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公开(公告)号：CN114320662B
公开(公告)日：2022-11-22
申请号：CN202210013506.0
申请日：2022-01-06
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明公开了一种宽速域高机动吸气式组合推进动力系统及导弹，该动力系统包括电控固体火箭推进段、凝胶冲压推进段、固体火箭推进段与进气道；电控固体火箭推进段包括能够存储电控固体推进剂的第一储存段与第一喷管，凝胶冲压推进段包括能够存储凝胶推进剂的第二储存段与预燃室，固体火箭推进段包括能够存储固体推进剂的补燃室与第二喷管；第一储存段、第一喷管、第二储存段、预燃室与补燃室依次相连，第二喷管位于补燃室内靠近尾端的位置；进气道与补燃室靠近首端的位置相通。以金属基凝胶推进剂为核心，构建工作模式可变的新型火箭/冲压发动机，实现了导弹宽速域、跨介质、高机动飞行，支撑未来宽速域、高机动能力的新型导弹动力系统。
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公开(公告)号：CN113653571B
公开(公告)日：2022-11-08
申请号：CN202110937409.6
申请日：2021-08-16
申请人： 北京机械设备研究所
摘要： 本发明公开了固体推进剂的燃烧稳流装置及固体发动机燃烧发生器，该固体推进剂的燃烧稳流装置包括燃气导流道，所述燃气导流道上阵列设置有多个燃气孔；其中，所述燃气导流道设置于所述固体推进剂的内孔中，且所述燃气导流道与所述固体推进剂的内孔壁之间具有导流间隙，所述固体推进剂燃烧产生的燃气经由所述导流间隙和所述燃气孔流入所述燃气导流道内并经由所述燃气导流道导流至固体发动机的喷管。本发明在固体推进剂的内孔中设置了燃气导流道，固体推进剂燃烧时产生的燃气经由燃气导流道导流至固体发动机的喷管，能够有效抑制固体推进剂的侵蚀燃烧影响，确保固体推进剂燃烧速度稳定，有利于提高固体发动机推力输出的稳定性。
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公开(公告)号：CN111946489B
公开(公告)日：2021-11-16
申请号：CN202010803772.4
申请日：2020-08-11
申请人： 北京机械设备研究所
摘要： 本申请揭示了一种重力定向阵列式固体发动机及推力输出定向控制方法，该重力定向阵列式固体发动机包括竖向的基底结构、在所述基底结构上周向均匀阵列式排布的发动机以及与所述发动机一一对应的点火回路，其中:每个点火回路均包括导电腔以及与所述导电腔相匹配的第一导电极和第二导电极，所述导电腔内装有导电液，所述第一导电极与点火线负极电性连接；所述发动机的点火器由两根点火线引出，其中一根点火线接点火线正极，另一根点火线接与所述发动机对应的点火回路的第二导电极上。本申请通过采用导电液体在重力作用下的自动聚集，形成预设方向的有效电路，从而产生预设方向的推力，结构简单，推力方向控制可靠，智能化程度高。
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公开(公告)号：CN112282966A
公开(公告)日：2021-01-29
申请号：CN202011050978.0
申请日：2020-09-29
申请人： 上海新力动力设备研究所
摘要： 本发明提供了一种具有多阀门的固体姿轨控发动机及其点火建压方法，该发动机包括固体燃烧室、点火装置、阀门组和控制器，点火装置是固体燃烧室工作的激发源，固体燃烧室产生的燃气是阀门组的工作介质，控制器接收上位机指令控制阀门组，阀门组是燃气的排气位置，阀门可以控制燃气流量。其点火建压包括以下步骤：上位机运算发出固体姿轨控发动机工作信号，控制器接受上位机输入信号，控制器输出阀门组全部关闭指令，阀门组全部关闭，控制器输出点火指令，点火装置点火，固体燃烧室建压燃烧，控制器接收上位机信号输出阀门组作动指令，阀门组按照上位机要求输出推力。
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公开(公告)号：CN110145412B
公开(公告)日：2020-11-03
申请号：CN201910446867.2
申请日：2019-05-27
申请人： 北京理工大学
摘要： 本发明公开了一种门式固体火箭发动机，属于固体火箭发动机技术领域。该发动机内部设有储存室和燃烧室，存储室和燃烧室内部具有多个独立且对应的分存储室通道和分燃烧室通道，分存储室通道和分燃烧室通道的末端分别由安装在其上的分存储室通道门和分燃烧室通道门封闭，分存储室内依次装入一段弹簧和多段药柱，药柱由分存储室通道门压缩封闭在分存储室通道内，每个分燃烧室门的外部设有点火器；分存储室通道门打开后一段药柱被弹簧顶入分燃烧室通道随即封闭，分燃烧室门打开由点火器对药柱点火；本发明通过控制一个或多个分燃烧室通道同时或循环点火实现对发动机推力的控制。
