CN110220001A - 一种用于固体姿轨控发动机燃气调节阀的驱动装置 - Google Patents

一种用于固体姿轨控发动机燃气调节阀的驱动装置 Download PDF

Info

Publication number
CN110220001A
CN110220001A CN201910479125.XA CN201910479125A CN110220001A CN 110220001 A CN110220001 A CN 110220001A CN 201910479125 A CN201910479125 A CN 201910479125A CN 110220001 A CN110220001 A CN 110220001A
Authority
CN
China
Prior art keywords
inner hole
bearing
eccentric
face
pin shaft
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201910479125.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN110220001B (zh
Inventor
张训国
陈晓龙
孙长宏
牛禄
王佳兴
侯文国
陈井刚
刘晓丽
彭文博
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shanghai Xinli Power Equipment Research Institute
Original Assignee
Shanghai Xinli Power Equipment Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shanghai Xinli Power Equipment Research Institute filed Critical Shanghai Xinli Power Equipment Research Institute
Priority to CN201910479125.XA priority Critical patent/CN110220001B/zh
Publication of CN110220001A publication Critical patent/CN110220001A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110220001B publication Critical patent/CN110220001B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
    • F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16K—VALVES; TAPS; COCKS; ACTUATING-FLOATS; DEVICES FOR VENTING OR AERATING
    • F16K1/00—Lift valves or globe valves, i.e. cut-off apparatus with closure members having at least a component of their opening and closing motion perpendicular to the closing faces
    • F16K1/32—Details
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16K—VALVES; TAPS; COCKS; ACTUATING-FLOATS; DEVICES FOR VENTING OR AERATING
    • F16K1/00—Lift valves or globe valves, i.e. cut-off apparatus with closure members having at least a component of their opening and closing motion perpendicular to the closing faces
    • F16K1/32—Details
    • F16K1/34—Cutting-off parts, e.g. valve members, seats
    • F16K1/36—Valve members
    • F16K1/38—Valve members of conical shape
    • F16K1/385—Valve members of conical shape contacting in the closed position, over a substantial axial length, a seat surface having the same inclination
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16K—VALVES; TAPS; COCKS; ACTUATING-FLOATS; DEVICES FOR VENTING OR AERATING
    • F16K31/00—Actuating devices; Operating means; Releasing devices
    • F16K31/02—Actuating devices; Operating means; Releasing devices electric; magnetic
    • F16K31/04—Actuating devices; Operating means; Releasing devices electric; magnetic using a motor
    • F16K31/047—Actuating devices; Operating means; Releasing devices electric; magnetic using a motor characterised by mechanical means between the motor and the valve, e.g. lost motion means reducing backlash, clutches, brakes or return means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/01—Arrangements thereon for guidance or control

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Electrically Driven Valve-Operating Means (AREA)
  • Mechanically-Actuated Valves (AREA)

Abstract

一种用于固体姿轨控发动机燃气调节阀的驱动装置，包括动力系统装置、伺服传动装置和燃气阀装置。动力系统装置中电机动力输出轴根据程序指令运转；伺服传动装置中偏心销轴一侧和电机动力输出轴“D”字型配合，另一侧和偏心杆轴孔配合，偏心杆一侧和喉栓杆一侧固联，当电机动力输出轴旋转时，带动偏心销轴同步偏心旋转，此时偏心杆带动喉栓杆沿着导向支架前后移动；燃气阀装置中喷管一侧和喉栓杆之间配合面形成有效工作面积，当喉栓杆前后移动时，形成的有效工作面积也随之发生变化，此时高温燃气通过喷管出口产生的推力也相应发生变化，从而完成变推力固体火箭发动机的推力连续调节，本发明的驱动装置具有小型化、高效率、精确度好等特点。

