一种多动力单元时序可控的冷发射装置及其使用方法

本发明属于冷发射装置，具体涉及一种多动力单元时序可控的冷发射装置及其使用方法。

背景技术：

1、现有固体火箭主要采用热发射及燃气、压缩空气、蒸汽、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，但存在发射设备庞大不易机动、烧蚀腐蚀严重，装置重复利用率低、时序控制难、动力上限不足，以及烟雾、光学、红外特征明显、隐蔽性差等诸多现实问题，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载荷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，提出一种多动力单元时序可控的冷发射装置及其使用方法，旨在解决现有火箭发射的问题。

2、本发明提供一种多动力单元时序可控的冷发射装置，所述冷发射装置包括动力单元、动力舱、动力托盘、发射筒以及时序控制器；动力舱与发射筒密封连接，并且动力舱与发射筒之间形成有进气通道；动力托盘活动设置于发射筒内，并用于安装载荷；动力托盘能够沿发射筒的轴向运动；动力单元设置于动力舱内，动力单元的排气管道与进气通道相连通，并能够向进气通道输送动力介质，从而由动力介质推动动力托盘来带动载荷在发射筒内运动；时序控制器设置于动力舱的外部，并通过信号线与动力单元内的热能激发器电连接，从而控制热能激发器的启动时序。

3、进一步地，动力舱的上端面与发射筒的底部端盖固定连接；动力舱上端面的中心位置向动力舱内形成有初容室，初容室的内壁上形成有上部安装孔，上部安装孔与初容室连通；动力舱的下端面上设有底部安装孔，动力单元的底部与底部安装孔连接；动力单元的排气管道与上部安装孔连接，从而与初容室连通；发射筒的底部端盖的中心位置形成圆柱形进气孔，圆柱形进气孔与发射筒的内腔连通；初容室与圆柱形进气孔连通，并形成进气通道。

4、进一步地，动力单元包括动力单元壳体，动力单元壳体为圆筒结构；排气管道设置于动力单元壳体的上端，并与动力单元壳体的内腔连通；动力单元壳体的底部设有动力单元底座；热能激发器固定设置于动力单元底座上，动力单元底座密封连接于底部安装孔上；动力单元壳体内位于排气管道的进气口处设有压力阈值片，压力阈值片能够在动力单元壳体内的动力介质的压力达到预设值时裂开，从而使动力介质通过排气管道进入初容室内。

5、进一步地，动力介质充装于动力单元壳体内，动力介质为气态、液态或固态二氧化碳。

6、进一步地，热能激发器为化学药剂式激发装置，动力单元底座的上端面设有凸台；凸台的直径与动力单元壳体的内径相同，且安装于动力单元壳体内；热能激发器通过螺纹安装在凸台上；热能激发器的化学药剂包括黑火药、高氯酸安、端羟基聚丁二烯组成。

7、进一步地，压力阈值片为圆盘结构，压力阈值片的第一表面形成有十字型凹槽，压力阈值片的第一表面朝向热能激发器；动力单元壳体内的动力介质的压力达到预设值时，压力阈值片沿十字型凹槽裂开。

8、进一步地，初容室的内壁上沿其周向形成有多个上部安装孔，多个上部安装孔沿初容室的周向均匀分布于初容室的内壁上；动力舱的下端面

9、进一步地，动力舱和发射筒分别为圆筒结构，并且动力上设有多个底部安装孔，动力单元包括多个；底部安装孔、上部安装孔以及动力单元的数量相同；每个上部安装孔与一个底部安装孔相对应，使得每个动力单元的排气管道与初容室上的一个上部安装孔连接、每个动力单元的底部与一个底部安装孔密封固定连接。舱与发射筒同轴设置；动力舱上端面的法兰面沿其周向等间距设有多个动力舱螺栓孔，并且动力舱的上端面沿其周向设有o型圈安装槽；发射筒底部的法兰面沿其周向等间距设有多个发射筒螺栓孔，动力舱螺栓孔的数量和发射筒螺栓孔的数量相同；动力舱上端面的法兰面和发射筒底部的法兰面尺寸相同；动力舱上端面的法兰面和发射筒底部的法兰面之间通过压紧螺栓穿过动力舱螺栓孔和发射筒螺栓孔进行固定连接，并且动力舱上端面和发射筒底部之间设有o型密封圈，o型密封圈套设在o型圈安装槽内。

