固体燃料微型推进器
阅读说明：本技术 固体燃料微型推进器 (Solid fuel micro propeller ) 是由 丁强强 滕浩 保玲 张浩翔 陈豪智 于 2019-10-18 设计创作，主要内容包括：本发明涉及推进器领域,具体涉及固体燃料微型推进器。固体燃料微型推进器,包括：外壳、步进电机、固体推进剂贮箱、螺杆、推进剂出箱装置、喷射管；所述步进电机设置在外壳内部,所述螺杆一端与步进电机连接,螺杆另一端固体推进剂贮箱内的推进剂出箱装置固定连接；所述推进剂出箱装置包括：套筒、连接部、凸轮一、凸轮二、连接杆。本发明解决已有的推进器存在可重复推进性差,只能实现单点单次推进的问题。(The invention relates to the field of propellers, in particular to a solid fuel micro propeller. A solid fuel micro-thruster, comprising: the device comprises a shell, a stepping motor, a solid propellant storage box, a screw, a propellant discharging device and an injection pipe; the stepping motor is arranged inside the shell, one end of the screw is connected with the stepping motor, and the propellant discharging device in the solid propellant storage box at the other end of the screw is fixedly connected; the propellant goes out case device includes: the connecting rod comprises a sleeve, a connecting part, a first cam, a second cam and a connecting rod. The invention solves the problems that the existing propeller has poor repeatable propulsion performance and can only realize single-point single propulsion.)
技术领域
本发明涉及推进器领域，具体涉及固体燃料微型推进器。
背景技术
微推进系统以其集成化程度高、体积小、质量轻、响应速度快、比冲高、可靠性高和易于集成为推进阵列等特点，在航天器的姿态与轨道控制以及深空探测等方面具有广阔的应用前景。
目前在国内外研究的微推进器中，微冷气推进器体积大、质量高、比冲小；微电推进器功耗大、推力小，不适合于微小型航天器中使用，而固体微推进器具有可靠性高、结构简单紧凑、能够提供精确且大小可调的冲量、系统易于集成等优点。固体微推进器的工作原理为通电后，发火电阻升温引燃固体推进剂，固体推进剂燃烧产生的气体压力产生推力，从而推动航天器等实现变轨和运动。
目前已有的固体微推进器存在可重复推进性差，只能实现单点单次推进的问题。
发明内容
因此，本发明正是鉴于上述问题而做出的，本发明的目的在于提供一种固体燃料微型推进器，该推进器能够预先根据卫星所需要的推进动力，提供对应的固体推进剂用量，从而对固体推进剂的用量进行精准控制,该发明通过以下技术方案实现。
在发明的一个方面中，固体燃料微型推进器，包括：外壳、步进电机、固体推进剂贮箱、螺杆、推进剂出箱装置、喷射管；
所述步进电机设置在外壳内部，所述螺杆一端与步进电机连接，螺杆另一端固体推进剂贮箱内的推进剂出箱装置固定连接；
所述推进剂出箱装置包括：套筒、连接部、凸轮一、凸轮二、连接杆；
所述套筒壁面上设有进料口，进料口一侧设有拨料块，套筒通过连接部与螺杆端部同轴固定；
所述凸轮一凸起部一侧为直线状，另一侧有一定弧度，凸轮一与套筒内壁相贴合，其端部与连接部之间设有弹簧；
所述凸轮二与凸轮一同轴镜像设置，凸轮二凸起部与凸轮一的凸起部相互配合，凸轮二内设有挡板一；
所述连接杆位于套筒内，其一端贯穿凸轮一，与连接部固定连接，另一端上设有挡板二，挡板二与挡板一配合封闭凸轮二内径；
