喷管及火箭发动机制造技术

本申请实施例提供了一种喷管及火箭发动机。在本申请实施例提供的喷管中，在火箭发动机的助推阶段，控制阀的第一通孔与喉衬的第一通道连通，使得燃烧室产生的气流通过喷管喷出，在火箭发动机由助推阶段切换到续航阶段，驱动机构带动控制阀转动，阻断第一通孔与第一通道的连通，能够阻止燃烧室产生的气流喷出，从而能够改变火箭发动机的推力，使得火箭发动机在助推阶段和续航阶段具有不同的推力，进而能够增大应用有该喷管的火箭发动机的推力比。能够增大应用有该喷管的火箭发动机的推力比。能够增大应用有该喷管的火箭发动机的推力比。

【技术实现步骤摘要】
喷管及火箭发动机


[0001]本申请涉及飞行器的发动机
，具体而言，本申请涉及一种喷管及火箭发动机。

技术介绍

[0002]喷管是现有火箭固体发动机的重要部件，主要用于使燃烧室燃烧后产生的气流膨胀加速向外喷射出以产生推力。
[0003]对于现有火箭固体发动机而言，其喷管中喉部的直径往往是固定不变的，这导致火箭固体发动机的推力比较小，难以满足使用要求。

技术实现思路

[0004]本申请针对现有方式的缺点，提出一种喷管及火箭发动机，用以解决现有技术存在火箭固体发动机的推力比较小的技术问题。
[0005]第一个方面，本申请实施例提供了一种喷管，安装于火箭发动机中燃烧室的出口端，喷管包括：壳体；喉衬，设置于壳体内，喉衬包括与燃烧室连通的第一通道；控制阀，至少部分控制阀沿喉衬的径向穿设于壳体和喉衬；控制阀包括第一通孔，在火箭发动机处于助推阶段，第一通孔与第一通道连通；驱动机构，与控制阀连接，在火箭发动机由助推阶段切换到续航阶段的情况下，驱动机构带动控制阀转动，阻断第一通孔与第一通道的连通。
[0006]可选地，驱动机构包括电机和定时装置；电机与定时装置电连接，定时装置在工作设定时长后，控制电机启动以带动控制阀转动；设定时长与火箭发动机的助推阶段工作时长相同。
[0007]可选地，驱动机构包括电机和传感装置；电机与传感装置电连接，传感装置用于监测燃烧室的压强，在燃烧室的压强降低至设定阈值后，控制电机启动以带动控制阀转动。
[0008]可选地，驱动机构还包括传动组件，传动组件的输入端与电机的输出端连接，传动组件的输出端与控制阀连接。
[0009]可选地，传动组件包括齿圈、主动齿轮、连接架和至少两个从动齿轮；齿圈与电机固定连接，电机的输出端与主动齿轮连接，齿圈、电机的输出端和主动齿轮同轴设置；从动齿轮与齿圈的内周壁和主动齿轮均啮合；连接架与所有从动齿轮固定连接，连接架远离从动齿轮的一端设置有传动组件的输出端。
[0010]可选地，喷管还包括：绝热层，绝热层连接于壳体的内壁，喉衬连接于绝热层远离壳体的一侧；沿喉衬的径向，绝热层中连接有喉衬处的厚度大于其它处的厚度。
[0011]可选地，喷管还包括：至少一个密封件；
壳体包括穿设控制阀的过孔，控制阀靠近过孔的一端设置有密封件。
[0012]可选地，喉衬和控制阀的材质相同，均为钨铜合金或碳碳复合材料。
[0013]第二个方面，本申请实施例提供了一种火箭发动机，包括：至少一个第一个方面所提供的任一喷管。
[0014]可选地，火箭发动机的燃烧室的出口端设置有至少一个常开式喷管和至少两个喷管，在出口端的径向平面内，喷管关于常开式喷管轴对称设置；在助推阶段，所有常开式喷管和所有喷管中喉衬的第一通道与外界连通；在续航阶段，至少两个关于常开式喷管轴对称设置的喷管的第一通道被控制阀阻断。
[0015]本申请实施例提供的技术方案带来的有益技术效果包括：在本申请实施例提供的喷管中，在火箭发动机的助推阶段，控制阀的第一通孔与喉衬的第一通道连通，使得燃烧室产生的气流通过喷管喷出，在火箭发动机由助推阶段切换到续航阶段，驱动机构带动控制阀转动，阻断第一通孔与第一通道的连通，能够阻止燃烧室产生的气流喷出，从而能够改变火箭发动机的推力，使得火箭发动机在助推阶段和续航阶段具有不同的推力，进而能够增大应用有该喷管的火箭发动机的推力比。
[0016]本申请附加的方面和优点将在下面的描述中部分给出，这些将从下面的描述中变得明显，或通过本申请的实践了解到。
附图说明
[0017]本申请上述的和/或附加的方面和优点从下面结合附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：图1为本申请实施例提供的一种喷管处于打开状态的立体示意图；图2本申请实施例提供的图1所示喷管处于关闭状态的立体示意图；图3为本申请实施例提供的图1所示喷管的主视图；图4为本申请实施例提供的图3所述喷管的AA向剖面示意图；图5为本申请实施例提供的图3所述喷管的BB向剖面示意图；图6为本申请实施例提供的图2所示喷管的主视图；图7为本申请实施例提供的图6所述喷管的CC向剖面示意图；图8为本申请实施例提供的另一种喷管的结构示意图；图9为本申请实施例提供的一种喷管中驱动结构的框架示意图；图10为本申请实施例提供的另一种喷管中驱动结构的框架示意图；图11为本申请实施例提供的图8所示喷管中驱动机构的结构示意图。
[0018]附图标记说明：10
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壳体；20
