CN106428636A - 空间飞行器轨控发动机动密封摇摆机构 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种空间飞行器轨控发动机动密封摇摆机构，包括：摇摆框、轴承座、摇摆轴、轴套、轴承、金属硬管和密封圈，摇摆框分为2个半体，在摇摆机构总装时组成一个整体，作为发动机摇摆时的承力框架，轴套内圈安装在摇摆轴上，外圈与轴承座或摇摆框配合，摇摆轴采用中空形式，与轴套之间通过两个密封圈密封，形成动密封内腔，燃料路和氧化剂路各设置2处动密封结构，同一路的动密封结构之间采用金属硬管连接，整个机构通过摇摆轴与轴套间的活动密封补偿发动机双向摇摆过程的角度变化，并经动密封内腔和导管形成的流动通路，将推进剂输送至推力室内。本发明结构紧凑，外形简洁，同时提高了发动机抗力学环境能力，提升了摇摆发动机的可靠性。
Description
技术领域
本发明涉及空间飞行器姿轨控动力系统技术领域，具体涉及一种发动机摇摆技术。
背景技术
随着航天领域科学技术的不断进步，需要研制能实现多星发射、轨道部署的先进上面级，以满足日益增长的小卫星发射需求。针对多星发射带来的在轨运行时间长、非对称体在轨分离和大偏心自适应姿轨控等技术特点，需要轨控发动机提供大角度矢量推力、长寿命、高可靠性的特点。为满足发动机各项性能需求，实现发动机的可靠摇摆，需要研制可靠的大角度摇摆机构，作为发动机摇摆过程推进剂管路的动态角度补偿。
发动机摇摆机构大多采用金属软管方案。金属软管方案采用“金属波纹管+金属编织套”结构的金属软管作为发动机摇摆过程推进剂管路的动态角度补偿元件，保证在发动机摇摆工作的过程中，动力系统燃料和氧化剂通过软管输送至推力室内，并确保管路的可靠密封。但是金属软管在低温环境下大角度变形存在一定的技术风险：大角度弯曲可靠度低；管路流阻较大，可能导致系统压力升高；不便于实施主动、被动热控，不利于发动机长期在轨工作；结构固有频率较低，且抗力学环境能力较差；金属软管较长，导致发动机关机后残余推进剂较多；结构包络尺寸较大，不利于航天器结构设计。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种空间飞行器轨控发动机动密封摇摆机构，采用动密封摇摆机构技术，实现发动机大角度双向摇摆并密封输送推进剂，避免了金属软管在大角度、长时间摇摆过程产生的疲劳应力，使得结构紧凑，外形简单，同时提高了发动机抗力学环境能力，更易于热控方案的实施，大大提高了动力系统的可靠性，避免了摇摆机构大角度摆动时，金属软管拉伸和压缩过程带来的下游压力波动。动密封摇摆机构具备了双向不小于±30°大角度摇摆、工作介质稳定输送和长时间在轨飞行等多种功能。
为达到上述目的，本发明所采用的技术方案如下：
一种空间飞行器轨控发动机动密封摇摆机构，包括：摇摆框、轴承座、摇摆轴、轴套、轴承、金属硬管和密封圈，摇摆框分为2个半体，在摇摆机构总装时组成一个整体，作为发动机摇摆时的承力框架，轴套内圈安装在摇摆轴上，外圈与轴承座或摇摆框配合，摇摆轴采用中空形式，与轴套之间通过两个密封圈密封，形成动密封内腔，燃料路和氧化剂路各设置2处动密封结构，同一路的动密封结构之间采用金属硬管连接，整个机构通过摇摆轴与轴套间的活动密封补偿发动机双向摇摆过程的角度变化，并经动密封内腔和导管形成的流动通路，将推进剂输送至推力室内。
为解决推进剂输送管路双向摇摆补偿和长期在轨热控实施问题，在发动机摇摆轴位置设计4处动密封结构，补偿摇摆角度变化，并实现流动通路可靠密封，动密封结构之间采用金属硬管连接，形成两种推进剂流动通路。
为解决推进剂输送问题，将发动机摇摆轴设计为中空和表面可密封结构，与轴套和密封圈形成动密封流动通道，用于推进剂密封输送。
为解决动密封位置摩擦力问题，选取了低摩擦系数的氟塑料材料密封圈，降低摇摆过程摩擦力产生的力矩。
