阅读说明：本技术 一种固体姿控发动机 (Solid attitude control engine ) 是由 余明敏 赵启扬 周子翔 王善金 丁杰 卢迪 胡胜云 胡保朝 张周周 于 2019-10-31 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种固体姿控发动机,涉及航天动力技术领域,包括：燃烧室,其用于固定在舱段上；盖体,其设于燃烧室的端部,用于密封燃烧室并固定在舱段上,且盖体上设有第一管路；以及阀门推力器,其上设有第二管路,且第二管路通过波纹管与第一管路相连。本发明中的固体姿控发动机能适应工作热变形,保证固体姿控发动机推力方向精确,以及燃烧室和阀门推力器之间的高精度固定连接。(The invention discloses a solid attitude control engine, which relates to the technical field of aerospace power and comprises the following components: a combustion chamber for securing to the nacelle section; the cover body is arranged at the end part of the combustion chamber, is used for sealing the combustion chamber and is fixed on the cabin section, and is provided with a first pipeline; and the valve thruster is provided with a second pipeline, and the second pipeline is connected with the first pipeline through a corrugated pipe. The solid attitude control engine can adapt to the working thermal deformation, the accurate thrust direction of the solid attitude control engine is ensured, and the high-precision fixed connection between the combustion chamber and the valve thruster is also ensured.)

一种固体姿控发动机

技术领域

本发明涉及航天动力技术领域，具体涉及一种固体姿控发动机。

背景技术

固体姿控动力系统主要用于空间飞行器的姿态控制，控制空间飞行器的俯仰、偏航及滚转，使其沿既定轨道飞行。为保证姿控发动机推力方向精确，装药燃烧室及阀门推力器需要高精度固定连接，由于固体姿控发动机工作温度高，管路及阀门热变形大，如阀门推力器及装药燃烧室之间连接刚度过大，会造形成姿控发动机安装过约束，导致管路应力集中，进而破坏。

目前，常用固体姿控发动机温度低，管路的直径的流量小，发动机整体热变形小，无需考虑发动机工作时变形匹配问题。

现阶段固体姿控发动机工作温度和压强越来越高，甚至超过1000℃，整体变形大，因此，需要开发一种固体姿控发动机安装结构，既能适应工作热变形，又不影响姿控发动机推力精度满足飞行器安装要求。

发明内容

针对现有技术中存在的缺陷，本发明的目的在于提供一种能适应工作热变形，保证固体姿控发动机推力方向精确，以及燃烧室和阀门推力器之间的高精度固定连接的固体姿控发动机。

为达到以上目的，本发明采取的技术方案是：

一种固体姿控发动机，包括：

燃烧室，其用于固定在舱段上；

盖体，其设于所述燃烧室的端部，用于密封所述燃烧室并固定在所述舱段上，且所述盖体上设有第一管路；以及

阀门推力器，其上设有第二管路，且所述第二管路通过波纹管与所述第一管路相连。

在上述技术方案的基础上，所述燃烧室上设有安装支耳，所述安装支耳通过第一螺栓固定在所述舱段上。

在上述技术方案的基础上，所述第一螺栓和安装支耳之间还设有垫片。

在上述技术方案的基础上，所述燃烧室上包括多个沿其外壁周向间隔设置的所述安装支耳。

在上述技术方案的基础上，所述盖体上还设有安装支架，所述盖体通过所述安装支架固定在所述舱段上。

在上述技术方案的基础上，所述安装支架一端通过螺纹与所述盖体相连，另一端通过第二螺栓与所述舱段相连。

在上述技术方案的基础上，所述盖体为圆板结构。

在上述技术方案的基础上，所述波纹管的两端分别焊接在所述第一管路和第二管路上。

在上述技术方案的基础上，所述第一管路和第二管路均为3D打印结构。

在上述技术方案的基础上，所述阀门推力器上设有用于传递推力的螺纹孔和销孔。

与现有技术相比，本发明的优点在于：

本发明的固体姿控发动机，其在第一管路和第二管路之间焊接有波纹管，可以保证阀门推力器及燃烧室之间连接刚度不会过大。而且还能协调固体姿控发动机工作变形，实现固体姿控发动机在飞行器内安全牢固安装。同时还可以调节安装支耳与安装支架的力矩，从而可以控制燃烧室向安装支耳的方向变形，以减小金属波纹管调节变形的压力，进一步保证了固体姿控发动机推力方向精确，以及燃烧室和阀门推力器之间的高精度固定连接。

