阅读说明：本技术 一种推力实时可控、可重复点火与熄火的电控动力装置 (Electric control power device with real-time controllable thrust and capable of repeatedly igniting and extinguishing ) 是由 张伟 鲍立荣 沈瑞琪 叶迎华 于 2018-07-12 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种推力实时可控、可重复点火与熄火的电控动力装置,包括燃烧室壳体、喷管、电极固定套、电极、电控固体推进剂药柱、弹簧、引线端绝缘板、电极固定装置、热防护层、绝缘层、电阻监测器、电压控制器、固定密封端和电极插针。本发明的装置通过改变推进剂药柱起始燃面和燃面电极结构,降低首次点火所需的电压,同时层电极接触、端面燃烧模式保证同一端面可以稳定燃烧；通过电阻监测器和电压控制器配合,调整施加电压,确保产生推力的大小一定；利用电极插针与固定密封端配合使用,既能够对燃烧室起密封作用,又能易于与外部导弹或飞行器装配,达到快速安装和拆卸的目的。(The invention discloses an electric control power device with real-time controllable thrust and repeatable ignition and flameout, which comprises a combustion chamber shell, a spray pipe, an electrode fixing sleeve, an electrode, an electric control solid propellant grain, a spring, a lead end insulating plate, an electrode fixing device, a thermal protection layer, an insulating layer, a resistance monitor, a voltage controller, a fixed sealing end and an electrode contact pin. The device reduces the voltage required by the first ignition by changing the initial combustion surface and combustion surface electrode structures of the propellant grain, and simultaneously ensures that the same end surface can be stably combusted due to the contact of the layer electrode and the end surface combustion mode; the resistance monitor is matched with the voltage controller to adjust the applied voltage to ensure that the generated thrust is constant; the electrode contact pin is matched with the fixed sealing end for use, so that the combustion chamber can be sealed, the assembly with an external missile or aircraft can be easily carried out, and the purposes of quick installation and disassembly are achieved.)

一种推力实时可控、可重复点火与熄火的电控动力装置

技术领域

本发明涉及特种固体发动机领域，具体为一种推力实时可控、可重复点火与熄火的电控动力装置。

背景技术

为满足未来战争对导弹高机动、快响应、高拦截能力的需要，导弹武器装备正在向高机动、快速突防方向发展，要求导弹发动机具备可重复多次启动和推力实时可控能力。液体火箭发动机虽然可实现多次点火，但结构复杂、推进剂有毒且加注时间过长，不符合快速响应作战需求。固体火箭发动机结构简单，发射准备时间短，更适合作为导弹武器动力装置。但固体推进剂发动机在推广应用上存在两大主要缺陷：一方面，固体推进剂熄火后，再次点火困难，无法实现多次启动；另一方面，固体推进剂的燃烧过程不受控，难以实现推力调节。

结合固体推进剂发动机和液体推进剂发动机两者的优点，目前可采取的改进措施：一是优化固体推进剂发动机设计，例如设置发动机喷喉可调节装置，通过增大或减小喷喉截面积调节发动机推力；二是采取改变固体推进剂药柱形状等措施，例如圆筒形、星形等特殊形状，控制固体推进剂的燃烧过程。上述改进方式都属于被动适应固体推进剂的燃烧特性，效果有限，依然无法实现多次启动和灵活的推力调节。

目前可使用的电控固体推进剂虽然满足上述要求，但在药柱燃烧过程中，由于温度及药柱自身长度变化给其自身电阻带来变化，使得同一电压下的燃速加快，不能产生所需恒定推力。例外，由于导弹武器上能够携带的外部供给能源有限，在实现上述要求的过程中降低能量的消耗也是目前导弹武器动力装置所面临的严峻问题。

发明内容

鉴于现有技术的上述不足，本发明所要解决的技术问题是提供一种推力实时可控、可重复点火与熄火的电控动力装置。

实现本发明的目的提供技术方案如下：

一种推力实时可控、可重复点火与熄火的电控动力装置，包括：燃烧室壳体、刚玉绝缘层、硅橡胶绝缘层、热防护层、燃面电极、喷管、电控固体推进剂药柱、电极固定装置、滑动电极、弹簧、电压控制器、固定密封端、电阻监测器、引线端绝缘板、电阻监测器接线和电压控制器接线；

