一种适用于垂直发射飞行器的分离式T型脉冲推力器组

一种适用于垂直发射飞行器的分离式t型脉冲推力器组
技术领域
1.本发明涉及飞行器动力的技术领域，更具体地说，是涉及一种适用于垂直发射飞行器的分离式t型脉冲推力器组。


背景技术：

2.垂直发射飞行器驶离发射箱后，经常采用脉冲推力器组来完成垂直发射飞行器的转弯动作，当飞行器驶离发射箱一定高度时，发动机点火推动飞行器继续飞行，并且通过脉冲推力器组实现飞行器由垂直发射状态到预定飞行方向的转弯，脉冲推力器组能提供足够大的垂直于飞行器轴线的推力。
3.目前常用的脉冲推力器子件为一种大口径整体式l型脉冲推力器组，该种推力器子件组的喷口轴线与飞行器轴线垂直，飞行器壳体内加工的内孔作为l型脉冲推力器子件的燃烧室，飞行器壳体径向加工有径向的喷口，该推力器子件的燃烧室和喷口是一种整体式结构。
4.科研人员在单个l型脉冲推力器子件的地面静止试验中发现，推力器子件装药的燃烧并不完全，主要原因是由于推力器子件的装药长度较长，导致装药表面点燃时间存在延迟；除此之外，随着飞行器飞行过载的增大，推力器子件装药长度较长（即药柱长径比较大）还会导致药柱断裂等影响装药结构完整性的问题；另外随着飞行器外径的增大，整体式l型脉冲推力器组的壳体重量也会增大，给飞行器飞行带来较大的负重。


技术实现要素：

5.本发明的目的是针对现有整体式l型脉冲推力器组药柱较长所导致的装药燃烧不完全、药柱容易断裂、以及飞行器外径增大所导致的脉冲推力器组壳体过重而加重飞行负荷的问题，提供一种适用于垂直发射飞行器的分离式t型脉冲推力器组，通过分段装药的形式，优化装药的燃烧效率以及优化组装性能。
6.本发明所要达到的技术效果通过以下技术方案来实现：一种适用于垂直发射飞行器的分离式t型脉冲推力器组，包括轴向连接在飞行器上的连接体、以及设置在所述连接体内的推力器，所述连接体的内部沿轴向设置有若干个推力器安装通孔，所述连接体的侧壁沿径向贯穿设有喷孔，其特征在于，所述推力器安装通孔的中段与所述喷孔的内侧发生交汇，所述推力器安装通孔与所述喷孔之间由此形成t形通道，所述推力器包括彼此分开的两个推力器子件，两个所述推力器子件分别可拆卸地安装在所述推力器安装通孔的两端。
7.当中，所述推力器安装通孔作为本发明装置的轴向喷射通道，所述喷孔作为本发明装置的径向喷射通道，当飞行器垂直飞行至预定高度时，推力器安装通孔两侧的推力器子件同步点燃，推力器子件装药所产生的燃气经过所述推力器安装通孔后，从所述喷孔往外喷出，喷射所产生的反向冲击力会形成对连接体侧壁的径向推力，从而助力于飞行器的转弯动作。本发明在所述推力器安装通孔，也就是轴向喷射通道的两侧分别设置推力器子
件，旨在将原定的药柱长度一分为二，以此缩短单段药柱的长度，从而克服药柱过长所导致的装药燃烧不完全、药柱容易断裂等药柱结构完整性问题。除此之外，推力器子件采用可拆卸式的安装方式，其数量可灵活增减，对于飞行器转弯动力要求不高的情况，能够通过拆卸冗余推力器子件来大幅降低脉冲推力器组的重量，优化飞行器的负荷环境。
8.优选地，连接同一所述推力器安装通孔的两个所述推力器子件相对于所述喷孔进行对称设置，并且同步点火，所述推力器安装通孔的轴线与所述推力器子件的轴线位于同一直线上。
9.优选地，连接同一所述推力器安装通孔的两个所述推力器子件的推力一致。
10.优选地，每个所述推力器子件都包括有燃烧室、装药和点火装置，两组对称布置的所述燃烧室、装药和点火装置的尺寸规格彼此一致。