附图说明

图1为本发明实施例中固体姿控发动机的结构示意图；

图2为本发明实施例中安装支耳与舱段的安装示意图。

图中：1-燃烧室，11-安装支耳，12-第一螺栓，13-垫片，2-盖体，21-第一管路，22-安装支架，23-第二螺栓，3-阀门推力器，31-第二管路，4-波纹管，5-舱段。

具体实施方式

以下结合附图及实施例对本发明作进一步详细说明。

参见图1所示，本发明实施例提供一种固体姿控发动机，其包括燃烧室1、盖体2、阀门推力器3和波纹管4。

其中，燃烧室1，其用于固定在舱段5上。

盖体2，其设于所述燃烧室1的端部，用于密封所述燃烧室1并固定在所述舱段5上，且所述盖体2上设有第一管路21。盖体2主要用于燃烧室1的密封和实现固体姿控发动机点火、测压和连接管路。

阀门推力器3，其上设有第二管路31，且所述第二管路31通过波纹管4与所述第一管路21相连。本实施例中，所述阀门推力器3上设有用于传递推力的螺纹孔和销孔，通过阀门推力器3上的螺纹孔和销孔将推力传递至飞行器上。所述第一管路21和第二管路31均为3D打印结构，实现高温燃气由燃烧室1流通至阀门推力器3。

本实施例中的波纹管4为金属波纹管，金属波纹管作为一类特殊的弹性元件，通过焊接方式安装在所述第一管路21和第二管路31之间，在温度和压力载荷作用下，金属波纹管自身通过改变形状和尺寸，可以协调金属波纹管两端变形。

参见图2所示，作为优选的实施方式，在本实施例中，所述燃烧室1上设有安装支耳11，所述安装支耳11通过第一螺栓12固定在所述舱段5上，并可以通过第一螺栓12调节安装支耳11的力矩大小。利用安装支耳11固定燃烧室1，可以很好的抵抗飞行器的飞行过载及振动载荷。为了达到更好的效果，所述燃烧室1上包括多个沿其外壁周向间隔设置的所述安装支耳11。

进一步地，所述第一螺栓12和安装支耳11之间还设有垫片13。本实施例中的第一螺栓12预紧力较小，用于控制燃烧室1变形，减小金属波纹管调节变形的压力。

作为优选的实施方式，在本实施例中，所述盖体2为圆板结构，且盖体2上还设有安装支架22，所述盖体2通过所述安装支架22固定在所述舱段5上。具体而言，所述安装支架22一端通过螺纹与所述盖体2相连，另一端通过第二螺栓23与所述舱段5相连。并可以通过第二螺栓23调节安装支架22的力矩。在本实施例中，第二螺栓23的预紧力较大。这样通过控制第一螺栓12和第二螺栓23的预紧力，从而可以调节安装支耳11与安装支架22的力矩，从而可以控制燃烧室1向安装支耳11的方向变形，以减小金属波纹管调节变形的压力。

下面对本发明的原理做出介绍：当燃烧室1和阀门推力器3安装牢固后，随着固体姿控发动机工作温度和压强越来越高，波纹管将会通过自身强大的变形协调能力，通过改变自身形状和尺寸，来释放固体姿控发动机工作过程的热应力。与此同时，还可以调节第一螺栓12和第二螺栓23的预紧力，进而控制安装支耳11与安装支架22的力矩，以达到让燃烧室1向安装支耳11的方向变形的目的，这样一来可以减小金属波纹管调节变形的压力。两者相辅相成，能够更好的适应工作热变形。

综上所述，本发明的固体姿控发动机在第一管路21和第二管路31之间焊接有波纹管4，可以保证阀门推力器3及燃烧室1之间连接刚度不会过大。而且还能协调固体姿控发动机工作变形，实现固体姿控发动机在飞行器内安全牢固安装。同时还可以调节安装支耳11与安装支架22的力矩，从而可以控制燃烧室1向安装支耳11的方向变形，以减小金属波纹管调节变形的压力，进一步保证了固体姿控发动机推力方向精确，以及燃烧室1和阀门推力器3之间的高精度固定连接。

本发明不局限于上述实施方式，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也视为本发明的保护范围之内。本说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。