所述喷射管端口连接凸轮二，其靠近凸轮二的一端设有网格。
在发明的另一个方面中，固体燃料微型推进器，包括：步进电机、固体推进剂贮箱、螺杆、推进剂出箱装置、燃烧室、电磁阀、喷射管；
所述步进电机设置在固体推进剂贮箱一端；
所述螺杆一端连接步进电机，另一端延伸进固体推进剂贮箱内部；
所述推进剂出箱装置包括：套筒、连接部、凸轮一、连接杆、凸轮二、阀门；
所述套筒通过连接部与螺杆端部同轴固定，其中套筒的壁面上设有进料口，且进料口一侧设有拨料块；
所述凸轮一凸起部一侧为直线状，另一侧有一定弧度，凸轮一设置在套筒内部，其外侧与套筒内壁相贴合，凸轮一与连接部之间连接有弹簧，其中凸轮一内径设有推杆，推杆长于凸轮一凸起部；
所述连接杆位于套筒内部，其一端贯穿凸轮一与连接部轴心相固定；
所述凸轮二的凸起部与凸轮一凸起部同轴镜像设置；
所述阀门为两个半圆块组成，通过扭力弹簧与凸轮二端口相连接；
所述喷射管数量为三个，沿X轴、Y轴、Z轴进行排布，通过管与燃烧室相连通，其中燃烧室与喷射管的管道连接处设有电磁阀；
固体燃料微型推进器，包括：机架、储存仓、电机一、传动皮带、传输皮带、电机二、闭合门、顶针一、控制电路板。
本发明的有益效果
本发明通过螺杆旋转来推动固定推进剂移动向推进剂出箱装置，再通过推进剂出箱装置间歇式喷射固定推进剂，从而能够控制卫星姿态调整每次所需要的固体推进剂用量，实现固体微推进器重复推进，同时通过控制螺杆的转动速度，通过推进剂出箱装置来控制固体推进剂的移出频率直至停止，从而能够让卫星缓慢结束动作。
附图说明
图1为本发明第一实施例的整体结构示意图。
图2为本发明第一实施例的推进剂出箱装置分解示意图。
图3为本发明第一实施例的螺杆运动示意图。
图4为本发明第一实施例的推进剂出箱装置运动示意图。
图5为本发明第二实施例的整体结构示意图。
图6为本发明第二实施例的出料装置分解示意图。
图1-4所示：1-壳体、2-步进电机、3-固体推进剂贮箱、4-螺杆、5-推进剂出箱装置、6-喷射管、51-套筒、52-连接部、53-凸轮一、54-凸轮二、55-连接杆、511-进料口、512-拨料块、531-弹簧、541-挡板一、551-挡块二。
图5-6所示：1-1-步进电机、2-1-固体推进剂贮箱、3-1-螺杆、4-1-推进剂出箱装置、5-1-燃烧室、6-1-电磁阀、7-1-喷射管、41-1-套筒、42-1-连接部、43-1-凸轮一、44-1-连接杆、45-1-凸轮二、46-1-阀门、411-1-进料口、412-1-拨料块、431-1弹簧、432-1-推杆。
具体实施方式
下面结合具体实施例和附图对本发明作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本发明，但是本发明显然能够以多种不同于此描述的其他方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下根据实际应用情况作出类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本发明的保护范围。
第一实施例：如图1所示，固体燃料微型推进器，包括：外壳1、步进电机2、固体推进剂贮箱3、螺杆4、推进剂出箱装置5、喷射管6；
所述外壳1内部设有两个隔板，两个隔板之间的空间形成固体推进剂贮箱3；
所述步进电机2设置在外壳1内部，位于固体推进剂贮箱3一端；
所述螺杆4一端连接步进电机2，另一端延伸进固体推进剂贮箱3内部；
如图2所示，所述推进剂出箱装置5包括：套筒51、连接部52、凸轮一53、凸轮二54、连接杆55；
所述套筒51位于固体推进剂贮箱3内部，套筒51通过连接部52与螺杆4端部同轴固定，其中套筒51的壁面上设有进料口511，且进料口511一侧设有拨料块512；
所述凸轮一53为陶瓷材质制成，外侧直径上设有耐高温橡胶，其中凸轮一53的凸起部一侧为直线状，另一侧有一定弧度；
所述凸轮一53设置在套筒51内部，耐高温橡胶与套筒51内壁相贴合，初始凸轮一53位于进料口511靠近连接部52的一侧，且凸轮一53与连接部52之间连接有弹簧531；
所述凸轮二54固定在固体推进剂贮箱3的另一端，凸轮二54的凸起部延伸进固体推进剂贮箱3内部，其中凸轮二54与凸轮一53凸起部形状相同，凸轮二54与凸轮一53镜像设置，凸轮二54内径设有挡板一541，初始凸轮二54与凸轮一53凸起部相抵合；
