阅读说明：本技术 一种固体火箭冲压发动机旋转喷管阀燃气流量调节装置 (Gas flow adjusting device of rotary nozzle valve of solid rocket ramjet engine ) 是由 胡建新 于 2020-05-26 设计创作，主要内容包括：本发明公开一种固体火箭冲压发动机旋转喷管阀燃气流量调节装置,第一固定部和旋转部沿轴向均设有1个中心孔和2个弧形孔,传动壳体首端与燃烧室后封头壳体轴向出口段形成动密封结构,尾端与喷管壳体首端形成动密封结构,推力调心滚子轴承外圈安装固定在喷管壳体首端的壳体孔内,内圈与传动壳体尾端轴颈配合固定。驱动电机带动从动齿轮转动确定传动比的相应角度,最终带动旋转部相对于第一固定部转动相应角度,使得二者的两个弧形孔形成轴向错位和遮挡,进而改变燃烧室燃气有效出口流通面积,实现确定精度的燃气流量调节。本发明传动机构热防护较好,结构更紧凑,具有更高的工作可靠性,可实现更高精度、更大范围的燃气流量调节。(The invention discloses a gas flow regulating device of a rotary nozzle valve of a solid rocket ramjet engine, wherein a first fixing part and a rotating part are respectively provided with 1 central hole and 2 arc-shaped holes along the axial direction, the head end of a transmission shell and the axial outlet section of a combustion chamber rear head shell form a dynamic sealing structure, the tail end and the head end of a nozzle shell form a dynamic sealing structure, an outer ring of a self-aligning thrust roller bearing is installed and fixed in a shell hole at the head end of the nozzle shell, and an inner ring is matched and fixed with a tail end shaft neck of the transmission shell. The driving motor drives the driven gear to rotate to determine a corresponding angle of a transmission ratio, and finally drives the rotating part to rotate to the corresponding angle relative to the first fixing part, so that two arc-shaped holes of the driving motor and the rotating part form axial dislocation and shielding, further the effective outlet flow area of combustion gas of the combustion chamber is changed, and the gas flow regulation of determined precision is realized. The transmission mechanism has the advantages of better thermal protection, more compact structure, higher working reliability and capability of realizing higher-precision and wider-range gas flow regulation.)

一种固体火箭冲压发动机旋转喷管阀燃气流量调节装置

技术领域

本发明涉及固体火箭冲压发动机技术领域，具体是一种固体火箭冲压发动机旋转喷管阀燃气流量调节装置。

背景技术

随着飞行器对发动机要求的不断提高，固体火箭冲压发动机以其比冲高、体积小、重量轻、结构紧凑、成本较低等优势成为发展方向。以冲压方式进入固体火箭冲压发动机补燃室的空气流量随飞行高度、马赫数、攻角等飞行条件改变而改变，发动机不能保持在最佳空燃比附近工作。为保证固体火箭冲压发动机具有最佳工作性能和良好推力调节能力，必须进行燃气流量调节。

目前关于燃气流量调节的方案主要有非壅塞式和壅塞式两种。非壅塞式燃气流量调节方案中，燃气流量随补燃室压强变化而自适应调节。此方案通常流量调节比小，调节能力较差。壅塞式燃气流量调节方案主要分为以下三种：变燃面式、变燃速式和变喉面式。变燃面式和变燃速式燃气流量调节方案，是通过药柱构型变化或药柱燃速变化，实现燃气流量随之变化。此两种方案均属于固定流量调节，无法实现流量随机调节，且控制精度较低，稳定性差。

变喉面式燃气流量调节方案，主要通过控制流量调节阀运动，改变燃气发生器喉部有效流通面积，实现流量调节。目前常用流量调节阀构型有柱塞滑阀、转轴阀、截盘阀、旋转凸轮阀、旋转盘阀、锥阀等。专利CN103410632B和专利CN105736179B公开的电动锥阀式燃气流量调节装置，主要通过电机传动控制锥型阀头运动来调节燃气流量，二者均结构较复杂，占用空间较大，传动机构热防护较为困难。专利CN105201687B公开的一种电动滑盘阀，由电机带动传动丝杆控制阀芯转动，阀芯内部通道呈90°布置，易出现沉积堵塞，且传动机构刚性较差，占用空间较大。专利CN104500270B公开了一种电动旋转滑盘阀，其燃气发生器采用双喷管结构，虽然结构易于实现，但滑盘阀尺寸较大，需承受巨大的燃气冲击和压力差，工作可靠性较差。

发明内容

本发明目的在于提供一种固体火箭冲压发动机旋转喷管阀燃气流量调节装置，用于克服现有技术中燃气流量调节能力较差、传动结构复杂、占用空间大、工作可靠性差等缺陷，实现燃气流量调节范围广、结构简单紧凑、工作精确可靠。

