技术摘要：
本发明公开了一种多脉冲固体火箭发动机，包括发动机壳体、前封头、喷管，还包括：外电极，具有多个致密排列的蜂窝状通孔，每个蜂窝状通孔的内腔作为一个燃烧室且截面呈正多边形；内电极，具有中心距离边缘不等距离的截面，一端连接内电极固定座；电控固体推进剂，装填  全部
背景技术：
固体火箭发动机具有结构简单、经济性好、可靠性高等特点，被广泛应用于航空航 天和国防领域，可为导弹、太空飞行器等装置提供动力。固体火箭发动机是使用固体推进剂 作为燃料的火箭发动机，固体推进剂易储存、质量比高、使用方便、容易运输，但是与液体火 箭发动机或固液混合火箭发动机相比，固体火箭发动机存在的最大缺陷在于：一方面固体 推进剂熄火后再次点火困难，无法实现重复启动；另一方面，固体推进剂在燃烧过程中不受 控，无法像液体推进剂发动机一样利用阀门等装置控制液体推进剂流量等参数，进而控制 推进剂燃烧，上述两方面原因极大地限制了固体火箭发动机的应用范围。 虽然可以采用一些方案来控制固体火箭发动机的推力，如改变推进剂药柱的形状 结构、分段装药、改变不同位置推进剂的燃速，但是这些方式都按照既定的推力曲线工作， 并不能实时随机地控制推力。还有些方案如调节喷管喉部面积、控制推进剂的质量燃速、使 用可脉冲式提供燃料的胶状推进剂等能够实时控制推力，或者先通过降压、喷射灭火剂等 方式使发动机熄火，再通过能多次启动的点火系统实现发动机的再启动，但是这些方案的 技术都较为复杂，能达到的效果有限。 电控固体推进剂具有特殊的电控性能，是一种具有电控效应的钝感推进剂，通电 即燃烧、断电即熄灭，突破了传统固体推进剂不能随意熄火和再启动的固有障碍。输入一定 的电流能使该推进剂点火燃烧，断电后火焰立即熄灭，在燃烧过程中，还可以通过改变输入 电流或电压的大小调节其燃速，从而实时控制固体火箭发动机的推力并可重复启动，以一 种简单的方式随机、精确地控制推力；然而，受电控固体推进剂自身特性的影响，其燃面较 小、燃烧喷射效率较低，限制了电控固体推进剂火箭发动机的推力。 现有技术中，外电极是在一个整体金属圆柱体的基础上，均匀布置多个圆孔空间， 用于放置多个圆管状的电控固体推进剂单元，能够控制每个电控固体推进剂单元的点火、 燃烧和熄灭。这种方式扩大了推力调节范围，但是电极的质量较大导致发动机的质量比较 低，并不能解决电控固体推进剂火箭发动机的推力较小的问题；现有技术还采用在电控固 体推进剂中嵌入多根电极的方式以扩大电控固体推进剂的燃面，从而增大推力，但是由于 嵌入电极的表面积较小，能达到的效果有限。
技术实现要素：
本发明针对所要解决的技术问题，提供一种多脉冲固体火箭发动机，用以解决传 统电控固体推进剂火箭发动机推力较小的问题。 为了解决上述技术问题，本发明是通过以下技术方案实现的：一种多脉冲固体火 箭发动机，包括内部为中空结构的发动机壳体、套接在所述发动机壳体一端的前封头、套接 在所述发动机壳体另一端的喷管，还包括： 4 CN 111577483 A 说　明　书 2/6 页 外电极，具有多个致密排列的蜂窝状通孔，每个所述蜂窝状通孔的内腔作为一个 燃烧室且截面呈正多边形； 内电极，具有中心距离边缘不等距离的截面，与所述蜂窝状通孔数量相同且嵌入 到每个所述蜂窝状通孔的中心，其中靠近所述前封头的一端固定连接内电极固定座； 电控固体推进剂，装填于所述外电极与内电极之间； 电源，一极通过导线电连接到所述外电极、另一极通过导线电连接到多个相互并 联的所述内电极、中间耦合连接控制系统以实时调节所述电源的输出功率； 当电源与电控固体推进剂之间的电路导通时，电源与外电极、电控固体推进剂、内 电极构成闭合回路，各所述蜂窝状通孔内的电控固体推进剂同时通电点火燃烧，使发动机 产生推力； 当电源与电控固体推进剂之间的电路断开时，各所述蜂窝状通孔内的电控固体推 进剂同时断电熄灭，使发动机停止产生推力； 当通过所述控制系统调节加载到内电极与外电极之间的功率时，各所述蜂窝状通 孔内的电控固体推进剂燃速改变，调节发动机的推力。 