新型雙動(dòng)力串列式巡飛動(dòng)力裝置的制造方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本實(shí)用新型屬于飛行器動(dòng)力裝置技術(shù)領(lǐng)域，特別是涉及一種新型雙動(dòng)力串列式巡飛動(dòng)力裝置。
【背景技術(shù)】
[0002]通常，一般使用固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力裝置的飛行裝置結(jié)構(gòu)比較簡單，除了彈體、戰(zhàn)斗部、制導(dǎo)分系統(tǒng)外，其動(dòng)力裝置通常采用固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，其布局如圖1的飛行裝置彈體布置圖所示。當(dāng)飛行裝置從地面或空中發(fā)射后，將按一條預(yù)定的飛行軌道方向落地，主要打擊已經(jīng)設(shè)定和瞄準(zhǔn)好的固定目標(biāo)，比如:地面上某固定的雷達(dá)站、靜止不動(dòng)的車輛、某設(shè)施或建筑物等。
[0003]由于固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)采用固體推進(jìn)劑，因此與其它類型的發(fā)動(dòng)機(jī)(如渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)、渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)等)相比，該類發(fā)動(dòng)機(jī)存在的主要缺點(diǎn)如下:
[0004](1)推進(jìn)劑的比沖較小，一般只能達(dá)到200?250s的水平，嚴(yán)重影響到飛行裝置的射程和有效載荷；
[0005](2)推進(jìn)藥劑工作燃燒時(shí)將產(chǎn)生2500?3500°C的高溫，燃燒室內(nèi)壁間、或與彈體間高熱防護(hù)/隔熱的設(shè)計(jì)和制造問題難以克服，因此無法滿足飛行裝置進(jìn)行較長時(shí)間工作的技術(shù)要求；
[0006](3)推力大小容易受周圍環(huán)境溫度變化產(chǎn)生差異，將影響到彈載導(dǎo)引頭的搜索捕獲精度和飛行制導(dǎo)的效果，降低飛行裝置的飛行控制品質(zhì)；
[0007](4)動(dòng)力裝置通常采用單一黑火藥點(diǎn)燃藥柱燃燒工作的方法，難以實(shí)施動(dòng)力裝置的重復(fù)再啟起；
[0008](5)推進(jìn)劑工作時(shí)瞬間加速度較大，導(dǎo)致產(chǎn)生的推力大小不易被控制和調(diào)節(jié)。
[0009]有鑒于上述現(xiàn)有的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力裝置存在的缺陷，本發(fā)明人基于從事此類產(chǎn)品設(shè)計(jì)制造多年豐富的實(shí)務(wù)經(jīng)驗(yàn)及專業(yè)知識，并配合學(xué)理的運(yùn)用，積極加以研究創(chuàng)新，以期創(chuàng)設(shè)一種新型雙動(dòng)力串列式巡飛動(dòng)力裝置，能夠改進(jìn)一般現(xiàn)有的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力裝置，使其更具有實(shí)用性。經(jīng)過不斷的研究、設(shè)計(jì)，并經(jīng)過反復(fù)試作樣品及改進(jìn)后，終于創(chuàng)設(shè)出確具實(shí)用價(jià)值的本實(shí)用新型。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0010]本實(shí)用新型的目的在于，克服現(xiàn)有的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力裝置存在的缺陷，而提供一種新型雙動(dòng)力串列式巡飛動(dòng)力裝置，所要解決的技術(shù)問題是使其能夠提高推進(jìn)劑的比沖值，解決高熱防護(hù)問題，實(shí)現(xiàn)重復(fù)點(diǎn)火啟動(dòng)，從而更加適于實(shí)用。
[0011]本實(shí)用新型的目的及解決其技術(shù)問題是采用以下技術(shù)方案來實(shí)現(xiàn)。依據(jù)本實(shí)用新型提出的一種新型雙動(dòng)力串列式巡飛動(dòng)力裝置，包括燃油系統(tǒng)、渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)、進(jìn)氣道、叉形尾噴管、固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，其中該固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)安置在彈體末端；該渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)加裝叉形尾噴管，安裝在固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的前部，且該叉形尾噴管的延長段穿出彈體兩側(cè)直至彈體末端；該渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的前部安設(shè)有進(jìn)氣道；該進(jìn)氣道的前部安置燃油系統(tǒng)。
[0012]本實(shí)用新型的目的及解決其技術(shù)問題還采用以下技術(shù)措施來進(jìn)一步實(shí)現(xiàn)。
[0013]前述的巡飛動(dòng)力裝置，其中所述的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)切除收斂尾噴管，加裝叉形尾噴管。
[0014]前述的巡飛動(dòng)力裝置，其中所述的進(jìn)氣道呈左右對稱。
[0015]前述的巡飛動(dòng)力裝置，其中所述的燃油系統(tǒng)包括燃油箱、供油管路、油量電子調(diào)節(jié)
目.ο
[0016]借由上述技術(shù)方案，本實(shí)用新型一種新型雙動(dòng)力串列式巡飛動(dòng)力裝置可達(dá)到相當(dāng)?shù)募夹g(shù)進(jìn)步性及實(shí)用性，至少具有下列優(yōu)點(diǎn):
[0017]①極大地提高推進(jìn)劑的比沖值
[0018]改用小型低成本渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)為核心部件后，航空燃油推進(jìn)劑的比沖值至少不低于2000?2500s的水平，是原來固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)比沖值的10倍左右，有助于提高飛行裝置的射程和有效載荷；
