[发明专利]球窝喷管及喷气推进装置

说明书

本发明涉及航天推进技术领域，尤其涉及一种球窝喷管及喷气推进装置。球窝喷管包括阴球窝、阳球头、扩张段及限位机构，阴球窝设置有第一内腔，阳球头设置于阴球窝靠近第一内腔一侧；阳球头包括第一端与第二端，扩张段连接于第二端，阴球窝设置于第一端与第二端之间；阴球窝具有第一球面，阳球头具有第二球面，第一球面与第二球面共球心，且球心设置于第一内腔靠近第一端的一侧；限位机构包括限位板及限位顶杆组件，限位板包括具有弧面的弧板部，弧心与球心共心，限位顶杆组件抵接于弧面。喷气推进装置包括上述球窝喷管。本发明提供一种球窝喷管及喷气推进装置，以缓解现有技术中存在的限位机构占用球窝喷管外部空间较大的技术问题。

技术领域

本发明涉及航天推进技术领域，尤其涉及一种球窝喷管及喷气推进装置。

背景技术

球窝喷管技术是固体火箭发动机矢量控制的关键技术之一，也是目前中小型战术导弹发动机普遍采用的先进技术。球窝喷管包括冷球窝喷管和热球窝喷管，冷球窝喷管在发动机工作过程中球面部分始终保持常温，热球窝喷管在发动机工作过程中球面部分处于高温状态。

球窝喷管可实现较大角度的全轴摆动，从而改变喷口燃气方向，实现较大的侧向推力，调整火箭的飞行姿态。具体而言，请参见图1，图1为现有技术中球窝喷管的局部结构示意图，球窝喷管包括用于连接燃烧室的第一阴球窝1’，第一阴球窝1’内连接有第一阳球头2’，第一阴球窝1’与第一阳球头2’之间配合形成球窝结构，第一阳球头2’同轴连接有第一扩张段3’，且燃烧室通过第一阳球头2’内的内腔与第一扩张段3’连通。其工作原理是通过伺服作动器作用调整第一扩张段3’的摆角，使燃烧室内高温、高压、高速燃气通过内腔按预设角度从第一扩张段3’开口端喷射出来，在反作用下使发动机获得预设角度的推力，并且通过预设角度的控制，实现发动机俯仰、偏航和滚转等方向上的姿轨控制，从而精准命中目标。

其中，为了保证第一阴球窝1’与第一扩张段3’之间的密封性，在二者之间连接有限位机构，限位机构往往设置于球窝喷管的外部，现有技术中，限位机构占用球窝喷管外部的空间较大，影响球窝喷管外部电气元件的安装与协调。

因此，本申请针对上述问题提供一种新的球窝喷管及喷气推进装置。

发明内容

本发明的目的在于提供一种球窝喷管，以缓解现有技术中存在的限位机构占用球窝喷管外部空间较大的技术问题。

本发明的目的还在于提供一种喷气推进装置，以进一步缓解现有技术中存在的限位机构占用球窝喷管外部空间较大的技术问题。

基于上述第一目的，本发明提供一种球窝喷管，包括阴球窝、阳球头、扩张段及限位机构，所述阴球窝设置有第一内腔，所述阳球头设置于所述阴球窝靠近所述第一内腔的一侧；

沿所述第一内腔的延伸方向，所述阳球头包括相对设置的第一端与第二端，所述扩张段连接于所述阳球头的第二端，且所述阴球窝设置于所述第一端与所述第二端之间；

所述阴球窝靠近所述阳球头的一面为第一球面，所述阳球头靠近所述阴球窝的一面为第二球面，所述第一球面与所述第二球面共球心，且所述球心设置于所述第一内腔靠近所述第一端的一侧；

所述限位机构包括连接于所述阴球窝的限位板及连接于所述扩张段的限位顶杆组件，所述限位板包括具有弧面的弧板部，所述弧面的弧心与所述球心共心，且所述限位顶杆组件抵接于所述弧面。

进一步地，所述弧板部包括靠近所述弧心的内弧面与远离所述弧心的外弧面，所述限位顶杆组件设置于所述弧板部远离所述弧心的一侧，且抵接于所述外弧面。

进一步地，所述扩张段设置有安装凸起，所述安装凸起上设置有安装螺孔；

所述限位顶杆组件包括限位螺杆，所述限位螺杆的一端旋接有限位头，另一端旋接于所述安装螺孔，所述限位头抵接于所述弧面。