Description

一种用于固体姿轨控发动机燃气调节阀的驱动装置
技术领域
本发明涉及一种燃气阀的驱动装置，尤其是涉及一种用于固体姿轨控发动机且具有轻质化、快响应、推力连续可调等特点的燃气阀的高精度驱动装置。
背景技术
进入21世纪以来，空袭兵器的发展已上升到了一个全新的水平，防空导弹所针对的打击目标已发展到飞机、无人机、战术弹道导弹、巡航导弹和各种空地导弹。更有甚者，由于来自大气层外的威胁日益增加，高空反导和反卫问题日益受到重视。为应对现代空袭兵器的威胁，防空导弹技术正向着远程、高机动性和多用途的方向发展。同时为了提高机动性和突防能力，对固体火箭发动机提出了更高的性能要求，要求能进行推力的随控调节。
与已有的预定推力的固体火箭发动机(如单室多推力、双脉冲发动机等)相比，变推力固体火箭发动机能根据导弹发出的控制指令进行推力的随控调节，根据弹道需求对能量进行管理，即在攻击近距离高威胁目标时，导弹采用快速直接攻击弹道；对付远距离目标时，则采用助推-滑翔弹道。这是未来战术导弹固体火箭发动机的技术发展趋势。
虽然变推力固体火箭发动机的推力可连续调节，灵活性更强，但是该技术的难度也很高，其中燃气调节阀的驱动装置在保证安全可靠的工作前提下，主要受高质量比和安装空间小的限制，当前常规燃气阀的驱动装置普遍存在占用空间大、精度较低、质量较高等缺点，难以满足燃气调节阀对驱动装置的空间及精确控制需求。
针对具有轻质化、快响应、推力连续可调等特点的燃气阀，亟需开发一种用于固体姿轨控发动机燃气调节阀的小型化、高效率、精确度好的驱动装置。从而在一定程度上可以更加合理地利用发动机能量，提高突防与生存能力，实现固体导弹技术的跨越式发展。
发明内容
本发明解决的问题是现有固体姿轨控发动机燃气阀的驱动装置，无法满足具有轻质化、快响应、推力连续可调等特点的燃气阀的驱动需求，为解决所述问题，本发明提供一种小型化、高效率、精确度好的驱动装置。
为了解决本发明的上述技术问题，本发明提供的解决方案是提供一种用于固体姿轨控发动机燃气调节阀的驱动装置，包括：动力系统装置、伺服传动装置和燃气阀装置。
所述动力系统装置包括：电机，所述电机右侧动力输出轴为“D”字型结构；与所述电机连接的转接法兰；与所述转接法兰和所述电机固联的紧定螺钉。
所述伺服传动装置包括：机架，开有第一内孔和第二内孔，前侧开有两个定位导向槽，所述机架左侧与所述转接法兰固联；与所述第一内孔配合的第一轴承和第二轴承；与所述第一轴承左侧和所述第二轴承右侧分别连接的套筒；与所述第二内孔配合的限位挡环；同时穿过所述第一轴承、所述套筒和所述第二轴承内径的偏心销轴，所述偏心销轴左侧外径开有卡槽，外径具有一个轴肩，右侧具有偏心的输出轴，所述偏心销轴左侧开有“D”字型内孔，并与所述电机右侧动力输出轴配合；与所述卡槽配合的弹性挡圈；与所述偏心销轴进行轴孔配合的偏心杆，所述偏心杆11整体外形为“D”字型结构，且开有一个销孔，其后侧端面带有内螺纹，前侧端面开有第三内孔；与所述偏心杆内螺纹固联的位移传感器，所述位移传感器穿过所述机架后侧；与所述偏心杆配合的导向支架，所述导向支架开有“D”字型内孔，上下各有一个定位挡肩，所述两个定位挡肩和所述机架前侧两个定位导向槽相配合。