所述连接杆55为矩形杆，位于套筒51内部，其中连接杆55一端贯穿凸轮一53，与连接部52轴心相固定，连接杆55的另一端上设有挡板二551；
所述挡板二551与挡板一541封闭凸轮二54内径，其中挡板二551与凸轮二54内径贴合处设有耐高温橡胶；
所述喷射管6端口连接凸轮二54，其中喷射管6与凸轮二54的连接处设有点火器,且喷射管6靠近凸轮二54的一端设有网格(图中未示意)，网格阻挡固定推进剂直接逃逸向太空。
本发明第一实施例的工作原理：
当卫星需要调整姿态或轨道控制时，预先根据卫星所需要的推进动力，通过设定螺杆4转动圈数，以提供对应的固体推进剂，从而对固体推进剂的用量进行精准控制，如图3所示，首先步进电机2带动螺杆4进行转动，螺杆4推进固体推进剂向推进剂出箱装置5移动，推进剂出箱装置5跟随螺杆4转动，拨料块512把固体推进剂沿进料口511推进套筒51内，同时凸轮一53与凸轮二54的凸起部分离，如图4所示，通过弹簧531，凸轮一53沿凸轮二54凸起部直线状的一侧进行弹射，挡板一541与挡板二551重合，凸轮二54内径打开，凸轮一53弹射出固定推进剂，且凸轮一53封堵进料口511，点火器点燃固体燃料，产生的高压高温气体沿喷射管6喷出，以移动卫星，卫星动作临近结束时，步进电机2减慢转速，以控制固体推进剂的移出频率直至停止，从而能够让卫星缓慢结束动作。
第二实施例：如图5所示，固体燃料微型推进器，包括：步进电机1-1、固体推进剂贮箱2-1、螺杆3-1、推进剂出箱装置4-1、燃烧室5-1、电磁阀6-1、喷射管7-1；
所述步进电机1-1设置在固体推进剂贮箱2-1一端；
所述螺杆3-1一端连接步进电机1-1，另一端延伸进固体推进剂贮箱2-1内部；
如图6所示，所述推进剂出箱装置4-1包括：套筒41-1、连接部42-1、凸轮一43-1、连接杆44-1、凸轮二45-1、阀门46-1；
所述套筒41-1位于固体推进剂贮箱2-1内部，套筒41-1通过连接部42-1与螺杆3-1端部同轴固定，其中套筒41-1的壁面上设有进料口411-1，且进料口411-1一侧设有拨料块412-1；
所述凸轮一43-1为陶瓷材质制成，外侧直径上设有耐高温橡胶，其中凸轮一43-1的凸起部一侧为直线状，另一侧有一定弧度；
所述凸轮一43-1设置在套筒41-1内部，耐高温橡胶与套筒41-1内壁相贴合，初始凸轮一43-1位于出料口411-1靠近连接部42-1的一侧，且凸轮一43-1与连接部42-1之间连接有弹簧431-1，其中凸轮一43-1内径设有推杆432-1，推杆432-1长于凸轮一43-1凸起部；
所述连接杆44-1为矩形杆，位于套筒41-1内部，其中连接杆44-1一端贯穿凸轮一43-1，与连接部42-2轴心相固定；
所述凸轮二45-1固定在固体推进剂贮箱2-1的另一端，凸轮二45-1的凸起部延伸进固体推进剂贮箱2-1内部，其中凸轮二45-1与凸轮一43-1凸起部形状相同，凸轮二45-1与凸轮一43-1镜像设置；
所述阀门46-1为两个半圆块组成，通过扭力弹簧与凸轮二45-1端口相连接，阀门46-1的两个半圆块相抵合时封闭凸轮二45-1内径；
所述燃烧室5-1与凸轮二45-1相连通，其中燃烧室5-1内设有点火器；
所述喷射管7-1数量为三个，沿X轴、Y轴、Z轴进行排布，通过管与燃烧室5-1相连通，其中燃烧室5-1与喷射管7-1的管道连接处设有电磁阀6-1。
本发明的第二实施例的工作原理：
当卫星需要调整姿态或轨道控制时，预先根据卫星所需要的推进动力，通过设定螺杆3-1转动圈数，以提供对应的固体推进剂，从而对固体推进剂的用量进行精准控制，首先步进电机1-1带动螺杆3-1进行转动，螺杆3-1推进固体推进剂向推进剂出箱装置4-1移动，推进剂出箱装置4-1跟随螺杆3-1转动，拨料块412-1把固体推进剂沿进料口411-1推进套筒41-1内，同时凸轮一43-1与凸轮二45-1的凸起部分离，通过弹簧431-1，凸轮一43-1与凸轮二45-1凸起部直线状的一侧进行弹射，推杆432-1推开阀门46-1，凸轮二45-1内径打开，凸轮一43-1弹射出固体推进剂，且凸轮一43-1封堵进料口411-1，固体推进剂进入燃烧室5-1内，点火器点燃固体燃料，一个电磁阀6-1打开，产生的高压高温气体沿喷射管7-1喷出，以移动卫星，电磁阀6-1控制高压高温气体的流量，再打开另一电磁阀6-1，两个推进管道7-1推力相互抵消，让卫星先减速后定位，同时步进电机1-1减慢转速，以控制固体推进剂的移出频率直至停止，从而减少固定推进剂的用量。