为实现上述目的，本发明提供一种固体火箭冲压发动机旋转喷管阀燃气流量调节装置，包括壳体、流量调节机构与驱动机构；

所述壳体包括相互连接的燃烧室后封头壳体与补燃室前封头壳体，用于连通固体火箭冲压发动机的燃烧室与补燃室；

所述流量调节机构与驱动机构均设在燃烧室后封头壳体与补燃室前封头壳体之间，用于调节固体火箭冲压发动机的燃烧室与补燃室之间的流体流量；

所述流量调节机构包括依次相连的第一固定部、旋转部与第二固定部，所述第一固定部与燃烧室后封头壳体相连，所述第二固定部与补燃室前封头壳体相连，所述旋转部转动连接在第一固定部与第二固定部之间且与驱动机构传动相连；

所述第一固定部上设有与燃烧室后封头壳体连通的第一流体通道，所述旋转部上设有第二流体通道，所述第二固定部上设有与补燃室前封头壳体连通的第三流体通道，所述第一流体通道、第二流体通道、第三流体通道依次连通；

所述第一流体通道的出口位置设有出口挡板，所述出口挡板上设有与第一流体通道连通的第一通孔，所述第二流体通道的进口位置设有进口挡板，所述出口挡板上设有与第一流体通道连通的第二通孔，所述第一通孔与第二通孔能够随着旋转部的旋转相互重叠或错位。

进一步优选的，所述第一通孔与第二通孔均包括一个圆形孔与两个弧形孔，所述第一通孔中的圆形孔与第二通孔中的圆形孔随着旋转部的旋转始终重叠，所述第一通孔中的弧形孔与第二通孔中的弧形孔随着旋转部的旋转相互重叠或错位。

进一步优选的，所述第一通孔和/或第二通孔中的两个弧形孔呈180°对称布置在圆形孔两侧。

进一步优选的，所述驱动机构包括驱动电机、主动齿轮、从动齿轮与传动壳体；

所述传动壳体套设在旋转部上，所述从动齿轮固定设在传动壳体上，所述主动齿轮与驱动电机的输出端传动相连并与从动齿轮啮合。

进一步优选的，所述从动齿轮为不完全齿轮。

进一步优选的，还包括支撑机构，所述支撑机构包括支撑件与轴承件，所述支撑件的一端与补燃室前封头壳体固定相连，所述轴承件固定连接在支撑件的另一端；

所述支撑件套设在第二固定部上，所述轴承件套设在传动壳体上。

进一步优选的，所述轴承件为推力调心滚子轴承。

进一步优选的，所述支撑件与第二固定部之间、传动壳体与旋转部之间均设有隔热结构。

进一步优选的，所述支撑件与传动壳体之间、传动壳体与燃烧室后封头壳体轴向出口段之间、燃烧室后封头壳体与补燃室前封头壳体之间均设有密封结构。

进一步优选的，所述第一固定部上设有阀头隔热层。

与现有技术相比，本发明的显著优点是：

1.本发明中的驱动机构在燃烧室后封头壳体外侧，与其他电动锥阀和旋转盘阀流量调节装置传动机构相比，驱动机构热防护较好，结构更紧凑，不占用燃烧室内部空间，燃烧室可装填更多推进剂；

2.本发明中的驱动机构采用推力调心滚子轴承，具有自动调心功能，与其他旋转盘阀流量调节装置传动机构相比，能承受高温高压燃气冲击带来较大的轴向载荷，与其他电动锥阀传动机构相比，还能承受在旋转阀体流量调节工作过程中存在的径向载荷，具有更高的工作可靠性；

3.本发明采用驱动机构采用齿轮传动，与其他气压传动流量装置相比，传动比准确可靠，能实现燃气流量精确调节，且驱动主动齿轮所需的电机输出扭矩较小；

4.本发明中的传动壳体，与燃烧室后封头壳体轴向出口段及支撑件之间形成多处动密封结构，可保证整个流量调节装置在高温、高压、高速燃气流动环境下的密封可靠性；

5.本发明中的第一固定部上安装有阀头隔热层，可有效减少燃烧室高温高压燃气对第一固定部的冲击，保证流量调节精度；

6.本发明中的第一固定部与旋转部，在轴向均设有位置和大小一致的1个中心孔和2个弧形孔，通过旋转阀体相对固体阀头转动一定角度，改变燃烧室燃气有效出口流通面积，不易出现沉积或堵塞，与其他旋转盘阀流量调节装置相比，可实现更高精度、更大范围的燃气流量调节。

附图说明

为了更清楚地说明本发明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发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1为本发明一种固体火箭冲压发动机旋转喷管阀燃气流量调节装置结构示意图。

