本技術涉及一種補充燃燒裝置，尤其涉及一種混合增強的固體火箭發動機噴管補充燃燒裝置。

背景技術：

1、在航天推進技術領域，固體火箭發動機因其結構簡單、成本效益高和快速響應等特性，被廣泛應用于各種航天任務。然而，固體火箭發動機的燃燒效率受到固體燃料固有特性的限制，特別是氧氣的利用率。為了提高燃燒效率，一種常見的方法是通過進氣道引入大氣空氣，與火箭燃氣混合燃燒。但現有技術中，燃氣與空氣混合的均勻性和補燃效果仍有提升空間。

2、本實用新型的核心創新在于，在固體火箭發動機噴管與進氣道的連接處，設計了一種特殊的結構，該結構通過構建回流區來增強補燃效果。這種設計不是簡單地改善燃氣與空氣的混合比例，而是通過創造局部的回流流動，促進燃氣與空氣之間的混合和反應，從而提高燃燒效率和推力輸出。通過這種回流區的設計，可以更有效地利用大氣中的氧氣，實現更充分的燃燒。

3、這種創新的結構設計，通過增強補燃效果，為固體火箭發動機提供了一種新的性能提升途徑。它不僅能夠滿足當前對火箭發動機性能的更高要求，也為未來的航天任務提供了一種更為高效和可靠的動力解決方案。通過這種設計，本實用新型有望在保持固體火箭發動機原有優勢的同時，顯著提升其在航天領域的應用潛力。

技術實現思路

1、針對現有技術的不足，本實用新型旨在提供一種混合增強的固體火箭發動機噴管補充燃燒裝置，在保持固體火箭發動機優點的同時，在噴管周向設計四個進氣道，并在進氣道與噴管連接處設計突擴結構，使火箭噴管補充燃燒效率更高，從而為火箭噴管補充燃燒裝置增強混合設計引入新思路。

2、本實用新型通過如下技術方案實現。

3、一種混合增強的固體火箭發動機噴管補充燃燒裝置，包括噴管，在噴管的殼體上軸對稱設置四個進氣道，在進氣道與噴管擴張段連接處設置突擴結構，突擴結構用于構建回流區，回流區使得燃氣與空氣在回流區內形成渦流，促進更有效的混合和燃燒。

4、進一步，所述噴管為拉伐爾噴管，噴管包括噴管入口、噴管喉部、噴管出口，噴管喉部兩端分別連接噴管入口和噴管出口。

5、進一步，所述進氣道包括進氣道入口和進氣道出口。

6、進一步，突擴結構的高度為0.1倍的噴管喉部直徑。

7、本實用新型混合加強固體火箭發動機噴管補充燃燒裝置的顯著優勢在于其創新性地在噴管與進氣道的連接處構建回流區，這一設計顯著提高了燃氣與空氣的混合效率和補燃效果。這種回流區的引入不僅增強了推力輸出，還優化了流動動力學，使得燃燒過程更為均勻和充分。此外，本實用新型的結構設計簡潔，易于與現有固體火箭發動機集成，無需進行大規模改造，從而降低了成本并提高了其在商業航天領域的應用潛力。這些綜合優勢使得本實用新型在提升固體火箭發動機性能方面具有顯著的競爭力和實用價值。

8、與傳統技術相比，本發明不通過改變混合比例，而是通過增強回流混合和燃燒反應，提高燃燒效率和推力輸出。這種設計在一定程度上提高固體火箭發動機的性能，適用于對快速響應和高推力有特定需求的航天應用，為固體火箭發動機的性能提升提供了一種高效且可靠的解決方案。

9、與現有技術相比，本實用新型的優點是：本實用新型通過進氣道將外界空氣壓縮并引入至噴管擴張段，并通過在進氣道與噴管連接處的突擴結構在空氣與燃氣的交界處構建回流區，使得燃氣中未充分燃燒的燃料可以燃燒得更充分，提高發動機的補燃效率。

技術特征：

1.一種混合增強的固體火箭發動機噴管補充燃燒裝置，其特征在于，包括噴管(1)，在噴管(1)的殼體上軸對稱設置四個進氣道(2)，在進氣道(2)與噴管(1)擴張段連接處設置突擴結構(3)，突擴結構(3)用于構建回流區(4)，回流區(4)使得燃氣與空氣在回流區內形成渦流，促進更有效的混合和燃燒。

2.根據權利要求1所述的一種混合增強的固體火箭發動機噴管補充燃燒裝置，其特征在于，所述噴管(1)為拉伐爾噴管，噴管(1)包括噴管入口(101)、噴管喉部(102)、噴管出口(103)，噴管喉部(102)兩端分別連接噴管入口(101)和噴管出口(103)。

3.根據權利要求1所述的一種混合增強的固體火箭發動機噴管補充燃燒裝置，其特征在于，所述進氣道(2)包括進氣道入口(201)和進氣道出口(202)。

4.根據權利要求1-3任一項所述的一種混合增強的固體火箭發動機噴管補充燃燒裝置，其特征在于，突擴結構(3)的高度為0.1倍的噴管喉部(102)直徑。

技術總結
本技術涉及一種混合增強的固體火箭發動機噴管補充燃燒裝置，包括噴管，在噴管的殼體上軸對稱設置四個進氣道，在進氣道與噴管擴張段連接處設置突擴結構，突擴結構用于構建回流區，回流區使得燃氣與空氣在回流區內形成渦流，促進更有效的混合和燃燒。本技術通過進氣道將外界空氣壓縮并引入至噴管擴張段，并通過在進氣道與噴管連接處的突擴結構在空氣與燃氣的交界處構建回流區，使得燃氣中未充分燃燒的燃料可以燃燒得更充分，提高發動機的補燃效率。

技術研發人員：雷文杰
受保護的技術使用者：南昌航空大學
技術研發日：20240819
技術公布日：2025/4/28