一种可变推力的微型固体火箭发动机柔性喷管系统技术方案

本发明专利技术公开的一种可变推力的微型固体火箭发动机柔性喷管系统，属于航天动力推进装置技术领域。包括位移采集模块、控制模块、柔性喷喉和在柔性喷喉周向设置的若干伺服机构；柔性喷喉的两端分别与喷管收缩段和喷管扩张段固定连接，伺服机构包括伺服电机、传动杆和传动片，伺服电机与传动杆连接，传动杆与传动片连接，传动片与柔性喷喉的外壁贴合；位移采集模块用于采集柔性喷喉直径变化的位移数据，位移采集模块和伺服电机分别与控制模块连接，控制模块连接至上位机。本发明专利技术结构简单、可靠，适用于微型固体火箭发动机，大大提升了推力变化的响应速度。同时，通过位移采集模块与控制模块实时反馈输入及输出信号，提升了推力的控制精度。度。度。

【技术实现步骤摘要】
一种可变推力的微型固体火箭发动机柔性喷管系统


[0001]本专利技术属于航天动力推进装置
，具体涉及一种可变推力的微型固体火箭发动机柔性喷管系统。

技术介绍

[0002]小型化和微型化是现代航天器与武器装备发展的一个重要方向。无论是航天领域还是装备武器，均要求系统具有快响应、高精度和高可靠性的特点，而以上特点均与微型固体火箭发动机系统有直接关系，对固体火箭发动机系统提出了更高的要求。
[0003]微型固体火箭发动机由于可靠性高、保存时间长、准备时间短等特点，常被用于武器装备推进系统、航天器姿态调整系统等。但其燃烧可控性能较差，常规固体火箭发动机推力与其药柱密切相关，在燃烧推进过程中推力无法做到实时调整与改变。而武器装备在飞行过程中常常需要低速巡航、加速突防等推力变化，航天器需要对发动机推力进行精准控制实现姿态精确调整，常规微型固体火箭发动机无法满足此需求。
[0004]目前，对于固体火箭发动机推力控制主要分为发动机药柱设计、喉栓式变推力设计；发动机药柱设计主要通过对不同阶段浇筑不同燃烧截面或推进剂，实现不同燃烧阶段推力变化，但无法实现更具实时飞行情况进行推力改变；喉栓式变推力设计响应时间长，烧蚀较为严重且装置复杂，不适用于微型固体火箭发动机。

