[發明專利]一種可變推力的微型固體火箭發動機柔性噴管系統

有效

• 申請號: 202110668823.1
• 申請日: 2021-06-16
• 公開（公告）號: CN113339157B
• 公開（公告）日: 2022-07-12
• 發明（設計）人: 畢紀元;周運來
• 申請（專利權）人: 西安交通大學
• 主分類號: F02K9/32
• 分類號: F02K9/32;F02K9/97;F02K9/96
• 代理公司: 西安通大專利代理有限責任公司 61200
• 代理人: 安彥彥

本發明公開的一種可變推力的微型固體火箭發動機柔性噴管系統，屬于航天動力推進裝置技術領域。包括位移采集模塊、控制模塊、柔性噴喉和在柔性噴喉周向設置的若干伺服機構；柔性噴喉的兩端分別與噴管收縮段和噴管擴張段固定連接，伺服機構包括伺服電機、傳動桿和傳動片，伺服電機與傳動桿連接，傳動桿與傳動片連接，傳動片與柔性噴喉的外壁貼合；位移采集模塊用于采集柔性噴喉直徑變化的位移數據，位移采集模塊和伺服電機分別與控制模塊連接，控制模塊連接至上位機。本發明結構簡單、可靠，適用于微型固體火箭發動機，大大提升了推力變化的響應速度。同時，通過位移采集模塊與控制模塊實時反饋輸入及輸出信號，提升了推力的控制精度。

技術領域

本發明屬于航天動力推進裝置技術領域，具體涉及一種可變推力的微型固體火箭發動機柔性噴管系統。

背景技術

小型化和微型化是現代航天器與武器裝備發展的一個重要方向。無論是航天領域還是裝備武器，均要求系統具有快響應、高精度和高可靠性的特點，而以上特點均與微型固體火箭發動機系統有直接關系，對固體火箭發動機系統提出了更高的要求。

微型固體火箭發動機由于可靠性高、保存時間長、準備時間短等特點，常被用于武器裝備推進系統、航天器姿態調整系統等。但其燃燒可控性能較差，常規固體火箭發動機推力與其藥柱密切相關，在燃燒推進過程中推力無法做到實時調整與改變。而武器裝備在飛行過程中常常需要低速巡航、加速突防等推力變化，航天器需要對發動機推力進行精準控制實現姿態精確調整，常規微型固體火箭發動機無法滿足此需求。

目前，對于固體火箭發動機推力控制主要分為發動機藥柱設計、喉栓式變推力設計；發動機藥柱設計主要通過對不同階段澆筑不同燃燒截面或推進劑，實現不同燃燒階段推力變化，但無法實現更具實時飛行情況進行推力改變；喉栓式變推力設計響應時間長，燒蝕較為嚴重且裝置復雜，不適用于微型固體火箭發動機。

發明內容

為了解決上述問題，本發明的目的在于提供一種可變推力的微型固體火箭發動機柔性噴管系統，結構可靠、響應速度快，能夠實現對火箭發動機推力變化的精準控制。

本發明是通過以下技術方案來實現：

本發明公開了一種可變推力的微型固體火箭發動機柔性噴管系統，包括位移采集模塊、控制模塊、柔性噴喉和在柔性噴喉周向設置的若干伺服機構；

柔性噴喉的兩端分別與噴管收縮段和噴管擴張段固定連接，伺服機構包括伺服電機、傳動桿和傳動片，伺服電機與傳動桿連接，傳動桿與傳動片連接，傳動片與柔性噴喉的外壁貼合；位移采集模塊用于采集柔性噴喉直徑變化的位移數據，位移采集模塊和伺服電機分別與控制模塊連接，控制模塊連接至上位機。

優選地，柔性噴喉由外到內依次包括柔性基底層、隔熱層和燒蝕涂層。

進一步優選地，柔性基底層為柔性耐高溫材料層，隔熱層為低熱傳導率材料層，燒蝕涂層為耐高溫燒蝕材料涂層。

優選地，位移采集模塊包括數據處理器和與數據處理器連接的若干位移傳感器，若干位移傳感器設在傳動片之間的柔性噴喉的外壁上。

進一步優選地，位移傳感器的數量與傳動片的數量相等。

優選地，傳動片為弧形。

進一步優選地，傳動片的弧度與柔性噴喉的外壁弧度相等。

優選地，伺服機構的數量≥4。

優選地，伺服機構周向均布在柔性噴喉的外側。

優選地，傳動桿和傳動片為高強度耐高溫材質。

與現有技術相比，本發明具有以下有益的技術效果：