一种基于混合火箭发动机的人工影响天气飞行器

1.本发明属于气象飞行器和火箭发动机领域，特别涉及一种基于混合火箭发动机的人工影响天气飞行器。


背景技术：

2.为了避免或减轻气象灾害，合理利用气候资源，在适当条件下通过现代科技技术手段对局部大气的物理变化过程进行人工干预影响，调整天气状态，实现降雨、防雹、驱云等目的。目前主要采用的人工影响天气的作业方法有通过飞机、火箭或地面发生器等手段向云中播撒碘化银催化剂，改变云的微结构，使云、雾、降水等天气现象发生改变，其中火箭因具有高效率、远射程和高射高的显著优势而被广泛采用。因此设计一种基于火箭发动机的人工降雨、除雹、驱云飞行器对百姓生产作业活动和降灾具有重要意义。
3.实用新型专利《一种人工降雨消雹火箭》，专利号：zl92238600.5公开了一种以固体火箭发动机为动力的人工降雨消雹火箭，该火箭由圆柱形壳体、弧形火箭头、安装在所述壳体尾部的尾翼、安装在所述壳体中的引火推进部分及安装在所述火箭头中的炸药部分组成，其特征在于所述壳体尾部为带有凸起环状弹带的船尾结构，所述火箭头与所述壳体间嵌入连接有其上有柱形长孔的筒形中间底，中间底靠所述火箭头的端部外表面有一凸起环形弹带装于所述火箭头内的爆炸部分由从所述火箭头顶部依次装于其中的配重物、弧形炸药块、锥形金属炸药罩、装于所述弧形炸药块中心的碘化银催化剂及公知引爆装置，装于所述中间底与锥形炸药罩间形成环形空间中的环形炸药、装于所述中间底中的筒形衬套及装于中间底上多个柱形长孔中的柱形炸药及小弧形金属炸药罩，装于所述衬套及所述锥形炸药罩内腔中的点火延时火药，依次装于所述中间底底部空腔中的中心开有小引火孔的金属垫片、环状双基药块、点火药饼组成。引火推进部分由装于所述壳体内腔中且心部具有横截面为星形的空腔的柱形双基药推进剂块及装于壳体尾部船型段中的喷管、装于推进剂内腔中且带有引火导线的公知点火头及使其定位的定位环装于喷管中的纸片及密封圈组成。所述中间底与所述推进剂块间有石棉片，所述推进剂块与所述壳体内表面间由硝基油漆布包覆层粘接，其余各部件件由普通粘接剂粘接。所述推进剂、喷管、中间底之间经配合锥度相互嵌入连接，中间底与壳体间经配合锥度相连接。所述壳体、喷管、中间底由玻璃钢制成，火箭头及尾翼由塑料制成。
4.由于该发明专利公开的人工降雨消雹火箭的动力是固体火箭发动机，该发动机中中装有大量高能固体推进剂，属于易燃、易爆火工品，潜在的存在巨大的危险性，尤其是储存、运输和发射过程中极易因静电、撞击等发生爆炸，从而威胁操作人员人身安全。火箭工作结束后，往往易残留未燃烬的固体推进剂而降落至地面，这种未燃烬的固体推进剂在自然光、微小热源条件下都易发生二次燃烧，进而引发火灾。此外，火箭工作结束后依靠重力降落而无减速降落装置，易引发高空坠物伤及人员或建筑，因此该人工降雨消雹火箭在人口或建筑密集处使用时存在严重的安全隐患。
5.综上所述，现有公开技术中的人工降雨消雹火箭采用固体火箭发动机为动力，该
发动机中装有大量的双基推进剂，该推进剂主要由硝化甘油和硝化纤维素制备而成，且燃料与氧化剂已均匀混合，推进剂属于易燃、易爆的火工品，因此该人工降雨消雹火箭在储存、运输和发射过程中存在极大的安全隐患，此外，该火箭工作结束后降落过程中无减速制动装置，该火箭残骸以高速坠落方式坠入大地，易造成人员伤害和建筑损毁。


技术实现要素：