图2为本发明实施例一的旋转阀体与固定阀头相对位置示意图。

图3为本发明实施例二的旋转阀体与固定阀头相对位置示意图。

图4为本发明实施例三的旋转阀体与固定阀头相对位置示意图。

附图标号说明：1—推力调心滚子轴承，2—从动齿轮，3—主动齿轮，4—传动壳体，5—传动壳体绝热层，6—补燃室前封头壳体，7—燃烧室后封头壳体，8—后封头绝热层，9—喷管壳体，10—喷管壳体绝热层，11—喷管通道，12—固定阀头，13—旋转阀体，14—电机，15—阀头绝热层。

本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

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，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。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。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示（诸如上、下、左、右、前、后……）仅用于解释在某一特定姿态（如附图所示）下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。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。

另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

如图1所示，本实施例公开了一种固体火箭冲压发动机旋转喷管阀燃气流量调节装置，包括壳体、流量调节机构、驱动机构与支撑机构。

壳体由燃烧室后封头壳体7与补燃室前封头壳体6组成，流量调节机构由第一固定部、旋转部与第二固定部组成，驱动机构由驱动电机14、主动齿轮3、从动齿轮2与传动壳体4组成，支撑机构由支撑件与轴承件组成。传动壳体4套设在旋转部上，从动齿轮2固定设在传动壳体4上，主动齿轮3与驱动电机14的输出端传动相连并与从动齿轮2啮合。

其中本实施例中，第一固定部为固定阀头12，旋转部为旋转阀头，第二固定部为喷管通道11；支撑件为喷管壳体9，轴承件为推力调心滚子轴承1；支撑件与第二固定部之间、传动壳体4与旋转部之间均设有隔热结构，即喷管壳体9与喷管通道11之间设置有喷管壳体绝热层10，传动壳体4与旋转阀体13之间设置有传动壳体绝热层5。

具体的，壳体包括相互连接的燃烧室后封头壳体7与补燃室前封头壳体6，燃烧室后封头壳体7用于连接固体火箭冲压发动机的燃烧室，补燃室前封头壳体6用于连接固体火箭冲压发动机的补燃室：燃烧室后封头壳体7包括第一封头部与第一过渡部，补燃室前封头壳体6包括第二封头部与第二过渡部；第一过渡部与第二过渡部均为筒状结构；具体的，第一过渡部的首端与第一封头部相连，第一过渡部的尾端与第二过渡部的首端相连，第二过渡部的尾端与第二封头部相连，而且第一过渡部与第二过渡部连接位置处还设有由密封槽，密封槽内填充有密封材料。第一封头部上朝向第二封头部的一面上，即第一封头部的外型面上设有电机安装基座，用于安装驱动电机14。

其中，燃烧室后封头壳体7上还设置有后封头绝热层8，后封头绝热层8在轴向设有沉头中心孔，封头绝热层通过粘接固定于第一封头部的内型面上。

流量调节机构与驱动机构均设在燃烧室后封头壳体7与补燃室前封头壳体6之间，用于调节固体火箭冲压发动机的燃烧室与补燃室之间的流体流量；流量调节机构包括依次相连的固定阀头12、旋转阀头与喷管通道11，固定阀头12与第一封头部相连，喷管通道11与第二封头部相连，旋转阀头转动连接在固定阀头12与喷管通道11之间且与驱动机构传动相连；固定阀头12上设有与燃烧室后封头壳体7连通的第一流体通道，旋转阀头上设有第二流体通道，喷管通道11上设有与补燃室前封头壳体6连通的第三流体通道，第一流体通道、第二流体通道、第三流体通道依次连通；第一流体通道的出口位置设有出口挡板，出口挡板上设有与第一流体通道连通的第一通孔，第二流体通道的进口位置设有进口挡板，出口挡板上设有与第一流体通道连通的第二通孔，第一通孔与第二通孔能够随着旋转阀头的旋转相互重叠或错位。

本实施例中：

固定阀头12的首端为台阶圆柱结构，并设有轴向安装内孔，尾端设有出口挡板，且出口挡板沿轴向设有1个中心孔和2个弧形孔，2个弧形孔为180°对称布置，固定阀头12的首端插装在封头绝热层的沉头中心孔内。固定阀头12的首端上设置有阀头绝热层15，阀头绝热层15的首端为台阶圆柱结构，固定在固定阀头12的安装内孔中，沿轴向设有1个中心孔和2个弧形孔，其位置和大小与固定阀头12一致。阀头绝热层15与固定阀头12通过粘接固定于后封头绝热层8内腔沉头中心孔处。

