一种高效消力器的制作方法

1.本实用新型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：

2.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：
3.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；
4.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。


技术实现要素：

5.本实用新型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。
6.为实现上述目的，本实用新型采用以下技术方案实现：
7.一种高效消力器，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。
8.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。
9.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。
10.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。
11.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
°
。
12.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
°
。
13.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
°
。
14.由于具有上述结构，本实用新型的有益效果在于：
15.(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％。
16.(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。
17.(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
18.为了更清楚地说明本实用新型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。
19.图1为本实用新型的高效消力器工作原理图；
20.图2为本实用新型的高效消力器结构安装图。
具体实施方式
21.下面将结合本实用新型的附图，对本实用新型的技术方案进行清楚、完整地描述。基于本实用新型中的实施例，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，都属于本实用新型保护的范围。
22.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。
23.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。
24.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。
25.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。
26.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。
27.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。
28.上述结构的工作原理：
29.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。
30.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％。
31.二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。
32.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。
33.以上仅为本实用新型的优选实施例而已，并不用于限制本实用新型，对于本领域的技术人员来说，本实用新型可以有各种更改和变化。凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。


技术特征：
1.一种高效消力器，作用于火箭发动机推力终止装置，其特征在于：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级分流通道、二级分流通道以及一级导流板、二级导流板，气室通道顶部为缩口式活塞筒出口。2.根据权利要求1所述的高效消力器，其特征在于：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。3.根据权利要求1所述的高效消力器，其特征在于：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。4.根据权利要求1所述的高效消力器，其特征在于：所述活塞筒出口下部设有锥形倾斜面。5.根据权利要求4所述的高效消力器，其特征在于：所述倾斜面与壳体中心线之间的角度设定为30
°
。6.根据权利要求1所述的高效消力器，其特征在于：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
°
。7.根据权利要求1所述的高效消力器，其特征在于：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
°
。

技术总结
本实用新型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。的方案。的方案。


技术研发人员：张迎港 曾雪宁
受保护的技术使用者：湖北三江航天红林探控有限公司
技术研发日：2020.12.22
技术公布日：2021/11/30