所述的电控固体推进剂药柱装于燃烧室壳体内，电控固体推进剂药柱前端与燃面电极接触，后端与滑动电极接触，弹簧的一端推动滑动电极与电控固体推进剂药柱紧密接触；弹簧的另一端与引线端绝缘板固定；电控固体推进剂药柱依次向外分别为电极固定装置用于固定滑动电极，刚玉绝缘层用于保护和绝缘电极固定装置，以及热防护套用于隔热刚玉绝缘层；热防护套的两侧分别设有电阻监测器接线和电压控制器接线；滑动电极另一侧与电阻监测器接线和电压控制器接线相连；形成的燃烧室内腔通过硅橡胶绝缘层包裹；

固定密封端设置在燃烧室内腔靠近引线端绝缘板的一端；

喷管设置在燃烧室内腔的另一端；

设有电压控制器和电阻监测器分别置于固定密封端内；并分别通过电阻监测器接线和电压控制器接线与滑动电极相连；电压控制器和电阻监测器通过导线带连接，电阻监测器通过导线带将实时监测到的电阻值反馈给电压控制器。

进一步的，燃面电极由电极固定套和电极固定装置所固定，燃面电极与两者之间分别有石棉垫片保持隔热，与电控固体推进剂药柱接触面为多孔结构，具有深度及梯度的内槽。

进一步的，内槽的深度为3mm、梯度为45°。

进一步的，燃面电极分布有个接线孔，其中，接线孔用于连接电阻监测器接线，接线孔用于连接电压控制器接线。

进一步的，电控固体推进剂药柱结构为圆柱型，在与燃面电极相接处的药柱留端面直径大小有一定梯度变化。

进一步的，引线端绝缘板内部设有凹槽可以固定、引出电阻监测器接线和电压控制器接线。

进一步的，电极插针通过螺纹与固定密封端连接，将引出的电压控制器接线转换成电极插针。

本发明相对于现有技术相比具有显著优点：

1.本发明在直接通过施加电压能够点火，根据是否供给能量，实现可重复点火与熄火的基础上；根据导弹或飞行器所需推力要求，电阻监测器实时监测推进剂药柱由于温度及药柱自身长度变化给其自身电阻带来的变化，反馈给电压控制器，电压控制器主动调整所施加电压大小，保证施加在燃面端的电流密度一定，使得电控固体推进剂药柱的燃速不变，进而确保产生推力的大小一定。

2.改变燃面电极和电控固体推进剂起始燃面的结构形状，减少电控固体推进剂药柱与燃面电极的接触面积，有利于降低首次点火工作所需的电压，从而减少对于外部有限供给能量的消耗。同时层电极接触，端面燃烧模式保证同一端面可以稳定燃烧。

3.将接线固定于燃烧室内部，有效利用了燃烧室内部空间，避免了外部接线多占空间、给安装造成的麻烦，同时消除了外部接线给导弹或飞行器飞行轨迹带来的影响。

4.在所述电控动力装置接线引出处使用电极插针和固定密封端，既能够对燃烧室起密封作用，又能够易于与外部导弹或飞行器装配，达到快速安装和拆卸的目的。

附图说明

图1为本发明电控动力装置的结构示意图。

图2为本发明所述燃面电极和滑动电极与推进剂药柱的装配示意图。

图3为本发明所述燃面电极结构示意图。

图4为电极插针与固定密封端连接图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步说明

如图1所示，本发明包括燃烧室壳体1、刚玉绝缘层2、硅橡胶绝缘层3、热防护层4、电极固定套5、燃面电极6、喷管7、石棉垫片8、电控固体推进剂药柱9、电极固定装置10、滑动电极11、弹簧12、电压控制器13、固定密封端14、电极插针15、电阻监测器16和引线端绝缘板17。所述电控固体推进剂药柱9装于燃烧室壳体1内，电控固体推进剂药柱9前端与燃面电极6接触，后端与滑动电极11接触，弹簧12推动滑动电极11与电控固体推进剂药柱9紧密接触，滑动电极11另一侧与电阻监测器接线20和电压控制器接线22相连。由所述电控固体推进剂药柱9依次向外，电极固定装置10固定滑动电极11，刚玉绝缘层2保护和绝缘电极固定装置10，热防护套4隔热刚玉绝缘层2，一侧的电阻监测器接线20和电压控制器接线22分别分布于热防护套4两侧，硅橡胶绝缘层3包裹内部整体，进行绝缘。

