一种超声速巡航导弹新型助推器的制作方法

本实用新型涉及固体火箭冲压发动机领域，具体是指一种超声速巡航导弹新型助推器。

背景技术：

随着飞行器对发动机要求的不断提高，以及飞行器技术的发展，冲压发动机以其比冲高、体积小、重量轻、结构紧凑、成本较低等优点以成为主要发展方向，尤其作为超声速巡航导弹的动力装置日益表现出无可比拟的优势。冲压发动机主要结构包括燃气发生器、进气道、助推补燃室和喷管。从燃气发生器喷出的富燃燃气与进气道出口的冲压空气，在助推补燃室内掺混燃烧，产生的高温高压燃气通过喷管喷射产生推力。冲压发动机在低马赫数下无法启动工作，需要用助推器将其加速到转级马赫数大于2Ma。通常的做法是在助推补燃室加入助推药柱，构成一个整体式助推发动机，将巡航导弹加速到转级马赫数。因此，助推补燃室实质上是一个双用途的燃烧室，它既是富燃燃气与冲压空气的补燃室，又是整体式助推发动机的助推燃烧室。

由于助推补燃室内部空间限制，所装助推药柱质量有限，无法将巡航导弹加速至转级马赫数，需要给冲压发动机加装一个专门的助推器。带助推器的冲压发动机的工作过程是：助推器在地面点火，在很短时间内约5s将整个导弹加速到一定的马赫数，并与导弹巡航级分离；然后冲压发动机的助推补燃室装药点火，将导弹继续加速至转级马赫数；当助推补燃室的压力下降到设定值时，启动转级程序，燃气发生器点火，富燃燃气经燃气发生器喷嘴喷射进入补燃室与空气掺混燃烧，这一阶段冲压发动机提供的推力使得导弹持续加速、爬升至巡航马赫数和巡航高度。

由上述过程可知，以上方案存在以下问题：一是助推器和助推补燃室分开装药，加速过程分前后衔接的两个阶段，需要设计专门的分离控制系统，增加了系统的复杂性；二是助推补燃室既是富燃燃气和冲压空气的掺混燃烧室，又是助推药柱的燃烧室，助推补燃室设计和热防护难度较大；三是助推用的喷管喉部直径比冲压燃烧阶段小得多，需要为助推补燃室设计两个完全不同的喷管，当药柱燃烧结束后，助推喷管抛出，燃气发生器点火工作，助推补燃室进入掺混燃烧阶段，这种方案的缺点是增加了喷管释放机构，增加了设计难度和系统复杂性，同时喷管抛离过程对弹体有扰动。虽然近年来无喷管助推技术的应用日益引起人们的重视，但是其比冲要比采用同性能推进剂的有喷管方案低10％～15％，需要增加推进剂质量来补偿，甚至需要加装串联的助推器来满足加速需要，进一步增加了设计难度和系统复杂性。

技术实现要素：

针对上述问题，本实用新型旨在提供一种能够很好满足冲压发动机工作过程需要的新型助推器，在保证将冲压发动机加速到转级马赫数前提下，有效降低冲压发动机系统复杂度，提高工作可靠性和稳定性。

为解决上述技术问题，本实用新型提供的技术方案为：一种超声速巡航导弹新型助推器，包括补燃室、助推器壳体、助推器装药、转级控制装置和卡箍，所述的补燃室为圆柱形筒体，其尾部带一个收敛扩散型喷管，头部有燃气进气口，侧壁上有进气道出口，所述的助推器壳体为酒瓶形结构，有直径不同的两段，外径较小的一段为头部，位于补燃室的空腔内，所述的助推器壳体外径较大的一段为主体，位于补燃室喷管后方，外径与补燃室外径大小一致，所述的助推器壳体尾部带有一个收敛扩散型喷管，所述的助推器壳体头部外表面有平行于轴线方向沿圆周向均匀分布的四条导向槽，所述的导向槽前端贯穿到所述的助推器壳体头部端面，所述的导向槽长度略小于头部段，所述的助推器装药充满于所述助推器壳体内部的空腔，所述的转级控制装置位于所述助推器壳体头部端面上，所述的助推器装药燃烧完成后，所述助推器壳体内压力下降到一定值时，所述的转级控制装置启动转级程序，将所述的助推器壳体分离抛出，所述的卡箍为圆环形，所述的卡箍沿所述补燃室轴向布置在补燃室内壁与助推器壳体之间的空间内，所述的卡箍用粘接胶固定在补燃室内壁面上，所述的卡箍内环上周向均匀分布四个凸出的卡块，所述的卡块的宽度和高度与所述导向槽的宽度和深度配合。