技术实现思路

[0005]为了解决上述问题，本专利技术的目的在于提供一种可变推力的微型固体火箭发动机柔性喷管系统，结构可靠、响应速度快，能够实现对火箭发动机推力变化的精准控制。
[0006]本专利技术是通过以下技术方案来实现：/>[0007]本专利技术公开了一种可变推力的微型固体火箭发动机柔性喷管系统，包括位移采集模块、控制模块、柔性喷喉和在柔性喷喉周向设置的若干伺服机构；
[0008]柔性喷喉的两端分别与喷管收缩段和喷管扩张段固定连接，伺服机构包括伺服电机、传动杆和传动片，伺服电机与传动杆连接，传动杆与传动片连接，传动片与柔性喷喉的外壁贴合；位移采集模块用于采集柔性喷喉直径变化的位移数据，位移采集模块和伺服电机分别与控制模块连接，控制模块连接至上位机。
[0009]优选地，柔性喷喉由外到内依次包括柔性基底层、隔热层和烧蚀涂层。
[0010]进一步优选地，柔性基底层为柔性耐高温材料层，隔热层为低热传导率材料层，烧蚀涂层为耐高温烧蚀材料涂层。
[0011]优选地，位移采集模块包括数据处理器和与数据处理器连接的若干位移传感器，若干位移传感器设在传动片之间的柔性喷喉的外壁上。
[0012]进一步优选地，位移传感器的数量与传动片的数量相等。
[0013]优选地，传动片为弧形。
[0014]进一步优选地，弧度与柔性喷喉的外壁相等。
[0015]优选地，伺服机构的数量≥4。
[0016]优选地，伺服机构周向均布在柔性喷喉的外侧。
[0017]优选地，传动杆和传动片为高强度耐高温材质。
[0018]与现有技术相比，本专利技术具有以下有益的技术效果：
[0019]本专利技术公开的一种可变推力的微型固体火箭发动机柔性喷管系统，在喷管收缩段和喷管扩张段之间设置柔性喷喉，通过在柔性喷喉周向设置的若干伺服机构，实现对柔性喷喉直径的控制。伺服机构的伺服电机通过传动杆带动传动片运动，对柔性喷喉的外壁进行挤压，结构简单、可靠，适用于微型固体火箭发动机；直接传动至柔性喷喉控制直径变化，大大提升了推力变化的响应速度。同时，通过位移采集模块与控制模块实时反馈输入及输出信号，提升了推力的控制精度。
[0020]进一步地，柔性喷喉由外到内依次包括柔性基底层、隔热层和烧蚀涂层，柔性基底层杨氏模量较低，可较好实现喷喉变直径的弹性变形过程；隔热层用作吸收喷喉高温喷流热量，防止柔性基底层温度过高从而失效。烧蚀涂层用作与喷流直接接触，隔绝喷喉其他部位与喷流接触，通过自身烧减少喷流对喷喉的传热。
[0021]更进一步地，柔性基底层采用柔性耐高温材料，如耐高温橡胶、膨胀石墨等，其优点在于由于柔性材料易在传动机构作用下发生形变，同时传动精度高，在发动机喷喉较高温度下不会出现失效情况。隔热层采用低热传导率材料，如高硅氧玻璃纤维、石棉等，其优点在于可以将喷管高温与柔性耐高温材料隔开，减少热量传递。烧蚀涂层采用耐高温烧蚀涂料，如碳化硅涂层、C/C复合材料涂层，其优点在于烧蚀层以损耗一定质量的材料来耗散外界的热能，从而减少外界对物体体内的传热。
[0022]进一步地，位移采集模块的若干位移传感器设在传动片之间的柔性喷喉的外壁上，能够多点采集位移数据，使反馈更加精准，同时不影响传动片的工作。
[0023]更进一步地，位移传感器的数量与传动片的数量相等，能够精确地监测每个传动片作用位置的位移变化，提高控制的精准度。
[0024]进一步地，传动片为弧形，弧度与柔性喷喉的外壁相等，能够更好地贴合柔性喷喉外壁，作用力均匀。
[0025]进一步地，伺服机构的数量≥4，且周向均布在柔性喷喉的外侧，根据发动机喷喉尺寸大小可合理选择数量，能够使柔性喷喉直径的调节更加均匀和精准。
附图说明
[0026]图1为本专利技术的主视示意图；
[0027]图2为本专利技术的俯视剖视示意图；
[0028]图3为本专利技术的工作原理示意图。
[0029]图中：100
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伺服机构、110
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伺服电机、121
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传动杆、122
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传动片、200
‑
柔性喷喉、210
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柔性基底层、220
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隔热层、230
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烧蚀涂层、300
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位移采集模块、310
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位移传感器、320
‑
数据处理器、400
‑
控制模块。
具体实施方式
[0030]下面结合附图对本专利技术做进一步详细描述，其内容是对本专利技术的解释而不是限
定：
[0031]为本专利技术的可变推力的微型固体火箭发动机柔性喷管系统，包括位移采集模块300、控制模块400、柔性喷喉200和在柔性喷喉200周向设置的若干伺服机构100；
[0032]柔性喷喉200的两端分别与喷管收缩段和喷管扩张段固定连接，伺服机构100包括伺服电机110、传动杆121和传动片122，伺服电机110与传动杆121连接，传动杆121与传动片122连接，传动片122与柔性喷喉200的外壁贴合；位移采集模块300用于采集柔性喷喉200直径变化的位移数据，位移采集模块300和伺服电机110分别与控制模块400连接，控制模块连接至上位机。
[0033]在本专利技术的一个较优的实施例中，柔性喷喉200由外到内依次包括柔性基底层210、隔热层220和烧蚀涂层230。优选地，柔性基底层210为柔性膨胀石墨层，隔热层220为高硅氧玻璃纤维层，烧蚀涂层230为碳化硅涂层。
[0034]在本专利技术的一个较优的实施例中，位移采集模块300包括数据处理器320和与本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种可变推力的微型固体火箭发动机柔性喷管系统，其特征在于，包括位移采集模块(300)、控制模块(400)、柔性喷喉(200)和在柔性喷喉(200)周向设置的若干伺服机构(100)；柔性喷喉(200)的两端分别与喷管收缩段和喷管扩张段固定连接，伺服机构(100)包括伺服电机(110)、传动杆(121)和传动片(122)，伺服电机(110)与传动杆(121)连接，传动杆(121)与传动片(122)连接，传动片(122)与柔性喷喉(200)的外壁贴合；位移采集模块(300)用于采集柔性喷喉(200)直径变化的位移数据，位移采集模块(300)和伺服电机(110)分别与控制模块(400)连接，控制模块连接至上位机。2.根据权利要求1所述的可变推力的微型固体火箭发动机柔性喷管系统，其特征在于，柔性喷喉(200)由外到内依次包括柔性基底层(210)、隔热层(220)和烧蚀涂层(230)。3.根据权利要求2所述的可变推力的微型固体火箭发动机柔性喷管系统，其特征在于，柔性基底层(210)为柔性耐高温材料层，隔热层(220)为低热传导率材料层，烧蚀涂层(230)为耐高温烧蚀材料涂层。4.根...

【专利技术属性】
技术研发人员：毕纪元，周运来，
申请(专利权)人：西安交通大学，
类型：发明
国别省市：