一种具有推力可调功能的冷气喷射型姿态控制系统的制作方法

1.本发明涉及喷射型姿态控制系统技术领域，尤其涉及一种具有推力可调功能的冷气喷射型姿态控制系统。


背景技术：

2.喷射型姿态控制系统是在大气层内飞行器和大气层外航天器上通过喷射气体以控制飞行姿态的装置，例如用于无人火箭、特种飞机、卫星和拦截器的姿态调整与控制。之前设计的喷射型姿态控制系统根据工作原理均属于热气喷射型姿态控制系统，采用液体燃料或固体火药进行燃烧产生大量热气，对外喷射以实现对各类飞行器的姿态调整与控制，但是长期使用存在安全性隐患，推力持续时间短且重复点火难度大，同时液体燃料或固体火药的加注、贮存、点火装置导致了整体结构复杂、重量大、可靠性低，影响了喷射型姿态控制系统的实际应用。
3.因此需要研发出一种具有推力可调功能的冷气喷射型姿态控制系统来解决上述问题。


技术实现要素：

4.本发明的目的就在于为了解决上述问题设计了一种具有推力可调功能的冷气喷射型姿态控制系统。
5.本发明通过以下技术方案来实现上述目的：
6.一种具有推力可调功能的冷气喷射型姿态控制系统，包括：
7.复合压力容器；复合压力容器内部存储压缩气体；
8.一体式阀岛；一体式阀岛与复合压力容器连接构成密封结构，一体式阀岛包括多个用于调节气体输出流量的喷气控制组件；喷气控制组件的进气端与复合压力容器内部连通。
9.优选地，多个喷气控制组件的输出端朝向位于同一个平面。
10.具体地，喷气控制组件包括：
11.喷管；
12.活塞；活塞的头部用于与喷管封堵配合；
13.第一气道；活塞安装在第一气道内，第一气道头部与喷管连通；第一气道尾部与复合压力容器内部连通；
14.控制弹簧；
15.比例电磁铁；控制弹簧设置在活塞的尾端和比例电磁铁之间。
16.具体地，冷气喷射型姿态控制系统还包括阀体，第一气道设置在阀体内；在阀体上还设置有第一安装孔，喷管安装在第一安装孔内，在第一安装孔的底部设置有环形的第一密封槽，填料密封圈安装在第一密封槽内。
17.进一步地，在活塞侧壁上设置有环形的第二密封槽，o形密封圈安装在第二密封槽
内。
18.具体地，冷气喷射型姿态控制系统还包括单向充气阀，单向充气阀包括：
19.导向接头；导向接头内设置有第二安装孔和第二气道，第二安装孔和第二气道连通，导向接头安装在阀体的内侧上；
20.预紧弹簧；预紧弹簧的第一端与第二安装孔的底部连接；
21.压紧密封头；压紧密封头可滑动的置于第二安装孔内，预紧弹簧的第二端与压紧密封头的第一端连接，压紧密封头的第二端用于与第二气道的第一端封堵配合；
22.封堵螺塞；封堵螺塞安装在阀体的外侧上，并用于与第二气道的第二端封堵配合。
23.进一步地，单向充气阀还包括密封锥垫，密封锥垫安装在封堵螺塞的一端与第二气道的第二端之间。
24.优选地，阀体上内侧设置有第一螺孔，阀体的外侧设置有第二螺孔，导向接头和封堵螺塞外侧均设置有螺纹，导向接头与第一螺孔螺纹连接，封堵螺塞与第二螺孔螺纹连接。
25.具体地，复合压力容器包括内胆、碳纤维缠绕层，碳纤维缠绕层包覆内胆设置，内胆内部设置有贮气容腔。
26.优选地，一体式阀岛的一部分形成为长方体形结构，喷气控制组件为六个，长方体形结构的其中两个对侧面上安装四个喷气控制组件，另外两个对侧面上安装两个喷气控制组件。
27.本发明的有益效果在于：
28.本发明采用压缩气体作为喷射推力控制源，结构组成简单，安全性与可靠性高；通过复合增强压力容器与阀岛的集成化设计实现了整体结构尺寸的小型化，便于各类飞行器适装应用；喷管的设计，可实现不低于燃烧热气的喷射气体动量，满足状态控制的最大推力需求；通过比例电磁铁控制节流口面积，可实现喷管的多次开关功能与推力的大小调节功能。
附图说明
29.图1是本发明的结构示意图。
30.图2是本发明的剖视图。
31.图3是单向充气阀的剖视图。
32.图4是喷气控制组件的剖视图。
33.图5是本发明的姿态控制原理图。
34.图中：1、复合压力容器，2、一体式阀岛，3、单向充气阀，4、喷气控制组件，5、内胆，6、碳纤维缠绕层，7、贮气容腔，8、阀体，9、导向接头，10、预紧弹簧，11、压紧密封头，12、密封锥垫，13、封堵螺塞，14、喷管，15、活塞，16、填料密封圈，17、o形密封圈，18、控制弹簧，19、比例电磁铁。
具体实施方式
35.为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施
例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
36.因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
37.应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
38.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“内”、“外”、“左”、“右”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，或者是本领域技术人员惯常理解的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的设备或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
