一种外部牵引式冷发射装置及其使用方法

本发明属于外部牵引式冷发射，具体涉及一种外部牵引式冷发射装置及其使用方法。

背景技术：

1、随着我国航空宇航科学技术的不断进步，对固体火箭安全高效、低光学特征发射动力保障提出了更高要求。现有固体火箭主要采用热发射及燃气、压缩空气、燃气-蒸汽等冷发射方式进行发射，上述发射方式虽然可以完成既定发射任务目标，但存在烧蚀腐蚀严重、装置重复利用率低，亦或是发射设备庞大不易机动、动力上限不足等诸多现实问题，给固体火箭的安全发射带来了不确定性；以压缩空气为工作介质的冷发射系统为例，其发射动力主要适用于质量在250kg以下的飞行器，若发射超过此重量的固体火箭则所需的压缩空气量将会显著增加，对配套高压气瓶工艺制作、平台减重及成本控制产生较大影响。

2、基于上述固体火箭发射中存在的技术问题，尚未有相关的解决方案；因此迫切需要寻求有效方案以解决上述问题。

技术实现思路

1、本发明的目的是针对上述技术中存在的不足之处，提出一种外部牵引式冷发射装置及其使用方法，旨在解决现有固体火箭的发射问题。

2、本发明提供一种外部牵引式冷发射装置，所述冷发射装置包括动力舱、涡轮推进机构、牵引绳、托盘、发射筒以及固体推进剂；动力舱包括底部舱室和顶部舱室，底部舱室和顶部舱室通过导流管连通；固体推进剂设置于底部舱室；涡轮推进机构设置于顶部舱室内；发射筒的底面与动力舱固定连接；托盘设置于发射筒内，并能够沿发射筒的轴向往复移动；托盘用于安装发射载荷；牵引绳的一端与托盘连接，牵引绳的另一端伸出发射筒的外部，并与涡轮推进机构连接；固体推进剂产生的高压燃气能够通过导流管进入顶部舱室内，并推动涡轮推进机构通过牵引机构带动托盘在发射筒内移动，从而对发射载荷进行发射。

3、进一步地，底部舱室和顶部舱室分别为长方体结构，并且底部舱室和顶部舱室的内部互不连通；导流管设置于动力舱的外部，并分别与底部舱室和顶部舱室连通；固体推进剂底部的中心位置设有热能激发器；固体推进剂的燃气出口与导流管的一端连通；顶部舱室上还设有尾排管，尾排管的一端与顶部舱室内连通，尾排管的另一端延伸至顶部舱室的外部。

4、进一步地，动力舱包括支撑室，支撑室为圆筒结构，发射筒为圆筒结构；支撑室的顶部设有法兰面，法兰面的周向等间距设有多个法兰面螺栓孔，法兰面与发射筒的底面通过压紧螺栓穿过法兰面螺栓孔进行固定连接。

5、进一步地，涡轮推进机构包括绳索轮、涡轮轴以及涡轮叶片；涡轮轴能够转动设置于顶部舱室内，并且涡轮轴的两端分别伸出顶部舱室的外侧；多个涡轮叶片固定设置于顶部舱室内的涡轮轴上，并能够与涡轮轴一起转动；绳索轮分别固定设置于涡轮轴伸出顶部舱室外侧的两端，并随涡轮轴一起转动；牵引绳包括第一牵引绳和第二牵引绳；第一牵引绳的一端与托盘的一侧连接，第一牵引绳的另一端伸出发射筒的外侧，并与涡轮轴一端的绳索轮连接；第二牵引绳的一端与托盘的另一侧连接，第二牵引绳的另一端伸出发射筒的外侧，并与涡轮轴另一端的绳索轮连接。

6、进一步地，牵引绳为炭纤维绳，发射筒外侧壁面的两侧沿其轴向对称设有多组壁面定滑轮，发射筒出口的两侧沿其轴向对称设有一组筒口定滑轮；发射筒内侧壁面上对称设有一组锁绳块及一组限位器，限位器用于限制托盘脱离发射筒；托盘的两侧分别对称设有托盘大定滑轮和托盘小定滑轮；炭纤维绳的一端固定于绳索轮上，炭纤维绳的另一端依次经过多组壁面定滑轮、筒口定滑轮、托盘小定滑轮、托盘大定滑轮，最后与锁绳块固定连接。

7、进一步地，炭纤维绳的材质为含碳量超过95％的高比模量、比强度的炭纤维。

8、进一步地，涡轮轴位于顶部舱室的两端侧分别设有轴肩，轴肩设置于顶部舱室侧壁上的通孔内，绳索轮套设固定于轴肩的外侧；位于顶部舱室内的涡轮轴上设有倒梯形安装槽；多组涡轮叶片套设于涡轮轴上；每组涡轮叶片与倒梯形安装槽卡接配合，从而限制涡轮叶片沿涡轮轴的周向转动。

