一种基于氮化铝陶瓷燃气舵片的喷管推力矢量控制系统技术方案

本发明专利技术公开了一种基于氮化铝陶瓷燃气舵片的喷管推力矢量控制系统，包括环绕喷管出口设置的若干舵偏角伺服控制装置、位于喷管与舵偏角伺服控制装置之间的隔热装置、燃气舵，所述舵偏角伺服控制装置包括驱动电机和传动装置，所述燃气舵包括燃气舵片和与燃气舵片固定连接的舵轴，所述驱动电机输出端通过传动装置与舵轴连接，驱动电机通过传动装置驱动舵轴转动，从而驱动燃气舵片转动；所述隔热装置设置于舵轴上。燃气舵片采用氮化铝陶瓷材料，适用于中小口径的火箭、导弹的喷管，具有结构轻便，消极质量低；舵面耐温、耐烧蚀特性好，舵面相对厚度更低、升阻比更高，控制效率高；加工流程简便，成本低廉的优势特点。成本低廉的优势特点。成本低廉的优势特点。

【技术实现步骤摘要】
一种基于氮化铝陶瓷燃气舵片的喷管推力矢量控制系统


[0001]本专利技术涉及导弹、火箭推力矢量控制，具体是涉及一种基于氮化铝陶瓷燃气舵片的喷管推力矢量控制系统。

技术介绍

[0002]在现代空空导弹、舰防导弹、制导火箭弹中，广泛使用直接力控制的推力矢量控制方式实现弹体的制导作动。燃气舵作为一种推力矢量控制机构方案，在工作中面临火箭发动机尾流超声速高温燃气的直接冲刷，燃气舵前后缘附近温度接近燃气总温，达2000
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3000K，工作环境极为恶劣。这样的环境下燃气舵表面将在1s内升温1000K左右，造成升温热冲击，因此要求燃气舵材料必须有极高的抗烧蚀、耐高温性能，为解决这样的热冲击问题，目前多采用钨渗铜，或其它钨
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钼合金等以钨为基的合金材料相变降温。
[0003]上述材料密度大，增大了弹箭的消极质量，尤其是对一些垂发、斜发制导火箭而言，仅需发射初始期短时间内的推力矢量控制，全弹道大部分时间燃气舵无需工作。因此，在短时间内拥有良好抗烧蚀和耐高温性能的前提下，轻量化已经成为中小口径弹箭系统燃气舵发展的一个重要方向。
[0004]作为轻量化材料的选择，国内外学者对碳纤维增强复合材料燃气舵进行了大量数值计算与实验研究。研究表明，在燃气舵轻量化的研究方向中，碳纤维增强复合材料是一种良好的选材。然而，碳纤维复合材料受限于加工方式和热解效应的工作方式，难以制成更小厚度和小特征尺寸的燃气舵，且无法满足工作时间。对于更小口径弹箭的燃气舵，碳纤维增强复合材料的应用十分受限。此外，碳纤维复合材料燃气舵的表面形貌在火箭发动机射流中发生难以预测的改变，降低了舵面空气动力性能，影响控制精度。
[0005]近年来，为满足航空航天、电子等领域的材料需求，陶瓷材料发展迅速。具有高热导率(理论可达320W/m
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K)的氮化铝陶瓷基板，可满足高性能第五代战斗机光电、雷达等系统对电子器件导热性能的要求。氮化铝陶瓷具备优异的综合性能，是受到广泛关注的新一代先进陶瓷，在多方面都有着广泛的应用前景，例如高温结构材料、金属基复合材料增强体、主动装甲材料等。尤其是其导热性能良好，并且具备低的电导率、介电常数和介电损耗，在微电子领域应用的市场潜力巨大。受电子领域市场需求，氮化铝陶瓷生产工艺逐渐成熟，生产成本不断下降，产品性能不断提高。目前市面上已经出现260W/m
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K导热率的氮化铝陶瓷基板，且具有较理想的材料强度。

