转动控制固体姿轨控发动机制造技术

本发明专利技术公开了一种转动控制固体姿轨控发动机，包括飞行器外壳体、轨控动力系统和姿控动力系统；轨控发动机包括轨控发动机壳体、轨控发动机绝热层、轨控发动机药柱、轨控燃气90度管道、轨控发动机喷管；轨控发动机壳体与轨控发动机绝热层之间、轨控发动机绝热层与轨控发动机药柱之间两两粘合；轨控燃气90度管道一端与轨控发动机壳体的偏心燃气通道连接，另一端连接轨控发动机喷管，轨控发动机喷管位于发动机的质心平面；轨控动力系统包括两个及以上轨控发动机；姿控动力系统包含三个及以上姿控发动机，姿控发动机的上输出轴配合姿控上滚动轴承内环，姿控上滚动轴承的外环与姿控发动机上支架固定连接，轨控发动机支架固定连接飞行器外壳体；本发明专利技术技术难度低、可行性高、结构简单、可靠性高、形式灵活。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种转动控制固体姿轨控发动机，属于火箭姿轨控发动机

技术介绍
固体燃气姿轨控动力系统主要应用于防空、反导和空间对抗的各型导弹上，依靠自身动能用碰撞方式来杀伤和摧毁威胁目标，整体质量轻、体积小，末端具有极高的速度和机动调节能力。近几十年来，世界主要各大国一直在开展应用于防空、反导、反卫星和空间对抗领域的新型固体姿轨控动力系统的研宄。目前的固体推进剂姿轨控系统可分为以下两种类型:一种是脉冲阵列式姿轨控系统，导弹通过自旋稳定，用安装在弹体周围的一组小火箭发动机控制导弹的飞行方向，主要用于大气层内区域防空反导；另一种采用燃气发生器多喷管姿轨控系统，由两组小型火箭发动机组成:一组姿控发动机被安装在拦截器的尾部，用于控制拦截器的姿态；四台轨控发动机安装在拦截器的质心平面内，为拦截器提供较高的横向加速度，拦截器为三轴稳定。上述脉冲阵列式姿轨控系统中的每个小火箭发动机只能一次点火，不能实现连续矢量调节，因而控制精度上差一些；燃气发生器多喷管姿轨控系统虽可以实现连续矢量调节，但因需要实现流量调节采用了燃气阀门的调节，从而会导致热防护、烧蚀、阀杆撞击等一系列问题，对材料技术和基础工业要求高，技术突破难度大，成为固体动力技术发展的技术瓶颈。
技术实现思路
本专利技术的目的是为了解决上述问题，提出一种转动控制固体姿轨控发动机，采用多个喷管分推力合成的方法，通过多个自带燃烧室的喷管沿发动机轴心的组合旋转动作，调节各喷管的分推力方向，以实现合力、合力矩大小和方向的变化，产生弹体机动所需的多个方向的推力矢量，为飞行器提供所需的横向过载及俯仰、偏航、滚转力矩。一种转动控制固体姿轨控发动机，包括飞行器外壳体、轨控动力系统和姿控动力系统；轨控动力系统包括两个轨控发动机；轨控发动机包括轨控发动机壳体、轨控发动机绝热层、轨控发动机药柱、轨控燃气90度管道、轨控发动机喷管；轨控发动机壳体与轨控发动机绝热层之间、轨控发动机绝热层与轨控发动机药柱之间两两粘合；轨控燃气90度管道一端与轨控发动机壳体的偏心燃气通道连接，另一端连接轨控发动机喷管，轨控发动机喷管位于发动机的质心平面；两个轨控伺服驱动器分别固定在两个轨控发动机上，轨控伺服驱动器通过轨控伺服固定架固定连接飞行器外壳体；每个轨控发动机的输出轴分别配合一个轨控滚动轴承内环，轨控滚动轴承的外环与轨控发动机支架固定连接，轨控发动机支架固定连接飞行器外壳体；两个轨控发动机相对放置，两个轨控发动机之间设有轨控连接滚动轴承，滚动轴承的内环与外环分别与两发动机轴过渡配合；姿控动力系统包含四个姿控发动机，姿控发动机偏心布置于发动机首端或末端，呈圆周分布，旋转轴与发动机轴线平行但不重合；姿控发动机与姿控伺服驱动器通过联轴器连接，姿控伺服驱动器通过姿控伺服固定架固定连接飞行器外壳体；姿控发动机的上输出轴配合姿控上滚动轴承内环，姿控上滚动轴承的外环与姿控发动机上支架固定连接，轨控发动机支架固定连接飞行器外壳体；姿控发动机的下输出轴配合姿控下滚动轴承内环，姿控下滚动轴承的外环与姿控发动机下支架固定连接，姿控发动机下支架固定连接飞行器外壳体。本专利技术的优点在于:(I)技术难度低，可行性高传统的燃气发生器姿轨控系统采用燃气阀门调节推力方向和大小，进而为导弹武器提供所需的控制力矩。