本实用新型与现有技术相比的优点在于：助推器壳体和助推器装药都采用酒瓶形结构，其增加的头部可以伸入补燃室墙体内部，节省了助推器所占的空间尺寸，增加了装药质量；由于设计了专门的助推喷管，与无喷管助推器相比，比冲更高，从而增大了助推器的总冲，补燃室内部不需要装药，不需要额外的助推喷管，减少了零部件，减少了转级过程，使设计制造工艺大为简化，提高了冲压发动机的总体可靠性能。卡箍和导向槽的设计可以对助推器壳体进行有效的径向和周向的固定，防止助推器壳体在转级前和抛出的过程中偏转和扭动，对巡航导弹产生不必要的扰动。设计制造和安装阶段对导向槽和卡块表面的光滑度要求和润滑处理，最大限度减少了助推器壳体抛出过程的摩擦阻力。

附图说明

图1为本实用新型一种超声速巡航导弹新型助推器的立体示意图，

图2为本实用新型一种超声速巡航导弹新型助推器的安装剖视图，

图3为助推器壳体的三维图，

图4为卡箍的三维图。

如图所示：1、补燃室，2、助推器壳体，3、助推器装药，4、转级控制装置，5、卡箍，6、卡块，7、导向槽。

具体实施方式

下面结合附图对本实用新型做进一步的详细说明。

结合附图，一种超声速巡航导弹新型助推器，包括补燃室1、助推器壳体2、助推器装药3、转级控制装置4和卡箍5，所述的补燃室1为圆柱形筒体，其尾部带一个收敛扩散型喷管，头部有燃气进气口，侧壁上有进气道出口，所述的助推器壳体2为酒瓶形结构，有直径不同的两段，外径较小的一段为头部，位于补燃室1的空腔内，所述的助推器壳体2外径较大的一段为主体，位于补燃室1喷管后方，外径与补燃室1外径大小一致，所述的助推器壳体2尾部带有一个收敛扩散型喷管，所述的助推器壳体2头部外表面有平行于轴线方向沿圆周向均匀分布的四条导向槽7，所述的导向槽7前端贯穿到所述的助推器壳体2头部端面，所述的导向槽7长度略小于头部段，所述的助推器装药3充满于所述助推器壳体2内部的空腔，所述的转级控制装置4位于所述助推器壳体2头部端面上，所述的助推器装药3燃烧完成后，所述助推器壳体2内压力下降到一定值时，所述的转级控制装置4启动转级程序，将所述的助推器壳体2分离抛出，所述的卡箍5为圆环形，所述的卡箍5沿所述补燃室1轴向布置在补燃室1内壁与助推器壳体2之间的空间内，所述的卡箍5用粘接胶固定在补燃室1内壁面上，所述的卡箍5内环上周向均匀分布四个凸出的卡块6，所述的卡块6的宽度和高度与所述导向槽7的宽度和深度配合。

本实用新型在具体实施时，所述卡箍的作用是对助推器壳体进行径向和周向的固定，防止助推器壳体在转级前和抛出的过程中偏转和扭动，为了减少助推器壳体抛出过程的摩擦阻力，应保证导向槽和卡块表面的光滑度，并在安装前进行充分润滑。

以上对本实用新型及其实施方式进行了描述，这种描述没有限制性，附图中所示的也只是本实用新型的实施方式之一，实际的结构并不局限于此。总而言之如果本领域的普通技术人员受其启示，在不脱离本实用新型创造宗旨的情况下，不经创造性的设计出与该技术方案相似的结构方式及实施例，均应属于本实用新型的保护范围。