[发明专利]一种动力尾舱及火箭

说明书

本发明公开了一种动力尾舱，包括：尾舱段，具有圆柱形结构；尾翼，通过配合结构连接至所述尾舱段外侧；调节装置，固定于所述尾舱段内侧，滑动连接于所述配合结构；作动器，提供动力以控制所述调节装置滑动，带动所述配合结构控制所述尾翼的偏转。通过调节装置配合作动器带动尾翼偏转相应的角度，在原有火箭或动力尾舱不进行过大的系统变化的情况下，实现尾翼可调。

技术领域

本发明涉及火箭飞行姿态控制技术领域，具体涉及一种动力尾舱及火箭。

背景技术

为了控制火箭/导弹的飞行，可以在箭体或弹体上配备尾翼。以火箭为例，例如，尾翼可以安装在火箭的动力尾舱上，在火箭一二级分离时随一级箭体一起分离完成使用。在火箭飞行过程中，两个阶段可以涉及尾翼调姿，一是火箭发射开始的上升段，需要火箭通过尾翼进行调姿从而进入预定轨道，二是可回收火箭的一级回收时需要通过尾翼调姿从而飞回预定落点。目前调姿的方法主要有两种，一种是通过发动机的摆动来实现，这种方式导致发动机推力不沿箭体的轴线方向从而造成推力损失。另一种是通过额外的小型姿控发动机系统进行调姿，这样需要更多的系统结构，不利于火箭总体运力的提升。

现在国内外主流的液体火箭与固体火箭大多采用增加尾翼的方式来稳定火箭本体，即在火箭的尾段上对称增加4个尾翼以增强火箭在飞行中的稳定性，但是该方法需要大幅增加零件。

鉴于此，亟需一种不增加零件且可控性高的动力尾舱及火箭。

发明内容

针对相关技术中的上述技术问题，本发明提出一种动力尾舱及火箭，能够提高火箭飞行中的稳定性，从而提高箭体的可控性及运力。

本发明的一个方面提供了一种动力尾舱，包括：尾舱段，具有圆柱形结构；尾翼，通过配合结构连接至尾舱段外侧；调节装置，固定于尾舱段内侧，滑动连接于配合结构；作动器，提供动力以控制调节装置滑动，带动配合结构控制尾翼的偏转。

在一个实施例中，配合结构包含：控制轴和旋转轴，位于尾翼同一侧，控制轴贯穿尾舱段的壁面可移动地连接至调节装置，旋转轴可旋转地连接至尾舱段的壁面。

在一个实施例中，调节装置包含：滑动件，包括在滑动件靠近尾翼的表面设置的槽道，控制轴贯穿尾舱段的壁面延伸至槽道。

在一个实施例中，调节装置包含：限位组件，固定于尾舱段的内壁面，限定滑动件在限位组件之间上下移动且不脱落。

在一个实施例中，滑动件的槽道为一条直线或者曲线，以滑动件的中心点向其两个对角分别延伸。

在一个实施例中，滑动件的槽道为两条相切的抛物线，以滑动件的中心点向其两个对角分别延伸。

在一个实施例中，调节装置还包含：齿条段，固定连接于滑动件；齿轮，电连接于作动器，作动器驱动齿轮带动齿条段上下移动。

在一个实施例中，齿轮为两个分为第一齿轮和第二齿轮，第一齿轮由作动器控制并与齿条段第一面齿合，第二齿轮固定在尾舱段的壁面与齿条段的第二面齿合。

在一个实施例中，作动器为伺服电机控制模块或液压控制模块。

在一个实施例中，调节装置还包括：加强肋，设置于限位组件远离滑动件的两侧。

在一个实施例中，调节装置还包括：弹性件，设置于滑动件与限位组件之间，用于滑动件朝向限位组件运动时提供阻尼。

本发明的再一方面提供了一种火箭，包括：上述的动力尾舱，以及箭体，连接至动力尾舱。

本发明实施例提供的动力尾舱和火箭，通过调节装置配合作动器带动尾翼偏转相应的角度，在原有火箭或动力尾舱不进行过大的系统变化的情况下，实现尾翼可调进而实现发射过程中控制尾翼在大气层内调整弹道，可以避免发动机摆动导致的推力方向与箭体轴线方向不一致，可使发动机所有的推力都用于箭体的加速，调高整件体的运力。