一种小型化多功能的火箭发动机
阅读说明：本技术 一种小型化多功能的火箭发动机 (Miniaturized multifunctional rocket engine ) 是由 孙理论 张成成 胡鹏程 李燊 李群 多学武 于 2021-07-26 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种小型化多功能的火箭发动机,该小型化多功能的火箭发动机,包括外壳,所述外壳采用燃烧室和长尾管一体化设计结构,所述外壳一端连接有发射发电装置,能够为发动机提供电能并为弹体提供出膛动力,所述长尾管外圆面安装有折叠式尾翼,所述折叠式尾翼通过内部设置的尾翼锁紧装置锁定于外壳外部,所述外壳尾部连接有喷管,所述喷管内部设置有延期点火模块,所述燃烧室内腔一侧设置有顶盖,所述顶盖与燃烧室之间填充有固体推进剂,所述顶盖与固体推进剂前端面之间设置有点火具；本发明采用电源、发射、飞行稳定、延期点火、勤务安全等功能一体化设计,提高了产品安全性,使用方便,利于推广。(The invention discloses a miniaturized multifunctional rocket engine, which comprises a shell, wherein the shell adopts an integrated design structure of a combustion chamber and a long tail pipe, one end of the shell is connected with a launching power generation device which can provide electric energy for the engine and provide chamber power for a projectile body, the circular surface of the long tail pipe is provided with a folding tail wing, the folding tail wing is locked outside the shell through an internally arranged tail wing locking device, the tail part of the shell is connected with a spray pipe, a delay ignition module is arranged inside the spray pipe, one side of the inner cavity of the combustion chamber is provided with a top cover, a solid propellant is filled between the top cover and the combustion chamber, and an ignition tool is arranged between the top cover and the front end surface of the solid propellant; the invention adopts the function integrated design of power supply, launching, stable flight, delayed ignition, service safety and the like, improves the product safety, is convenient to use and is beneficial to popularization.)
技术领域
本发明涉及火箭发动机
技术领域
，具体是一种小型化多功能的火箭发动机。背景技术
武器弹药的小型化多功能设计是军事装备发展方向之一，武器弹药中的重要一环是固体火箭发动机，由于固体火箭发动机具有结构简单、工作可靠、使用方便等优势，在武器装备上有很大的应用前景，但是固体火箭发动机在小型化设计过程中受空间、推进剂、电源、发射、稳定系统、点火方式、安全性等因素的影响，限制了固体火箭发动机在多种武器装备上的应用。
由此可见，设计一种电源、发射、飞行稳定、延期点火、勤务安全等多种功能集成于一体，可以使用地面无人车、单兵手持榴弹枪、无人机等武器装备进行发射的固体火箭发动机是十分必要的。
发明内容
本发明的目的在于提供一种小型化多功能的火箭发动机，以解决现有的固体火箭发动机在小型化设计过程中功能单一的问题。
为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：
一种小型化多功能的火箭发动机，包括外壳，所述外壳采用燃烧室和长尾管一体化设计结构，所述外壳一端连接有发射发电装置，所述发射发电装置能够为发动机提供电能并为弹体提供出膛动力，所述长尾管外圆面安装有折叠式尾翼，所述折叠式尾翼通过内部设置的尾翼锁紧装置锁定于外壳外部，所述外壳尾部连接有喷管，所述喷管内部设置有延期点火模块。
在上述技术方案的基础上，本发明还提供以下可选技术方案：
在一种可选方案中：所述燃烧室内腔一侧设置有顶盖，所述顶盖与燃烧室之间填充有固体推进剂，所述顶盖与固体推进剂前端面之间设置有点火具，所述点火具安装于固体推进剂中心通孔前部位置。