11.优选地，所述推力器安装通孔的两端设有内螺纹，所述推力器子件的端部设有外螺纹，所述推力器安装通孔与所述推力器子件之间通过螺纹连接。
12.优选地，每个所述推力器子件都包括有所述燃烧室、装药、用于点燃所述装药的点火装置；所述燃烧室一端部设有外螺纹用于与所述推力器安装通孔螺纹旋合连接，该端部敞口，在旋合连接后，所述燃烧室与所述推力器安装通孔实现连通，所述燃烧室的另一端部设有堵盖。所述推力器子件内的装药在点火后所产生的燃气经过所述推力器安装通孔后，会从所述喷孔向外界喷出，从而产生垂直于所述连接体轴线的推力。
13.优选地，所述燃烧室采用筒状结构，所述装药围绕所述燃烧室的轴线均匀布置并且沿轴线方向延伸，所述装药内装载有药柱，所述装药的端部固定在所述堵盖的内侧壁。
14.优选地，所述推力器安装通孔围绕所述连接体的轴线从内往外进行若干圈分布，所述圈数在两圈以上，每圈设有四个以上的所述推力器安装通孔，所述连接体的同一半径线上只设置一个所述推力器安装通孔和所述喷孔。
15.优选地，所述连接体采用与飞行器外径相接近的圆筒状结构，所述连接体的内部沿着径向设有隔板，所述推力器安装通孔贯穿设在所述隔板上，每个所述推力器安装通孔都对应连接有一个所述推力器。
16.优选地，所述推力器安装通孔的数量与所述喷孔的数量相等，两者位置一一对应，相对应的所述推力器安装通孔和所述喷孔位于所述连接体的同一半径线上，每个所述喷孔都沿着所述连接体的径线往所述隔板内部延伸，直至与对应的所述推力器安装通孔发生交汇。
17.与现有技术相比，本发明的有益效果：本发明提出的分离式t型脉冲推力器组，在推力器轴线方向与喷孔轴线方向相垂直的基础上，通过提供两段可同步点火的燃烧室来维持甚至增加推力器子件的横向推力，两段式燃烧室把原来长的装药分成两段半长的装药，显著缩短了单段药柱的长度，解决了因装药长度长（药柱长径比大）而引发的药柱断裂以及容易截断的技术弊端；除此之外，推力器的数量为多个，均围绕连接体的轴线均匀布置，推力器与连接体之间采用了可拆卸式安装，根据此安装特点，用户可以根据实际的飞行转弯动力需求而适当增减推力器的数量，有助于合理配置飞行器的载重负荷。
附图说明
18.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图获得其他的附图。
19.图1为本实施例的侧向结构示意图；图2为关于图1的a-a向剖视图；图3为关于燃烧室的横截面示意图；图中，1-连接体；2-推力器；2a-推力器子件；3-点火装置；4-堵盖；5-密封圈ⅰ；6-粘接剂；7-密封圈ⅱ； 8-装药；9-燃烧室；10-密封圈ⅲ；11-铝箔片；12-隔板；13-推力器安装通孔；14-喷孔；15-轴向通孔。
具体实施方式
20.下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步说明。在此需要说明的是，对于这些实施方式的说明用于帮助理解本发明，但并不构成对本发明的限定。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
21.请参阅图1以及图2，本实施例提供了一种适用于垂直发射飞行器的分离式t型脉冲推力器组，包括轴向连接在飞行器非质心位置的连接体1、以及设置在所述连接体1内的推力器2，所述连接体的内部沿径向设有隔板12，所述隔板12沿轴向贯穿设有若干个推力器安装通孔13，所述连接体的侧壁贯穿设有喷孔14，所述喷孔14沿着所述连接体1的径线往所述隔板12内部延伸，直至与对应的所述推力器安装通孔13进行交汇。