如图2所示，上述电控固体推进剂药柱9前端与燃面电极6接触，后端与滑动电极11接触。上述滑动电极11另一侧与电阻监测器接线20和电压控制器接线22相连，与电控固体推进剂药柱9、燃面电极6、电阻监测器16构成电阻监测系统，与电控固体推进剂药柱9、燃面电极6、电压控制器13构成电压控制系统。这种层电极端面接触的接触方式有利于电控固体推进剂9的稳定燃烧。

如图3所示，上述燃面电极6由电极固定套5和电极固定装置10所固定，燃面电极6与两者之间分别有石棉垫片8保持隔热，与电控固体推进剂药柱9接触面留有带一定深度与梯度的内槽，为多孔结构，孔的作用用以排放燃气。上述燃面电极6分布有2个接线孔，接线孔18用以连接电阻监测器接线20，接线孔19用以连接电压控制器接线22。

如图4所示，上述电压控制器13和电阻监测器16分别置于固定密封端14内。电压控制器13和电阻监测器16通过导线带21连接，电阻监测器16通过导线带21将实时监测到的电阻值反馈给电压控制器13。电极插针15通过螺纹与固定密封端14连接。

上述电控固体推进剂药柱9结构为圆柱型，在与燃面电极6相接处的药柱留端面直径大小有一定梯度变化，目的在于保证药柱与电极紧密接触的同时，通过减小与电极的接触面，增大施加电流的分布密度，使得在可点火及稳定燃烧的前提下，降低首次点火电压，减少动力装置上所携带有限供给能量的消耗。

上述弹簧12依靠自身弹力主动实时推动滑动电极11与电控固体推进剂药柱9，保证电控固体推进剂药柱9与燃面电极6时刻保持紧密接触并燃烧。

上述引线端绝缘板17用以支撑弹簧12，同时起到绝缘作用。引线端绝缘板17内部所带凹槽可以固定、引出电阻监测器接线20和电压控制器接线22。

上述电阻监测器16用以实时监测电控固体推进剂药柱9由于温度及药柱自身长度变化给其自身电阻带来的变化，通过导线带21反馈给电压控制器13。

上述电压控制器13根据电阻监测器16反馈的电阻值，实时改变输出的施加电压，保证施加在燃面端的电流密度一定，使得电控固体推进剂药柱9的燃速不变，进而确保产生推力的大小一定。

上述电极插针15通过螺纹与固定密封端14连接，将引出的电压控制器接线22转换成电极插针15，与外部导弹或飞行器装置装配，简化安装与拆卸过程。

上述燃烧室壳体1与喷管7通过螺栓连接，构成整个动力装置的燃烧室。电控固体推进剂药柱9燃烧所产生的气体经喷管7膨胀加速喷出，形成推力。

上述固定密封端14通过螺栓与燃烧室1连接。通过螺栓可将整个电控动力装置固定在导弹或飞行器上，与电极插针15配合使用，达到快速安装和拆卸的目的。

主要工作过程为：本发明中的正、负极接线分别与外部直流电源两端连接。起始时，根据推进剂点火性能要求给与初始点火电压，设定所要施加电压，接通电路，动力装置点火开始工作，产生所需推力。在工作过程中，随着推进剂燃烧，推进剂自身电阻会改变，根据所需推力要求，电阻检测器实时监测推进剂药柱电阻的变化，反馈给电压控制器，电压控制器主动调整所施加电压大小，保证施加在燃面端的电流密度一定，使得电控固体推进剂药柱的燃速不变，进而确保产生推力的大小一定。若要改变推力，可通过改变施加的电压来实现。当按照需求关闭电源，动力装置立刻主动熄火，停止产生推力。停止工作后，再次施加电压，动力装置可再次点火。整个工作过程可实现重复点火与熄火。

本发明中，电压控制器与电阻检测器共同构成了一个类恒流源的器件。

上述燃面电极与电控固体推进剂药柱接触面处留有带一定深度与梯度的内槽，减少电控固体推进剂与燃面电极的接触面积，降低了首次点火电压。内槽的深度为3mm、梯度为45°。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已。显然，本发明不限于以上实施例，还可以有很多变形。本领域的普通技术人员能从本发明公开的内容中所作的任何修改、等同替换、改进等，均应认为是本发明的保护范围。