[實用新型]運載火箭發動機搖擺支撐裝置及游機搖擺機構

有效

• 申請號: 202120496809.3
• 申請日: 2021-03-05
• 公開（公告）號: CN214741731U
• 公開（公告）日: 2021-11-16
• 發明（設計）人: 胡文杰;宋金帥;韋華;常克宇;車莉娜
• 申請（專利權）人: 陜西藍箭航天技術有限公司;浙江藍箭航天空間科技有限公司;藍箭航天空間科技股份有限公司
• 主分類號: F02K9/60
• 分類號: F02K9/60;F02K9/62;F42B10/66
• 代理公司: 北京科石知識產權代理有限公司 11595
• 代理人: 徐紅崗

本實用新型提供一種運載火箭發動機搖擺支撐裝置，包括：搖擺軸，固定在發動機推力室軸線的兩側；滑動軸承，安裝在所述搖擺軸上用于提供繞所述搖擺軸的周向運動的軸承；軸套，頂部設置第一半圓形軸承孔用于安裝所述滑動軸承；常平座，為底部具有第二半圓形軸承孔且跨設安裝在發動機推力室兩側軸套的框架結構軸套，用于發動機搖擺時的承力支撐，其中所述常平座的底部設置的所述第二半圓形軸承孔與所述第一半圓形軸承孔配合以安裝所述滑動軸承。該搖擺支撐裝置能夠降低產品成本，還簡化了產品結構。

技術領域

本實用新型涉及運載火箭的箭體結構領域，具體涉及一種運載火箭發動機搖擺支撐裝置及游機搖擺機構。

背景技術

搖擺支撐裝置作為火箭發動機的重要組成部分，用于實現火箭發動機推力室搖擺及火箭彈道精確控制。傳統發動機搖擺機構采用滾動軸承作為常平座與推力室之間的轉動副，結構較復雜。

鑒于此，亟需設計一種結構簡單并且能增加工作效率的運載火箭發動機搖擺支撐裝置。

實用新型內容

本實用新型的目的在于克服現有技術的不足，提供一種運載火箭發動機搖擺支撐裝置及游機搖擺機構。

本實用新型提供一種運載火箭發動機搖擺支撐裝置，包括：搖擺軸，固定在發動機推力室軸線的兩側；滑動軸承，安裝在所述搖擺軸上用于提供繞所述搖擺軸的周向運動的軸承；軸套，頂部設置第一半圓形軸承孔用于安裝所述滑動軸承；常平座，為底部具有第二半圓形軸承孔且跨設安裝在發動機推力室兩側軸套的框架結構，用于發動機搖擺時的承力支撐，其中所述常平座的底部設置的所述第二半圓形軸承孔與所述第一半圓形軸承孔配合以安裝所述滑動軸承。

根據本實用新型的一個實施例，所述搖擺軸通過機械加工固定在推力室的圓柱段。

根據本實用新型的一個實施例，所述搖擺軸設置有聯軸器，用于傳遞扭矩。

根據本實用新型的一個實施例，所述第一半圓軸承孔與所述第二半圓形軸承孔的邊緣具有倒角。

根據本實用新型的一個實施例，所述軸套縱向分為第一連接板和第二連接板，第一半圓形軸承孔設置在所述第一連接板上，且所述第二連接板的長度小于所述第一連接板的長度。

根據本實用新型的一個實施例，所述常平座為“門”字形框架結構，且通過所述軸套跨設在發動機推力室兩側的搖擺軸上。

根據本實用新型的一個實施例，所述常平座的上端面為傾斜的，以適應被固定面的斜度保證所述發動機為垂直狀態。

根據本實用新型的一個實施例，所述常平座的下端面有兩個支腿，每個支腿設置兩個第一安裝孔，所述軸套的所述第一連接板上端面對應設置兩個第二安裝孔適應所述常平座每個支腿的第一安裝孔，所述常平座與所述軸套通過定位銷插入對應的第一安裝孔、第二安裝孔彼此固定。

根據本實用新型的一個實施例，提供搖擺力的伺服電機固定在所述常平座的外側面，所述伺服電機輸出端與所述搖擺軸通過所述聯軸器固定。

另一方面，本實用新型還提供了一種運載火箭游機搖擺機構，包括推力室以及上述的運載火箭發動機搖擺支撐裝置。

本實用新型的運載火箭發動機搖擺支撐裝置通過結構化的各個零部件，采用組合式的滑動軸承代替傳統的滾珠軸承，降低搖擺支撐裝置的產品成本，還簡化了產品結構，簡化了常平座與推力室之間的轉動副結構。

應了解的是，上述一般描述及以下具體實施方式僅為示例性及闡釋性的，其并不能限制本實用新型所欲主張的范圍。

附圖說明

下面的附圖是本實用新型的說明書的一部分，其繪示了本實用新型的示例實施例，所附附圖與說明書的描述一起用來說明實用新型的原理。

圖1是本實用新型一個實施例的運載火箭發動機搖擺支撐裝置的正視圖；