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喉衬；30
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控制阀；31
‑
第一通孔；40
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驱动机构；41
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电机；42
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定时装置；43
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传感装置；44
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传动组件；441
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齿圈；442
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主动齿轮；443
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连接架；444
‑
从动齿轮；50
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绝热层；60
‑
密封件。
具体实施方式
[0019]下面结合本申请中的附图描述本申请的实施例。应理解，下面结合附图所阐述的实施方式，是用于解释本申请实施例的技术方案的示例性描述，对本申请实施例的技术方案不构成限制。
[0020]本
技术人员可以理解，除非特意声明，这里使用的单数形式“一”、“一个”、“所述”和“该”也可包括复数形式。应该进一步理解的是，本申请的说明书中使用的措辞“包括”是指存在所述特征、整数、步骤、操作、元件和/或组件，但不排除实现为本
所支持其他特征、信息、数据、步骤、操作、元件、组件和/或它们的组合等。应该理解，当我们称一个元件被“连接”或“耦接”到另一元件时，该一个元件可以直接连接或耦接到另一元件，也可以指该一个元件和另一元件通过中间元件建立连接关系。此外，这里使用的“连接”或“耦接”可以包括无线连接或无线耦接。这里使用的术语“和/或”指该术语所限定的项目中的至少一个，例如“A和/或B”可以实现为“A”，或者实现为“B”，或者实现为“A和B”。
[0021]为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本申请实施方式作进一步地详细描述。
[0022]首先对本申请涉及的几个名词进行介绍和解释：推力比，指的是火箭发动机在助推阶段和续航阶段所产生的推力之比，推力比是衡量火箭发动机质量的重要指标之一。
[0023]对于现有单室双推力固体火箭发动机而言，由于喷管中喉部的直径往往是固定不变的，主要是改变药柱的结构，以实现火箭发动机在助推阶段和续航阶段具有不同的推力，例如采用不同燃烧速度的推进剂组合形成药柱，但是，这种单室双推力固体火箭发动机在助推阶段中燃烧室的压强不宜过高，否则会相应续航阶段的推力，从而导致这种单室双推力固体火箭发动机的推力比较小。
[0024]本申请提供的喷管及火箭发动机，旨在解决相关技术的如上技术问题。
[0025本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种喷管，其特征在于，安装于火箭发动机中燃烧室的出口端，所述喷管包括：壳体；喉衬，设置于所述壳体内，所述喉衬包括与所述燃烧室连通的第一通道；控制阀，至少部分所述控制阀沿所述喉衬的径向穿设于所述壳体和所述喉衬；所述控制阀包括第一通孔，在所述火箭发动机处于助推阶段，所述第一通孔与所述第一通道连通；驱动机构，与所述控制阀连接，在火箭发动机由助推阶段切换到续航阶段的情况下，所述驱动机构带动所述控制阀转动，阻断所述第一通孔与所述第一通道的连通。2.根据权利要求1所述的喷管，其特征在于，所述驱动机构包括电机和定时装置；所述电机与所述定时装置电连接，所述定时装置在工作设定时长后，控制所述电机启动以带动所述控制阀转动；所述设定时长与所述火箭发动机的助推阶段工作时长相同。3.根据权利要求1所述的喷管，其特征在于，所述驱动机构包括电机和传感装置；所述电机与所述传感装置电连接，所述传感装置用于监测所述燃烧室的压强，在所述燃烧室的压强降低至设定阈值后，控制所述电机启动以带动所述控制阀转动。4.根据权利要求2或3所述的喷管，其特征在于，所述驱动机构还包括传动组件，所述传动组件的输入端与所述电机的输出端连接，所述传动组件的输出端与所述控制阀连接。5.根据权利要求4所述的喷管，其特征在于，所述传动组件包括齿圈、主动齿轮、连接架和至少两个从动齿轮；所述齿圈与所述电机固定...

【专利技术属性】
技术研发人员：李伟，刘百奇，张胜敏，杨向明，杨乐，肖波，刘建设，
申请(专利权)人：北京星河动力航天科技股份有限公司安徽星河动力装备科技有限公司江苏星河航天科技有限公司星河动力山东航天科技有限公司，
类型：发明
国别省市：