一种固体火箭发动机及其推力调节装置的制作方法

1.本技术涉及固体火箭发动机技术领域，尤其涉及一种固体火箭发动机及其推力调节装置。


背景技术：

2.固体火箭发动机结构简单、维护方便、可靠性高、操作简便，被广泛应用于导弹动力系统。但相较液体火箭发动机，固体火箭发动机可控性较差。因此固体火箭发动机能量管理技术成为业界亟待解决和突破的技术问题，是固体火箭发动机的重要发展方向之一。实现对固体火箭发动机工作过程中实时有效控制发动机能量输出，根据需求实现发动机能量优化分配，对提高发动机能量利用率、增加射程，提高机动能力和战场适应能力有着重要意义。将实现导弹系统跨越式升级。
3.目前通过喉栓调节喉部面积控制发动机的能量输出。喉栓式发动机通常根据燃烧室和喉栓、喷管相对位置关系分为同轴式和非同轴式两种构型。非同轴式喉栓结构发动机其燃烧室轴线与喉栓、喷管垂直，在喷管收敛处提供了机构布局空间和热防护设计裕度，设计相对容易，但改变了燃烧室和喷管的常规布局，改变了推力方向。而传统同轴式喉栓结构发动机喉栓需要从前封头伸入，装药结构和密封结构受制约，喉栓长度过长，热防护要求极高，发动机设计难度较大。
4.因此，如何在有限空间内不改变发动机燃烧室和喷管的轴线、不改变推力方向情况下，降低整个装置的设计难度、减小对发动机结构和性能的影响，是目前本领域技术人员急需解决的技术问题。


技术实现要素：

5.本技术提供了一种固体火箭发动机及其推力调节装置，可以在有限空间内不改变发动机燃烧室和喷管的轴线、不改变推力方向情况下，降低整个装置的设计难度、减小对发动机结构和性能的影响。
6.为解决上述技术问题，本技术提供如下技术方案：
7.一种固体火箭发动机推力调节装置，包括：支撑体、传动齿轮、喉栓、复合传动轴和伺服电机；其中，支撑体上开设有开口朝向喉衬的喉栓容纳腔，并且支撑体位于固体发动机喉部收敛处，其喉栓容纳腔与固体发动机喉部收敛处同轴设置；喉栓的前端朝向喉衬，喉栓的后端插入喉栓容纳腔内，并且喉栓的后段具有延伸方向与固体发动机喉部收敛处的轴线方向垂直的驱动齿；传动齿轮位于喉栓容纳腔内，与喉栓的驱动齿啮合，并且传动齿轮的驱动轴穿入支撑体的第一驱动孔，其中，第一驱动孔的轴向方向与固体发动机喉部收敛处的轴线方向相同；复合传动轴的一端与传动齿轮的驱动轴在驱动长孔处固定连接，复合传动轴的另一端穿过开设于喷管壳体以及喷管壳体内壁贴合的收敛段绝热层上的第二驱动孔，与位于喷管壳体外部的伺服电机连接。
8.如上所述的固体火箭发动机推力调节装置，其中，优选的是，喉栓的后段的形状为
圆柱体，喉栓的前段的直径由后向前直径逐渐减小；并且，喉栓的后段上开设有驱动平面，驱动平面为沿着直径分割去掉圆柱体的一半而露出的分割平面，在驱动平面上设置驱动齿。
9.如上所述的固体火箭发动机推力调节装置，其中，优选的是，复合传动轴与传动齿轮的驱动轴连接的第一轴段的热传导性低于复合传动轴与伺服电机连接的第二轴段的热传导性，并且第一轴段伸入第二驱动孔内，在第二驱动孔内与第二轴段固定连接；复合传动轴的第一轴段与复合传动轴的第二轴段在第二驱动孔内通过复合传动轴的第三轴段固定连接，并且第三轴段的热传导性低于第二轴段的热传导性。
10.如上所述的固体火箭发动机推力调节装置，其中，优选的是，复合传动轴的第一轴段是碳/碳旋转轴，复合传动轴的第二轴段是电机旋转轴，复合传动轴的第三轴段是绝热帽。
11.如上所述的固体火箭发动机推力调节装置，其中，优选的是，还包括：轴承和热传导性低于喷管壳体的热传导性的轴外侧绝热套，轴外侧绝热套固定于驱动孔中，轴承固定于第二轴外侧绝热套内，绝热帽和电机旋转轴插入轴外侧绝热套，并且电机旋转轴与轴承配合。