所述燃气阀装置包括：阀体，所述阀体后侧与所述机架一侧固联，所述阀体上侧开有第四内孔，后侧开有第五内孔，前侧开有第六内孔，所述阀体第五内孔位置开有密封槽；与所述第四内孔固联的入口绝热层；与所述第六内孔后端面固联的绝热套；安装在所述阀体密封槽位置的密封圈；同时穿过所述绝热套、所述密封圈和所述阀体第五内孔的喉栓杆，所述喉栓杆具有一个轴肩，前侧头部为设计外型面，后侧开有一个销孔，所述喉栓杆后侧外径与所述偏心杆第三内孔进行轴孔配合；与所述喉栓杆和所述偏心杆固联的圆柱销；与所述阀体第六内孔前端面固联的喷管，所述喷管后侧为设计内型面。
进一步，所述电机右侧动力输出轴的“D”字型结构与所述偏心销轴左侧“D”字型内孔小间隙配合，所述电机可带动所述偏心销轴做偏心旋转运动；所述转接法兰右侧端面与所述限位挡环左侧端面贴合，所述限位挡环外径与所述第二内孔间隙配合。
进一步，所述第一轴承外径和所述第二轴承外径分别与所述第一内孔小过盈配合，所述第一轴承内径和所述第二轴承内径分别与所述偏心销轴过渡配合，所述第一轴承右侧同时与所述机架和所述偏心销轴外径轴肩端面贴合，所述第一轴承左侧与所述套筒右侧端面贴合。所述套筒左侧与所述第二轴承右侧端面贴合；所述第二轴承左侧同时与所述限位挡环右侧及所述弹性挡圈右侧端面贴合。所述偏心销轴可带动所述套筒和所述弹性挡圈同时沿着所述第一轴承和所述第二轴承内径转动。
进一步，所述偏心销轴与所述偏心杆小间隙配合，所述偏心杆“D”字型结构与所述导向支架“D”字型内孔小间隙配合，所述偏心销轴偏心旋转时可带动所述偏心杆沿着所述导向支架前后移动；所述导向支架上下定位挡肩对称布置，并与所述机架前侧两个定位导向槽过渡配合，所述导向支架后侧端面与机架一侧端面贴合。
进一步，所述喉栓杆后侧与所述偏心杆第三内孔过渡配合，所述圆柱销与所述喉栓杆和所述偏心杆销孔过盈配合，当所述偏心杆前后移动时，带动所述喉栓杆前后移动，导致所述喉栓杆和所述喷管配合面之间有效工作面积发生变化，从而完成变推力固体火箭发动机的推力可连续调节。
本发明解决了用于固体姿轨控发动机且具有轻质化、快响应、推力连续可调等特点的燃气阀的驱动需求，本发明提供的驱动装置具有小型化、高效率、精确度好等优点。
附图说明
图1为本发明一种用于燃气调节阀的驱动装置的外形结构示意图。
图2为本发明一种用于燃气调节阀的驱动装置中动力系统装置与伺服传动装置配合关系剖面结构示意图。
图3为本发明一种用于燃气调节阀的驱动装置中伺服传动装置与燃气阀装置配合关系剖面结构示意图。
图4为本发明一种用于燃气调节阀的驱动装置中伺服传动装置剖面结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明进行详细阐述，以使本发明的优点和特征更易于被本领域技术人员理解，从而对本发明的保护范围做出更为清楚明确的界定。
如图1至图4所示，本发明提供一种用于固体姿轨控发动机燃气调节阀的小型化、高效率、精确度好的驱动装置，包括：动力系统装置、伺服传动装置、燃气阀装置。所述动力系统装置包括：电机1，所述电机1右侧动力输出轴为“D”字型结构；与所述电机连接的转接法兰2；与所述转接法兰2和所述电机1固联的紧定螺钉3。