10、进一步地，动力托盘为圆柱体结构，动力托盘顶部的端面中心设有圆柱形凹腔，圆柱形凹腔用于安装载荷；动力托盘底部的端面中心设有凸台形中空凹腔，并且凸台形中空凹腔与圆柱形凹腔不贯通，凸台形中空凹腔与圆柱形进气孔同心设置，圆柱形进气孔的内径大于凸台形中空凹腔的内径；动力托盘的外侧壁上沿其周向设有密封沟槽，动力托盘的外径与发射筒壳体的内径相同，动力托盘的外侧壁和发射筒壳体的内壁之间设有密封胶圈，密封胶圈套设于密封沟槽内。

11、进一步地，动力托盘顶部的端面上沿圆柱形凹腔的周向等间距设有四个外拓卡槽，每个外拓卡槽沿圆柱形凹腔的径向分布；载荷包括载荷壳体，圆柱形凹腔的内径与载荷壳体外径相同,载荷壳体底部的外侧壁上沿其周向等间距设有四个载荷尾翼；圆柱形凹腔用于承载载荷的载荷下端面，并使四个载荷尾翼分别插接在四个外拓卡槽内。

12、相应地，结合上述方案，本发明还提供一种根据权利要求的冷发射装置的使用方法，该使用方法包括以下过程：

13、s1：根据发射任务需求确定冷发射装置的发射动力及启动时序参数；

14、s2：根据发射动力及启动时序参数计算动力单元的数量、动力介质的充装压力、压力阈值片的厚度及开槽形状、热能激发器的启动时序，并设计动力单元、压力阈值片组件安装尺寸；

15、s3：将加工好的动力单元、压力阈值片组件进行装配，形成多动力单元时序可控冷发射装置；

16、s4：检查冷发射装置各部件装配的合理性及稳固性；

17、s5：将模拟载荷安装于动力托盘上，并装入发射筒；利用时序控制器启动热能激发器进行冷发射模拟实验，检查冷发射装置的气密性、监测发射筒内压力、模拟载荷的运动加速度及速度变化；

18、s6：若冷发射装置存在漏气或压力、加速度、速度变化异常，则重复s1至s5的步骤，直至冷发射装置达到预期要求；

19、s7：将实弹载荷安装于动力托盘上，并装入发射筒，进行实弹冷发射实验；采集发射筒的内部压力(p-t)、实弹载荷的运动加速度(-t)及速度(v-t)曲线，获取发射实验数据。

20、进一步地，所述s1步骤中：根据载荷质量和发射速度指标，利用质量守恒和能量守恒方程计算发射系统所需总发射动力；根据载荷质量和发射加速度指标，利用能量守恒和牛顿第三定律，计算最大加速度对应发射筒内部动力介质总质量上限值，并确定每个动力装置许用“启动时序”区间；所述总发射动力h满足：h＝n*v*p,式中：n为动力单元的数量，v为单个动力单元的体积，p为动力介质的充装压力。

21、进一步地，所述s2步骤中：压力阈值片的厚度及开槽形状由载荷最大加速度、载荷质量和压力阈值片材质许用应力确定，满足应力应变方程；热能激发器的启动时序由动力单元的数量和s1中许用“启动时序”区间确定。

22、本发明提供的技术方案具有如下技术效果：

23、第一、本发明提出的方案，基于模块化设计思维，通过多动力单元组合方式对发射动力总能量进行调控，实现发射动力与既定载荷发射任务相匹配，为未来不同质量载荷蜂群化发射提供实验基础；

24、第二、本发明提出的方案，采用动力介质为液态水与干冰混合物，发射过程无高温、强光学特征及腐蚀性气体产生，避免了高温、腐蚀性燃气对发射装置的烧蚀，降低了发射阵地被敌发现的几率，有效提升冷发射装置的重复利用率及发射阵地的隐蔽特征；

25、第三、本发明提出的方案，采用时序控制器、热能激发器及压力阈值片相结合的方案，通过时序设定、化学药剂配方选择、阈值片厚度及开槽设计，可实现对动力单元做功压力、做功能力及释放时序的精确控制，提升了发射装置发射过程的准确性、安全性及可靠性；

26、第四、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的难题。