22.所述推力器安装通孔13连接有所述推力器2，所述推力器2包括彼此分开的两个推力器子件2a，两个所述推力器子件2a分别可拆卸地安装在所述推力器安装通孔13的两端，所述推力器子件2a的喷射方向均对准所述交汇处。当飞行器垂直飞行至预定高度时，所述推力器安装通孔13两侧的推力器子件2a同步点燃，推力器子件的装药8所产生的燃气经过所述推力器安装通孔13后，从所述喷孔14往外喷出，喷射所产生的反向冲击力会形成对连接体1侧壁的径向推力，从而助力于垂直发射飞行器的预定转弯。
23.请继续参阅图2，值得注意的是，本实施例是将两个所述推力器子件2相对于一个所述推力器安装通孔13作对称布置，目的在于将原定的药柱长度一分为二，以此缩短单段药柱的长度，从而克服药柱过长所导致的装药燃烧不完全、药柱容易断裂等结构性问题，为了保证点燃充分以及能够快速喷出燃气，所述推力器2的中心线与对应所述推力器安装通孔13的轴线应当共线，在装药8被点火燃烧时，推力器子件内的燃气会以足够快的冲击速度冲向相对的推力器子件以及所述推力器安装通孔13，因此即使所需的转弯动力较小，两个相对的所述推力器子件2a都应当同步点火，从而共同对外喷射，以免所述连接体1内部吞噬了装药的燃烧值，从而削弱了对外的喷射强度。
24.进一步地，连接同一所述推力器安装通孔13的两个所述推力器子件2a的推力应当一致，具体为每个所述推力器子件2a都包括有燃烧室9、装药8和点火装置3，两组对称布置的所述燃烧室9、装药8和点火装置3尺寸规格彼此一致；如此设置，使得两个所述推力器子件2a能够在同步点燃后发出同等的冲击强度，共同对外完成喷射动作，以免造成内部混流
而影响了飞行器的平衡度。
25.本实施例中，所述连接体1采用与飞行器外径相接近的圆筒状结构，所述推力器安装通孔13的数量在四个以上，并且都围绕所述连接体1的轴线均匀分布，相应地，所述喷孔14也应当围绕所述连接体1的轴线均匀分布，以确保本实施例能够相对于所述连接体1提供起码四个方向的转弯推力。
26.在实际应用情况中，飞行器的转弯需求更为多样，往往需要进行多次数、多级强度甚至多重角度的转弯操作，因此在一些实施方案中，所述推力器安装通孔13围绕所述连接体1的轴线进行了内外两圈的分布，每圈都设有七个所述推力器安装通孔13，并且相邻圈的所述推力器子件安装孔13相互错开，通过增加飞行器在同一横截面的推力器数量，可以实现对飞行器多次施加转弯过载。
27.在两圈以及多圈分布的情况中，每个所述推力器安装通孔13只能沿着径向对外连通一个所述喷孔14，也就是说，所述连接体1的同一条半径线上只能设置一个所述推力器安装通孔13和所述喷孔14。所述推力器安装通孔13的数量与所述喷孔14的数量相等，两者位置一一对应，而每个所述喷孔14之间并不相交，以防止装药8点燃时，位于相反方向的所述喷孔14导通并且同时喷出高速燃气，破坏了转弯效果。
28.同理地，为了防止装药8点燃时燃气在不同的推力器子件安装孔13之间互串以造成爆火风险，所述连接体1的同一条半径线上应当只设置一个所述推力器安装通孔13。
29.更近一步地，在其他一些实施方案中，尤其是对于飞行器直径较大，而装药直径设置偏小、或者转弯角度更为复杂的情况，还可以设置三圈或者三圈以上相互错开的所述推力器安装通孔13，根据事先设定来依次启动指定位置的所述推力器2的点火装置，即能实现更多层次的转弯动作。