技术实现思路

[0006]专利技术目的：针对以上缺点，本专利技术提供一种结构轻便、消极质量低、舵面耐温、耐烧蚀特性好的应用于中小口径的基于氮化铝陶瓷燃气舵片的喷管推力矢量控制系统。
[0007]技术方案：为解决上述问题，本专利技术采用一种基于氮化铝陶瓷燃气舵片的喷管推力矢量控制系统，包括环绕喷管出口设置的若干舵偏角伺服控制装置、位于喷管与舵偏角伺服控制装置之间的隔热装置、燃气舵，所述舵偏角伺服控制装置包括驱动电机和传动装
置，所述燃气舵包括燃气舵片和与燃气舵片固定连接的舵轴，所述驱动电机输出端通过传动装置与舵轴连接，驱动电机通过传动装置驱动舵轴转动，从而驱动燃气舵片转动；所述隔热装置设置于舵轴上，所述燃气舵片采用氮化铝陶瓷材料。
[0008]进一步的，所述隔热装置采用隔热护板，隔热护板套设于舵轴上，并固定于喷管外周，所述驱动电机和传动装置位于隔热护板外侧，所述隔热护板采用玻纤板材。
[0009]进一步的，所述燃气舵还包括隔热耳片，隔热耳片包括固定连接的外层隔热耳片和内层隔热耳片，所述舵轴与内层隔热耳片固定连接，燃气舵片一端镶嵌于内层隔热耳片和外层隔热耳片之间，所述内层隔热耳片采用棉布酚醛、玻纤布酚醛或高硅氧布酚醛材料，所述外层隔热耳片采用高硅氧酚醛或碳酚醛材料。
[0010]进一步的，所述舵轴上设舵上角度传感器，舵上角度传感器位于隔热护板外侧。
[0011]进一步的，所述传动装置为蜗轮蜗杆与直齿轮组合使用的电机减速组。
[0012]进一步的，还包括环绕于喷管外侧的引射冷却整流罩，引射冷却整流罩向喷管出口外端延伸，所述引射冷却整流罩包括与舵偏角伺服控制装置一一对应的固定窗口、设置于固定窗口之间的引射流道，所述驱动电机和传动装置通过固定窗口伸出引射冷却整流罩，并与引射冷却整流罩接触，所述引射流道位于喷管出口外端，并连通引射冷却整流罩内外两侧。所述引射流道自引射冷却整流罩外侧倾斜向上延伸至引射冷却整流罩内侧。
[0013]进一步的，所述燃气舵片采用压制烧结的、热导率在200W/m
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K以上的氮化铝陶瓷。
[0014]有益效果：本专利技术相对于现有技术，其显著优点是采用氮化铝陶瓷作为燃气舵舵体材料，依靠氮化铝陶瓷的高导热性将材料高温区热量快速传至低温区，降低内部温度梯度从而降低热应力；同时依靠氮化铝陶瓷热容吸收热量使材料温度在工作时间内低于许用温度，充分发挥了氮化铝陶瓷材料耐高温烧蚀和高结构强度特性。能够加工成具有更小特征尺寸、更小相对厚度和具有复杂翼型的燃气舵，在小口径弹箭上应用时具有更高的舵面升阻比，提升了控制效率，控制精度更高。
[0015]采用压制烧结工艺生产的氮化铝陶瓷材料，其热导率可达到200W/m
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K以上。该工艺大批量生产时不仅成本极低，还可加工较复杂翼型面，且材料缺陷小，实际强度高。经仿真及试验研究，仅1mm厚度的氮化铝陶瓷基板能够经受2800K总温的火箭发动机尾流冲击1s以上，对于2300K以下的小型弹箭尾流场环境，可满足5s以上长时间冲击，满足相应工程需求。
[0016]非金属材料的燃气舵驱动、热防护机构，进一步降低结构质量。基于氮化铝陶瓷燃气舵所设计的矢量推进执行机构，采用高性能尼龙材料作为机械传动结构，采用复合材料作为基础结构及热防护机构，充分契合燃气舵热容吸收热量的工作原理，进一步减小执行机构结构质量，实现弹箭高效控制。
[0017]采用引射冷却整流罩，引射冷却整流罩通过引射原理，让燃气舵单元在工作期间与外界低温流体保持热交换，作为整流减阻结构的同时辅助燃气舵单元正常工作。
附图说明
[0018]图1为本专利技术喷管推力矢量控制系统设置于喷口上的结构示意图；
[0019]图2为图1中去除四分之一引射冷却整流罩的结构示意图；
[0020]图3为本专利技术喷管推力矢量控制系统的分解示意图；
[0021]图4为本专利技术喷管推力矢量控制系统的剖视图；
[0022]图5为本专利技术引射喷管的工作原理示意图。
具体实施方式
[0023]如图1至图4所示，本实施例中一种基于氮化铝陶瓷燃气舵片的喷管推力矢量控制系统，应用于口径在122mm以内、发动机燃烧室总温在2800K以下的中小口径的火箭、导弹推力矢量控制机构，具有结构轻便，消极质量低；舵面耐温、耐烧蚀特性好，舵面相对厚度更低、升阻比更高，控制效率高；加工流程简便，成本低廉的优势特点。
[0024]喷管10推力矢量控制系统包括环绕喷管10出口固定设置的若干本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于氮化铝陶瓷燃气舵片的喷管推力矢量控制系统，其特征在于，包括环绕喷管(10)出口设置的若干舵偏角伺服控制装置、位于喷管(10)与舵偏角伺服控制装置之间的隔热装置、燃气舵，所述舵偏角伺服控制装置包括驱动电机(8)和传动装置(7)，所述燃气舵包括燃气舵片(1)和与燃气舵片(1)固定连接的舵轴，所述驱动电机(8)输出端通过传动装置(7)与舵轴连接，驱动电机(8)通过传动装置(7)驱动舵轴转动，从而驱动燃气舵片(1)转动；所述隔热装置设置于舵轴上，所述燃气舵片(1)采用氮化铝陶瓷材料。2.根据权利要求1所述的喷管推力矢量控制系统，其特征在于，所述隔热装置采用隔热护板(4)，隔热护板(4)套设于舵轴上，并固定于喷管(10)外周，所述驱动电机(8)和传动装置(7)位于隔热护板(4)外侧，所述隔热护板(4)采用玻纤板材。3.根据权利要求2所述的喷管推力矢量控制系统，其特征在于，所述燃气舵还包括隔热耳片，隔热耳片包括固定连接的外层隔热耳片(2)和内层隔热耳片(3)，所述舵轴与内层隔热耳片(3)固定连接，燃气舵片(1)一端镶嵌于内层隔热耳片(3)和外层隔热耳片(2)之间，所述内层隔热耳片(3)采用棉布酚醛、...

【专利技术属性】
技术研发人员：白澔烔，石仲仑，陈柏屹，闵令起，苏庆东，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：