9、进一步地，固体推进剂为圆柱体结构，固体推进剂由多个圆柱形的固体推进剂单元组成，相邻两个固体推进剂单元之间通过包覆层隔开。

10、进一步地，包覆层由白炭黑和硅橡胶制成。

11、进一步地，固体推进剂单元的制备材料包括高氯酸铵、端羟基聚丁二烯、硝胺。

12、相应地，结合上述方案，本发明还提供一种根据上述所述的外部牵引式冷发射装置的使用方法，所述使用方法包括以下步骤：

13、s1：根据目标发射任务指标确定冷发射装置的动力参数；

14、s2：根据动力参数计算固体推进剂的配方、药型及质量配比、涡轮叶片的构型及数量、热能激发器的加热功率，并设计动力舱、绳索轮、涡轮轴、托盘以及发射筒各部件的安装尺寸；

15、s3：将加工好的动力舱、绳索轮、涡轮轴、炭纤维绳、托盘以及发射筒式进行装配，并连接炭纤维绳，从而组装成冷发射装置；

16、s4：检查冷发射装置各部件装配的合理性、炭纤维绳的稳固性；

17、s5：将固体火箭模拟弹安装于托盘上，并装入发射筒，先利用高压冷气开展冷发射模拟实验，检查各型定滑轮及绳索轮的传动性能、炭纤维绳的强度性能；

18、s6：再将高压冷气替换为固体推进剂，开展点火发射试验，并监测动力舱内的压力、固体火箭模拟弹的运动加速度和速度变化；

19、s7：若动力舱内的压力、固体火箭模拟弹的运动加速度及速度变化存在异常，或冷发射装置的各部件传动性能不符合设计要求，则重复s1至s6步骤，直至冷发射装置的各项性能指标达到预期要求；

20、s8：将固体火箭安装于托盘上，并装入发射筒，进行实弹冷发射实验；采集动力舱的内部压力、绳索轮的转速、固体火箭的运动加速度及速度曲线，获取冷发射实验数据。

21、本发明提供的方案具有如下技术效果：

22、第一、本发明提出的方案，基于模块化设计思维，采用不同构型、配方及质量配比的固体推进剂组合的方式对发射总动力进行调控，实现发射动力与各型固体火箭发射任务相匹配，为未来战场不同型号固体火箭多场景发射提供技术支撑；

23、第二、本发明提出的方案，采用分体涡轮传动方式，将燃气动力通过涡轮轴传输至炭纤维绳，拉动固体火箭快速出筒，发射过程高温燃气位于动力舱内部不与发射筒内组件接触，避免了高温、腐蚀性燃气对固体火箭等组件的烧蚀，有效提升了装置的重复利用率及发射任务的可靠性、安全性；

24、第三、本发明提出的方案，结构简单、便于加工安装、维护成本低，可根据发射任务需求定制设计，解决了传统燃气发射或压缩空气发射等方式存在的成本高、发射效益比差及重复利用率低等难题。

技术特征：

1.一种外部牵引式冷发射装置，其特征在于，所述冷发射装置包括动力舱(1)、涡轮推进机构、牵引绳、托盘(16)、发射筒(17)以及固体推进剂(11)；所述动力舱(1)包括底部舱室(1a)和顶部舱室(1b)，所述底部舱室(1a)和所述顶部舱室(1b)通过导流管(2)连通；所述固体推进剂(11)设置于所述底部舱室(1a)；所述涡轮推进机构设置于所述顶部舱室(1b)内；所述发射筒(17)的底面与所述动力舱(1)固定连接；所述托盘(16)设置于所述发射筒(17)内，并能够沿所述发射筒(17)的轴向往复移动；所述托盘(16)用于安装发射载荷；所述牵引绳的一端与所述托盘(16)连接，所述牵引绳的另一端伸出所述发射筒(17)的外部，并与所述涡轮推进机构连接；所述固体推进剂(11)产生的高压燃气能够通过所述导流管(2)进入所述顶部舱室(1b)内，并推动所述涡轮推进机构通过所述牵引机构带动所述托盘(16)在所述发射筒(17)内移动，从而对所述发射载荷进行发射。

2.根据权利要求1所述的外部牵引式冷发射装置，其特征在于，所述底部舱室(1a)和所述顶部舱室(1b)分别为长方体结构，并且所述底部舱室(1a)和所述顶部舱室(1b)的内部互不连通；所述导流管2设置于所述动力舱(1)的外部，并分别与所述底部舱室(1a)和所述顶部舱室(1b)连通；所述固体推进剂(11)底部的中心位置设有热能激发器(12)；所述固体推进剂(11)的燃气出口与所述导流管(2)的一端连通；所述顶部舱室(1b)上还设有尾排管(13)，所述尾排管(13)的一端与所述顶部舱室(1b)内连通，所述尾排管(13)的另一端延伸至所述顶部舱室(1b)的外部。

3.根据权利要求2所述的外部牵引式冷发射装置，其特征在于，所述动力舱(1)包括支撑室(1c)，所述支撑室(1c)为圆筒结构，所述发射筒(17)为圆筒结构；所述支撑室(1c)的顶部设有法兰面，所述法兰面的周向等间距设有多个法兰面螺栓孔(1d)，所述法兰面与所述发射筒(17)的底面通过压紧螺栓(15)穿过所述法兰面螺栓孔(1d)进行固定连接。