12.如上所述的固体火箭发动机推力调节装置，其中，优选的是，轴外侧绝热套内侧的内径大于外侧的内径，绝热帽伸入至轴外侧绝热套的内侧，并且将绝热帽卡在轴外侧绝热套的里侧与外侧之间。
13.如上所述的固体火箭发动机推力调节装置，其中，优选的是，碳/碳旋转轴的圆周面上设置有耐高温密封环，并且耐高温密封环密封至碳/碳旋转轴与驱动孔处的收敛段绝热层之间；绝热帽的圆周面上设置有o型密封圈，并且o型密封圈密封至绝热帽与轴外侧绝热套之间。
14.如上所述的固体火箭发动机推力调节装置，其中，优选的是，在碳/碳旋转轴的圆周面上开设有第一密封槽，耐高温密封环的一半环体卡入第一密封槽内，而耐高温密封环的另一半环体位于第一密封槽外，以用于与收敛段绝热层接触；在绝热帽的圆周面上开设有第二密封槽，o型密封圈的一半圈体卡入第二密封槽内，而o型密封圈的另一半圈体位于第二密封槽外，以用于与轴外侧绝热套接触。
15.如上所述的固体火箭发动机推力调节装置，其中，优选的是，还包括：中间开设有轴孔的盖板，电机旋转轴穿过盖板的轴孔，并且盖板扣合至轴外侧绝热套的外端。
16.一种固体火箭发动机，包括：喷管壳体、收敛段绝热层、喉衬、扩张段绝热层和上述任一项所述的固体火箭发动机推力调节装置；其中，收敛段绝热层贴合在喷管壳体的收敛段的内壁，扩张段绝热层贴合在喷管壳体处于扩张段的内壁，喉衬贴合在扩张段绝热层靠近收敛段绝热层的内壁，并且喷管壳体和收敛段绝热层上具有贯通内外并且径向延伸的第二驱动孔；固体火箭发动机推力调节装置的支撑体、传动齿轮、喉栓位于喷管壳体内，固体火箭发动机推力调节装置的复合传动轴穿过驱动孔与位于喷管壳体外部的伺服电机连接。
17.相对上述背景技术，本技术提供的固体火箭发动机推力调节装置以及固体火箭发动机，通过喉栓的移动对固体发动机喉部的面积进行调节，从而实现了对固体发动机的推力的实时调节。可以根据需求的推力范围，实现对区间内推力的无极调节，能够实现固体发动机能量管理与导弹任务的关联，提高导弹机动灵活性，满足多任务需求。在固体发动机喷
管外侧布局伺服电机，喉栓与固体发动机燃烧室同轴布局，避免了影响固体发动机的推力方向；通过将复合转动轴的转动转化为喉栓的轴向移动，避免了传统同轴式喉栓对固体发动机装药设计的制约，既可以实现喉栓同轴布局又不影响装药设计，而且降低了喉栓设计难度。
18.另外，由于支撑体、传动齿轮、喉栓采用了高温难熔合金，实现了高温环境下的转动和线性移动的转换。
19.此外，复合转动轴与传动齿轮的驱动轴连接的第一轴段的热传导性低于复合传动轴与伺服电机连接的第二轴段的热传导性，也就是复合转动轴包括高温段和常温段，保证了复合转动轴的结构完整性、将输出力矩有效的传递至喉栓的同时，降低了热传导。
附图说明
20.为了更清楚地说明本技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本技术中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。
21.图1是本技术实施例提供的固体火箭发动机推力调节装置的剖视图一；
22.图2是本技术实施例提供的固体火箭发动机推力调节装置的剖视图二；
23.图3是本技术实施例提供的固体火箭发动机推力调节装置的剖视图三；
24.图4是本技术实施例提供的固体火箭发动机推力调节装置的喉栓的示意图；
25.图5是本技术实施例提供的固体火箭发动机推力调节装置的碳/碳旋转轴的立体图。
26.其中，310-喷管壳体，320-收敛段绝热层，330-喉衬，340-扩张段绝热层，110-支撑体，120-传动齿轮，130-喉栓，140-碳/碳旋转轴，150-绝热帽，160-轴外侧绝热套，170-电机旋转轴，180-轴承，190-伺服电机，210-耐高温密封环，220-o型密封圈，230-盖板。
具体实施方式