6.本发明提出一种基于混合火箭发动机的人工影响天气飞行器，该飞行器以混合火箭发动机为动力，因混合火箭发动机中氧化剂种类根据发射需要能选用液体氧化亚氮，也可选用高压氧气，且氧化剂与固体燃料药柱分开储存在飞行器中，因此以混合火箭发动机为动力的人工影响天气飞行器在制造、储存、运输和发射过程中都具有较高的安全性。此外，本发明提出的一种基于混合火箭发动机的人工影响天气飞行器带有降落伞，在火箭残骸降落过程中能够减速制动，防止火箭残骸伤害人员和损毁建筑。
7.本发明的技术方案是：一种基于混合火箭发动机的人工影响天气飞行器，其特征在于，包括飞行器外壳体、点火药剂，氧化剂电爆阀13、喷注器14、降落伞6、点火药包21和连接结构；
8.所述飞行器外壳体包括头锥1、伞舱圆筒7、氧化剂储箱11、推力室前封头14、推力室壳体16和尾翼19，且头锥1、伞舱圆筒7、氧化剂储箱11、推力室前封头14、推力室壳体16和尾翼19依次连接；
9.所述头锥1和伞舱圆筒7之间通过火药隔板隔开，自头锥1端部起，头锥1内部依次装有锥形火药、催化剂和火药引燃器4；
10.所述伞舱圆筒7和氧化剂储箱11之间通过伞舱隔板8和弹簧9隔开，伞舱圆筒7内装有降落伞，弹簧初始状态为压缩状态；伞舱隔板中心处开有通孔，降落伞的伞绳通过该中心通孔和弹簧9后与氧化剂储箱11头部连接；
11.所述氧化剂储箱11内部储存氧化剂，其底端通过排放嘴与氧化剂电爆阀13入口连接；能够通过调节氧化剂的种类和/或存储量调节飞行器的飞行高度；
12.所述推力室前封头14一端与氧化剂电爆阀13出口连接，另一端与喷注器15连接；且氧化剂电爆阀13和推力室前封头14外部通过连接结构进行连接；
13.所述推力室壳体16内部同轴装有绝热层管17，绝热层管17内部同轴装有固体燃料药柱，且固体燃料药柱为环形药柱；
14.所述喷管20前端与推力室壳体16后端连接，推力室壳体16后端两侧设有尾翼19；尾翼19沿推力室壳体16外壁周向均布。
15.本发明进一步的技术方案是：所述头锥1前半段为锥形，后半段为圆筒形，头锥末端内壁加工有内螺纹；锥形火药为中空结构，锥形火药装入前半段锥形头部并与前半段锥形头部紧密贴合，且依次在锥形火药中空结构内放入催化剂和火药引燃器，通过火药隔板将锥形火药、碘化银催化剂和火药引燃器封装在头锥中，并通过密封胶粘接。
16.本发明进一步的技术方案是：所述推力室前封头14靠近氧化剂储箱11的一端为凹形，且圆心朝向推力室壳体16内腔，凹腔轴线处为推力室氧化剂入口，且凹腔上设有点火药包21。
17.本发明进一步的技术方案是：所述推力室壳体16内径与所述绝热层管17外径相
同，绝热层管17内径与所述固体燃料药柱外径相同，绝热层管17长度与所述固体燃料药柱18长度相同。
18.本发明进一步的技术方案是：所述喷管20内部为拉瓦尔喷管构型，其中前半段为圆锥形渐缩结构，中间为直径不变的圆柱孔，后半段为圆锥形渐扩结构；喷管20外轮廓后端连接有长围裙，且围裙呈现弧形翅片状，四只翅片状围裙沿所述喷管20的后端外轮廓均匀分布，在每组翅片的前后段各有两通孔。
19.本发明进一步的技术方案是：所述尾翼19的翼面为薄片直角梯形，底座为弧形翅片状；尾翼19的底座前段和后段均各有两通孔，所述尾翼19共有4支且几何尺寸、材料完全相同，所述4支尾翼与所述喷管20后端的围裙通过铆钉连接，且所述尾翼19的翼尖朝向头锥。
20.本发明进一步的技术方案是：所述连接结构包括连接曲壁a23、连接曲壁b12和连接曲壁c22；连接曲壁a23的圆弧外径与所述氧化剂储箱11外径相同；连接曲壁a、连接曲壁b和连接曲壁c安装至所述氧化剂储箱11与所述推力室前封头14之间并进行固定，从而增强所述氧化剂储箱11与所述推力室前封头14之间的连接强度。
21.本发明进一步的技术方案是：所述催化剂为碘化银催化剂。
22.本发明进一步的技术方案是：当人工影响天气飞行器的计划飞行高度和射程都小于1200mm时，氧化剂采用压强为15mpa的气态纯氧，否则氧化剂采用压强为10mpa的液体氧化亚氮。
23.本发明进一步的技术方案是：所述头锥1、伞舱圆筒7、氧化剂储箱11、推力室前封头14、推力室壳体16和尾翼19为同轴连接。
24.发明效果
25.本发明的技术效果在于：
26.1通过使用固液混合发动机为动力，发动机中的氧化剂与燃料分开储存，避免使用固体推进剂火工品，从而提高了人工影响天气飞行器生产、储存、运输和发射过程中的安全系数。
27.2通过使用固液混合发动机为动力，氧化剂与燃料的价格成本比固体推进剂价格成本低5倍以上，从而实现了人工影响天气飞行器低成本制造，降低了人工影响天气作业成本。
28.3通过使用固液混合发动机为动力，氧化剂与燃料燃烧产物主要为水蒸气和二氧化碳和氮气，因此燃烧产物绿色清洁无毒，从而有效保护环境且不影响发射人员的健康。
29.4通过调节氧化剂充装量和选择氧化剂种类能够自由调节飞行器飞行高度，从而能够节约能源。
30.5通过采用降落伞回收，能够降低飞行器坠落速度，从而防止高速坠落的飞行器砸伤人员或砸毁建筑物，进而使得人工影响天气飞行器发射不再受作业区人口密集度和建筑密集度影响。
31.6通过采用降落伞回收，能够降低飞行器坠落速度，使得飞行器平稳的落地，从而不损毁飞行器的动力装置壳体，能够实现飞行器动力装置80％的零件重复使用，进而降低人工影响天气飞行器的使用成本。
附图说明
32.图1是基于混合发动机的人工影响天气飞行器的主剖视图；
33.图2是基于混合发动机的人工影响天气飞行器的主视图；
34.图3是头锥的主剖视图；
35.图4是锥形火药的主剖视图；
36.图5是伞舱圆筒的主剖视图和左视图；
37.图6是伞舱隔板的主剖视图和左视图；
38.图7是氧化剂储箱的主剖视图；
39.图8是喷注器的主剖视图、左视图和右视图；
40.图9是推力室前封头的主剖视图和左视图；
41.图10是推力室壳体的主剖视图；
42.图11是喷管的主剖视图；
43.图12是喷管的主视图、左视图和右视图；
44.图13是连接曲壁a的主视图和左视图；
45.图14是尾翼的主视图和左视图；
46.图15是尾翼的俯视图；
47.图中：1-头锥，2-锥形火药，3-碘化银催化剂，4-火药引燃器，5-火药隔板，6-降落伞，7-伞舱圆筒，8-伞舱隔板，9-弹簧，10-铆钉，11-氧化剂储箱，12-连接曲壁b，13-氧化剂电爆阀，14-推力室前封头，15-喷注器，16-推力室壳体，17-绝热层管，18-固体燃料药柱，19-尾翼，20-喷管，21-点火药包，22-连接曲壁c，23-连接曲壁a。
具体实施方式
48.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”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，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。
49.参见图1-图15，本发明提出的一种基于混合火箭发动机的人工影响天气飞行器，由头锥、碘化银催化剂、锥形火药、火药引燃器、火药隔板、降落伞、降落伞绳、伞舱圆筒、弹簧、伞舱隔板、氧化剂储箱、氧化剂电爆阀、喷注器、推力室前封头、推力室壳体、固体燃料药柱、绝热层管、喷管、尾翼、连接曲壁a、连接曲壁b、连接曲壁c、铆钉和点火药包组成。
50.当云层较低时，人工影响天气飞行器飞行高度较低，氧化剂选用15mpa氧气，当云层较高时，人工影响天气飞行器飞行高度较高，氧化剂选用密度较大的液体氧化亚氮。具体操作为：头锥由酚醛树脂制成，头锥为中空薄壁结构，头锥外轮廓的前半段为锥形，后半段为圆筒形，头锥末端内壁加工有内螺纹；锥形火药为中空结构，锥形火药装入头锥内，并将碘化银催化剂装入锥形火药内孔中，将火药引燃器放置在锥形火药端面，通过火药隔板将锥形火药、碘化银催化剂和火药引燃器封装在头锥中，并通过密封胶粘接。将伞舱圆筒与氧化剂储箱头部连接并通过铆钉固定，将弹簧塞入伞舱圆筒内，弹簧的一端放置于氧化剂储箱头部端面，并用伞舱隔板压缩弹簧另一端，将降落伞绳系于氧化剂储箱头部，通过伞舱隔
板压缩弹簧并将降落伞塞入伞舱圆筒内，使得弹簧处于完全压缩状态。将封装好的箭头与伞舱圆筒通过螺纹连接。氧化剂电爆阀与氧化剂储箱的出口通过螺纹连接，氧化剂电爆阀的另一端与推力室前封头的前端通过螺纹连接，喷注器通过螺纹与推力室前封头内部端面连接，推力室前封头与推力室壳体的前端通过螺纹连接，将点火药包通过密封胶粘接在推力室前封头侧壁上。连接曲壁a、连接曲壁b、连接曲壁c通过铆钉与氧化剂储箱和推力室前封头连接，连接曲壁a、连接曲壁b、连接曲壁c的曲率半径相同且圆心角均为120
°
。推力室壳体为圆管状，推力室壳体的内孔直径与绝热层管的外壁直径相同，绝热层管的内壁直径与固体燃料外壁直径相同，将固体燃料药柱装入绝热层管内，将装有固体燃料药柱的绝热层管装入推力室壳体内。将喷管与推力室壳体尾端通过螺纹连接，将4支尾翼通过铆钉与喷管围裙连接固定。
51.所述头锥1为薄壁回转体，材料为酚醛树脂，头锥1外轮廓的前半段为空心圆锥形，后半段为圆管状，头锥1的后半段末端设置有内螺纹。所述锥形火药2为薄壁回转体，前半段为空心圆台，后半段为圆管状，所述锥形火药2装入所述头锥1内部，所述锥形火药2的外壁与所述头锥1的内壁紧密贴合。所述碘化银催化剂3放置在所述锥形火药2内部。所述火药隔板5为薄圆板形，所述火药引燃器4通过密封胶粘接在所述火药隔板5端面上，将粘接有所述火药引燃器4的火药隔板5放置在装有所述锥形火药2和所述碘化银催化剂3的所述头锥1内，所述火药引燃器靠近所述锥形火药2一侧，使用密封胶将所述火药隔板5与所述头锥1粘接固定。
52.所述伞舱圆筒7为薄壁圆筒，在所述伞舱圆筒的头部有外螺纹，所述伞舱圆筒末端沿圆周均布有12个圆孔，所述伞舱隔板8为薄圆片且中心有一圆孔，所述氧化剂储箱11为圆柱形薄壁容器，所属氧化剂储箱的头部端面上有一半圆环，所述氧化剂储箱11头部有一围裙，围裙上面沿圆周均布有12个圆孔，所述氧化剂储箱11底部端面上有一排放嘴，排放嘴上有外螺纹，该排放嘴与所述氧化剂电爆阀13的入口螺纹连接，所述氧化剂储箱11底部有一围裙，在围裙上沿圆周有15个圆孔，将所述降落伞6的伞绳依次穿过所述伞舱隔板8和所述弹簧9后系在所述氧化剂储箱头部端面上的半圆环上，将所述降落伞6、伞舱隔板8和所述弹簧9装入所述伞舱圆筒7内，所述伞舱圆筒7的12个圆孔与所述氧化剂储箱11上的圆孔对齐并通过12颗所述铆钉10固定。通过所述降落伞6挤压所述伞舱隔板8而压缩所述弹簧9并将所述头锥1末端与所述伞舱圆筒7头部通过螺纹连接。
53.所述推力室前封头14前端有一围裙，在围裙上沿圆周分布有15个圆孔，所述推力室前封头14的后端为外螺纹，螺纹尺寸与所述推力室壳体16前端内螺纹相互匹配，所述推力室前封头14前端端面上有一管路螺纹接头，该接头与所述氧化剂电爆阀13出口螺纹连接，所述推力室前封头14凹腔轴线处为推力室氧化剂入口，所述喷注器15通过螺纹与所述推力室前封头14连接。
54.所述推力室壳体16为管状，在前后均有内螺纹，所述推力室壳体16内径与所述绝热层管17外径相同，所述绝热层管17内径与所述固体燃料药柱外径相同，所述绝热层管17长度与所述固体燃料药柱18长度相同，将所述固体燃料药柱18装入所述绝热层管17内，将装有固体燃料药柱的绝热层管装入所述推力室壳体16内。所述点火药包21通过密封胶粘接在所述推力室前封头14的凹腔处。所述喷管20为回转体，所述喷管20前端有螺纹与所述推力室壳体16后端螺纹连接，所述喷管20内部为拉瓦尔喷管构型，其中前半段为圆锥形渐缩
结构，中间为直径不变的圆柱孔，后半段为圆锥形渐扩结构。所述喷管20外轮廓后端连接有长围裙，为了减小飞行器的消极质量，所述喷管20的围裙呈现弧形翅片状，四只翅片状围裙沿所述喷管20的后端外轮廓均匀分布，在每组翅片的前后段各有两通孔。所述尾翼19的翼面为薄片直角梯形，材料为t6铝合金，所述尾翼19的底座为弧形翅片状，所述尾翼19的底座前段和后段均各有两通孔，所述尾翼19共有4支且几何尺寸、材料完全相同，所述4支尾翼与所述喷管20后端的围裙通过铆钉连接，且所述尾翼19的翼尖朝向头锥。所述连接曲壁a23为薄壁弧形结构，所述连接曲壁a23与所述连接曲壁b12和连接曲壁c22的几何尺寸完全相同，所述连接曲壁a23的弧长所对应的圆心角为120
°
，所述连接曲壁a23的圆弧外径与所述氧化剂储箱11外径相同，所述连接曲壁a23的前后端各有5个通孔，所述连接曲壁a、连接曲壁b、连接曲壁c，安装至所述氧化剂储箱11与所述推力室前封头14之间，并通过铆钉固定，从而增强所述氧化剂储箱11与所述推力室前封头14之间的连接强度。
55.本装置的工作过程为：所述氧化剂电爆阀13启动，氧化剂通过喷注器15进入推力室壳体16内并均匀喷洒在环形点火药柱上，通过点火药包点燃后，推动飞行器发射；当飞行器发射至指定高度后，火药引燃器引燃锥形火药，炸开头锥使得催化剂抛洒在空中，同时炸开火药隔板，被压缩的弹簧向外弹出使得降落伞展开。
56.实施例：
57.当人工影响天气飞行器的计划飞行高度和射程都小于1200mm时，氧化剂采用压强为15mpa的气态纯氧，否则氧化剂采用压强为10mpa的液体氧化亚氮。
58.头锥为薄壁回转体，材料为酚醛树脂，头锥外轮廓的前半段为空心圆锥形，，圆锥角为32
°
，后半段为外径为120mm、内径为114mm圆管状，头锥的后半段末端设置有m116
×
1.5内螺纹。锥形火药为薄壁回转体，前半段为空心圆台，锥角为32
°