4.根据权利要求1所述的外部牵引式冷发射装置，其特征在于，所述涡轮推进机构包括绳索轮(3)、涡轮轴(4)以及涡轮叶片(14)；所述涡轮轴(4)能够转动设置于所述顶部舱室(1b)内，并且所述涡轮轴(4)的两端分别伸出所述顶部舱室(1b)的外侧；多个所述涡轮叶片(14)固定设置于所述顶部舱室(1b)内的所述涡轮轴(4)上，并能够与所述涡轮轴(4)一起转动；所述绳索轮(3)分别固定设置于所述涡轮轴(4)伸出所述顶部舱室(1b)外侧的两端，并随所述涡轮轴(4)一起转动；所述牵引绳包括第一牵引绳和第二牵引绳；所述第一牵引绳的一端与所述托盘(16)的一侧连接，所述第一牵引绳的另一端伸出所述发射筒(17)的外侧，并与所述涡轮轴(4)一端的绳索轮(3)连接；所述第二牵引绳的一端与所述托盘(16)的另一侧连接，所述第二牵引绳的另一端伸出所述发射筒(17)的外侧，并与所述涡轮轴(4)另一端的绳索轮(3)连接。

5.根据权利要求4所述的外部牵引式冷发射装置，其特征在于，所述牵引绳为炭纤维绳(5)，所述发射筒(17)外侧壁面的两侧沿其轴向对称设有多组壁面定滑轮(8)，所述发射筒(17)出口的两侧沿其轴向对称设有一组筒口定滑轮(10)；所述发射筒(17)内侧壁面上对称设有一组锁绳块(9)及一组限位器(19)，所述限位器(19)用于限制所述托盘(16)脱离所述发射筒(17)；所述托盘(16)的两侧分别对称设有托盘大定滑轮(6)和托盘小定滑轮(7)；所述炭纤维绳(5)的一端固定于所述绳索轮(3)上，所述炭纤维绳(5)的另一端依次经过所述多组壁面定滑轮(8)、所述筒口定滑轮(10)、所述托盘小定滑轮(7)、所述托盘大定滑轮(6)，最后与所述锁绳块(9)固定连接。

6.根据权利要求5所述的外部牵引式冷发射装置，其特征在于，所述炭纤维绳(5)的材质为含碳量超过95％的高比模量、比强度的炭纤维。

7.根据权利要求1所述的外部牵引式冷发射装置，其特征在于，所述涡轮轴(4)位于所述顶部舱室(1b)的两端侧分别设有轴肩(4a)，所述轴肩(4a)设置于所述顶部舱室(1b)侧壁上的通孔内，所述绳索轮(3)套设固定于所述轴肩(4a)的外侧；位于所述顶部舱室(1b)内的所述涡轮轴(4)上设有倒梯形安装槽(4b)；多组所述涡轮叶片(14)套设于所述涡轮轴(4)上；每组所述涡轮叶片(14)与所述倒梯形安装槽(4b)卡接配合，从而限制所述涡轮叶片(14)沿所述涡轮轴(4)的周向转动。

8.根据权利要求1所述的外部牵引式冷发射装置，其特征在于，所述固体推进剂(11)为圆柱体结构，所述固体推进剂(11)由多个圆柱形的固体推进剂单元(11b)组成，相邻两个所述固体推进剂单元(11b)之间通过包覆层(11a)隔开。

9.根据权利要求1所述的外部牵引式冷发射装置，其特征在于，所述包覆层(11a)由白炭黑和硅橡胶制成；和/或，所述固体推进剂单元(11b)的制备材料包括高氯酸铵、端羟基聚丁二烯、硝胺。

10.一种根据权利要求1所述的外部牵引式冷发射装置的使用方法，其特征在于，所述使用方法包括以下步骤：

技术总结本发明提供一种外部牵引式冷发射装置及其使用方法，所述冷发射装置包括动力舱、涡轮推进机构、牵引绳、托盘、发射筒以及固体推进剂；动力舱的底部舱室和顶部舱室通过导流管连通；固体推进剂设置于底部舱室，涡轮推进机构设置于顶部舱室内；发射筒的底面与动力舱固定连接；托盘设置于发射筒内，托盘用于安装发射载荷；牵引绳的一端与托盘连接，牵引绳的另一端伸出发射筒的外部，并与涡轮推进机构连接；固体推进剂产生的高压燃气能够通过导流管进入顶部舱室内，并推动涡轮推进机构通过牵引机构带动托盘在发射筒内移动；本发明提供的方案，具有动力强劲、推力稳定、装置重复利用率高的优点，以满足现阶段各型固体火箭及其它类型飞行器发射任务需求。技术研发人员：席运志,夏军,高经纬,张宇晨,李庆仁,杨利军,张博伦受保护的技术使用者：中国人民解放军国防科技大学技术研发日：技术公布日：2024/6/18