27.下面详细描述本技术的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本技术，而不能解释为对本技术的限制。
28.在此基础上，如图1至图3所示，本技术提供了一种固体火箭发动机推力调节装置，包括：支撑体110、传动齿轮120、喉栓130、复合传动轴和伺服电机190。
29.其中，支撑体110上开设有开口朝向喉衬330的喉栓容纳腔，用于容纳和支撑喉栓130；并且支撑体110位于固体发动机喉部收敛处，其喉栓容纳腔与固体发动机喉部收敛处同轴设置，从而保证了位于喉栓容纳腔内的喉栓130与固体发动机喉部收敛处同轴设置，这样喉栓130才可以沿着固体发动机喉部收敛处的轴线运动。由于喉栓130和支撑体110均与固体发动机喉部收敛处同轴设置，所以喉栓130和支撑体110受沿轴向指向固体发动机喉部方向的气动力，因此需要伺服电机190具有良好自锁性能。
30.可选的，喉栓容纳腔的形状为圆柱体，支撑体110的形状也为圆柱体，以适应固体发动机喉部收敛处的形状。当然，为了保证支撑体110的位置，支撑体110的外表面通过支架
(图中未显示)固定在喷管壳体310的内壁。
31.喉栓130的前端朝向喉衬330，喉栓130的后端插入喉栓容纳腔内，如图2中箭头a所指向的方向为前，箭头a所背离的方向为后，并且喉栓130可沿着固体发动机喉部收敛处的轴线从喉栓容纳腔内伸出或缩回喉栓容纳腔，也就是喉栓130可沿固体发动机喉部收敛处的轴线朝向喉衬330方向移动或远离喉衬330方向移动，以改变喉部面积，从而实时改变固体发动机燃烧室内的工作压强，实现对固体发动机推力实时调节。
32.另外，如图4所示，喉栓130的后段具有延伸方向与固体发动机喉部收敛处的轴线方向垂直的驱动齿，以与传动齿轮120啮合，从而为喉栓130的伸出或缩回提供驱动动力。可选的，喉栓130的后段的形状为圆柱体，喉栓130的前段的直径由后向前直径逐渐减小，使得喉栓130的前段的形状类似于圆锥体。更可选的，在喉栓130的后段上开设有驱动平面，在驱动平面上设置驱动齿，其中，驱动平面为沿着直径分割去掉圆柱体的一半而露出的分割平面。
33.为了保证喉栓130的可靠作动不出现卡滞，也就是为了保证喉栓130朝向喉衬330方向的移动或远离喉衬330方向的移动不出现卡滞，喉栓130的作动行程应该不小于喉栓130的头部直径的0.7倍，也就是喉栓130后段驱动齿的总长度应该不小于喉栓130的头部直径的0.7倍，其中喉栓130的头部直径指的是喉栓130的前段处最大的直径。
34.传动齿轮120位于喉栓容纳腔内，并且与喉栓130的驱动齿啮合，以驱动喉栓130从喉栓容纳腔内伸出或缩回喉栓容纳腔。并且，支撑体110上开设有第一驱动孔，第一驱动孔的轴向与固体发动机喉部收敛处的轴线方向垂直，传动齿轮120的驱动轴穿入第一驱动孔。复合传动轴的一端与传动齿轮120的驱动轴在第一驱动孔处固定连接。另外，固体发动机的喷管的喷管壳体310和收敛段绝热层320上具有贯通内外并且径向延伸的第二驱动孔，复合传动轴的另一端穿过第二驱动孔连接至位于喷管壳体310外部的伺服电机190，从而伺服电机190通过复合传动轴将驱动力矩传递给传动齿轮120。其中，伺服电机190设置在喷管壳体310的等直段外侧，那么贯通喷管壳体310的第二驱动孔也就开设在喷管壳体310的等直段外侧。
35.复合传动轴与传动齿轮120的驱动轴连接的第一轴段的热传导性低于复合传动轴与伺服电机190连接的第二轴段的热传导性，并且第一轴段伸入第二驱动孔内，在第二驱动孔内与第二轴段固定连接，以使热传导性较低的第一轴段位于固体发动机的燃烧室内，而使热传导性较高的第二轴段位于固体发动机的燃烧室外，从而降低了伺服电机190与传动齿轮120之间的热传导。可选的，复合传动轴的第一轴段是钨铼合金转动轴或者是碳/碳旋转轴140，复合传动轴的第二轴段是电机旋转轴170，通常电机旋转轴170的材质为普通钢材，因此在保证可靠传递扭矩的同时逐级降低高温轴向常温轴的热传导。