所述伺服传动装置包括：机架4，左侧开有第一内孔和第二内孔，前侧开有两个定位导向槽，所述机架4左侧与所述转接法兰2固联；第一轴承5和第二轴承6，所述第一轴承外径5和所述第二轴承6外径分别与所述第一内孔小过盈配合，所述第一轴承5右侧与所述机架4端面贴合；套筒7，所述套筒7右侧端面与所述第一轴承5左侧端面贴合，所述套筒7左侧与所述第二轴承6右侧端面贴合；与所述第二内孔配合的限位挡环8，所述限位挡环8左侧端面与所述转接法兰2右侧端面贴合，所述限位挡环8外径与所述第二内孔间隙配合，所述限位挡环8右侧与所述第二轴承6左侧端面贴合；同时穿过所述第一轴承5、所述套筒7和所述第二轴承6内径的偏心销轴9，所述偏心销轴9左侧外径开有卡槽，外径具有一个轴肩，右侧具有偏心的输出轴，所述偏心销轴9左侧开有“D”字型内孔，并与所述电机1右侧动力输出轴的“D”字型结构小间隙配合，所述电机1可带动所述偏心销轴9做偏心旋转运动，所述偏心销轴9分别与所述第一轴承5内径和所述第二轴承6内径过渡配合，所述偏心销轴9外径轴肩端面与所述第一轴承5右侧端面贴合；与所述卡槽配合的弹性挡圈10，所述弹性挡圈10右侧与所述第二轴承6左侧端面贴合，所述偏心销轴9可带动所述套筒7和所述弹性挡圈10同时沿着所述第一轴承5和所述第二轴承6内径转动；与所述偏心销轴9进行轴孔小间隙配合的偏心杆11，所述偏心杆11整体外形为“D”字型结构，且开有一个销孔，其后侧端面带有内螺纹，前侧端面开有第三内孔；与所述偏心杆11内螺纹固联的位移传感器12，所述位移传感器12穿过所述机架4后侧；导向支架13，所述导向支架13开有“D”字型内孔，所述偏心杆11“D”字型结构与所述导向支架13“D”字型内孔小间隙配合，所述导向支架13上下各有一个定位挡肩且对称分布，所述两个定位挡肩和所述机架4前侧两个定位导向槽过渡配合，所述导向支架13后侧端面与机架4一侧端面贴合。
所述燃气阀装置包括：阀体14，所述阀体14后侧与所述机架4一侧固联，所述阀体14上侧开有第四内孔，后侧开有第五内孔，前侧开有第六内孔，所述阀体14第五内孔位置开有密封槽；与所述第四内孔固联的入口绝热层15；与所述第六内孔后端面固联的绝热套16；安装在所述阀体14密封槽位置的密封圈17；同时穿过所述绝热套16、所述密封圈17和所述阀体14第五内孔的喉栓杆18，所述喉栓杆18具有一个轴肩，前侧头部为设计外型面，后侧开有一个销孔，所述喉栓杆18后侧外径与所述偏心杆11第三内孔进行轴孔过渡配合；圆柱销19，所述圆柱销19与所述喉栓杆18销孔和所述偏心杆11销孔过盈配合；喷管20，所述喷管20与所述阀体14第六内孔前端面固联，所述喷管20后侧为设计内型面，当所述喉栓杆18往前移动时，所述喷管20后侧的设计内型面与所述喉栓杆18前侧的设计外型面相切。
本发明实施过程如下：变推力固体火箭发动机燃烧室产生的高温燃气通过所述入口绝热层15进入所述燃气阀装置内部，通过所述喷管20前侧喷出，产生所需要的推力。当变推力固体火箭发动机根据导弹发出的控制指令需要进行推力随控调节时，所述电机1根据程序指令运转，此时所述电机1右侧动力输出轴带动所述偏心销轴9同步偏心旋转，所述偏心销轴9偏心旋转时可带动所述偏心杆11沿着所述导向支架13前后移动，当所述偏心杆11前后移动时，带动所述喉栓杆18前后移动，从而使得所述喉栓杆18和所述喷管20配合面之间有效工作面积发生变化，从而完成变推力固体火箭发动机的推力连续调节。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (7)

