[发明专利]一种扩张段侧向引流推力矢量控制喷管

说明书

本发明涉及一种扩张段侧向引流推力矢量控制喷管，推力矢量控制系统主要由控制系统及驱动电机、驱动杆、导流杆及引流管组成。喷管本体扩张段上设置有燃气引流孔，燃气引流孔内部嵌接引流管，引流管上与第二引流通道垂直开设有第二导流杆通孔。喷管本体的扩张段上设置有导流杆通道。通过控制导流杆位置，使导流通道封堵或开启，当喷管内的燃气从引流通道喷出时，产生反向控制力矩。在喷管上可对称设置多个推力矢量控制装置，每个推力矢量控制装置均可多次开合；当单独打开一个或非对称打开多个引流通道时可实现推力矢量控制。当对称打开多个引流通道时，各方向的侧向力相互抵消，不产生侧向力矩，但可以减小发动机轴向推力。

技术领域

本发明属于火箭发动机技术领域，具体涉及一种火箭发动机喷管推力矢量控制结构。

背景技术

随着军民融合的深度发展，火箭技术在气象探测领域发挥着越来越大的作用，气象探测火箭通常以固体火箭发动机作为动力装置，火箭发动机的推力矢量控制喷管是采用火箭发动机作为动力装置的飞行器控制系统的重要组成部分，推力矢量控制喷管主要完成三项任务：一是按预定程序提供一定的侧向力，使飞行器按预定轨道飞行；二是在飞行器姿态或稳定性受到干扰时提供一定的侧向力对姿态进行修正；三是根据指令改变飞行轨道。

目前常见的火箭发动机推力矢量控制技术有燃气舵技术、摆动喷管技术、二次流扰流控制技术。燃气舵技术将带来较大发动机总冲损失，摆动喷管技术与二次流技术将带来更大的结构复杂性。本申请提供了一种扩张段侧向引流推力矢量控制喷管技术，可实现火箭发动机推力大小与方案的控制。

发明内容

本发明的目的是提供一种火箭发动机喷管推力矢量控制的结构，火箭发动机工作时推进剂燃烧产生的燃气从喷管喷出，产生轴向的反作用推力，当推力矢量控制装置开始工作时产生侧向推力以实现推力矢量控制。

火箭发动机喷管通常为拉瓦尔喷管，推力矢量控制喷管主要由喷管主体结构及推力矢量控制装置组成，喷管主体结构由喷管本体、收敛段绝热、背衬、喉衬、扩张段绝热组成，推力矢量控制系统主要由控制系统及驱动电机、驱动杆、导流杆以及引流管组成。

喷管本体采用高强度钢加工成型，喷管本体一端设置了与发动机燃烧室连接的法兰连接接口，喷管收敛段绝热采用碳纤维/酚醛、高硅氧/酚醛复合模压材料，喉衬采用C/C复合材料，背衬采用高硅氧/酚醛材料，喷管扩张段绝热采用碳纤维/酚醛、高硅氧/酚醛复合模压材料。收敛段绝热后端对喉衬前端面进行限位，防止喉衬向喷管入口方向运动。扩张段前端面对喉衬后端面进行了限位，防止喉衬向喷管出口方向移动。

喷管本体扩张段上设计了燃气引流孔，燃气引流孔内部嵌接了引流管，引流管的外径等于燃气引流孔的内径，引流管采用钨渗铜、钼合金等难熔金属加工成型，引流管粘接在燃气引流孔上并与燃气引流孔贴合密封良好。引流管上与第二引流通道垂直开设有第二导流杆通孔。喷管本体的扩张段上设置了第一导流杆通孔，第一导流杆通孔与第二导流杆通孔完全重合，共同形成导流杆通道。

导流杆通道与引流通道垂直相交，引流通道由扩张段绝热上的第一引流通道、第二引流通道以及导流杆上的第三引流通道组成，第一引流通道、第二引流通道以及第三引流通道直径相等，引流通道垂直于喷管轴线方向。导流杆的直径小于引流管的外径，当燃气通过引流通道时有利于引流管对喷管本体的热防护。导流杆的直径大于引流管的内径，当引流通道处于关闭状态时有利于提高对通道的密封性。

导流杆与导流杆通道滑动配合连接，导流杆采用钨渗铜、钼合金等难熔金属加工而成。导流杆与驱动杆刚性连接，驱动杆的运动由控制系统及驱动电机控制，驱动导流杆在水平方向上轴向移动，不产生转动。

喷管本体喉部位置设置了控制系统及驱动电机的安装座，安装座上设计了限位台阶，控制系统及驱动电机安装在安装座时不会与喷管本体外表面直接接触，避免喷管本体外表面高温对控制系统及驱动电机的性能造成影响。