[0019]②徹底解決了動(dòng)力裝置的高熱防護(hù)問題
[0020]小型低成本渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)的溫度不超過1400°C左右，尾噴管的噴口溫度一般僅為750?800°C左右，與原來固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作燃燒產(chǎn)生2500?3500°C高溫相比，可顯著降低動(dòng)力裝置對高熱防護(hù)的技術(shù)需求，能滿足較長時(shí)間的工作需求；
[0021]③彈體設(shè)計(jì)技術(shù)和工藝加工方面的更改工作量不大
[0022]a.彈體除增加兩側(cè)進(jìn)氣道的更改設(shè)計(jì)外，其余不存在外形上任何設(shè)計(jì)和加工更改方面的工作量；
[0023]b.彈體內(nèi)部除動(dòng)力分系統(tǒng)進(jìn)行技術(shù)改造外，飛行裝置的其它分系統(tǒng)(如戰(zhàn)斗部、制導(dǎo)分系統(tǒng)等)不必更改設(shè)計(jì)，因此，彈體內(nèi)部結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和加工更改的工作量較小；
[0024]c.全系統(tǒng)總重量保持不變，導(dǎo)致飛行裝置總體性能修正的理論計(jì)算和試驗(yàn)工作量不大；
[0025]④具備動(dòng)力裝置可重復(fù)點(diǎn)火啟動(dòng)的特性
[0026]當(dāng)飛行裝置處于熄火停車狀態(tài)時(shí)，動(dòng)力裝置可依靠機(jī)載智能控制中心發(fā)出的指令使其重新自動(dòng)點(diǎn)火啟動(dòng)工作，保證飛行裝置繼續(xù)依靠小型低成本渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力正常飛行執(zhí)行任務(wù)；
[0027]⑤顯著改善和提升飛行裝置的作戰(zhàn)性能
[0028]使飛行裝置具備了遠(yuǎn)程和巡飛功能，因而極大地提高了此類飛行裝置的突防和機(jī)動(dòng)能力，可有效地跟蹤和打擊地面的移動(dòng)目標(biāo)；
[0029]⑥節(jié)省了飛行裝置技術(shù)改造的總費(fèi)用
[0030]由于飛行裝置的發(fā)射裝置與彈體的設(shè)計(jì)匹配不因動(dòng)力裝置的更改而變動(dòng)，因此不需另外承擔(dān)發(fā)射輔助裝置的更改費(fèi)用，節(jié)省了飛行裝置技術(shù)改造的總費(fèi)用。
[0031]綜上所述，本實(shí)用新型一種新型雙動(dòng)力串列式巡飛動(dòng)力裝置，在設(shè)計(jì)不變動(dòng)原飛行裝置起飛總重和基本不變原飛行裝置彈體氣動(dòng)外形的情況下，將小型低成本渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)加裝叉形尾噴管后與小體量固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)組成動(dòng)力裝置，并安置左右對稱的進(jìn)氣道、燃油系統(tǒng)，可極大提高動(dòng)力裝置的比沖水平而增加飛行裝置的射程和有效荷載，克服高熱防護(hù)問題，實(shí)現(xiàn)動(dòng)力裝置的重復(fù)點(diǎn)火啟動(dòng)，保持推力大小不受環(huán)境溫度的影響并能適時(shí)調(diào)節(jié)和控制。本實(shí)用新型在技術(shù)上有顯著的進(jìn)步，并具有明顯的積極效果，誠為一新穎、進(jìn)步、實(shí)用的新設(shè)計(jì)。
[0032]上述說明僅是本實(shí)用新型技術(shù)方案的概述，為了能夠更清楚了解本實(shí)用新型的技術(shù)手段，而可依照說明書的內(nèi)容予以實(shí)施，并且為了讓本實(shí)用新型的上述和其他目的、特征和優(yōu)點(diǎn)能夠更明顯易懂，以下特舉較佳實(shí)施例，并配合附圖，詳細(xì)說明如下。
【附圖說明】
[0033]圖1是配置固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行裝置彈體布置圖。
[0034]圖2是本實(shí)用新型一種新型雙動(dòng)力串列式巡飛動(dòng)力裝置的示意圖。
[0035]圖3是圖2的主視圖。
[0036]圖4是現(xiàn)有的禍嗔發(fā)動(dòng)機(jī)的不意圖。
[0037]圖5是本實(shí)用新型中改造后的禍嗔發(fā)動(dòng)機(jī)的不意圖。
[0038]圖6是本實(shí)用新型一實(shí)施例采用上側(cè)單進(jìn)氣道的示意圖。
[0039]圖7是本實(shí)用新型另一實(shí)施例采用下側(cè)單進(jìn)氣道的示意圖。
[0040]【主要元件符號說明】
[0041]1:彈體
[0042]2:固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)
[0043]3:尾噴管
[0044]4:燃油系統(tǒng)
[0045]5:進(jìn)氣道
[0046]6:渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)
[0047]7:叉形尾噴管
[0048]8:收斂尾噴管
[0049]9:上側(cè)單進(jìn)氣道
[0050]10:下側(cè)單進(jìn)氣道
【具體實(shí)施方式】
[0051]為更進(jìn)一步闡述本實(shí)用新型為達(dá)成預(yù)定發(fā)明目的所采取的技術(shù)手段及功效，以下結(jié)合附圖及較佳實(shí)施例，對依據(jù)本實(shí)用新型提出的新型雙動(dòng)力串列式巡飛動(dòng)力裝置其【具體實(shí)施方式】、結(jié)構(gòu)、特征及其功效，詳細(xì)說明如后。
[0052]請參閱圖2、圖3，本實(shí)用新型一種新型雙動(dòng)力串列式巡飛動(dòng)力裝置，包括燃油系統(tǒng)、渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)、進(jìn)氣道、叉形尾噴管、固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，其中該固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)安置在彈體末端；該渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)加裝叉形尾噴管，安裝在固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的前部，且該叉形尾噴管的延長段穿出彈體兩側(cè)直至彈體末端；該渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的