本专利技术提出的高温燃气姿轨控发动机通过多个自带燃烧室的喷管沿发动机轴心的组合旋转动作，产生弹体机动所需的多个方向的推力矢量。这种概念设计既满足了姿态轨道控制要求，同时有效降低了发动机技术难度；(2)结构简单，可靠性高相比常规的姿轨控系统，本专利技术设计省去了复杂的管道结构和高温燃气阀门，采用简洁明了的结构形式，在结构层面，轨控系统、姿控系统、各喷管之间相互独立，利于控制，可靠性尚;(3)形式灵活根据不同的需求，可以衍生出不同结构形式的方案，以满足不同条件下的工作模式。【附图说明】图1是本专利技术的姿轨控发动机整体结构图；图2是本专利技术的轨控动力系统结构图；图3是本专利技术的轨控推力器结构图；图4是本专利技术的姿控动力系统结构图；图5是本专利技术的姿控动力系统布局下视图；图6是本专利技术的包含三轨控发动机的姿轨控发动机结构。图中:1-飞行器外壳体2-轨控动力系统3-姿控动力系统4-轨控发动机5-姿控发动机6-轨控伺服固定架7-轨控伺服驱动器 8-轨控发动机支架9-轨控伺服齿轮组10-轨控滚动轴承11-轨控连接滚动轴承 12-轨控发动机壳体13-轨控发动机绝热层 14-轨控发动机药柱 15-轨控燃气90度管道16-轨控发动机喷管 17-姿控伺服驱动器 18-姿控伺服固定架19-姿控上滚动轴承 20-姿控发动机上支架 21-姿控下滚动轴承22-姿控发动机下支架【具体实施方式】下面将结合附图和实施例对本专利技术作进一步的详细说明。本专利技术是一种转动控制固体姿轨控发动机，如图1所示，包括飞行器外壳体1、轨控动力系统2和姿控动力系统3。如图2所示，轨控动力系统2包括两个轨控发动机4 ;轨控发动机4如图3所示，包括轨控发动机壳体12、轨控发动机绝热层13、轨控发动机药柱14、轨控燃气90度管道15、轨控发动机喷管16 ；和常规固体火箭发动机相同，轨控发动机壳体12与轨控发动机绝热层13之间、轨控发动机绝热层13与轨控发动机药柱14之间两两粘合；轨控燃气90度管道15通过螺纹与轨控发动机壳体12的偏心燃气通道连接；为避免高温燃气造成的烧蚀，轨控燃气90度管道15和轨控发动机喷管16采用耐高温复合材料(例如C/SiC、C/C等)，两者之间采用螺纹连接方式。传动齿轮组9的大、小齿轮分别与轨控发动机4的当前第1页1 2 本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种转动控制固体姿轨控发动机，包括飞行器外壳体、轨控动力系统和姿控动力系统；轨控动力系统包括两个及以上轨控发动机；轨控发动机包括轨控发动机壳体、轨控发动机绝热层、轨控发动机药柱、轨控燃气90度管道、轨控发动机喷管；轨控发动机壳体与轨控发动机绝热层之间、轨控发动机绝热层与轨控发动机药柱之间两两粘合；轨控燃气90度管道一端与轨控发动机壳体的偏心燃气通道连接，另一端连接轨控发动机喷管，轨控发动机喷管位于发动机的质心平面；每个轨控发动机固定连接一个轨控伺服驱动器，轨控伺服驱动器通过轨控伺服固定架固定连接飞行器外壳体；第一个和最后一个轨控发动机的输出轴分别配合一个轨控滚动轴承内环，轨控滚动轴承的外环与轨控发动机支架固定连接，轨控发动机支架固定连接飞行器外壳体；轨控发动机相对放置，两个轨控发动机之间设有轨控连接滚动轴承，滚动轴承的内环与外环分别与两发动机轴过渡配合；姿控动力系统包含三个及以上姿控发动机，姿控发动机偏心布置于发动机首端或末端，呈圆周分布，旋转轴与发动机轴线平行但不重合；姿控发动机与姿控伺服驱动器通过联轴器连接，姿控伺服驱动器通过姿控伺服固定架固定连接飞行器外壳体；姿控发动机的上输出轴配合姿控上滚动轴承内环，姿控上滚动轴承的外环与姿控发动机上支架固定连接，轨控发动机支架固定连接飞行器外壳体；姿控发动机的下输出轴配合姿控下滚动轴承内环，姿控下滚动轴承的外环与姿控发动机下支架固定连接，姿控发动机下支架固定连接飞行器外壳体。...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：任军学，常桁，刘宇，王一白，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11