一种扩张段侧向引流推力矢量控制喷管
阅读说明：本技术 一种扩张段侧向引流推力矢量控制喷管 (Expansion section lateral drainage thrust vector control spray pipe ) 是由 周哲 唐志明 李执山 马振琨 伊蕾 王力 于 2020-12-19 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种扩张段侧向引流推力矢量控制喷管,推力矢量控制系统主要由控制系统及驱动电机、驱动杆、导流杆及引流管组成。喷管本体扩张段上设置有燃气引流孔,燃气引流孔内部嵌接引流管,引流管上与第二引流通道垂直开设有第二导流杆通孔。喷管本体的扩张段上设置有导流杆通道。通过控制导流杆位置,使导流通道封堵或开启,当喷管内的燃气从引流通道喷出时,产生反向控制力矩。在喷管上可对称设置多个推力矢量控制装置,每个推力矢量控制装置均可多次开合；当单独打开一个或非对称打开多个引流通道时可实现推力矢量控制。当对称打开多个引流通道时,各方向的侧向力相互抵消,不产生侧向力矩,但可以减小发动机轴向推力。(The invention relates to a thrust vector control spray pipe for lateral drainage of an expansion section. The gas drainage hole is formed in the expansion section of the spray pipe body, the inside of the gas drainage hole is embedded in the drainage pipe, and a second guide rod through hole is formed in the drainage pipe and perpendicular to the second drainage channel. The expansion section of the spray pipe body is provided with a guide rod channel. The position of the flow guide rod is controlled to plug or open the flow guide channel, and when the fuel gas in the spray pipe is sprayed out from the flow guide channel, a reverse control moment is generated. A plurality of thrust vector control devices can be symmetrically arranged on the spray pipe, and each thrust vector control device can be opened and closed for multiple times; thrust vector control may be achieved when opening one or more of the drainage channels individually or asymmetrically. When a plurality of drainage channels are symmetrically opened, the lateral forces in all directions are mutually offset, lateral moment is not generated, and the axial thrust of the engine can be reduced.)
技术领域
本发明属于火箭发动机技术领域，具体涉及一种火箭发动机喷管推力矢量控制结构。
背景技术
随着军民融合的深度发展，火箭技术在气象探测领域发挥着越来越大的作用，气象探测火箭通常以固体火箭发动机作为动力装置，火箭发动机的推力矢量控制喷管是采用火箭发动机作为动力装置的飞行器控制系统的重要组成部分，推力矢量控制喷管主要完成三项任务：一是按预定程序提供一定的侧向力，使飞行器按预定轨道飞行；二是在飞行器姿态或稳定性受到干扰时提供一定的侧向力对姿态进行修正；三是根据指令改变飞行轨道。
目前常见的火箭发动机推力矢量控制技术有燃气舵技术、摆动喷管技术、二次流扰流控制技术。燃气舵技术将带来较大发动机总冲损失，摆动喷管技术与二次流技术将带来更大的结构复杂性。本申请提供了一种扩张段侧向引流推力矢量控制喷管技术，可实现火箭发动机推力大小与方案的控制。
