一种导弹固体火箭发动机尾焰红外隐身方法及相关发动机喷管与流程

本发明涉及涉及导弹动力系统中的固体火箭发动机隐身技术，具体涉及导弹固体火箭发动机尾焰红外隐身方法及相关发动机喷管。

背景技术：

1、弹道导弹、巡航导弹以及高超声速飞行器等武器装备由于飞行速度极快，在运动过程中尾焰、发动机喷管等热源部位红外辐射特征显著，受到红外预警系统武器的严重威胁。采用红外隐身技术会使红外预警卫星难以探测到导弹尾焰。

2、导弹红外隐身技术是对抗红外探测、跟踪的一项综合技术，它通过一系列技术方法降低导弹的红外辐射，以减少被敌方红外探测器的发现概率，提高导弹的生存能力和突防能力。导弹的红外辐射一般由以下几部分组成：发动机的红外辐射、发动机尾焰的红外辐射和蒙皮的红外辐射。导弹主要的红外辐射源大多与发动机的喷管部件相关。

技术实现思路

1、针对现有技术的缺陷或不足，本发明提供了一种导弹固体火箭发动机尾焰红外隐身方法。

2、本发所提供的导弹固体火箭发动机尾焰红外隐身方法是利用超临界co2气流与固体火箭发动机尾焰羽流掺混以降低尾焰羽流的红外特征。进一步，所述超临界co2的温度t≥304.19k，压力pc≥7.382mpa。具体方案中，可通过调整超临界co2的在尾焰周围的喷出位置、喷出方向及喷出流量使得超临界co2气流将固体火箭发动机尾焰羽流包裹。

3、本发明同时还提供了一种导弹固体火箭发动机喷管，所提供的导弹固体火箭发动机喷管包括导弹固体火箭发动机喷管本体，所述导弹固体火箭发动机喷管本体上安装有多个超临界co2喷嘴，且多个超临界co2喷嘴围绕导弹固体火箭发动机喷管本体的尾焰出口周向分布，同时各超临界co2喷嘴的气流喷出方向朝向尾焰喷出方向。

4、可选的方案是，所述超临界co2喷嘴包括喷嘴本体，该喷嘴本体内设有气流通道，沿气流进入至喷出方向，所述气流通道依次由收敛段、喷喉段和扩张段构成，沿气流流动方向，其中，收敛段的内径逐渐减小，喷喉段内径不变，扩张段的内径逐渐增大。

5、可选的方案是，所述导弹固体火箭发动机喷管本体上套装有安装喷嘴用环盘，该环盘靠近导弹固体火箭发动机喷管本体的尾焰出口端，所述环盘上开设有多个安装孔，多个安装孔沿环盘的周向分布；各安装孔内安装有超临界co2喷嘴。

6、本发明通过在导弹固体火箭发动机喷管尾焰外掺混超临界co2，可以大幅度降低发动机尾焰高温核心区温度和长度，从而降低了红外辐射。本发明适用于弹道导弹、巡航导弹以及高超声速飞行器等武器装备。

技术特征：

1.一种导弹固体火箭发动机尾焰红外隐身方法，其特征在于，利用超临界co2气流与固体火箭发动机尾焰羽流掺混以降低尾焰羽流的红外特征。

2.根据权利要求1所述的导弹固体火箭发动机尾焰红外隐身方法，其特征在于，所述超临界co2的温度t≥304.19k，压力pc≥7.382mpa。

3.根据权利要求1所述的导弹固体火箭发动机尾焰红外隐身方法，其特征在于，通过调整超临界co2的在尾焰周围的喷出位置、喷出方向及喷出流量使得超临界co2气流将固体火箭发动机尾焰羽流包裹。

4.一种导弹固体火箭发动机喷管，包括导弹固体火箭发动机喷管本体，其特征在于，所述导弹固体火箭发动机喷管本体上安装有多个超临界co2喷嘴，且多个超临界co2喷嘴围绕导弹固体火箭发动机喷管本体的尾焰出口周向分布，同时各超临界co2喷嘴的气流喷出方向朝向尾焰喷出方向。

5.根据权利要求4所述的导弹固体火箭发动机喷管，其特征在于，所述超临界co2喷嘴包括喷嘴本体，该喷嘴本体内设有气流通道，沿气流进入至喷出方向，所述气流通道依次由收敛段、喷喉段和扩张段构成，沿气流流动方向，其中，收敛段的内径逐渐减小，喷喉段内径不变，扩张段的内径逐渐增大。

6.根据权利要求4所述的导弹固体火箭发动机喷管，其特征在于，所述导弹固体火箭发动机喷管本体上套装有安装喷嘴用环盘，该环盘靠近导弹固体火箭发动机喷管本体的尾焰出口端，所述环盘上开设有多个安装孔，多个安装孔沿环盘的周向分布；各安装孔内安装有超临界co2喷嘴。

技术总结
本发明公开了一种导弹固体火箭发动机尾焰红外隐身方法及相关发动机喷管。所公开的导弹固体火箭发动机尾焰红外隐身方法是利用超临界CO2与固体火箭发动机羽流掺混，降低羽流红外特征。该技术将CO2喷注器周向安装于固体火箭发动机喷管位置，CO2喷注器上安装CO2喷嘴，实现超临界CO2与固体火箭发动机羽流的掺混，达到降低羽流特征的目的。

技术研发人员：李焕,郭常超,胡少青,卢莹莹,高凤莲,蒋鸣,关轶文
受保护的技术使用者：西安近代化学研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/10/28