为解决产品抗力学环境问题，采用有限元分析软件对其结构进行动力学分析计算，并进行优化设计，最终确定摇摆框壁厚、摇摆轴直径等关键结构尺寸。
为解决发动机推力线精度和动密封位置同轴度问题，采取两半摇摆框铸造成形再组合加工的方案，降低较大结构件加工应力变形，提高摇摆轴安装位置同轴度精度。
与传统的金属软管摇摆机构相比，本发明具有以下优点和突出进步：
1)以某航天器动力系统轨控发动机为应用实例，采用动密封摇摆机构，取消较长的软管，结构精巧，外观整洁，布局紧凑；
2)应用到航天器动力系统轨控发动机，采用动密封结构代替金属软管，结构重量相近，但摇摆部分径向尺寸由530×550mm收缩至320×350mm，摇摆部分占用安装体积仅相当于金属软管方案的40％，结构简洁紧凑；
3)应用到航天器动力系统轨控发动机，避免金属软管大角度变形疲劳的不可测风险，适应双向不小于±30°度的角度摇摆需求，解决了金属软管变形导致无法进行热控实施的问题，保证了发动机长期在轨工作的适应性；
4)应用到航天器动力系统轨控发动机，其一阶固有频率达到75.8Hz，相比金属软管方案提高了2.8倍，极大地提高了航天器发射力学环境适应性；
5)应用到航天器动力系统轨控发动机，自推进剂控制阀至发动机推力室入口的推进剂输送管路长度相比金属软管方案缩短至990mm，约缩短了40％，减少了发动机关机后残余推进剂损耗，减少了关机后效量影响，也有利于降低管路流阻。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1是本发明摇摆机构的结构示意图；
图2为图1的俯视图；
图3为摇摆轴与轴套密封安装示意图；
图4是本发明方案与传统方案对比图；
其中图(a)为本发明方案，图(b)为传统方案。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
图1为某型号空间飞行器动力系统轨控发动机动密封摇摆机构的结构示意图，由1个摇摆框1、2个轴承座2、2对摇摆轴3、4个轴套4、轴承5、金属硬管6和密封圈7组成，用于发动机推力室与固定支架的安装，实现发动机推力室的双向不小于±30°角度摇摆。摇摆框1分为2个半体，在摇摆机构总装时组成一个整体，作为发动机摇摆时的承力框架。轴承座2固定在固定结构。轴套内圈安装在摇摆轴上，外圈与轴承座或摇摆框配合，摇摆轴采用中空形式，与轴套之间通过两个密封圈密封，形成动密封内腔，燃料路和氧化剂路各设置2处动密封结构，同一路的动密封结构之间采用金属硬管连接，整个机构通过摇摆轴与轴套间的活动密封补偿发动机双向摇摆过程的角度变化，并经动密封内腔和导管形成的流动通路，将推进剂输送至推力室内。
图1所示坐标系定义：O点为摇摆中心，作为坐标系原点；X轴指向飞行器飞行方向；Y轴与X轴垂直，指向伺服电机；Z轴与X轴和Y轴共同构成右手直角坐标系。
图2为动密封摇摆机构俯视图，图3为摇摆轴与轴套密封安装示意图。
摇摆框1分为两半铸造成形，再装配成八边形框架结构，整体加工摇摆轴、轴承等安装配合尺寸；Y轴方向1对摇摆轴3安装于发动机推力室身部，形成绕Y轴摇摆的转动轴；Y轴向摇摆轴3通过轴承5与摇摆框1装配连接；Z轴方向1对摇摆轴3安装与摇摆框1外侧上，形成绕Z轴摇摆的转动轴；Z轴向摇摆轴3通过轴承5与轴承座2装配连接；2对摇摆轴3上共安装4件轴套4，轴套4与摇摆轴3之间间隙采用密封圈7密封，形成密封内腔；采用金属硬管6连接摇摆轴3－轴套4－推力室管路接口，形成两路推进剂流动通路。发动机通过绕Y轴摇摆结构和绕Z轴摇摆结构形成双向摇摆机构，具备发动机双向摇摆功能。轴套4安装2只密封圈7，套在摇摆轴3上，并用紧固件固定在摇摆框1或轴承座2上。摇摆轴3与轴套4相对转动，通过轴套4内腔、2只密封圈7和摇摆轴3形成动密封结构，推进剂通过轴套4管路入口进入内腔，并通过摇摆轴3径向孔和中心孔流出，形成推进剂密封流动通路。摇摆机构上共设置4处动密封结构，并通过金属硬管6连接，形成发动机双向摇摆时燃料和氧化剂的密封供应通路.