发明内容
本发明的目的是提供一种火箭发动机喷管推力矢量控制的结构，火箭发动机工作时推进剂燃烧产生的燃气从喷管喷出，产生轴向的反作用推力，当推力矢量控制装置开始工作时产生侧向推力以实现推力矢量控制。
火箭发动机喷管通常为拉瓦尔喷管，推力矢量控制喷管主要由喷管主体结构及推力矢量控制装置组成，喷管主体结构由喷管本体、收敛段绝热、背衬、喉衬、扩张段绝热组成，推力矢量控制系统主要由控制系统及驱动电机、驱动杆、导流杆以及引流管组成。
喷管本体采用高强度钢加工成型，喷管本体一端设置了与发动机燃烧室连接的法兰连接接口，喷管收敛段绝热采用碳纤维/酚醛、高硅氧/酚醛复合模压材料，喉衬采用C/C复合材料，背衬采用高硅氧/酚醛材料，喷管扩张段绝热采用碳纤维/酚醛、高硅氧/酚醛复合模压材料。收敛段绝热后端对喉衬前端面进行限位，防止喉衬向喷管入口方向运动。扩张段前端面对喉衬后端面进行了限位，防止喉衬向喷管出口方向移动。
喷管本体扩张段上设计了燃气引流孔，燃气引流孔内部嵌接了引流管，引流管的外径等于燃气引流孔的内径，引流管采用钨渗铜、钼合金等难熔金属加工成型，引流管粘接在燃气引流孔上并与燃气引流孔贴合密封良好。引流管上与第二引流通道垂直开设有第二导流杆通孔。喷管本体的扩张段上设置了第一导流杆通孔，第一导流杆通孔与第二导流杆通孔完全重合，共同形成导流杆通道。
导流杆通道与引流通道垂直相交，引流通道由扩张段绝热上的第一引流通道、第二引流通道以及导流杆上的第三引流通道组成，第一引流通道、第二引流通道以及第三引流通道直径相等，引流通道垂直于喷管轴线方向。导流杆的直径小于引流管的外径，当燃气通过引流通道时有利于引流管对喷管本体的热防护。导流杆的直径大于引流管的内径，当引流通道处于关闭状态时有利于提高对通道的密封性。
导流杆与导流杆通道滑动配合连接，导流杆采用钨渗铜、钼合金等难熔金属加工而成。导流杆与驱动杆刚性连接，驱动杆的运动由控制系统及驱动电机控制，驱动导流杆在水平方向上轴向移动，不产生转动。
喷管本体喉部位置设置了控制系统及驱动电机的安装座，安装座上设计了限位台阶，控制系统及驱动电机安装在安装座时不会与喷管本体外表面直接接触，避免喷管本体外表面高温对控制系统及驱动电机的性能造成影响。
喷管工作初始阶段导流杆移动至最右端，此时第三引流通道与第一引流通道、第二引流通道完全错位，导流杆对第三引流通道进行封堵，此时喷管中流动的燃气无法从引流通道喷出，因此不产生侧向控制力。
当控制系统给出侧向力控制指令，控制系统及驱动电机带动导流杆运动至最左端，此时第三引流通道与第一引流通道、第二引流通道完全重合，引流通道连通，喷管内的高温高压燃气从引流通道喷出，产生反作用侧向控制力矩，部分流量侧向喷出引起轴向流量减小，因此喷管轴向推力将减小。
为了实现更加灵活的喷管的推力矢量控制，可在喷管上对称设置N个(N＝2～24)，即多个推力矢量控制装置，每个推力矢量控制装置均可多次开合，通过控制单个或多个导流杆即可得到不同的控制力矩。
本发明具有以下特点：
1)本方案通过侧向引流实现发动机推力矢量控制，推力矢量控制喷管由喷管主体结构及推力矢量控制系统组成。喷管主体结构由喷管本体、收敛段绝热、喉衬、背衬、扩张段绝热组成。推力矢量控制系统由控制系统及驱动电机、驱动杆、导流杆、引流管等部分组成。
2)引流管与导流杆相互垂直，导流杆穿过引流管，导流杆的直径小于引流管的外径，当燃气通过引流通道时有利于引流管对喷管本体的热防护。导流杆的直径大于引流管的内径，当引流通道处于关闭状态时有利于提高对通道的密封性。
3)喷管本体上的第一导流杆通孔对导流杆的位置进行限定，使导流杆仅能沿通孔方向运动。导流杆最右边的自由端为球型结构，可避免导流杆与第一导流杆通孔出现卡死而无法运动的情况。导流杆垂直穿过引流管，因此导流杆可对引流管的位置进行限定，防止引流管在燃气冲刷下位置发生变化。
4)引流管及导流杆采用钨渗铜、钼合金等难熔金属加工而成，相比非金属材料具有更好的强度与刚度，保证工作过程中不会变形移动，确保相关部件间良好的配合性能。
5)当控制系统及驱动电机带动导流杆运动至最右端，此时第三引流通道与第一引流通道、第二引流通道完全错位，导流杆对第三引流通道进行封堵，此时喷管中流动的燃气无法从引流通道喷出，因此不产生侧向控制力。
6)当控制系统给出侧向力控制指令，驱动电机带动导流杆运动至最左端，此时第三引流通道与第一引流通道、第二引流通道重合，引流通道连通，喷管内的高温高压燃气从引流通道喷出，产生侧向控制力矩，实现推力矢量控制。
7)控制系统及驱动电机可带动导流杆进行多次往复运动，提升了推力矢量控制的灵活性。