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公开(公告)号：CN110469426B
公开(公告)日：2020-07-31
申请号：CN201910778824.4
申请日：2019-08-22
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明公开一种推力连续可调的固体火箭发动机及固体火箭，包括依次相连的燃气发生组件、燃烧室与尾喷管，燃气发生组件包括富氧燃气发生器与贫氧燃气发生器；富氧燃气发生器内部设有能够容纳富氧电控固体推进剂的富氧容纳腔，富氧燃气发生器上设有富氧烧蚀电路；贫氧燃气发生器内部设有能够容纳贫氧电控固体推进剂的贫氧容纳腔，贫氧燃气发生器上设有以及贫氧烧蚀电路；富氧燃气发生器上设有能够控制富氧燃气流量的富氧控制器，贫氧燃气发生器上设有能够控制贫氧燃气流量的贫氧控制器，有助于解决传统固体火箭发动机推力调节范围窄，技术难度大的问题和液体火箭发动机供应及调节系统复杂的问题。
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公开(公告)号：CN110714855A
公开(公告)日：2020-01-21
申请号：CN201810761613.5
申请日：2018-07-12
申请人： 南京理工大学
摘要： 本发明公开了一种推力实时可控、可重复点火与熄火的电控动力装置，包括燃烧室壳体、喷管、电极固定套、电极、电控固体推进剂药柱、弹簧、引线端绝缘板、电极固定装置、热防护层、绝缘层、电阻监测器、电压控制器、固定密封端和电极插针。本发明的装置通过改变推进剂药柱起始燃面和燃面电极结构，降低首次点火所需的电压，同时层电极接触、端面燃烧模式保证同一端面可以稳定燃烧；通过电阻监测器和电压控制器配合，调整施加电压，确保产生推力的大小一定；利用电极插针与固定密封端配合使用，既能够对燃烧室起密封作用，又能易于与外部导弹或飞行器装配，达到快速安装和拆卸的目的。
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公开(公告)号：CN110145412A
公开(公告)日：2019-08-20
申请号：CN201910446867.2
申请日：2019-05-27
申请人： 北京理工大学
摘要： 本发明公开了一种门式固体火箭发动机，属于固体火箭发动机技术领域。该发动机内部设有储存室和燃烧室，存储室和燃烧室内部具有多个独立且对应的分存储室通道和分燃烧室通道，分存储室通道和分燃烧室通道的末端分别由安装在其上的分存储室通道门和分燃烧室通道门封闭，分存储室内依次装入一段弹簧和多段药柱，药柱由分存储室通道门压缩封闭在分存储室通道内，每个分燃烧室门的外部设有点火器；分存储室通道门打开后一段药柱被弹簧顶入分燃烧室通道随即封闭，分燃烧室门打开由点火器对药柱点火；本发明通过控制一个或多个分燃烧室通道同时或循环点火实现对发动机推力的控制。
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公开(公告)号：CN106545434A
公开(公告)日：2017-03-29
申请号：CN201610881143.7
申请日：2016-10-10
申请人： 哈尔滨工程大学
摘要： 本发明提供一种环形进气道固体火箭发动机喷管扩张段补充燃烧装置，在弹体的中间段安装有环形进气道，环形进气道与弹体之间设置有附面层隔道，环形进气道由入口段、隔离段、附加扩张段组成，环形进气道的上方设置有弹翼、内部设置有空气入射口，空气入射口的端部设置有堵盖，入口段设置有可移动的锥形体，空气入射口外壁与附加扩张段之间设置有作动系统。本发明利用环境中的O2使固体推进剂充分燃烧，能量利用率高，推力和比冲提高。采用外压式超音速进气道，结构简单易控，操作可行性强。
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公开(公告)号：CN106523188A
公开(公告)日：2017-03-22
申请号：CN201610881144.1
申请日：2016-10-10
申请人： 哈尔滨工程大学
摘要： 本发明提供一种分布式进气道固体火箭发动机喷管扩张段补充燃烧装置，在弹体的中间段轴对称安装有四个进气道，每个进气道与弹体之间设置有附面层隔道，每个进气道均由入口段、隔离段、附加扩张段组成，每个进气道的上方设置有弹翼、内部设置有空气入射口，每个空气入射口的端部设置有堵盖，每个入口段设置有可移动的楔形板。本发明通过合理设置进气道，将外界空气压缩后引入至喷管扩张段处，使燃气中未充分燃烧的燃料再次燃烧，以提高推力和比冲。通过作动系统，时喷管附加扩张段偏转，从而实现推力矢量控制。
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