39.此外，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
40.在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，“设置”、“连接”等术语应做广义理解，例如，“连接”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接连接，也可以通过中间媒介间接连接，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
41.下面结合附图，对本发明的具体实施方式进行详细说明。
42.如图1所示，一种具有推力可调功能的冷气喷射型姿态控制系统，包括：
43.复合压力容器1；复合压力容器1内部存储压缩气体；
44.一体式阀岛2；一体式阀岛2与复合压力容器1连接构成密封结构，一体式阀岛2包括多个用于调节气体输出流量的喷气控制组件4；喷气控制组件4的进气端与复合压力容器1内部连通。
45.在本实施例中，系统由复合增强压力容器和一体式阀岛2集成，整体尺寸小巧且规则，便于安装在大气层内飞行器或大气层外航天器的圆柱形舱段中。
46.如图1所示，多个喷气控制组件4的输出端朝向位于同一个平面。
47.如图4所示，喷气控制组件4包括：
48.喷管14；
49.活塞15；活塞15的头部用于与喷管14封堵配合；
50.第一气道；活塞15安装在第一气道内，第一气道头部与喷管14连通；第一气道尾部与复合压力容器1内部连通；
51.控制弹簧18；
52.比例电磁铁19；控制弹簧18设置在活塞15的尾端和比例电磁铁19之间。
53.在本实施例中，由比例电磁铁19控制活塞15的运动位移以控制节流口的开启面积，在不同的使用条件下调节喷射流量以满足推力控制要求，实现推力的控制功能；
54.如图4所示，冷气喷射型姿态控制系统还包括阀体8，第一气道设置在阀体8内；在阀体8上还设置有第一安装孔，喷管14安装在第一安装孔内，在第一安装孔的底部设置有环
形的第一密封槽，填料密封圈16安装在第一密封槽内。
55.如图4所示，在活塞15侧壁上设置有环形的第二密封槽，o形密封圈17安装在第二密封槽内。填料密封圈16、o形密封圈17均采用三元乙丙橡胶，可满足长期承压状态下的密封性能要求。填料密封圈16、o形密封圈17用于实现喷气流道的密封功能
56.如图3所示，冷气喷射型姿态控制系统还包括单向充气阀3，单向充气阀3包括：
57.导向接头9；导向接头9内设置有第二安装孔和第二气道，第二安装孔和第二气道连通，导向接头9安装在阀体8的内侧上；
58.预紧弹簧10；预紧弹簧10的第一端与第二安装孔的底部连接；
59.压紧密封头11；压紧密封头11可滑动的置于第二安装孔内，预紧弹簧10的第二端与压紧密封头11的第一端连接，压紧密封头11的第二端用于与第二气道的第一端封堵配合；
60.封堵螺塞13；封堵螺塞13安装在阀体8的外侧上，并用于与第二气道的第二端封堵配合。
61.在本实施例中，所述的单向充气阀3采用预紧弹簧10与压紧密封头11实现单向充气功能，加注气体时仅需较低的气压即可克服预紧弹簧10的初始预紧力，顶开压紧密封头11对贮气容腔7加注气体。压紧密封头11采用聚四氟乙烯，被预紧弹簧10压紧在阀体8上实现第一重密封功能。
62.如图3所示，单向充气阀3还包括密封锥垫12，密封锥垫12安装在封堵螺塞13的一端与第二气道的第二端之间。所述的密封锥垫12采用软态紫铜材料，被封堵螺塞13压紧在阀体8上实现第二重密封功能
63.如图3所示，阀体8上内侧设置有第一螺孔，阀体8的外侧设置有第二螺孔，导向接头9和封堵螺塞13外侧均设置有螺纹，导向接头9与第一螺孔螺纹连接，封堵螺塞13与第二螺孔螺纹连接。
64.如图2所示，复合压力容器1包括内胆5、碳纤维缠绕层6，碳纤维缠绕层6包覆内胆5设置，内胆5内部设置有贮气容腔7。复合压力容器1采用超高强度碳纤维缠绕层6缠绕高强钢内胆5，其中超高强度碳纤维缠绕层6材料采用拉伸强度不小于2000mpa的高性能牌号碳纤维，高强钢内胆5材料采用拉伸强度不小于1000mpa的高强度沉淀硬化钢，以提高储存气体压力至70mpa。
65.如图1所示，一体式阀岛2的一部分形成为长方体形结构，喷气控制组件4为六个，长方体形结构的其中两个对侧面上安装四个喷气控制组件4，另外两个对侧面上安装两个喷气控制组件4。通过控制不同方位的喷气控制组件4喷射气体产生不同方向的推力，可实现飞行器的左右偏航、上下俯仰和整体扭转等多个自由度的姿态控制功能。
66.在一些实施例中，喷管14采用微型拉瓦尔喷管14，喷管14的出气口为变径喷气口，可实现比普通柱形喷管14更高的气体喷射动量。
67.本发明的工作原理是：
68.在飞行环境中，为飞行器提供左右偏航、上下俯仰和整体扭转等多个自由度的姿态控制功能。飞行器需要进行特定方向的姿态控制时，对本发明相应的喷气控制组件4给出控制电信号，喷气控制组件4内部的比例电磁铁19通过控制弹簧18调节活塞15的位移，从而调节活塞15与微型拉瓦尔喷管14之间形成的节流口面积，贮气容腔77内部的高压气体从节
流口流向微型拉瓦尔喷管14的变径喷气口，实现喷射推力对飞行姿态的控制功能。如图5所示，通过不同喷气控制组件4的喷气配合，可以实现飞行器的多种不同飞行姿态调整。
69.以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。