脉冲发动机组设计+文献综述(2)
如图为固体脉冲火箭发动机组示意安装位置，它按照一定的顺序在空间上分布均匀，提供短时间的脉冲动力。在合适的时候它由点火系统直接控制，以实现在方向上的具体需求。
图1.1 固体脉冲发动机组位置
它对精确制导武器不可或缺。研究固体火箭发动机脉冲技术，可以在中小型火箭武器中提供直接的侧向力，将给予中小型火箭武器以强力的机动性能和敏捷性能，既提高了打击精度，又使火箭具有了高攻速、高机动的打击能力。
它的研究也对战区导弹防御起到了增加其机动性的作用，使国防更有力地捍卫自己的主权。
1.2 国内外研究现状
1.2.1 国外研究现状
上世纪60年代，美国Frank ford兵工厂和弹道研究所已对燃气脉冲发动机进行了研究。对于将一推进装置安装POLAT反坦克武器质心处以实现末端弹道修正，从而提高命中精度，他们有两种设计思路。主要的方法不同在于喷管轴向方向与燃烧室轴向是平行还是垂直。最后他们采用轴向互相垂直的方案，其样机燃烧室容积为147 ，喷管喉部直径约20mm，药型为单孔粒状药。该推进装置冲量约100N•s，工作时间约3ms[2]。
上世纪90年代起，基于MEMS技术的微型推进装置逐渐成为研究的焦点。美国的TRW公司将一种典型的三明治结构（图1.2）用于他们设计的MEMS固体微推装置。顶部喷管层和底部点火电路层均选用硅片，中间部分的燃烧室层选用光敏玻璃。在一个标准的24管脚双排电子封装陶瓷里，集成了15个独立的微推进单元，以3×5阵列排列。封装后的实物如图1.3所示。该推进器采用斯蒂酚酸铅(lead styphnate)作为固体推进剂,以多晶硅(poly silicon)作为点火桥膜材料，其推进单元的脉冲冲量为10-4 N•s，点火功率100W[3]。
图1.2 微推冲器结构示意图 图1.3 封装实物图
微冷气推进系统是目前微型飞行器上使用最多的微推进技术，它由高压储箱中储藏的气体或液化气体，经减压后从微推进器喷出产生推力。第一个真正意义上的微冷气推进器是由Moog研制的，编号为58X14l。英国萨瑞公司2000年发射的SNAP-1纳型卫星上使用的为Surrey大学研制的冷气微推进系统，推进剂为32.69丁烷，比冲大于60s，推力达到45mN，系统总量450g。SNAP-1纳型卫星主要任务之一是未来编队微卫星星座的三轴稳定与轨道控制的技术演示[4]。
电热式、电磁式、静电式是微电推进系统的主要组成。电热式大都是通过温度的升高，使燃气升温从喷管喷出或使液体燃料汽化、固体燃料升华成气体后从喷管喷出。电磁式是通过将工质离化为等离子体，再经过磁场加速后喷出实现。静电式大都为使用静电场将带点微粒或胶体微粒加速，而后从喷管喷出5～7。场发射电推进器（Field Emission Electric Propulsion，简称FEEP）以及脉冲等离子体推进器(Pulsed Plasma Thr- uster，简称PPT)都是电推进器中具有很高的比冲且能够提供微牛顿量级推力的推进器，发展十分迅速，在现代空间科学任务和计划中被广泛使用[8～10]。
1.2.2国内研究现状
张平与王海丰等研究员在1989年～1992年期间通过国内一种远程火箭简易制导的研究，由T形微型火箭发动机结构从而研究了一种发动机结构如图1.4所示[11]。发动机燃烧室中部为喷管，拥有两个燃烧室。在较大的长径比下安装了多个发动机，以形成图1.5所示动力装置组。该发动机采用多根较高燃速的HR-1型装药自由装填。实验表明此推进装置输出冲量为60N•s。
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