一种用于无人机发射的斜置喷管发动机制造技术

本发明专利技术公开了一种用于无人机发射的斜置喷管发动机，包括燃烧室、安装在所述燃烧室后端的斜置喷管，以及装填在所述燃烧室内腔的发动机装药；所述发动机装药的外形从前向后依次为圆柱段和三段锥度逐渐增大的圆台段，所述发动机装药的内形从前向后为三段直径逐渐增大的圆柱段；所述发动机装药的外形最后端圆台段的后端深入至所述斜置喷管的收敛段；所述斜置喷管轴线与所述燃烧室轴线的交点位于所述发动机装药内形最后端圆柱段的中间位置本发明专利技术的斜置喷管发动机，实现了工作推力随时间恒定，降低了无人机发射过程所承受的过载，降低了消极重量。了消极重量。了消极重量。

【技术实现步骤摘要】
一种用于无人机发射的斜置喷管发动机


[0001]本专利技术涉及一种用于无人机发射的斜置喷管发动机，属于固体火箭发动机


技术介绍

[0002]常规固体火箭发动机喷管轴向与燃烧室轴向一致，喷管位于发动机轴向后端。某些应用场合如无人机发射飞行时，无人机需获得斜向上推力，但由于空间限制无法使助推器与飞机之间存在夹角，故需通过喷管与燃烧之间存在夹角(斜置喷管)，产生斜向上推力。
[0003]传统斜置喷管装药在使用管状药时，药柱内外侧同时燃烧，高温高压燃气通过斜置喷管时，喷管上下两侧燃气流速不同，形成涡流。药柱燃烧受其影响，在初始阶段形成侵蚀燃烧。导致出现较大的初始压力峰值，初始压强大，今儿形成较大的推力峰值。会导致无人机起飞过载高，损坏机体上的电子元器件，降低使用寿命；为了保证发动机工作的可靠性，增加燃烧室厚度，增加飞机的消极重量。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的是为了解决传统斜置喷管发动机装药存在初始峰值比高，初始压强大，消极重量大，过载高等技术难题，而提供一种用于无人机发射的斜置喷管发动机。
[0005]本专利技术的目的是通过以下技术方案实现的：
[0006]本专利技术的一种用于无人机发射的斜置喷管发动机，包括燃烧室、安装在所述燃烧室后端的斜置喷管，以及装填在所述燃烧室内腔的发动机装药；
[0007]所述发动机装药的外形从前向后依次为圆柱段和三段锥度逐渐增大的圆台段，所述发动机装药的内形从前向后为三段直径逐渐增大的圆柱段；
[0008]所述发动机装药的外形最后端圆台段的后端深入至所述斜置喷管的收敛段；
[0009]所述斜置喷管轴线与所述燃烧室轴线的交点位于所述发动机装药内形最后端圆柱段的中间位置；
[0010]所述发动机装药外形圆柱段的长度L1＝(0.50～0.52)L，所述发动机装药外形三段圆台段的长度分别为L2＝(0.40～0.42)L，L3＝(0.05～0.07)L，L4＝(0.01～0.03)L；其中L为发动机装药的总长；
[0011]所述发动机装药外形圆柱段的直径为D，所述发动机装药外形三段圆台段的后端直径从前至后分别为：D2＝(0.92～0.94)D，D3＝(0.88～0.90)D，D4＝(0.78～0.80)D；
[0012]所述发动机装药内形三段圆柱段的长度分别为l1＝(0.79～0.81)L，l2＝(0.07～0.09)L，l3＝(0.11～0.13)L；
[0013]所述发动机装药内形三段圆柱段的直径分别为d1＝(0.17～0.19)D，d2＝(0.19～0.21)D，d3＝(0.24～0.26)D；
[0014]所述燃烧室的内径为D1＝(1.06～1.08)D。
[0015]有益效果
[0016]本专利技术的斜置喷管发动机，通过采用斜置喷管设计、截锥形装药结构，使得在燃烧室内内通气参量＜100；在燃烧室内外通气参量＜90。深入斜置喷管喷管组件收敛段装药的内通气参量＜90；在斜置喷管内外通气参量＜75。实现了工作推力随时间恒定，降低了无人机发射过程所承受的过载，降低了消极重量。
附图说明
[0017]图1为本专利技术斜置喷管发动机的结构示意图；
[0018]图2为本专利技术斜置喷管发动机中药型尺寸示意图；
[0019]图3为实施例得到的发动机进行高温环境点火试验的压力
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时间曲线；
[0020]图中，1
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发动机装药，2
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燃烧室，3
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斜置喷管。
具体实施方式
[0021]下面结合附图和实施例对本专利技术的内容作进一步描述。
[0022]实施例
[0023]如图1所示，本专利技术的一种用于无人机发射的斜置喷管发动机，包括燃烧室2、安装在所述燃烧室2后端的斜置喷管3，以及装填在所述燃烧室2内腔的发动机装药1；
[0024]如图2所示，所述发动机装药1的外形从前向后依次为圆柱段和三段锥度逐渐增大的圆台段，所述发动机装药1的内形从前向后为三段直径逐渐增大的圆柱段；
[0025]所述发动机装药1的外形最后端圆台段的后端深入至所述斜置喷管的收敛段；
[0026]所述斜置喷管3轴线与所述燃烧室2轴线的交点位于所述发动机装药1内形最后端圆柱段的中间位置；
[0027]所述发动机装药1的尺寸参数如下：所述发动机装药的总长为798mm，所述发动机装药外形圆柱段的长度L1＝408mm，所述发动机装药外形三段圆台段的长度分别为L2＝330mm，L3＝47.5mm，L4＝12.5mm；
[0028]所述发动机装药外形圆柱段的直径D＝137.2mm，所述发动机装药外形三段圆台段的后端直径从前至后分别为：D2＝128mm，D3＝122mm，D4＝108mm；
[0029]所述发动机装药内形三段圆柱段的长度分别为l1＝628mm，l2＝70mm，l3＝100mm；
[0030]所述发动机装药内形三段圆柱段的直径分别为d1＝25mm，d2＝28mm，d3＝35mm；
[0031]所述燃烧室的内径为D1＝146.6mm。
[0032]将实施例得到的发动机按GJB770B规定的方法704.1进行高温环境(55℃
±
2℃)点火试验，得出发动机的压力
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时间曲线，如图3所示，通过分析可得：实施例得到的发动机，燃烧室内的内通气参量分别为96、93；在燃烧室内的外通气参量分别为86、84。在喷管组件内的内通气参量为71，在喷管组件内的外通气参量为66。降低了降低了火箭发动机工作时的初始压强峰值，压力峰值比为1.06。
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于无人机发射的斜置喷管发动机，其特征是：包括燃烧室、安装在所述燃烧室后端的斜置喷管，以及装填在所述燃烧室内腔的发动机装药；所述发动机装药的外形从前向后依次为圆柱段和三段锥度逐渐增大的圆台段，所述发动机装药的内形从前向后为三段直径逐渐增大的圆柱段；所述发动机装药的外形最后端圆台段的后端深入至所述斜置喷管的收敛段；所述斜置喷管轴线与所述燃烧室轴线的交点位于所述发动机装药内形最后端圆柱段的中间位置；所述发动机装药外形圆柱段的长度L1＝(0.50～0.52)L，所述发动机装药外形三段圆台段的长度分别为L2＝(0.40～0.42)L，L3＝(0.05～0.07)L，L4...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴子隆，屈满意，周飞，杨青林，闫宇民，冀俊昕，赵国祯，温志伟，王天龙，
申请(专利权)人：山西北方兴安化学工业有限公司，
类型：发明
国别省市：