[发明专利]一种用于固体姿轨控发动机燃气调节阀的驱动装置

说明书

一种用于固体姿轨控发动机燃气调节阀的驱动装置，包括动力系统装置、伺服传动装置和燃气阀装置。动力系统装置中电机动力输出轴根据程序指令运转；伺服传动装置中偏心销轴一侧和电机动力输出轴“D”字型配合，另一侧和偏心杆轴孔配合，偏心杆一侧和喉栓杆一侧固联，当电机动力输出轴旋转时，带动偏心销轴同步偏心旋转，此时偏心杆带动喉栓杆沿着导向支架前后移动；燃气阀装置中喷管一侧和喉栓杆之间配合面形成有效工作面积，当喉栓杆前后移动时，形成的有效工作面积也随之发生变化，此时高温燃气通过喷管出口产生的推力也相应发生变化，从而完成变推力固体火箭发动机的推力连续调节，本发明的驱动装置具有小型化、高效率、精确度好等特点。

技术领域

本发明涉及一种燃气阀的驱动装置，尤其是涉及一种用于固体姿轨控发动机且具有轻质化、快响应、推力连续可调等特点的燃气阀的高精度驱动装置。

背景技术

进入21世纪以来，空袭兵器的发展已上升到了一个全新的水平，防空导弹所针对的打击目标已发展到飞机、无人机、战术弹道导弹、巡航导弹和各种空地导弹。更有甚者，由于来自大气层外的威胁日益增加，高空反导和反卫问题日益受到重视。为应对现代空袭兵器的威胁，防空导弹技术正向着远程、高机动性和多用途的方向发展。同时为了提高机动性和突防能力，对固体火箭发动机提出了更高的性能要求，要求能进行推力的随控调节。

与已有的预定推力的固体火箭发动机(如单室多推力、双脉冲发动机等)相比，变推力固体火箭发动机能根据导弹发出的控制指令进行推力的随控调节，根据弹道需求对能量进行管理，即在攻击近距离高威胁目标时，导弹采用快速直接攻击弹道；对付远距离目标时，则采用助推-滑翔弹道。这是未来战术导弹固体火箭发动机的技术发展趋势。

虽然变推力固体火箭发动机的推力可连续调节，灵活性更强，但是该技术的难度也很高，其中燃气调节阀的驱动装置在保证安全可靠的工作前提下，主要受高质量比和安装空间小的限制，当前常规燃气阀的驱动装置普遍存在占用空间大、精度较低、质量较高等缺点，难以满足燃气调节阀对驱动装置的空间及精确控制需求。

针对具有轻质化、快响应、推力连续可调等特点的燃气阀，亟需开发一种用于固体姿轨控发动机燃气调节阀的小型化、高效率、精确度好的驱动装置。从而在一定程度上可以更加合理地利用发动机能量，提高突防与生存能力，实现固体导弹技术的跨越式发展。

发明内容

本发明解决的问题是现有固体姿轨控发动机燃气阀的驱动装置，无法满足具有轻质化、快响应、推力连续可调等特点的燃气阀的驱动需求，为解决所述问题，本发明提供一种小型化、高效率、精确度好的驱动装置。

为了解决本发明的上述技术问题，本发明提供的解决方案是提供一种用于固体姿轨控发动机燃气调节阀的驱动装置，包括：动力系统装置、伺服传动装置和燃气阀装置。

所述动力系统装置包括：电机，所述电机右侧动力输出轴为“D”字型结构；与所述电机连接的转接法兰；与所述转接法兰和所述电机固联的紧定螺钉。

所述伺服传动装置包括：机架，开有第一内孔和第二内孔，前侧开有两个定位导向槽，所述机架左侧与所述转接法兰固联；与所述第一内孔配合的第一轴承和第二轴承；与所述第一轴承左侧和所述第二轴承右侧分别连接的套筒；与所述第二内孔配合的限位挡环；同时穿过所述第一轴承、所述套筒和所述第二轴承内径的偏心销轴，所述偏心销轴左侧外径开有卡槽，外径具有一个轴肩，右侧具有偏心的输出轴，所述偏心销轴左侧开有“D”字型内孔，并与所述电机右侧动力输出轴配合；与所述卡槽配合的弹性挡圈；与所述偏心销轴进行轴孔配合的偏心杆，所述偏心杆11整体外形为“D”字型结构，且开有一个销孔，其后侧端面带有内螺纹，前侧端面开有第三内孔；与所述偏心杆内螺纹固联的位移传感器，所述位移传感器穿过所述机架后侧；与所述偏心杆配合的导向支架，所述导向支架开有“D”字型内孔，上下各有一个定位挡肩，所述两个定位挡肩和所述机架前侧两个定位导向槽相配合。