另一种多脉冲固体火箭发动机，包括外电极1、内电极2、固体推进剂3、绝缘绝热层4、发动机壳体5、前封头6、喷管7、电源8、内电极固定座9、导线10以及挡药板12；与实施例一的区别在于：在本实施例中，所述电控固体推进剂3的成分和质量分数配比为：

氧化剂(硝酸羟胺、硝酸铵、高氯酸盐中的一种或几种)：60％；

粘合剂(聚乙烯醇、甲基纤维素中的一种或两种)：10％；

金属燃料(镁粉、铝粉、硼粉中的一种或几种)：5％；

添加剂(燃速催化剂、固化剂中的一种或两种)：25％。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。