一种固体火箭发动机推力调节机构制造技术

本发明专利技术公开了一种固体火箭发动机推力调节机构，包括喷管壳体、喷管绝热层、驱动电机、支撑体、喉衬、喉栓、复合转动轴及传动机构；驱动电机设置在喷管壳体等直段外侧，通过径向设置的复合转动轴与喷管壳体内部的喉栓相连，喉栓通过支撑体设置在发动机轴线上；喷管壳体内壁设有喷管绝热层；喉衬设置在喷管绝热层内侧；驱动电机驱动复合转动轴转动，传动机构将复合转动轴的转动转化为喉栓的轴向运动，使喉栓沿发动机轴线朝向喉衬方向移动或远离喉衬方向移动改变喉部面积，在达到预定位置后，驱动电机停止供电并处于自锁状态。本发明专利技术可以实现喉栓同轴布局又不影响装药设计。

【技术实现步骤摘要】
一种固体火箭发动机推力调节机构
本专利技术涉及固体火箭发动机的
，具体涉及一种固体火箭发动机推力调节机构。
技术介绍
固体火箭发动机结构简单、维护方便、可靠性高、操作简便，被广泛应用于导弹动力系统。但相较液体火箭发动机，固体火箭发动机可控性较差。因此固体火箭发动机能量管理技术成为业界亟待解决和突破的技术问题，是固体火箭发动机的重要发展方向之一。实现对固体火箭发动机工作过程中实时有效控制发动机能量输出，根据需求实现发动机能量优化分配，对提高发动机能量利用率、增加射程，提高机动能力和战场适应能力有着重要意义。将实现导弹系统跨越式升级。目前通过喉栓调节喉部面积是研究最多和最热门的一种方式。喉栓式结构通常又分为同轴式和非同轴式两种构型。非同轴式发动机其燃烧室轴线与喉栓垂直，设计相对较容易，但完全改变了推力方向。而同轴式发动机喉栓需要从前封头深入，装药结构和密封结构受制约，喉栓长度过长，热防护要求极高，发动机设计难度较大。因此如何在有限空间内不改变发动机推力方向情况下降低整个装置的设计难度、减小对发动机结构的影响变得尤为关键。
技术实现思路
有鉴于此，本专利技术提供了一种固体火箭发动机推力调节机构，可以实现喉栓同轴布局又不影响装药设计。本专利技术采用的技术方案如下：一种固体火箭发动机推力调节机构，包括喷管壳体、喷管绝热层、驱动电机、支撑体、喉衬、喉栓、复合转动轴及传动机构；所述驱动电机设置在喷管壳体等直段外侧，通过径向设置的复合转动轴与喷管壳体内部的喉栓相连，喉栓通过支撑体设置在发动机轴线上；所述喷管壳体内壁设有喷管绝热层；所述喉衬设置在喷管绝热层内侧；所述驱动电机驱动复合转动轴转动，所述传动机构将复合转动轴的转动转化为喉栓的轴向运动，使喉栓沿发动机轴线朝向喉衬方向移动或远离喉衬方向移动改变喉部面积，在达到预定位置后，驱动电机停止供电并处于自锁状态。进一步地，所述复合转动轴由两段组成，与驱动电机相连段为非金属材料，与传动机构相连段为难熔合金。进一步地，所述复合转动轴与喷管壳体配合处采用径向密封。进一步地，所述支撑体采用难熔合金。进一步地，所述喉栓采用高温难熔合金。进一步地，所述传动机构包括齿轮、齿条，齿轮固定在复合转动轴上，齿条固定在喉栓上。有益效果：1、本专利技术采用通过喉栓的移动对发动机喉部面积调节，进而实现对发动机推力的实时调节，可根据需求的推力范围，对区间内推力的无极调节，能够实现发动机能量管理与导弹任务相关联，提高导弹机动灵活性，满足多任务需求。在发动机喷管外侧布局，喉栓与发动机燃烧室同轴布局，不影响发动机推力方向；通过将复合转动轴转动转化为喉栓轴向移动的方式，避免传统同轴式喉栓对发动机装药设计的制约，既可以实现喉栓同轴布局又不影响装药设计，而且还降低了喉栓设计难度。2、复合转动轴由两段组成，与驱动电机相连段为非金属材料，保证良好的隔热和密封作用，降低转动轴靠近电机侧传热；与传动机构相连段为难熔合金，保证转动轴的结构完整性并将输出力矩有效的传递至喉栓。附图说明图1为本专利技术的结构示意图；其中，1-喷管壳体，2-喷管绝热层，3-驱动电机，4-支撑体，5-喉衬，6-喉栓，7-复合转动轴。具体实施方式下面结合附图并举实施例，对本专利技术进行详细描述。本专利技术提供了一种固体火箭发动机推力调节机构，如图1所示，包括喷管壳体1、喷管绝热层2、驱动电机3、支撑体4、喉衬5、喉栓6、复合转动轴7及传动机构。