36.在上述基础上，支撑体110作为整个固体火箭发动机推力调节装置的驱动机构核心部件喉栓130的装配舱和承载转化中心区域，其材质是高温难熔合金；喉栓130的材质是高温难熔合金，以降低高温高压和高流速燃气对喉栓130的冲刷烧蚀。另外，虽然传动齿轮120位于喉栓容纳腔内，但是传动齿轮120所处的环境是超高温环境，因此传动齿轮120的材质也是高温难熔合金，例如：传动齿轮120的材质为钨铼合金。而碳/碳旋转轴140位于固体发动机的喷管内，也就是仅碳/碳旋转轴140所处的环境是超高温环境，因此碳/碳旋转轴140的材质是碳/碳复合材料，而由于碳/碳旋转轴140的热传导性较弱，因此也降低了伺服
电机190与传动齿轮120之间的热传导。
37.此外，由于支撑体110和碳/碳旋转轴140均暴露于高温燃气中，因此支撑体外侧和碳/碳旋转轴170的外侧直接接触燃气的区域均喷涂有碳化锆涂层，以进一步降低支撑体110和碳/碳旋转轴140向外的热传导。
38.可选的，复合传动轴的第一轴段与复合传动轴的第二轴段在第二驱动孔内通过复合传动轴的第三轴段固定连接，并且第三轴段的热传导性也低于第二轴段的热传导性。可选的，第三轴段是绝热帽150。
39.复合传动轴的第一轴段、第二轴段和第三轴段之间的连接均采用凸台和凹槽插接方式装配，以保证上一级扭矩可靠传递至下一级。具体的，碳/碳转动轴140、绝热帽150和电机旋转轴170之间的连接均采用凸台和凹槽插接方式装配
40.具体的，碳/碳旋转轴140的一端与传动齿轮120的驱动轴在第一驱动孔处固定连接，碳/碳旋转轴140的另一端与绝热帽150的一端在第二驱动孔内固定连接，绝热帽150的另一端与电机旋转轴170的一端固定连接，电机旋转轴170的另一端连接至伺服电机190。
41.为了对电机旋转轴170进行支撑，降低其转动过程中的摩擦系数，保证其回转精度，以使其具有良好转动特性，需要为电机旋转轴170配合轴承180。同时，为了降低通过轴承180向伺服电机190进行热传导，在第二驱动孔中固定轴外侧绝热套160，轴外侧绝热套160的热传导性低于喷管壳体310的热传导性；轴承180固定于轴外侧绝热套160内，绝热帽150和电机旋转轴170也插入轴外侧绝热套160，并且电机旋转轴170与轴承180配合。
42.由于绝热帽150和轴外侧绝热套160的作用，可以减少由喷管壳体310至轴承180的热传导，也可以减少由碳/碳旋转轴140至电机旋转轴170的热传导，从而降低了靠近伺服电机190的电机旋转轴170和轴承180的热负荷。
43.可选的，轴外侧绝热套160的外侧具有外螺纹，第二驱动孔内具有内螺纹，轴外侧绝热套160与第二驱动孔螺纹连接，以将轴外侧绝热套160固定于第二驱动孔内。可选的，轴承180的外圈与轴外侧绝热套160固定连接，电机旋转轴170插入至轴承180的内圈中，与轴承180的内圈固定连接。
44.另外，为了对绝热帽150进行定位，使轴外侧绝热套160里侧的内径大于外侧的内径，这里的里侧为朝向喷管壳体310内部燃烧室的方向，而外侧为朝向喷管壳体310外部的方向，绝热帽150伸入至轴外侧绝热套160的里侧，并且将绝热帽150卡在轴外侧绝热套160的里侧与外侧之间，以对绝热帽150进行定位。