在一种可选方案中：所述长尾管内嵌有热防护层，所述热防护层前端喇叭口位置设置有保压装置。
在一种可选方案中：所述固体推进剂采用模具浇注成型、中心通孔式结构的丁羟复合推进剂，所述固体推进剂外圆柱面和前后端面使用一定厚度的绝热层进行包覆后与外壳粘接成一体。
在一种可选方案中：所述的延期点火模块安装于喷管内部的预设槽内并做灌封处理。
在一种可选方案中：所述发射发电装置外部设置有底火，所述发射发电装置能够通过底火进行激发。
在一种可选方案中：所述发射发电装置外部设置有保护盖。
相较于现有技术，本发明的有益效果如下：
1、小型化多功能的火箭发动机采用电源、发射、飞行稳定、延期点火、勤务安全等功能一体化设计，与火箭弹或导弹的引信、战斗部、控制舱等完全隔离，提高了产品安全性。
2、本发明即能为弹体提供一级出膛动力，又能自发电点火发动机为弹体提供二级续航动力，且装有勤务锁紧、飞行张开的折叠式尾翼用于稳定弹体飞行姿态。
3、本发明应用范围极广，且结构简单，使用方便，利于推广。
附图说明
图1为小型化多功能的火箭发动机未发射时的结构示意图。
图2为小型化多功能的火箭发动机发射后的结构示意图。
附图标记注释：1-顶盖、2-点火具、3-固体推进剂、301-绝热层、4-外壳、401-燃烧室、402-长尾管、5-保压装置、6-热防护层、7-折叠式尾翼、8-喷管、9-尾翼锁紧装置、10-保护盖、11-发射发电装置、12-底火、13-延期点火模块。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
以下结合具体实施例对本发明的具体实现进行详细描述。
如图1-2所示，为本发明一个实施例提供的一种小型化多功能的火箭发动机，包括外壳4，所述外壳4采用燃烧室401和长尾管402一体化设计结构，所述外壳4一端连接有发射发电装置11，所述发射发电装置11能够为发动机提供电能并为弹体提供出膛动力，所述长尾管402外圆面安装有折叠式尾翼7，所述折叠式尾翼7通过内部设置的尾翼锁紧装置9锁定于外壳4外部，折叠式尾翼7勤务状态通过尾翼锁紧装置9锁定于小于发动机外径的包络圆内；发射后保护盖10脱离发动机，解除对尾翼锁紧装置9的约束，进而尾翼锁紧装置9解除对折叠式尾翼7的锁定,所述外壳4尾部连接有喷管8，外壳4尾部通过螺纹连接喷管8,所述喷管8内部设置有延期点火模块13。
小型化多功能的火箭发动机内部配备有发射发电装置11，既能为发动机提供电能，又能为弹体提供出膛动力，折叠式尾翼7在弹体出膛后展开，增加炮弹飞行时的稳定性，作为一个实施例，附图中给出的各个部件的左右上下位置只是一种排布方式，具体的位置根据具体需要设定。
如图1所示，作为本发明的一种优选实施例，所述燃烧室401内腔一侧设置有顶盖1，所述顶盖1与燃烧室401之间填充有固体推进剂3，所述顶盖1与固体推进剂3前端面之间设置有点火具2，所述点火具2安装于固体推进剂3中心通孔前部位置，所述顶盖1与固体推进剂3前端面相配合压紧点火具2，点火具2采用后端点火方式，顶盖1无穿孔，无需穿线、走线，点火具2外壳采用可燃外壳，避免点火造成喷管8堵塞。
如图1所示，作为本发明的一种优选实施例，所述长尾管402内嵌有热防护层6，所述热防护层6前端喇叭口位置设置有保压装置5，保压装置5具有保持点火压强的作用。
如图1所示，作为本发明的一种优选实施例，所述固体推进剂3采用模具浇注成型、中心通孔式结构的丁羟复合推进剂，所述固体推进剂3外圆柱面和前后端面使用一定厚度的绝热层301进行包覆后与外壳4粘接成一体。
如图1所示，作为本发明的一种优选实施例，所述的延期点火模块13安装于喷管8内部的预设槽内并做灌封处理，延期点火模块13将发射发电装置11提供的电能储存于储能电容中，并以充电完成为起始点延期预设时间点燃点火具，进而点火发动机。
如图1所示，作为本发明的一种优选实施例，所述发射发电装置11外部设置有底火12，所述发射发电装置11能够通过底火12进行激发, 所述发射发电装置11与外壳4通过环铆形式连接，利用底火12激发，既能为发动机提供电能，又能为弹体提供出膛动力。
如图1-2所示，作为本发明的一种优选实施例，所述发射发电装置11外部设置有保护盖10，所述保护盖10在发射过程中能够确保喷管8、延期点火模块13、固体推进剂3等部件与发射发电装置11处于空间隔离状态，勤务状态具有约束尾翼锁紧装置9和短路点火具2的功能。
工作原理：底火12作用后，发射发电装置11内部产生高温高压气体。高压气体在发射发电装置12内部作用，为弹体运动提供出膛动力和延期点火模块13点火能量。出膛动力将弹体（不含发射发电装置11）推出炮膛，保护盖10脱落，解除对尾翼锁紧装置9的约束，进而尾翼锁紧装置9解除对折叠式尾翼7的锁定，折叠式尾翼7张开，稳定飞行姿态，同时解除对点火具2的短路，点火具2处于待发状态。弹体出膛一定时间，延期点火模块13发送点火指令，点燃点火具2，进而点火发动机，为弹体飞行提供续航动力。
以上所述，仅为本公开的具体实施方式，但本公开的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本公开揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本公开的保护范围之内。因此，本公开的保护范围应以权利要求的保护范围为准。
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