阅读说明：本技术 一种高效消力器 (High-efficient chest-developer ) 是由 张迎港 曾雪宁 于 2020-12-22 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种高效消力器,包括壳体,壳体中央为气室通道,供活塞筒通行,气室通道底端与推力终止装置相连,气室通道两侧沿活塞筒运动方向依次对称设置有一、二级分流通道及一、二级导流板,气室通道顶部为缩口式活塞筒出口。本申请的消力器,设置两级分流通道,使燃气一分为五,减小活塞筒出口燃气流量,同时利用两级导流板形成反作用力,以此减小残余推力,降低推力终止瞬间火箭发动机受到的冲击扰动,实测消力效率可达50％；而且结构简单、质量轻便、拆卸方便,可调整结构大小以适应不同尺寸的推力终止装置。为小型固体火箭发动机推力终止时,降低冲击,减小残余推力提供了一种新的方案。(The invention discloses a high-efficiency force-eliminating device, which comprises a shell, wherein the center of the shell is provided with an air chamber channel for a piston cylinder to pass through, the bottom end of the air chamber channel is connected with a thrust termination device, two sides of the air chamber channel are sequentially and symmetrically provided with a first-stage flow dividing channel, a second-stage flow dividing channel, a first-stage flow guide plate and a second-stage flow guide plate along the motion direction of the piston cylinder, and the top of the air chamber channel is. The force absorber is provided with the two-stage flow dividing channel, so that the first gas is divided into five, the gas flow at the outlet of the piston cylinder is reduced, and meanwhile, the two-stage flow guide plates form a reaction force, so that the residual thrust is reduced, the impact disturbance on the rocket engine at the moment of thrust termination is reduced, and the actually measured force absorbing efficiency can reach 50%; and simple structure, light weight, convenient dismantlement, adjustable structure size is in order to adapt to the thrust termination device of different sizes. A new scheme is provided for reducing impact and reducing residual thrust when the thrust of the small solid rocket engine is terminated.)

一种高效消力器

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机领域，具体涉及一种高效消力器，安装在小型固体火箭发动机推力终止装置出口。

背景技术

推力终止是实现固体火箭发动机级间分离、调节导弹射程与控制飞行精度、多次启动或终止飞行的一种成熟、有效的技术，在国内外各类大、中型固体火箭发动机中得到广泛应用。现有的小型固体火箭发动机由于受到空间限制以及降压速率、推力输出等技术要求的制约，推力终止方案主要采用降压熄火法，但这种方案存在以下问题：

a)推力终止装置作用后存在药柱无法熄火的情况，即推力终止后仍有残余推力输出；

b)推力终止装置作用瞬间，由于活塞筒的瞬间飞出以及燃烧室压力骤降，对小推力发动机产生极大的冲击扰动。

发明内容

本发明提供一种高效消力器，采用缩口式出口设计，通过设置一、二级分流通道，将残余燃气一分为五，有效地减小了残余推力的输出，同时降低了推力终止时造成的冲击扰动，具有结构简单、质量轻便、拆卸方便、效率高的特点。

为实现上述目的，本发明采用以下技术方案实现：

一种高效消力器，作用于火箭发动机推力终止装置，包括壳体，壳体中央为气室通道，供活塞筒通行，气室通道底端与推力终止装置相连，气室通道两侧沿活塞筒运动方向依次对称设置有一、二级分流通道及一、二级导流板，气室通道顶部为缩口式活塞筒出口。

作为上述方案的优选，所述壳体为两端开口的筒状结构，底端通过螺纹连接口与推力终止装置连接。

作为上述方案的优选，所述一、二级分流通道面积之和与活塞筒出口面积比为1∶1。

作为上述方案的优选，所述活塞筒出口下部设有锥形倾斜面。

作为上述方案的优选，所述倾斜面与壳体中心线之间的角度设定为30°。

作为上述方案的优选，所述二级导流板设于二级分流通道顶端，二级导流板与壳体中心线之间的角度设定为75°。

作为上述方案的优选，所述一级导流板设于一级分流通道顶端，一级导流板与壳体中心线之间的角度设定为90°。

由于具有上述结构，本发明的有益效果在于：

(1)设置两级分流通道，使燃气一分为五，减小活塞筒出口燃气流量，同时利用两级导流板形成反作用力，以此减小残余推力，降低推力终止瞬间火箭发动机受到的冲击扰动，实测消力效率可达50％。

(2)二级导流板的设定角度为75°，能够更加有效地利用残余燃气形成反作用力，从而抵消部分推力；一级导流板的设定角度为90°，能够一定程度上阻隔从二级导流板回流的燃气，避免伤到其他部件，提高了分流过程的可靠性与安全性。

(3)结构简单、质量轻便、拆卸方便，可调整结构大小以适应不同尺寸的推力终止装置。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍。

图1为本发明的高效消力器工作原理图；

图2为本发明的高效消力器结构安装图。

具体实施方式

下面将结合本发明的附图，对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述。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。

如图1、图2所示，本实施例提供一种高效消力器，作用于火箭发动机推力终止装置，包括壳体，壳体中央为气室通道6，供活塞筒10通行，气室通道6底端与推力终止装置20相连，气室通道6两侧沿活塞筒10运动方向依次对称设置有一级分流通道5、二级分流通道4及一级导流板3、二级导流板2，气室通道6顶部为缩口式活塞筒出口1。

在本实施例中，所述壳体为两端开口的筒状结构，底端通过螺纹连接口7与推力终止装置20连接，将推力终止装置20出口与气室通道6导通。

在本实施例中，所述一、二级分流通道5、4面积之和与活塞筒出口1面积比为1∶1。

在本实施例中，所述活塞筒出口1下部设有锥形倾斜面，优选的，所述倾斜面与壳体中心线之间的角度设定为30°。使得活塞筒出口1整体呈缩口式设计，有利于阻隔燃气，使燃气流向两侧的一、二级分流通道5、4。

在本实施例中，所述一级导流板3设于一级分流通道5顶端，一级导流板3与壳体中心线之间的角度设定为90°，能够一定程度上阻隔由二级导流板2回流的燃气，避免伤到其他部件，提高了分流过程的可靠性与安全性。

在本实施例中，所述二级导流板2设于二级分流通道4顶端，二级导流板2与壳体中心线之间的角度设定为75°，能够更加有效地利用残余燃气形成反作用力，以此抵消部分推力。

上述结构的工作原理：

推力终止装置作用瞬间，残余压缩燃气由推力终止装置出口释放，瞬间产生极大的冲击扰动，两侧一、二级分流通道与一、二级导流板的设计在结构上能够有效地减小活塞筒出口的燃气流量，并产生反作用力，从而减小冲击；类似的，推力终止后，一、二级分流通道与一、二级导流板同样通过减小出口流量和产生反作用力的方式减小残余推力。

本实施例的消力器，通过设置两级分流通道，使燃气一分为五，减小活塞筒出口燃气流量，同时利用两级导流板形成反作用力，以此减小残余推力，降低推力终止瞬间火箭发动机受到的冲击扰动，实测消力效率可达50％。

二级导流板的设定角度为75°，能够更加有效地利用残余燃气形成反作用力，从而抵消部分推力；一级导流板的设定角度为90°，能够一定程度上阻隔从二级导流板回流的燃气，避免伤到其他部件，提高了分流过程的可靠性与安全性。

本实施例的消力器，结构简单、质量轻便、拆卸方便，可调整结构大小以适应不同尺寸的推力终止装置。

以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。