进一步的，所述固体火箭发动机还包括绝缘绝热层，所述绝缘绝热层覆盖在发动 机壳体、前封头和喷管的内壁面。 进一步的，所述固体火箭发动机还包括与所述外电极两端相抵用于固定所述电控 固体推进剂的挡药板，所述电极固定座与前封头之间形成填充腔，所述填充腔内装有密封 软胶。 进一步的，所述电控固体推进剂至少包括氧化剂、金属燃料、粘合剂和添加剂，由 氧化剂、金属燃料、粘合剂和添加剂按5～6:1～2：0.5～1.5:1.5～2.5的质量分数比例混合 配置而成。 进一步的，所述氧化剂为硝酸羟胺、硝酸铵、高氯酸盐中的任意一种或几种混合； 所述金属燃料为镁粉、铝粉、硼粉中的任意一种或几种混合；所述粘合剂为聚乙烯醇和/或 甲基纤维素；所述添加剂为燃速催化剂和/或固化剂。 进一步的，所述内电极沿自身长度方向的截面为星形、风车形、齿轮形、三叶形、多 刺形中的任意一种。 进一步的，所述电源提供电能的形式为交流电、直流电或电容放电中的任意一种。 进一步的，所述发动机壳体分别通过螺纹与所述喷管和前封头可拆卸连接。 进一步的，所述发动机壳体分别通过法兰与所述喷管和前封头可拆卸连接。 进一步的，所述绝缘绝热层采用电木、酚或四氟乙烯中的任意一种或几种材料混 合制作而成。 与现有技术相比，本发明的有益之处是： 一、本发明提供的多脉冲固体火箭发动机通过将外电极设计成具有多个致密排列 的蜂窝状通孔结构，且每个蜂窝状通孔的内腔作为一个燃烧室，并将蜂窝状燃烧室作为外 电极整体连接到电源的一极，在不显著降低发动机质量比的同时，既可以获得较大推力，又 可以满足电控固体推进剂的工作特性，实现多脉冲固体火箭发动机的重复启动和推力可 调。 二、本发明通过将内电极设计成具有中心距离边缘不等距离的截面，如星形、风车 5 CN 111577483 A 说　明　书 3/6 页 形、齿轮形、三叶形、多刺形等，实现内电极与电控固体推进剂的较大面积接触，有助于增大 电控固体推进剂的初始燃烧面积。 三、本发明省去了传统火箭发动机的点火装置，在实时控制发动机推力的同时，能 实现较大的推力，在需要产生大推力的多脉冲火箭发动机领域具有广阔的应用前景。 附图说明 为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现 有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本 发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以 根据这些附图示出的结构获得其他的附图。 下面结合附图对本发明进一步说明： 图1是本发明所述固体火箭发动机的部分立体结构图； 图2是本发明所述固体火箭发动机的的全剖视图； 图3是图2的截面视图； 图4是实施例一中外电极的截面视图； 图5是实施例一中内电极的立体结构图； 1、外电极；2、内电极；3、固体推进剂；4、绝缘绝热层；5、发动机壳体；6、前封头；7、 喷管；8、电源；9、内电极固定座；10、导线；11、填充腔；12、挡药板；13、蜂窝状通孔。