动密封摇摆机构通过轴承座法兰与固定支架连接，完成发动机推力室安装固定；Y轴方向摇摆框上设计伺服电机法兰安装面，用于安装伺服电机，驱动发动机绕Y轴摇摆；Z轴方向轴承座上设计伺服电机法兰安装面，用于安装伺服电机，驱动发动机绕Z轴摇摆；动密封摇摆机构共有2路推进剂入口，用于向推力室供应两种推进剂。
图4为实例应用动密封摇摆机构的某型号发动机结构及与传统金属软管方案的对比。其中图(a)为本发明方案，图(b)为传统方案。动密封摇摆机构相比传统方案，包络结构更小；能够实现更大角度的摇摆；一阶固有频率大幅提高，力学环境适应能力更强；管路无变形结构，能够实施热控措施，空间环境适应能力更强；推进剂控制阀后管路缩短，减少了关机后残余推进剂消耗，减小了发动机关机后效冲量。
附图1～4中所涉及的其它数字编号解释如下：
I：发动机推力室；II：伺服电机。
a：与固定支架对接面；b：推进剂入口；c：伺服电机安装面。
i：推进剂流入；ii：推进剂出。
A：燃料控制阀；B：氧化剂控制阀；C：新安装支架；D：原安装支架；E：动密封结构；F：金属软管。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
Claims (8)
1.一种空间飞行器轨控发动机动密封摇摆机构，其特征在于，包括：摇摆框、轴承座、摇摆轴、轴套、轴承、金属硬管和密封圈，摇摆框分为2个半体，在摇摆机构总装时组成一个整体，作为发动机摇摆时的承力框架，轴套内圈安装在摇摆轴上，外圈与轴承座或摇摆框配合，摇摆轴采用中空形式，与轴套之间通过密封圈密封，形成动密封内腔，燃料路和氧化剂路各设置2处动密封结构，同一路的动密封结构之间采用金属硬管连接，整个机构通过摇摆轴与轴套间的活动密封补偿发动机双向摇摆过程的角度变化，并经动密封内腔和导管形成的流动通路，将推进剂输送至推力室内。
2.根据权利要求1所述的空间飞行器轨控发动机动密封摇摆机构，其特征在于，所述摇摆轴包括一对Y轴方向摇摆轴和一对Z轴方向摇摆轴，一对Y轴方向摇摆轴安装于发动机推力室身部，形成绕Y轴摇摆的转动轴；Y轴方向摇摆轴通过轴承与摇摆框装配连接；一对Z轴方向摇摆轴安装与摇摆框上，形成绕Z轴摇摆的转动轴；Z轴方向摇摆轴通过轴承与轴承座装配连接。
3.根据权利要求1所述的空间飞行器轨控发动机动密封摇摆机构，其特征在于，所述轴套安装2只密封圈。
4.根据权利要求3所述的空间飞行器轨控发动机动密封摇摆机构，其特征在于，所述动密封结构包括轴套内腔、2只密封圈和摇摆轴。
5.根据权利要求1所述的空间飞行器轨控发动机动密封摇摆机构，其特征在于，所述摇摆框整体采用八边形构型。
6.根据权利要求1所述的空间飞行器轨控发动机动密封摇摆机构，其特征在于，动密封结构采用氟塑料材料密封圈降低摇摆摩擦阻力。
7.根据权利要求2所述的空间飞行器轨控发动机动密封摇摆机构，其特征在于，两对摇摆轴分别采用两台伺服电机实现双向摇摆。
8.根据权利要求7所述的空间飞行器轨控发动机动密封摇摆机构，其特征在于，Y轴方向摇摆框上设置伺服电机法兰安装面，用于安装伺服电机，驱动发动机绕Y轴摇摆；Z轴方向轴承座上设置伺服电机法兰安装面，用于安装伺服电机，驱动发动机绕Z轴摇摆。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |