一种用于靶机动力的固体火箭引射式发动机的制作方法

本实用新型属于航天航空技术领域，具体是涉及一种用于靶机动力的固体火箭引射式发动机。

背景技术：

靶机作为一种检验武器性能的特殊飞行器，其可用于武器试射时模拟敌军的航空器或来袭导弹，从而为各类型火炮或导弹系统提供假想的目标与射击的机会。

当前，靶机所使用的发动机有三种类型，分别是螺旋桨发动机、涡轮喷气发动机和火箭发动机，其中火箭发动机又包括液体火箭发动机和固体火箭发动机。随着科学技术的发展，武器的性能越来越优越，而用于检验武器性能的靶机也在不断更新换代。目前，以螺旋桨发动机作为动力装置的靶机已不能达到对检验武器性能的目的，故涡轮喷气发动机和火箭发动机逐渐成为主要的靶机动力装置。然而，涡轮喷气发动机的结构复杂且制造成本高；火箭发动机的结构虽然简单，但其动力全部来源于自身携带燃料，其推重比较低。靶机因其飞行时间短，一次性使用等特点，要求其制作成本要低，灵活性要高，可携带的有效载荷要大，而涡轮喷气发动机和火箭发动机均无法达到靶机的这些要求。

技术实现要素：

针对上述现有技术，本实用新型要解决的技术问题在于提供一种用于靶机动力的固体火箭引射式发动机，该发动机既具有固体火箭发动机结构简单又具有涡轮喷气发动机的吸气特点，从而能够提高发动机的推重比。

为解决上述技术问题，本实用新型提供了一种用于靶机动力的固体火箭引射式发动机，包括固体火箭发动机和二次燃烧室，所述固体火箭发动机安装在所述二次燃烧室的前端且所述固体火箭发动机的固体火箭喷口设置在所述二次燃烧室的内部，所述固体火箭发动机与所述二次燃烧室的连接处周向设置有空气引入通道，所述二次燃烧室上设置有凹腔稳定器，所述凹腔稳定器上周向均匀地设置有若干个喷油嘴。

更优的，所述二次燃烧室设置为前小后大的喇叭形。

更优的，所述喷油嘴中的燃油设置为煤油。

相比于现有技术，本实用新型的有益效果是：

1、本实用新型通过利用固体火箭发动机产生的高温高压燃气，这样可将外界空气引射入二次燃烧室，同时高温高压燃气将自身携带的能量传递给引射入二次燃烧室的空气，使得空气增温增压，这个过程就相当于涡轮喷气发动机的压缩过程，故本实用新型省却了涡轮喷气发动机中压气机的结构重量，使本实用新型结构更简单，制作成本更低；

2、本实用新型中的二次燃烧室燃烧所需的氧化剂是通过固体火箭发动机产生的高温高压燃气引射进来的，这样就不需要另外再携带氧化剂，使本实用新型具有更高的推重比，更广阔的应用前景。

附图说明

图1为本实用新型一种用于靶机动力的固体火箭引射式发动机的结构示意图；

图中：1-燃烧室出口，2-固体火箭喷口,3-空气引入通道，4-凹腔稳定器，5-发动机喷口，6-喷油嘴，7-固体火箭发动机,8-二次燃烧室，9-固体火箭燃烧室。

具体实施方式

下面结合附图和优选实施例对本实用新型作进一步地说明。

如图1所示为本实用新型一种用于靶机动力的固体火箭引射式发动机的结构示意图，包括固体火箭发动机7和二次燃烧室8。其中，固体火箭发动机7安装在二次燃烧室8的前端且该固体火箭发动机7的固体火箭喷口2安装在二次燃烧室8的内部，而固体火箭发动机7的固体火箭燃烧室9安装在二次燃烧室8的外部。在固体火箭发动机7与二次燃烧室8的连接处还周向设置有空气引入通道3，而在二次燃烧室8的侧壁上设置有向外凸起的凹腔稳定器4，并且在凹腔稳定器4上周向均匀地设置有若干个喷油嘴6。还有，该二次燃烧室8设置为前小后大的喇叭形，即固体火箭发动机7安装在二次燃烧室8的小口端，而二次燃烧室8上的发动机喷口5为二次燃烧室8的大口端。

本实用新型的工作原理如下：

从固体火箭燃烧室9流出的高温高压燃气经过燃烧室出口1进入固体火箭喷口2，接着经过固体火箭喷口2喷出并进入二次燃烧室8，由于高温高压燃气产生的引射作用，外界大气中的空气将通过空气引入通道3被引射入二次燃烧室8，然后高温高压燃气与外界空气会在二次燃烧室8中进行混合，并且高温高压燃气会将能量传递给能量低的空气，使得空气得以增温增压，再然后是两股混合的气流会在二次燃烧室8的凹腔稳定器4中速度降低，并且由于二次燃烧室8的几何构型，也会使得亚声速气流速度降低，这样就可使两股混合气体在凹腔稳定器4中稳定燃烧，同时从凹腔稳定器4上的喷油嘴6中喷入煤油，使混合气体进行二次燃烧，最后二次燃烧给混合气体增加的内能使得混合气体以动能的形式释放出来，由于二次燃烧使气流速度增加的幅度要远大于先前气流速度减小的幅度，即二次燃烧过后的气体具有更大的速度，最终速度增大的气流从发动机喷口5喷出，从而使得发动机具有更大的推力。

此外，通过对固体火箭引射式发动机与单一火箭发动机进行冷流实验对比，当固体火箭燃烧室压力为260000Pa，空气入口的压力为101325Pa，尾喷口出口压力为101325Pa时，在二次燃烧室燃烧加热的能量高于7.5×10⁸W/m³，两者的具体实验数值如下表所示：

由上表可知，固体火箭引射式发动机的引射效率为48.3%，同时固体火箭引射式发动机相比于单一火箭发动机的推力增益达到47.9%。

以上所述仅表达了本实用新型的优选实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本实用新型专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型构思的前提下，还可以做出若干变形、改进及替代，这些都属于本实用新型的保护范围。因此，本实用新型专利的保护范围应以所附权利要求为准。