，后半段为外径114mm、内径为110mm圆管状，将锥形火药装入头锥内部，碘化银催化剂放置在锥形火药。火药隔板为直径114mm、厚度为4mm的薄圆板，火药引燃器通过密封胶粘接在火药隔板端面上，将粘接有所述火药引燃器的火药隔板放置在装有锥形火药和碘化银催化剂的头锥内，火药引燃器靠近锥形火药一侧，使用密封胶将所述火药隔板与头锥粘接固定。
59.伞舱圆筒为外径120mm、内径112mm薄壁圆筒，在伞舱圆筒的头部有m116
×
1.5外螺纹，伞舱圆筒末端沿圆周均布有12个直径为3mm圆孔，伞舱隔板为外径112mm、内径为15mm、厚度为5mm圆环。氧化剂储箱内径为115mm、外径为120mm的圆柱形薄壁容器，氧化剂储箱的头部端面上有一半圆环，圆环的外径为20mm，内径为10mm，氧化剂储箱头部有一围裙，围裙上面沿圆周均布有12个直径为3mm通孔，氧化剂储箱底部端面上有一排放嘴，排放嘴上有g3/8外螺纹，该排放嘴与氧化剂电爆阀的入口管螺纹连接，氧化剂储箱底部有一围裙，在围裙上沿圆周有15个直径为3mm通孔，将降落伞的伞绳依次穿过伞舱隔板和弹簧后系在所述氧化剂储箱头部端面上的半圆环上，将直径为1000mm的降落伞、伞舱隔板和弹簧装入伞舱圆筒内，其中弹簧外径为105mm，内径为98mm，弹簧自由长度与伞舱圆筒长度相同，伞舱圆筒的12个圆孔与氧化剂储箱上的圆孔对齐并通过12颗铆钉固定。通过降落伞挤压伞舱隔板而压缩弹簧并将头锥末端与伞舱圆筒头部通过螺纹连接。
60.推力室前封头前端有一围裙，在围裙上沿圆周分布有15个直径为3mm通孔，推力室前封头的后端为m116
×
1.5外螺纹，与推力室壳体前端为m116
×
1.5内螺纹相互匹配，推力室前封头前端端面上有一管路螺纹接头，螺纹尺寸为g3/8外螺纹，该接头与氧化剂电爆阀
出口螺纹连接，推力室前封头凹腔轴线处为推力室氧化剂入口，喷注器通过g1/4管螺纹与推力室前封头连接。
61.推力室壳体为外径118mm，内径112mm圆管，在前后均有m116
×
1.5内螺纹，推力室壳体内径与绝热层管外径相同，绝热层管内径与固体燃料药柱外径相同，为108mm，绝热层管长度与所述固体燃料药柱长度相同，将固体燃料药柱装入绝热层管内，将装有固体燃料药柱的绝热层管装入推力室壳体内。点火药包通过密封胶粘接在推力室前封头的凹腔处。喷管为回转体，喷管前端有m116
×
1.5外螺纹与推力室壳体后端螺纹连接，喷管内部为拉瓦尔喷管构型，其中前半段为圆锥形渐缩结构，收敛角为150
°
，中间为直径8mm的圆柱孔，后半段为圆锥形渐扩结构，扩张角为36
°
。喷管外轮廓后端连接有长围裙，为了减小飞行器的消极质量，喷管的围裙呈现弧形翅片状，四只翅片状围裙沿喷管的后端外轮廓均匀分布，在每组翅片的前后段各有两通孔。尾翼的翼面为薄片直角梯形，材料为t6铝合金，尾翼的底座为弧形翅片状，尾翼的底座前段和后段均各有两直径为3mm通孔，尾翼共有4支且几何尺寸、材料完全相同，4支尾翼与喷管后端的围裙通过铆钉连接，且尾翼的翼尖朝向头锥。连接曲壁a为薄壁弧形结构，连接曲壁a与所述连接曲壁b和连接曲壁c的几何尺寸完全相同，连接曲壁a的弧长所对应的圆心角为120
°
，连接曲壁a的圆弧外径为120mm与氧化剂储箱外径相同，连接曲壁a的前后端各均布有5个直径为3mm通孔，所述连接曲壁a、连接曲壁b、连接曲壁c，安装至氧化剂储箱与推力室前封头之间，并通过铆钉固定，从而增强氧化剂储箱与推力室前封头之间的连接强度。