喷管壳体9首端为推力调心滚子轴承1外圈壳体孔，在内侧设有密封槽，尾端与第二封头部的外型面法兰通过螺钉连接固定。喷管壳体绝热层10上沿轴向设有沉头中心孔，通过粘接固定于喷管壳体9内孔中。喷管通道11的首端为台阶圆柱结构，固定于喷管壳体绝热层10沉头中心孔中。

传动壳体4的首端端面设有密封槽，与第一封头部的轴向出口段形成动密封结构，首端外侧为扇形定位台阶，尾端与喷管壳体9的首端形成动密封结构；传动壳体绝热层5沿轴向设有沉头中心通孔，外部中段为台阶圆柱结构，固定于所述传动壳体4沉头中心通孔中；旋转阀体13外部首端为台阶圆柱结构，进口挡板沿轴向设有1个中心孔和2个弧形孔，其位置和大小与所述固定阀头12一致，通过粘接固定于所述传动壳体绝热层5沉头中心孔中，内部首端孔径较大，尾端内径较小，内部前尾端在台阶位置处过渡。

推力调心滚子轴承1的外圈安装固定在喷管壳体9首端的轴承外圈壳体孔内，内圈与传动壳体4尾端轴颈配合固定，内圈端面通过传动壳体4轴肩定位。

驱动电机14安装固定在第一封头部的电机安装基座上；从动齿轮2为不完全齿轮，通过传动壳体4首端外侧的扇形台阶进行定位固定；主动齿轮3与驱动电机14输出轴通过键连接固定，与从动齿轮2形成一定行程的齿轮传动。

优选地，旋转阀体13尾端内径大小与喷管通道11内径一致，均为旋转阀体13首端上进口挡板上圆孔内径的两倍。

优选地，从动齿轮2为120°扇形结构不完全齿轮。

本实施例中固体火箭冲压发动机旋转喷管阀燃气流量调节装置的工作原理为：

推力调心滚子轴承1内圈与传动壳体4尾端轴颈配合固定，旋转阀体13、传动壳体绝热层5和传动壳体4通过粘接固定，而从动齿轮2通过传动壳体4首端外侧的扇形台阶进行定位固定。因此推力调心滚子轴承1内圈、旋转阀体13、传动壳体绝热层5、传动壳体4和从动齿轮2形成可转动的一体组件。当流量调节装置工作时，驱动电机14通过输出轴驱动主动齿轮3转动指定角度，带动从动齿轮2转动确定传动比的相应角度，最终带动旋转阀体13相对于固定阀头12转动相应角度，使得旋转阀体13与固定阀头12的两个弧形孔形成轴向错位和遮挡，进而改变燃烧室燃气有效出口流通面积，实现确定精度的燃气流量调节。

假设燃烧室燃气有效出口流通面积为S₁，固定阀头12与旋转阀体13的中心孔和单个弧形孔出口面积分别为S₂、S₃，喷管通道11内径面积为S₄，即补燃室燃气有效入口流通面积为S₄。

优选地，喷管通道11内径为旋转阀体13的中心孔内径的两倍，即喷管通道11内径面积为旋转阀体13的中心孔面积的4倍，即S₄=4S₂。

优选地，旋转阀体13的1个中心孔和2个弧形孔总面积与喷管通道11内径面积相等，即S₄=S₂+2S₃。

下面结合具体示例对本实施例作出进一步的说明。

实施例一：

结合图1和图2，当驱动电机14通过输出轴驱动主动齿轮3、进而带动从动齿轮2转动，使得从动齿轮2的对称轴线与固定阀头12的水平线呈45°位置，此时燃烧室燃气有效出口流通面积S₁与补燃室燃气有效入口流通面积S₄相等，即S₁=S₂+2S₃=S₄，燃烧室燃气有效出口与补燃室燃气有效入口流通面积面积调节比为1:1，发动机处于小流量工作状态。

实施例二：

结合图1和图3，本实施例结构形式与实施例一相同，当从动齿轮2的对称轴线与固定阀头12的水平线呈95°位置时，此时旋转阀体13的中心孔和两个弧形孔出口总面积相等，即S₂=2S₃，则燃烧室燃气有效出口流通面积为S₁=S₂+2S₃=2S₂=S₄，此时燃烧室燃气有效出口与补燃室燃气有效入口流通面积面积调节比为1:2，发动机处于中等流量工作状态。

实施例三：

结合图1和图4，本实施例结构形式与实施例一相同，当从动齿轮2的对称轴线与固定阀头12的水平线呈135°位置时，此时旋转阀体13对固体阀头的两个弧形孔完全遮挡，燃烧室燃气有效出口流通面积即为旋转阀体13的中心孔面积S₁=S₂=S₄，此时燃烧室燃气有效出口与补燃室燃气有效入口流通面积面积调节比为1:4，发动机处于大流量工作状态。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。