[发明专利]一种可变推力的微型固体火箭发动机柔性喷管系统

说明书

本发明公开的一种可变推力的微型固体火箭发动机柔性喷管系统，属于航天动力推进装置技术领域。包括位移采集模块、控制模块、柔性喷喉和在柔性喷喉周向设置的若干伺服机构；柔性喷喉的两端分别与喷管收缩段和喷管扩张段固定连接，伺服机构包括伺服电机、传动杆和传动片，伺服电机与传动杆连接，传动杆与传动片连接，传动片与柔性喷喉的外壁贴合；位移采集模块用于采集柔性喷喉直径变化的位移数据，位移采集模块和伺服电机分别与控制模块连接，控制模块连接至上位机。本发明结构简单、可靠，适用于微型固体火箭发动机，大大提升了推力变化的响应速度。同时，通过位移采集模块与控制模块实时反馈输入及输出信号，提升了推力的控制精度。

技术领域

本发明属于航天动力推进装置技术领域，具体涉及一种可变推力的微型固体火箭发动机柔性喷管系统。

背景技术

小型化和微型化是现代航天器与武器装备发展的一个重要方向。无论是航天领域还是装备武器，均要求系统具有快响应、高精度和高可靠性的特点，而以上特点均与微型固体火箭发动机系统有直接关系，对固体火箭发动机系统提出了更高的要求。

微型固体火箭发动机由于可靠性高、保存时间长、准备时间短等特点，常被用于武器装备推进系统、航天器姿态调整系统等。但其燃烧可控性能较差，常规固体火箭发动机推力与其药柱密切相关，在燃烧推进过程中推力无法做到实时调整与改变。而武器装备在飞行过程中常常需要低速巡航、加速突防等推力变化，航天器需要对发动机推力进行精准控制实现姿态精确调整，常规微型固体火箭发动机无法满足此需求。

目前，对于固体火箭发动机推力控制主要分为发动机药柱设计、喉栓式变推力设计；发动机药柱设计主要通过对不同阶段浇筑不同燃烧截面或推进剂，实现不同燃烧阶段推力变化，但无法实现更具实时飞行情况进行推力改变；喉栓式变推力设计响应时间长，烧蚀较为严重且装置复杂，不适用于微型固体火箭发动机。

发明内容

为了解决上述问题，本发明的目的在于提供一种可变推力的微型固体火箭发动机柔性喷管系统，结构可靠、响应速度快，能够实现对火箭发动机推力变化的精准控制。

本发明是通过以下技术方案来实现：

本发明公开了一种可变推力的微型固体火箭发动机柔性喷管系统，包括位移采集模块、控制模块、柔性喷喉和在柔性喷喉周向设置的若干伺服机构；

柔性喷喉的两端分别与喷管收缩段和喷管扩张段固定连接，伺服机构包括伺服电机、传动杆和传动片，伺服电机与传动杆连接，传动杆与传动片连接，传动片与柔性喷喉的外壁贴合；位移采集模块用于采集柔性喷喉直径变化的位移数据，位移采集模块和伺服电机分别与控制模块连接，控制模块连接至上位机。

优选地，柔性喷喉由外到内依次包括柔性基底层、隔热层和烧蚀涂层。

进一步优选地，柔性基底层为柔性耐高温材料层，隔热层为低热传导率材料层，烧蚀涂层为耐高温烧蚀材料涂层。

优选地，位移采集模块包括数据处理器和与数据处理器连接的若干位移传感器，若干位移传感器设在传动片之间的柔性喷喉的外壁上。

进一步优选地，位移传感器的数量与传动片的数量相等。

优选地，传动片为弧形。

进一步优选地，传动片的弧度与柔性喷喉的外壁弧度相等。

优选地，伺服机构的数量≥4。

优选地，伺服机构周向均布在柔性喷喉的外侧。

优选地，传动杆和传动片为高强度耐高温材质。

与现有技术相比，本发明具有以下有益的技术效果：