45.在上述基础上，在碳/碳旋转轴140的圆周面上设置有耐高温密封环141，并且耐高温密封环141密封至碳/碳旋转轴140与第二驱动孔处的收敛段绝热层320之间。可选的，如图5所示，在碳/碳旋转轴140的圆周面上开设有第一密封槽142，耐高温密封环141的一半环体卡入第一密封槽142内，而耐高温密封环141的另一半环体位于第一密封槽142外，以用于与收敛段绝热层320接触。另外，在绝热帽150的圆周面上设置有o型密封圈151，并且o型密封圈151密封至绝热帽150与轴外侧绝热套160之间。为了进一步的减少发动机燃烧室内部与外部之间的热传导，耐高温密封环141的材质是碳/碳复合材料。
46.可选的，在绝热帽150的圆周面上开设有第二密封槽，o型密封圈151的一半圈体卡入第二密封槽内，而o型密封圈151的另一半圈体位于第二密封槽外，以用于与轴外侧绝热套160接触。通过两道密封结构可以进一步减小固定发动机燃烧室与伺服电机190之间的热
传导，确保高温动密封的可靠性和安全性。
47.此外，轴外侧绝热套160的外端还扣合有盖板200，并且盖板200的中间开设有轴孔，电机旋转轴170穿过盖板200的轴孔，从而对轴承180以及轴外侧绝热套160内进行封堵。
48.本技术还提供了一种固体火箭发动机，包括：喷管壳体310、收敛段绝热层320、喉衬330、扩张段绝热层340以及上述固体火箭发动机推力调节装置。
49.其中，收敛段绝热层320贴合在喷管壳体310的收敛段的内壁；扩张段绝热层340贴合在喷管壳体310处于扩张段的内壁，并且扩张段绝热层340靠近收敛段绝热层320的一端，与收敛段绝热层320靠近扩张段绝热层340的一端贴合在一起，以保证喷管壳体310内的绝热；而喉衬330则贴合在扩张段绝热层340靠近收敛段绝热层320的内壁。
50.喷管壳体310和收敛段绝热层320上具有贯通内外并且径向延伸的第二驱动孔；固体火箭发动机推力调节装置的支撑体110、传动齿轮120、喉栓130位于喷管壳体310内，固体火箭发动机推力调节装置的复合传动轴穿过第二驱动孔与位于喷管壳体310外部的伺服电机190连接。
51.使用本技术时，当接收到正向电压信号，伺服电机190正向旋转，依次带动复合传动轴(电机旋转轴170、绝热帽150和碳/碳旋转轴140)、传动齿轮120正向旋转，以传递扭转力矩。传动齿轮120转动带动喉栓130在支撑体110的喉栓容纳腔沿发动机轴线朝向喉部移动，在达到预定位置后，伺服电机190停止供电并处于自锁状态。此时由于喉栓130的移动，使喉栓130与喉衬330形成的几何喉部面积减小，发动机燃烧室压强随着喉部面积减小而增大，发动机流量增大推力增大。
52.当接收反向电压信号，伺服电机190反向旋转，依次带动复合传动轴(电机旋转轴170、绝热帽150和碳/碳旋转轴140)、传动齿轮120反向旋转，以传递扭转力矩。传动齿轮120转动带动喉栓130在支撑体110的喉栓容纳腔沿发动机轴线远离喉部的方向移动，在达到预定位置后，伺服电机190停止供电并处于自锁状态。此时由于喉栓130和喉衬330形成的几何喉部面积增大，燃烧室压强随着喉部面积的增大而减小，发动机流量减小推力减小。
53.对于本领域技术人员而言，显然本技术不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本技术的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本技术。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本技术的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本技术内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。
54.此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。