30.本实施例中，每个所述推力器子件2a都采用可拆卸的方式安装在所述推力器安装通孔13，例如是卡扣或者旋合等方式。为了减轻加工强度、便于人员操作、保证安装稳固度，所述推力器子件2a与所述推力器安装通孔13之间采用了螺纹连接，所述推力器安装通孔13的两端设有内螺纹，所述推力器子件2a的端部设有外螺纹，通过孔位对准以及拧紧，便能将所述推力器子件2a快速安装。本实施例之所以将推力器2与连接件1进行分体式设置并采用可拆卸式的安装方式，主要是为了实现推力器2数量的灵活增减，对于飞行器转弯动力要求不高的情况，操作人员可以通过拆卸冗余推力器子件来大幅降低脉冲推力器组2的重量，优化飞行器的负荷环境，以此克服飞行器外径增大所导致的脉冲推力器组壳体过重的技术不足。
31.具体地说，每个所述推力器2都包括有所述燃烧室9、安装在所述燃烧室9内的装药8、用于点燃所述装药8的点火装置3，所述点火装置3的外端部引出导线与飞行器的前端控制器（图中未示出）相连，所述燃烧室9一端部设有外螺纹用于与所述推力器安装通孔13旋合连接，该端部敞口，在旋合连接后，所述燃烧室9与所述推力器安装通孔13实现连通，所述燃烧室9的另一端部设有堵盖4。
32.当飞行器垂直飞行至预定高度时，所述前端控制器控制所述燃烧室9中的点火装置3点火，点燃装药8，装药8产生的燃气经过所述推力器安装通孔13后，从所述喷孔14向外喷出，为飞行器提供转弯调整动力；所述前端控制器依次对一个或几个所述推力器2点火，实现飞行器的多次转弯，最终实现飞行器的转弯调姿。
33.补充说明的是，由于对应于同一所述推力器安装通孔13的两个所述推力器子件2a对称分布，两个所述推力器子件2a的喷射方向都对准所述推力器安装通孔13，因此其各自的点火装置3是相向布置的，必然有一个所述点火装置3的引出导线远离所述前端控制器，对此，所述隔板12的中心处设有轴向通孔15，其中一个所述点火装置3的引出导线直接与所述前端控制器相连，另一个所述点火装置3的引出导线则穿过所述隔板12中部的轴向通孔15与所述前端控制器相连。
34.请补充参阅图3，本实施例中，所述燃烧室9采用筒状结构，所述装药8围绕所述燃烧室9的轴线均匀布置并且沿轴线方向延伸，所述装药8采用改铵铜-3改性双基推进剂加工而成的管状药柱，所述药柱通过粘接剂6以圆周均布方式固定粘接在所述堵盖4的内壁，所述装药8的一端通过粘接剂6固定粘接在所述堵盖4的内壁，所述堵盖4的直径与所述燃烧室9的直径相匹配。所述点火装置3则通过螺纹连接的方式固定在所述堵盖4的中心位置。
35.进一步地，为了强化密封连接的稳定性，所述点火装置3与堵盖的4连接处设有密封圈ⅰ5，所述堵盖4与燃烧室9的连接处设有密封圈ⅱ7，所述推力器安装通孔13与燃烧室9的连接处设有密封圈ⅲ10。
36.除此之外，所述燃烧室9在靠近所述喷孔14端口的位置设有用于密封的铝箔片11。
37.以下简述本实施例的工作过程：当飞行器垂直飞行至预定高度时，前端控制器控制所述t型脉冲推力器子件中的两个相对的点火装置3同时点火，点火装置3点燃相对两个所述装药8，各个药柱产生的燃气经过轴向的所述推力器安装通孔13后，从径向的所述喷孔14向外喷出，为飞行器转弯提供动力，最终实现飞行器的转弯。
38.以上结合附图对本发明的实施方式作了详细说明，但本发明不限于所描述的实施方式。对于本领域的技术人员而言，在不脱离本发明原理和精神的情况下，对这些实施方式进行多种变化、修改、替换和变型，仍落入本发明的保护范围。