1.一种用于固体姿轨控发动机燃气调节阀的驱动装置，其特征在于，包括：动力系统装置、伺服传动装置、燃气阀装置；
所述动力系统装置包括电机，所述电机右侧动力输出轴为“D”字型结构；与所述电机连接的转接法兰；与所述转接法兰和所述电机固联的紧定螺钉；
所述伺服传动装置包括：机架，开有第一内孔和第二内孔，前侧开有两个定位导向槽，所述机架左侧与所述转接法兰固联；与所述第一内孔配合的第一轴承和第二轴承；与所述第一轴承左侧和所述第二轴承右侧分别连接的套筒；与所述第二内孔配合的限位挡环；同时穿过所述第一轴承、所述套筒和所述第二轴承内径的偏心销轴，所述偏心销轴左侧外径开有卡槽，外径具有一个轴肩，右侧具有偏心的输出轴，所述偏心销轴左侧开有“D”字型内孔，并与所述电机右侧动力输出轴配合；与所述卡槽配合的弹性挡圈；与所述偏心销轴进行轴孔配合的偏心杆，所述偏心杆整体外形为“D”字型结构，且开有一个销孔，其后侧端面带有内螺纹，前侧端面开有第三内孔；与所述偏心杆内螺纹固联的位移传感器，所述位移传感器穿过所述机架后侧；与所述偏心杆配合的导向支架，所述导向支架开有“D”字型内孔，上下各有一个定位挡肩，所述两个定位挡肩和所述机架前侧两个定位导向槽相配合；
所述燃气阀装置包括：阀体，所述阀体后侧与所述机架一侧固联，所述阀体上侧开有第四内孔，后侧开有第五内孔，前侧开有第六内孔，所述阀体第五内孔位置开有密封槽；与所述第四内孔固联的入口绝热层；与所述第六内孔后端面固联的绝热套；安装在所述阀体密封槽位置的密封圈；同时穿过所述绝热套、所述密封圈和所述阀体第五内孔的喉栓杆，所述喉栓杆具有一个轴肩，前侧头部为设计外型面，后侧开有一个销孔，所述喉栓杆后侧外径与所述偏心杆第三内孔进行轴孔配合；与所述喉栓杆和所述偏心杆固联的圆柱销；与所述阀体第六内孔前端面固联的喷管，所述喷管后侧为设计内型面。
2.依据权利要求1所述的一种用于固体姿轨控发动机燃气调节阀的驱动装置，其特征在于，所述电机右侧动力输出轴的“D”字型结构与所述偏心销轴左侧“D”字型内孔小间隙配合，所述电机可带动所述偏心销轴做偏心旋转运动。
3.依据权利要求1所述的一种用于固体姿轨控发动机燃气调节阀的驱动装置，其特征在于，所述转接法兰右侧端面与所述限位挡环左侧端面贴合，所述限位挡环外径与所述第二内孔间隙配合。
4.依据权利要求1所述的一种用于固体姿轨控发动机燃气调节阀的驱动装置，其特征在于，所述第一轴承外径和所述第二轴承外径分别与所述第一内孔小过盈配合，所述第一轴承内径和所述第二轴承内径分别与所述偏心销轴过渡配合，所述第一轴承右侧同时与所述机架和所述偏心销轴外径轴肩端面贴合，所述第一轴承左侧与所述套筒右侧端面贴合。
5.依据权利要求1所述的一种用于固体姿轨控发动机燃气调节阀的驱动装置，其特征在于，所述套筒左侧与所述第二轴承右侧端面贴合；所述第二轴承左侧同时与所述限位挡环右侧及所述弹性挡圈右侧端面贴合；所述偏心销轴可带动所述套筒和所述弹性挡圈同时沿着所述第一轴承和所述第二轴承内径转动。
6.依据权利要求1所述的一种用于固体姿轨控发动机燃气调节阀的驱动装置，其特征在于，所述偏心销轴与所述偏心杆小间隙配合，所述偏心杆“D”字型结构与所述导向支架“D”字型内孔小间隙配合，所述偏心销轴偏心旋转时可带动所述偏心杆沿着所述导向支架前后移动。
7.依据权利要求1所述的一种用于固体姿轨控发动机燃气调节阀的驱动装置，其特征在于，所述导向支架上下定位挡肩对称布置，并与所述机架前侧两个定位导向槽过渡配合，所述导向支架后侧端面与机架一侧端面贴合。
CN201910479125.XA 2019-06-04 2019-06-04 一种用于固体姿轨控发动机燃气调节阀的驱动装置 Active CN110220001B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910479125.XA CN110220001B (zh) 2019-06-04 2019-06-04 一种用于固体姿轨控发动机燃气调节阀的驱动装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910479125.XA CN110220001B (zh) 2019-06-04 2019-06-04 一种用于固体姿轨控发动机燃气调节阀的驱动装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110220001A true CN110220001A (zh) 2019-09-10
CN110220001B CN110220001B (zh) 2020-12-22

