一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机的制作方法

1.本发明涉及火箭发射的技术领域，特别是双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机的技术领域。


背景技术：

2.武器弹药的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，使其不仅在武器装备上有很大的应用前景，近年来在民用方面如增雨弹、灭火弹等也有了广泛的应用。火箭弹在部队（装备和训练）、民用（如增雨弹、灭火弹、矿用火箭弹等）领域有着广泛的应用。
3.火箭发动机是使火箭弹能够飞行的动力装置，目前部队装备、民用及在研的火箭弹大多采用固体火箭发动机。稳定装置是使火箭弹能够按预定的姿态及弹道在空中稳定的装置，涡轮式稳定装置是利用火箭发动机的多个倾斜喷管产生的导转力矩使火箭弹绕纵轴高速旋转，高速旋转产生的陀螺效应使火箭弹稳定飞行。对于民用火箭弹（降雨、灭火等）、训练用火箭弹、近程值守型火箭弹，目前定型的固体火箭弹大多采用单燃烧室、单推力的结构，采用固体推进剂为其提供动力，只具有单一射程和转速，使用限制较大，无法满足各种不同射程、射速需求。


技术实现要素：

4.本发明的目的就是解决现有技术中的问题，提出一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机，具有四种点火方式，可根据不同使用要求选择点火方式，从而满足各种不同射程、射速需求。
5.为实现上述目的，本发明提出了一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机，包括主发动机和与所述主发动机同轴设置的副发动机，所述主发动机包括主发动壳体，所述主发动壳体内设有主燃烧室，所述主燃烧室内填充有主固体推进剂，所述主发动壳体一端设有若干绕所述主发动机轴心设置的主喷口，所述主喷口与所述主燃烧室连通，所述副发动机设于所述主发动机上远离所述主喷口的一端，所述副发动机包括副壳体，所述副壳体直径小于所述主发动壳体直径，所述副壳体内设有副燃烧室，所述副燃烧室内设有副固体推进剂，所述副壳体上靠近所述主喷口的一端设有若干副喷口，所述主燃烧室内设有与所述主固体推进剂贴合的主点火药盒，所述副燃烧室设有与所述副固体推进剂贴合的副点火药盒；所述主燃烧室与所述副燃烧室之间设有连通的传火通道，所述传火通道内填充有传火火药，且所述传火通道处设有控制其开闭的延期装置，所述传火通道设于靠近所述主点火药盒和所述副点火药盒处。
6.作为优选，所述的主点火药盒贴合所述传火通道一端设置，所述的副点火药盒设于所述副燃烧室内远离所述副发动机的一端，所述副固体推进剂上靠近所述传火通道和所述副点火药盒处设有供所述传火通道火焰传递至所述副点火药盒表面的传火间隙。
7.作为优选，所述的主喷口和所述副喷口均包括设于喷口中部的缩径段和由所述缩径段分别向两端延伸的第一锥型喷口段、第二锥型喷口段，所述第一锥型喷口段和所述第二锥型喷口段均由靠近所述缩径段端至远离所述缩径段端直径逐渐增大。
8.作为优选，所述的第一锥型喷口段设于靠近所述主燃烧室、所述副燃烧室的一端，所述第一锥型喷口段两侧内壁之间夹角为60
°
，所述第二锥型喷口段两侧内壁之间夹角为24
°
。
9.作为优选，所述的主喷口和所述副喷口分别相对所述主发动机轴线、所述副发动机轴线倾斜设置，且所述主喷口与所述副喷口倾斜方向相同。
10.作为优选，所述主喷口倾角为27
°
，所述副喷口倾角为15
°
。
11.作为优选，所述的延期装置为电拔销器，所述电拔销器销头朝向所述传火通道设置。
12.作为优选，所述主发动壳体还包括设于远离所述副发动机端的主喷管，所述主燃烧室设于所述主发动壳体和所述主喷管之间，所述主喷口设于所述主喷管上，所述主喷管与所述主固体推进剂之间设有主挡药板和主密封片。
13.作为优选，所述副壳体包括设于靠近所述主发动机端的副喷管，所述主发动壳体与所述副喷管固定连接，所述副燃烧室设于所述副喷管与所述副壳体之间，所述副喷管与所述副固体推进剂之间设有副挡药板和副密封片，所述主发动壳体与所述副喷管固定连接。
14.作为优选，所述的主发动壳体外壁还设有若干尾翼，所述尾翼一端通过翼座与所述主发动壳体外壁铰接连接，所述翼座上设有用于驱动所述尾翼绕所述翼座向远离所述主发动壳体方向翻转展开的扭簧。
15.本发明一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机的有益效果：本发明通过将将主发动机和副发动机结合，使得本技术发动机根据不同的需求，具有四种发射方式，主发动机单独工作，低初速、低转速、小射程；副发动机单独工作，低初速、高转速、小射程；主副发动机同时工作，高初速、高转速、大射程；主、副发动机连续工作，低初速、低转速、大射程。满足各种不同射程、不同速度、不同转速的射击需求，一机多用。
16.本发明的特征及优点将通过实施例结合附图进行详细说明。
附图说明
17.图1是本发明一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机的主视结构示意图。
18.图2是本发明一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机的主视剖面结构示意图。
19.图3是本发明一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机的副喷管侧视结构示意图。
20.图4是图3中a-a剖面结构示意图。
21.图5是图3中b-b剖面结构示意图。
22.图6是本发明一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机的主喷管侧视结构示意图。
23.图7是图3中e-e剖面结构示意图。
24.图8是本发明一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机使用时结构示意图。
25.其中：1-副壳体；2-副点火药盒；4-副固体推进剂；5-副挡药板；6-副密封片；7-副喷管；9-主发动壳体；11-主固体推进剂；12-主挡药板；13-主密封片；14-主喷管；17-尾翼；19-扭簧；20-主点火药盒；21-延期装置；22-传火通道；23-传火火药；24-传火间隙；25-缩径段；26-第一锥型喷口段；27-第二锥型喷口段；71-副喷口；91-主燃烧室；101-副燃烧室；141-主喷口
实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明了，下面通过附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。但是应该理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限制本发明的范围。此外，在以下说明中，省略了对公知结构和技术的描述，以避免不必要地混淆本发明的概念。
26.在本发明的描述中，需要说明的是，当元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者间接在该另一个元件上。当一个元件被称为是“连接于”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或间接连接至该另一个元件上。
27.在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位，以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。“若干”的含义是一个或一个以上，除非另有明确具体的限定。
28.在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
实施例
29.参阅图1-图8，本发明一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机，由主发动机和副发动机共2个发动机组成，主发动机与所述副发动机同轴设置，所述主发动机包括主发动壳体9，所述主发动壳体9内设有主燃烧室91，所述主燃烧室91内填充有主固体推进剂11，所述主发动壳体9一端设有若干绕所述主发动机轴心设置的主喷口141，所述主喷口141与所述主燃烧室91连通，所述副发动机设于所述主发动机上远离所述主喷口141的一端，所述副发动机包括副壳体1，所述副壳体1直径小于所述主发动壳体9直径，所述副壳体1内设有副燃烧室101，所述副燃烧室101内设有副固体推进剂4，所述副壳体1上靠近所述主喷口141的一端设有若干副喷口71，所述主燃烧室91内设有与所述主固体推进剂11贴合的主点火药盒
20，所述副燃烧室101设有与所述副固体推进剂4贴合的副点火药盒2；所述主燃烧室91与所述副燃烧室101之间设有连通的传火通道22，所述传火通道22内填充有传火火药，且所述传火通道22处设有控制其开闭的延期装置21，所述传火通道22设于靠近所述主点火药盒20和所述副点火药盒2处。还包括用于控制主点火药盒20、副点火药盒2点火及用于控制延期装置21的发火控制系统。本实施例中通过将主发动机和副发动机结合，使得本技术发动机根据不同的需求，具有四种发射方式，即：主发动机单独工作，低初速、低转速、小射程；副发动机单独工作，低初速、高转速、小射程；主副发动机同时工作，高初速、高转速、大射程；主、副发动机连续工作，低初速、低转速、大射程。满足各种不同射程、不同速度、不同转速的射击需求，一机多用。传火通道22和传火火药可以将火焰传递流通，保证两个发动机能够同时工作，避免任一发动机未正常工作从而影响正常发射，延期装置21用于控制传火通道22的开闭，从而控制主、副发动机是否联动，主、副发动机单独工作时，延期装置21可控制传火通道22关闭，使主、副发动机可以分别单独工作。当主、副发动机需要同时开启时，延期装置21可控制传火通道22开启，传火通道22可以将火焰传递流通，保证两个发动机能够同时工作，避免任一发动机未正常工作从而影响正常发射。
30.参阅图2，主点火药盒20贴合所述传火通道22一端设置，所述副点火药盒2设于所述副燃烧室101内远离所述副发动机的一端，所述副固体推进剂4上靠近所述传火通道22和所述副点火药盒2处设有供所述传火通道22火焰传递至所述副点火药盒2表面的传火间隙24。
实施例
31.参阅图5、图7，主喷口141和所述副喷口71均包括设于喷口中部的缩径段25和由所述缩径段25分别向两端延伸的第一锥型喷口段26、第二锥型喷口段27，所述第一锥型喷口段26和所述第二锥型喷口段27均由靠近所述缩径段25端至远离所述缩径段25端直径逐渐增大。集中喷射，提高推力，提高飞行速度和飞行距离，提高燃料的有效利用率。
32.参阅图5、图7，第一锥型喷口段26设于靠近所述主燃烧室91、所述副燃烧室101的一端，所述第一锥型喷口段26两侧内壁之间夹角为60
°
，所述第二锥型喷口段27两侧内壁之间夹角为24
°
。多次试验后得出最佳喷口角度，第一锥型喷口段26便于将压力集中喷射，第二锥型喷口段27便于将压力快速释放。
33.参阅图4、图6，主喷口141和所述副喷口71分别相对所述主发动机轴线、所述副发动机轴线倾斜设置，且所述主喷口141与所述副喷口71倾斜方向相同。使火箭发动机飞行过程中可以绕轴线高速旋转，高速旋转产生的陀螺效应使火箭弹稳定飞行。
34.优选的，主喷口141倾角为27
°
，副喷口71倾角为15
°
。主喷口141设置更靠近火箭发动机轴线位置，且数量更少，为了驱动火箭发动机旋转需要更大的倾角，副喷口71数量更多，且设置在远离火箭发动机轴线位置，所以倾角相对较小。
35.参阅图2，延期装置21为电拔销器，所述电拔销器销头朝向所述传火通道22设置。电拔销器的削头伸入传火通道22内时，能够将传火通道22中部封闭，从而阻止传火，当需要打开传火通道22时，电拔销器的削头缩回，即可正常传火。
36.参阅图2，主发动壳体9还包括设于远离所述副发动机端的主喷管14，所述主燃烧室91设于所述主发动壳体9和所述主喷管14之间，所述主喷口141设于所述主喷管14上，所
述主喷管14与所述主固体推进剂11之间设有主挡药板12和主密封片13。将主燃烧室91设置在主喷管14与主发动壳体9之间，便于填充主固体推进剂11，主挡药板12和主密封片13用于保护主固体推进剂11，避免泄漏、受潮。
37.参阅图2，副壳体1包括设于靠近所述主发动机端的副喷管7，所述主发动壳体9与所述副喷管7固定连接，所述副燃烧室101设于所述副喷管7与所述副壳体1之间，所述副喷管7与所述副固体推进剂4之间设有副挡药板5和副密封片6，所述主发动壳体9与所述副喷管7固定连接。将副燃烧室101设置在主喷管14与主发动壳体9之间，便于填充副固体推进剂4，副挡药板5和副密封片6用于保护副固体推进剂4，避免泄漏、受潮。
38.参阅图1，主发动壳体9外壁还设有若干尾翼17，所述尾翼17一端通过翼座16与所述主发动壳体9外壁铰接连接，所述翼座16上设有用于驱动所述尾翼17绕所述翼座16向远离所述主发动壳体9方向翻转展开的扭簧19。尾翼17可绕翼座向副发动机方向翻转，从而与主发动壳体9贴合，使其能够放入发射管内，当发射后，脱离发射管，扭簧19能够驱动尾翼17自动展开，从而保持飞行姿态。
39.参阅图2，所述主喷管14和所述副喷管7开口处分别设有主堵头15和副堵头8。
40.本发明工作过程：本发明一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机在工作过程中：1）主发动机单独工作：在小射程、且对转速要求低的情况下，发火控制系统点燃主点火药盒20，主点火药药盒20燃烧产生的高温高压气体流经主固体推进剂11表面时，点燃主固体推进剂11，同时延期装置21传火通道关闭，副发动机不工作，仅靠主发动机中的主固体推进剂作用推动火箭弹飞行；2）副发动机单独工作：在小射程、对转速要求高的情况下，发火控制系统点燃副点火药盒2，副点火药药盒2燃烧产生的高温高压气体流经副固体推进剂4表面时，点燃副固体推进剂4，同时延期装置21传火通道关闭，主发动机不工作，仅靠副发动机中的副固体推进剂作用推动火箭弹飞行；3）主、副发动机同时：在大射程、对初速没有限制的情况下，一般采用主、副发动机同时点火。延期装置21打开传火通道，发火控制系统同时点燃主点火药盒20、副点火药盒2；主、副点火药盒燃烧产生的高温高压气体流经固体推进剂表面时，点燃主固体推进剂11、副固体推进剂4，传火通道22能够保证两个发动机均正常点火，当有任一发动机未正常点火时，另一发动机的火焰能够通过传火通道22传递至未正常点火的发动机内，点燃该发动机内点火药盒，从而使两个发动机均能保证点燃，发动机产生高温高压气体，从喷管喷出，推动火箭弹飞行。
41.4）主、副发动机连续工作：在大射程的前提下，某些战斗部对初速比较敏感，这就要求火箭弹具有较低的初速，同时为了保证射程，采用主、副发动机连续工作的方式。发火控制系统，点燃主点火药盒10，主点火药盒10燃烧产生的高温高压气体流经主固体推进剂11表面时，点燃主固体推进剂11，推动火箭弹飞行，此时延期装置21控制传火通道22保持关闭；主固体推进剂燃烧结束后，弹丸持续飞行，发火控制系统点燃副点火药盒2，同时延期装置21控制传火通道22打开，副点火药药盒燃烧产生的高温高压气体流经副固体推进剂4表面时，点燃副固体推进剂4，给火箭弹提供动力，使其继续飞行，达到预期的射程。
42.本技术文件中使用到的标准零件均可以从市场上购买，各个零件的具体连接方式
均采用现有技术中成熟的螺栓、铆钉、焊接等常规手段，电动滑轨滑座、气缸、焊接机、电动伸缩杆和控制器内部部件均采用现有技术中常规的型号，且其内部构造属于现有技术结构，工人根据现有技术手册就可完成对其进行正常操作，加上电路连接采用现有技术中常规的连接方式，在此不再作出具体叙述。
43.需要说明的是，尽管在本文中已经对上述各实施例进行了描述，但并非因此限制本发明的专利保护范围。因此，基于本发明的创新理念，对本文所述实施例进行的变更和修改，或利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，直接或间接地将以上技术方案运用在其他相关的技术领域，均包括在本发明专利的保护范围之内。

技术特征：
1.一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机，包括主发动机和与所述主发动机同轴设置的副发动机，其特征在于：所述主发动机包括主发动壳体（9），所述主发动壳体（9）内设有主燃烧室（91），所述主燃烧室（91）内填充有主固体推进剂（11），所述主发动壳体（9）一端设有若干绕所述主发动机轴心设置的主喷口（141），所述主喷口（141）与所述主燃烧室（91）连通，所述副发动机设于所述主发动机上远离所述主喷口（141）的一端，所述副发动机包括副壳体（1），所述副壳体（1）直径小于所述主发动壳体（9）直径，所述副壳体（1）内设有副燃烧室（101），所述副燃烧室（101）内设有副固体推进剂（4），所述副壳体（1）上靠近所述主喷口（141）的一端设有若干副喷口（71），所述主燃烧室（91）内设有与所述主固体推进剂（11）贴合的主点火药盒（20），所述副燃烧室（101）设有与所述副固体推进剂（4）贴合的副点火药盒（2）；所述主燃烧室（91）与所述副燃烧室（101）之间设有连通的传火通道（22），所述传火通道（22）内填充有传火火药，且所述传火通道（22）处设有控制其开闭的延期装置（21），所述传火通道（22）设于靠近所述主点火药盒（20）和所述副点火药盒（2）处。2.如权利要求1所述的一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机，其特征在于：所述主点火药盒（20）贴合所述传火通道（22）一端设置，所述副点火药盒（2）设于所述副燃烧室（101）内远离所述副发动机的一端，所述副固体推进剂（4）上靠近所述传火通道（22）和所述副点火药盒（2）处设有供所述传火通道（22）火焰传递至所述副点火药盒（2）表面的传火间隙（24）。3.如权利要求1所述的一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机，其特征在于：所述主喷口（141）和所述副喷口（71）均包括设于喷口中部的缩径段（25）和由所述缩径段（25）分别向两端延伸的第一锥型喷口段（26）、第二锥型喷口段（27），所述第一锥型喷口段（26）和所述第二锥型喷口段（27）均由靠近所述缩径段（25）端至远离所述缩径段（25）端直径逐渐增大。4.如权利要求4所述的一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机，其特征在于：所述第一锥型喷口段（26）设于靠近所述主燃烧室（91）、所述副燃烧室（101）的一端，所述第一锥型喷口段（26）两侧内壁之间夹角为60
°
，所述第二锥型喷口段（27）两侧内壁之间夹角为24
°
。5.如权利要求1所述的一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机，其特征在于：所述主喷口（141）和所述副喷口（71）分别相对所述主发动机轴线、所述副发动机轴线倾斜设置，且所述主喷口（141）与所述副喷口（71）倾斜方向相同。6.如权利要求5所述的一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机，其特征在于：所述主喷口（141）倾角为27
°
，所述副喷口（71）倾角为15
°
。7.如权利要求1所述的一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机，其特征在于：所述延期装置（21）为电拔销器，所述电拔销器销头朝向所述传火通道（22）设置。8.如权利要求1所述的一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机，其特征在于：所述主发动壳体（9）还包括设于远离所述副发动机端的主喷管（14），所述主燃烧室（91）设于所述主发动壳体（9）和所述主喷管（14）之间，所述主喷口（141）设于所述主喷管（14）上，所述主喷管（14）与所述主固体推进剂（11）之间设有主挡药板（12）和主密封片（13）。9.如权利要求1所述的一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机，其特征在于：所述副壳体（1）包括设于靠近所述主发动机端的副喷管（7），所述主发动壳体（9）与所述副喷管（7）
固定连接，所述副燃烧室（101）设于所述副喷管（7）与所述副壳体（1）之间，所述副喷管（7）与所述副固体推进剂（4）之间设有副挡药板（5）和副密封片（6），所述主发动壳体（9）与所述副喷管（7）固定连接。10.如权利要求1所述的一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机，其特征在于：所述主发动壳体（9）外壁还设有若干尾翼（17），所述尾翼（17）一端通过翼座（16）与所述主发动壳体（9）外壁铰接连接，所述翼座（16）上设有用于驱动所述尾翼（17）绕所述翼座（16）向远离所述主发动壳体（9）方向翻转展开的扭簧（19）。

技术总结
本发明公开了一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机，包括主发动机和与所述主发动机同轴设置的副发动机，所述主发动机包括主发动壳体，所述主发动壳体内设有主燃烧室，所述主燃烧室内填充有主固体推进剂，所述主发动壳体一端设有若干绕所述主发动机轴心设置的主喷口，所述主喷口与所述主燃烧室连通，所述副发动机设于所述主发动机上远离所述主喷口的一端，所述副发动机包括副壳体，所述副壳体直径小于所述主发动壳体直径，所述副壳体内设有副燃烧室，所述副燃烧室内设有副固体推进剂，所述副壳体上靠近所述主喷口的一端设有若干副喷口。本发明具有四种点火方式，可根据不同使用要求选择点火方式，从而满足各种不同射程、射速需求。射速需求。射速需求。


技术研发人员：张明博 俞志强 徐华军 雷禄 归露晨
受保护的技术使用者：浙江省军工集团股份有限公司
技术研发日：2023.04.26
技术公布日：2023/7/25