8)控制系统及驱动电机安装在电机安装座上，安装座上设置了限位台阶，以实现控制系统及驱动电机与喷管本体外表面不直接接触，保证了喷管外表面温度升高不会对控制系统及驱动电机造成影响。
9)在喷管环向对称设置多个推力矢量控制单元，当单独打开一个或非对称打开多个引流通道时可实现推力矢量控制。当对称打开多个引流通道时，各方向的侧向力相互抵消，不对飞行器产生侧向控制力矩，但燃气流的侧向喷出可以减小发动机轴向推力。
附图说明
图1喷管结构图；
图2喷管内部结构图(引流孔关闭状态)；
图3喷管本体结构图；
图4引流孔结构图；
图5导流杆结构图；
图6喷管内部结构图(引流孔打开状态)。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
下面结合附图和实例对本发明的作进一步详细的说明。
本发明提供的推力矢量控制喷管主要由喷管主体结构及推力矢量控制系统组成，喷管主体结构由喷管本体1、收敛段绝热2、背衬3、喉衬4、扩张段绝热5组成，推力矢量控制系统主要由控制系统及驱动电机6、驱动杆7、导流杆8以及引流管9组成。
喷管本体1采用高强度不锈钢加工成型，喷管本体1燃气入口一端设置了与发动机燃烧室连接的机械接口1-1，本方案给出的接口为法兰连接接口，也可采用螺纹、卡环等连接接口，收敛段绝热2采用碳纤维/酚醛、高硅氧/酚醛复合模压材料，背衬3采用高硅氧/酚醛材料，喉衬4采用C/C复合材料，扩张段绝热5采用碳纤维/酚醛、高硅氧/酚醛复合模压材料，喷管绝热内表面与火箭发动机燃气接触，内层材料全部采用碳基材料，可提高喷管的抗冲刷性能，绝热外层材料均为高硅氧材料，具有良好的隔热性能。为防止喉衬4在燃气冲击下脱落，收敛段绝热2与扩张段绝热5对喉衬4的空间位置进行了约束。
喷管本体1扩张段上设计了燃气引流孔1-3，燃气引流孔1-3内部嵌接了引流管9，引流管9的外径等于燃气引流孔1-3的内径，引流管9可采用钨渗铜、钼合金等难熔金属加工成型，引流管9粘接在燃气引流孔1-3上并与燃气引流孔1-3贴合密封良好。引流管9上与第二引流通道9-1垂直开设有第二导流杆通孔9-2。喷管本体1的扩张段上设置了第一导流杆通孔1-4，第一导流杆通孔1-4与第二导流杆通孔9-2完全重合，共同形成导流杆通道。导流杆通道与引流通道垂直相交，引流通道由扩张段绝热5上的第一引流通道5-1、第二引流通道9-1以及导流杆8上的第三引流通道8-1组成，第一引流通道5-1、第二引流通道9-1以及第三引流通道8-1直径相等，引流通道垂直于喷管轴线方向。导流杆8的直径小于引流管9的外径，当燃气通过引流通道时有利于引流管9对喷管本体1的热防护。导流杆8的直径大于引流管9的内径，当引流通道处于关闭状态时有利于提高对通道的密封性。
导流杆8与导流杆通道滑动配合连接，导流杆8可采用钨渗铜、钼合金等难熔金属加工而成。导流杆8与驱动杆7刚性连接，驱动杆7的运动由控制系统及驱动电机6控制，驱动导流杆8在水平方向上轴向移动，不产生转动。喷管本体上的第一导流杆通孔1-4对导流杆8的位置进行限定，使导流杆8仅能沿通孔方向运动。导流杆8最右边的自由端为球型结构，可避免导流杆8与第一导流杆通孔1-4出现卡死而无法运动的情况。导流杆8垂直穿过引流管9，因此导流杆8可对引流管9的位置进行限定，防止引流管9在燃气冲刷下位置发生变化。
喷管本体1喉部位置设置了控制系统及驱动电机9的安装座1-2，安装座1-2上设计了限位台阶，控制系统及驱动电机6安装在安装座1-2时不会与喷管本体1外表面直接接触，避免喷管本体1外表面高温对控制系统及驱动电机6的性能造成影响。
喷管工作初始阶段导流杆8移动至最右端，此时第三引流通道8-1与第一引流通道5-1、第二引流通道9-1完全错位，导流杆8对第三引流通道8-1进行封堵，此时喷管中流动的燃气无法从引流通道喷出，因此不产生侧向控制力。当控制系统给出侧向力控制指令，控制系统及驱动电机6带动导流杆8运动至最左端，此时第三引流通道8-1与第一引流通道5-1、第二引流通道9-1完全重合，引流通道连通，喷管内的高温高压燃气从引流通道喷出，产生反作用侧向控制力矩，部分流量侧向喷出引起轴向流量减小，因此喷管轴向推力将减小。
为了实现更加灵活的喷管的推力矢量控制，可在喷管上对称设置多个推力矢量控制装置，每个推力矢量控制装置均可单独或数个组合进行多次开合，通过控制单个或多个导流杆即可得到不同的控制力矩。
本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
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