Family

ID=67819538

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910479125.XA Active CN110220001B (zh) 2019-06-04 2019-06-04 一种用于固体姿轨控发动机燃气调节阀的驱动装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN110220001B (zh)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110761915A (zh) * 2019-10-31 2020-02-07 湖北航天技术研究院总体设计所 一种固体姿控发动机
CN111396212A (zh) * 2020-03-19 2020-07-10 贵州航天林泉电机有限公司 一种导弹燃气阀控用多通道集成式作动装置
CN112282967A (zh) * 2020-09-29 2021-01-29 上海新力动力设备研究所 一种兼具安全阀功能的高温燃气阀门
CN113496062A (zh) * 2021-07-26 2021-10-12 中国人民解放军国防科技大学 压强平稳约束下姿轨控发动机喉栓运动时序设计方法

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1547463A1 (ru) * 1988-04-25 1996-11-27 Высокогорный геофизический институт Госкомгидромета СССР Сопловой блок ракетного двигателя
CN203466678U (zh) * 2013-09-10 2014-03-05 大陆汽车电子(芜湖)有限公司 直线驱动装置、连接器和排气再循环控制阀
CN103797289A (zh) * 2011-08-08 2014-05-14 松塞博兹自动化公司 紧凑型计量装置
CN203822497U (zh) * 2014-03-26 2014-09-10 潍柴动力股份有限公司 一种新型egr阀
CN104747320A (zh) * 2015-01-29 2015-07-01 北京航空航天大学 转动控制固体姿轨控发动机
CN104775944A (zh) * 2015-04-25 2015-07-15 无锡隆盛科技股份有限公司 电动egr阀
CN108087151A (zh) * 2016-11-22 2018-05-29 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种电动锥阀式固冲发动机燃气流量调节装置

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1547463A1 (ru) * 1988-04-25 1996-11-27 Высокогорный геофизический институт Госкомгидромета СССР Сопловой блок ракетного двигателя
CN103797289A (zh) * 2011-08-08 2014-05-14 松塞博兹自动化公司 紧凑型计量装置
CN203466678U (zh) * 2013-09-10 2014-03-05 大陆汽车电子(芜湖)有限公司 直线驱动装置、连接器和排气再循环控制阀
CN203822497U (zh) * 2014-03-26 2014-09-10 潍柴动力股份有限公司 一种新型egr阀
CN104747320A (zh) * 2015-01-29 2015-07-01 北京航空航天大学 转动控制固体姿轨控发动机
CN104775944A (zh) * 2015-04-25 2015-07-15 无锡隆盛科技股份有限公司 电动egr阀
CN108087151A (zh) * 2016-11-22 2018-05-29 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种电动锥阀式固冲发动机燃气流量调节装置

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110761915A (zh) * 2019-10-31 2020-02-07 湖北航天技术研究院总体设计所 一种固体姿控发动机
CN111396212A (zh) * 2020-03-19 2020-07-10 贵州航天林泉电机有限公司 一种导弹燃气阀控用多通道集成式作动装置
CN111396212B (zh) * 2020-03-19 2021-02-23 贵州航天林泉电机有限公司 一种导弹燃气阀控用多通道集成式作动装置
CN112282967A (zh) * 2020-09-29 2021-01-29 上海新力动力设备研究所 一种兼具安全阀功能的高温燃气阀门
CN113496062A (zh) * 2021-07-26 2021-10-12 中国人民解放军国防科技大学 压强平稳约束下姿轨控发动机喉栓运动时序设计方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN110220001B (zh) 2020-12-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110220001A (zh) 一种用于固体姿轨控发动机燃气调节阀的驱动装置
US6584765B1 (en) Pulse detonation engine having an aerodynamic valve
CN109747799B (zh) 一种超空泡鱼雷
CN103925044B (zh) 直升机涡轴发动机排气系统红外抑制器及其红外抑制方法
CN112256055B (zh) 一种采用不动点优化的三体对抗防御预测制导方法
CN110566365B (zh) 一种模式可切换的固体组合发动机及导弹
CN110107426A (zh) 基于级间燃烧室与涡轮水空共用的跨介质飞航器动力装置
CN112781448A (zh) 一种基于入水缓冲装置的反潜导弹及控制方法
CN108035824A (zh) 一种脉冲式二次射流推力矢量控制系统
CN104712459A (zh) 固体火箭动力控制装置及控制方法
CN209147839U (zh) 一种飞翼布局单兵手掷式巡飞弹
CN112033214A (zh) 一种双冲程的叶片式转管武器超高射频旋转驱动装置
CN105201687A (zh) 电动滑盘阀式固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置
RU2331036C2 (ru) Способ наведения управляемой ракеты
CN108087150B (zh) 一种超声速导弹用加力式小型涡轮风扇发动机
CN112286059B (zh) 一种具有攻击角和视场角约束的二阶前置角重塑制导方法
KR100200455B1 (ko) 비원통형 추진 구역을 갖는 미사일
CN113639586A (zh) 一种抗雷达关机的制导方法、系统及介质
CN206420377U (zh) 一种枪瞄整体变倍目镜组
CN206469771U (zh) 一种机载导弹双模式发射装置
RU2071023C1 (ru) Ракетный комплекс залпового огня
CN105298682A (zh) 一种航空发动机冷加力尾喷管
CN105569880A (zh) 内燃机
WO2014046569A1 (ru) Способ оптимизации аэродинамических характеристик протяженных тем с оживальной или заостренной носовой частью
Gu et al. Research on the sealed launching technology of underwater gun

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant