[發明專利]一種大燃氣量供氣模式的固體矢量推力裝置

有效

• 申請號: 202210493848.7
• 申請日: 2022-04-28
• 公開（公告）號: CN114857620B
• 公開（公告）日: 2023-06-20
• 發明（設計）人: 趙啟揚;丁杰;王剛;周楊梓;周子翔;余明敏;王善金;周睿;張周周;劉丹;王少恒
• 申請（專利權）人: 湖北航天技術研究院總體設計所
• 主分類號: F23R3/28
• 分類號: F23R3/28
• 代理公司: 武漢智權專利代理事務所(特殊普通合伙) 42225
• 代理人: 唐勇

本申請涉及一種大燃氣量供氣模式的固體矢量推力裝置，屬于運載火箭姿控動力系統技術領域，包括：燃發器，其包括殼體和位于殼體兩端的燃氣排出口，殼體內設有一端開口四周封閉的雙層環形絕熱層，雙層環形絕熱層內裝填有藥柱，雙層環形絕熱層的中心孔內設有中心管，中心管的一端朝向雙層環形絕熱層的開口端并與其中一個燃氣排出口連通，中心管的另一端與另一個燃氣排出口連通；姿控器，其包括將多組燃發器首尾連接并組成環形燃氣通道的多條燃氣管路，多條燃氣管路上共設有六組推力器，六組推力器出口方向的軸線共同組成“卄”形結構。本申請采用兩邊出氣的燃發器能夠節省近一半的消極質量，且能夠長時間工作并提供大燃面的恒定流量的燃氣。

技術領域

本申請涉及運載火箭姿控動力系統技術領域，特別涉及一種大燃氣量供氣模式的固體矢量推力裝置。

背景技術

運載火箭姿控動力系統在運載火箭飛行過程中起著重要作用，包括控制運載火箭完成俯仰、偏航、滾轉、軌道保持、速度修正等。傳統液體運載火箭姿控動力系統部組件分布分散，輸送管路穿插復雜，氣密泄漏風險較高，總裝測試工序繁多，并且需要運載火箭總體系統設計預留大量空間容納姿控系統，降低了運載火箭可靠性和空間利用效率，制約了運載火箭快速響應能力及運載載荷能力的提升和發展。

另外，運載火箭姿控動力系統可提供短時間的持續推力，進行偏轉與姿態控制，一般與主飛行軌跡的軸線成90°。固體推進劑因其固有的易獲得性、可貯存性、安全性高和維護使用方便等方面的優點，克服了有毒液體推進劑帶來的安全隱患問題。但相較于液體姿軌控動力系統推力大、比沖高、工作時間長而言，固體姿軌控動力系統目前仍存在推力小、比沖低、工作時間短、推進劑利用率低等不足的缺點。

傳統的燃氣發生器通常燃面較小，一般藥柱為單側等截面的端面燃燒，無法提供長工作時間的大燃面燃燒。通常情況下，固體姿控發動機安裝于導彈的環形空間內，空間包絡較小，對固體姿控發動機的體積和質量包絡提出了極高的要求。采用傳統的單側端面燃燒燃氣發生器結構，消極質量高，空間利用率較低，已無法適應于未來導彈武器對輕質高效固體姿控發動機的要求。

發明內容

本申請實施例提供一種大燃氣量供氣模式的固體矢量推力裝置，以解決相關技術中單側端面燃燒燃氣發生器結構存在消極質量高的問題。

本申請實施例提供了一種大燃氣量供氣模式的固體矢量推力裝置，包括：

燃發器，所述燃發器設有多組，所述燃發器包括殼體和位于殼體兩端的燃氣排出口，所述殼體內同軸設有一端開口四周封閉的雙層環形絕熱層，所述雙層環形絕熱層內裝填有藥柱，所述雙層環形絕熱層的中心孔內同軸設有中心管，所述中心管的一端朝向雙層環形絕熱層的開口端并與其中一個燃氣排出口連通，所述中心管的另一端與另一個燃氣排出口連通；

姿控器，所述姿控器包括將多組燃發器首尾連接并組成環形燃氣通道的多條燃氣管路，所述燃氣管路的一端與其中一組燃發器的燃氣排出口連通，燃氣管路的另一端與另一組燃發器的燃氣排出口連通，多條所述燃氣管路上共設有六組推力器，六組推力器出口方向的軸線共同組成“卄”形結構。

在一些實施例中：所述雙層環形絕熱層包括：

外筒體，所述外筒體的外壁粘接在所述殼體內壁上；

內筒體，所述內筒體同軸位于所述外筒體內，所述內筒體的一端與所述外筒體的一端之間形成燃面窗口；

環狀連接層，所述環狀連接層的外邊緣和內邊緣分別與所述外筒體另一端和內筒體另一端相連接，并在所述外筒體、內筒體和環狀連接層之間形成裝填藥柱的藥柱填充空間。

在一些實施例中：所述第一間隙的大小為0～0.5mm，且當取值為0時，所述第二部分與所述外筒體的內壁接觸且不粘接。