驱动电机3设置在喷管壳体1等直段外侧，通过径向设置的复合转动轴7与喷管壳体1内部的喉栓6相连，复合转动轴7与喷管壳体1配合处采用径向密封。喉栓6通过支撑体4设置在发动机轴线上；喷管壳体1内壁设有喷管绝热层2，喉衬5设置在喷管绝热层2内侧。驱动电机3驱动复合转动轴7转动，传动机构将复合转动轴7的转动转化为喉栓6的轴向运动，使喉栓6沿发动机轴线朝向喉衬5方向移动或远离喉衬5方向移动改变喉部面积，实时改变燃烧室工作压强，实现对发动机推力实时调节。在达到预定位置后，驱动电机3停止供电并处于自锁状态。喉栓6朝向喉衬5一侧为头部，由于喉栓6移动过程中，喉栓6尾部与支撑体4之间形成的空腔和燃烧室贯通，喉栓6会受到沿轴向指向发动机喉部方向的气动力，因此驱动电机3必须具备良好自锁性能。复合转动轴7由两段组成，与驱动电机3相连段为非金属材料，保证良好的隔热和密封作用，降低转动轴靠近电机侧传热；与传动机构相连段为难熔合金，保证转动轴的结构完整性并将输出力矩有效的传递至喉栓6。支撑体4作为整个驱动机构核心部件的装配舱和承载转化中心，采用难熔合金。喉栓6采用高温难熔合金，以降低高温高压和高流速燃气对喉栓6的烧蚀。传动机构包括齿轮、齿条，齿轮固定在复合转动轴7上，齿条固定在喉栓6上。也可以直接在喉栓6上加工出与齿轮啮合的齿型结构。当驱动电机3接收正向电压信号，驱动电机3正向旋转，驱动电机3带动复合转动轴7正向旋转，复合转动轴7转动带动喉栓6在支撑体4腔体内沿发动机轴线朝向喉衬5方向移动，在达到预定位置后，驱动电机3停止供电并处于自锁状态。此时由于喉栓6的移动，使喉栓6和喉衬5形成的几何喉部面积减小，发动机燃烧室压强随着喉部面积减小而增大，发动机流量增大推力增大。当驱动电机3接收反向电压信号，驱动电机3反向旋转，驱动电机3带动复合转动轴7反向旋转，复合转动轴7带动喉栓6在支撑体4腔体内沿发动机轴线向远离喉衬5的方向移动，在达到预定位置后，驱动电机3停止供电并处于自锁状态。此时由于喉栓6的移动，使喉栓6和喉衬5形成的几何喉部面积增大，燃烧室压强随着喉部面积的增大而减小，发动机流量减小推力减小。综上所述，以上仅为本专利技术的较佳实施例而已，并非用于限定本专利技术的保护范围。凡在本专利技术的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本专利技术的保护范围之内。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种固体火箭发动机推力调节机构，其特征在于，包括喷管壳体、喷管绝热层、驱动电机、支撑体、喉衬、喉栓、复合转动轴及传动机构；/n所述驱动电机设置在喷管壳体等直段外侧，通过径向设置的复合转动轴与喷管壳体内部的喉栓相连，喉栓通过支撑体设置在发动机轴线上；所述喷管壳体内壁设有喷管绝热层；所述喉衬设置在喷管绝热层内侧；/n所述驱动电机驱动复合转动轴转动，所述传动机构将复合转动轴的转动转化为喉栓的轴向运动，使喉栓沿发动机轴线朝向喉衬方向移动或远离喉衬方向移动改变喉部面积，在达到预定位置后，驱动电机停止供电并处于自锁状态。/n

【技术特征摘要】
1.一种固体火箭发动机推力调节机构，其特征在于，包括喷管壳体、喷管绝热层、驱动电机、支撑体、喉衬、喉栓、复合转动轴及传动机构；
所述驱动电机设置在喷管壳体等直段外侧，通过径向设置的复合转动轴与喷管壳体内部的喉栓相连，喉栓通过支撑体设置在发动机轴线上；所述喷管壳体内壁设有喷管绝热层；所述喉衬设置在喷管绝热层内侧；
所述驱动电机驱动复合转动轴转动，所述传动机构将复合转动轴的转动转化为喉栓的轴向运动，使喉栓沿发动机轴线朝向喉衬方向移动或远离喉衬方向移动改变喉部面积，在达到预定位置后，驱动电机停止供电并处于自锁状态。


2.如权利要求1所述的固体火箭发动机推力调节机构，其...

【专利技术属性】
技术研发人员：金蔚，王君祺，吴刚，
申请(专利权)人：北京灵动飞天动力科技有限公司，
类型：发明
国别省市：北京;11