一种尾喷管带异形截面的固体火箭发动机结构的制作方法

本发明属于火箭发动机领域，具体涉及一种尾喷管带异形截面的固体火箭发动机结构。

背景技术：

固体火箭发动机是固体推进剂火箭发动机的简称，主要是由燃烧室壳体、固体推进剂装药、喷管和点火装置等几部分组成，属于化学火箭发动机，用固态物质(能源和工质)作为推进剂。固体推进剂点燃后在燃烧室中燃烧，产生高温高压的燃气，即把化学能转化为热能；燃气经喷管膨胀加速，热能转化为动能，以极高的速度从喷管排出从而产生推力向前飞行。

固体火箭发动机广泛应用于各类导弹，它特别适用于各类导弹向小型、机动、隐蔽的方向发展，提高生存能力，因此在各类战术战略导弹的动力装置中固体化的趋势已十分明显。固体火箭发动机还广泛应用于各种航天器和运载工具上,它可用做大型运载火箭的助推发动机，航天器的近地点、远地点加速发动机，变轨发动机和返回航天器的制动发动机。因此固体火箭发动机飞行过程中的方向及时调整，以及由于高温导致的散热问题都需要对传统固体火箭发动机进行改善。

本发明结构通过将传统固体火箭发动机的尾喷管做成异形单面膨胀喷管，可以有效的控制飞行过程中的径向速度，根据目标的变化及时作出调整，并在尾喷管出口处设置凸起结构，尾部的凸起结构改变了尾喷管的壁面结构，改善声波在尾喷管内的传播，起到降噪作用的同时提高其空间利用率，增大其散热面积，提高固体火箭发动机的性能。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题是提出一种尾喷管带异形截面的固体火箭发动机结构，与传统的固体火箭发动机相比，本发明的优点主要是采用异形单面膨胀喷管，可以有效的控制飞行过程中的径向速度，根据目标的变化及时调整斜面的角度，改变燃气在出口处的膨胀方向，从而更好的击中目标，并在尾喷管出口处设置凸起结构，尾部的凸起结构改变了尾喷管的壁面结构，改善声波在尾喷管内的传播，起到降噪作用的同时提高其空间利用率，增大其散热面积，提高固体火箭发动机的性能。

技术方案

本发明的目的在于提供一种尾喷管带异形截面的固体火箭发动机结构。

本发明技术方案如下：

一种尾喷管带异形截面的固体火箭发动机结构，包括点火器、固体装药、燃烧室壳体、前连接裙、后连接裙、喉衬、带有异形截面的尾喷管。

所述的一种尾喷管带异形截面的固体火箭发动机结构，其特征在于：其异形截面位置为在尾喷管出口的1/3处和收敛段斜面的1/3处，与水平夹角为45°，其喉衬部位可旋转，可以调整控制异形截面的方向。

所述的一种尾喷管带异形截面的固体火箭发动机结构，其特征在于：尾喷管出口处布置有三排凸起结构，排间距为10mm，凸起直径为1mm，高度不一，分布范围为2-6mm，方向错乱分布，与水平夹角范围为20-90°。

本发明具有以下有益效果：

该发明的优点主要是采用异形单面膨胀喷管，可以有效的控制飞行过程中的径向速度，根据目标的变化及时调整斜面的角度，改变燃气在出口处的膨胀方向，从而更好的击中目标，并在尾喷管出口处设置凸起结构，尾部的凸起结构改变了尾喷管的壁面结构，改善声波在尾喷管内的传播，起到降噪作用的同时提高其空间利用率，增大其散热面积，提高固体火箭发动机的性能。

附图说明

图1：一种尾喷管带异形截面的固体火箭发动机结构示意图；

图2：一种尾喷管带异形截面的固体火箭发动机结构正面剖视图；

图3：一种尾喷管带异形截面的固体火箭发动机结构侧面剖视图；

图4：一种尾喷管带异形截面的固体火箭发动机结构尾喷管结构图；

图5：一种尾喷管带异形截面的固体火箭发动机结构尾喷管结构俯视图；

图中：1-点火器，2-固体装药，3-燃烧室壳体，4-尾喷管，5-喉部转头，6-喉衬，7-后连接裙，8-前连接裙，9-凸起结构。

具体实施方式

现结合附图对本发明作进一步描述：

结合图1至图5，本发明提供了一种尾喷管带异形截面的固体火箭发动机结构示意图，包括1-点火器，2-固体装药，3-燃烧室壳体，4-尾喷管，5-喉部转头，6-喉衬，7-后连接裙，8-前连接裙，9-凸起结构。

具体过程：发动机工作时，由点火装置(1)点燃点火药，点火药的燃烧产物流经装药表面(2)，将装药迅速点燃，将推进剂的化学能转变成燃烧产物的热能，然后进入尾喷管(4)中，气流通过喉衬(6)进入扩张段，气流速度急剧增加，形成超声速气流，产生强大的推力，经过凸起结构(9)，改善声波在尾喷管内的传播，气流经过出口截面的时候，产生径向气流，改变火箭飞行的方向，可以根据目标的变化调整喉部转头(5)改变出口截面的方向从而及时调整火箭飞行位置，击中目标。

技术特征：

1.一种尾喷管带异形截面的固体火箭发动机结构，其特征在于：包括点火器、固体装药、燃烧室壳体、前连接裙、后连接裙、喉衬、带有异形截面的尾喷管。

2.根据权利要求书1所述的一种尾喷管带异形截面的固体火箭发动机结构，其特征在于：其异形截面位置为在尾喷管出口的1/3处和收敛段斜面的1/3处，与水平夹角为45°，其喉衬部位可旋转，可以调整控制异形截面的方向。

3.根据权利要求书1所述的一种尾喷管带异形截面的固体火箭发动机结构，其特征在于：尾喷管出口处布置有三排凸起结构，排间距为10mm，凸起直径为1mm，高度不一，分布范围为2-6mm，方向错乱分布，与水平夹角范围为20-90°。

技术总结
本发明提供了一种尾喷管带异形截面的固体火箭发动机结构，此结构是将传统固体火箭发动机的尾喷管做成异形单面膨胀喷管，并在尾喷管出口处设置凸起结构。燃烧产物从燃烧室流入尾喷管，在尾喷管中得到膨胀加速，最后以比声速高数倍的速度从喷管出口喷出，相比传统的固体火箭发动机结构，本发明结构尾喷管为异形截面结构，可以有效的控制飞行过程中的径向速度，根据目标的变化及时作出调整，尾部的凸起结构改变了尾喷管的壁面结构，改善声波在尾喷管内的传播，起到降噪作用的同时提高其空间利用率，增大其散热面积，提高固体火箭发动机的性能。

技术研发人员：张群;胡凡;程祥旺;李小龙;王晓燕;马晓曦;高耀红;王紫欣
受保护的技术使用者：西北工业大学
技术研发日：2020.10.13
技术公布日：2021.01.12