CN114109655A - 一种液体火箭发动机变推力调节机电伺服机构 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种液体火箭发动机变推力调节机电伺服机构，包括一体成型的壳体，壳体内连接设有第一通道，壳体于第一通道外连接设有环形间隙，环形间隙顶部两侧分别密封连接设有进气管，进气管上分别连接设有阀门，第一通道按从上到下顺序依次连接设有流动区、缩小区、喉管区和扩张区，流动区内连接设有伺服电机，伺服电机的动力输出端连接设有调节装置，调节装置包括连接于伺服电机动力输出端的螺纹筒，螺纹筒内连接设有阀杆，阀杆贯穿缩小区、喉管区并延伸至扩张区。本发明与现有技术相比的优点在于：可实时调节液体燃料流量来实现调节变推力。
Description
技术领域
本发明涉及航空航天动力技术领域，具体是指一种液体火箭发动机变推力调节机电伺服机构。
背景技术
液体火箭发动机的大范围变推力调节是指对发动机推力和混合比实施控制，使其按一定的规律或既定的程序在较大范围内变化，从而满足飞行任务对动力系统的要求；推力调节是提高液体火箭发动机适应性的关键；变推力可方便实现火箭最佳推力控制和飞行大风区减载设计，大幅度提高运载能力，用于载人飞行则可有效控制过载，显著提高火箭机动性能和多任务适应能力；传统液体火箭发动机为简化系统构成、降低研制难度、提高可靠性，通常设计成仅能工作在额定推力，而不具备在工作工程中实时调节推力的能力。
发明内容
本发明要解决的技术问题是克服以上技术缺陷，提供一种可实时调节液体燃料流量来实现调节变推力的一种液体火箭发动机变推力调节机电伺服机构。
为解决上述技术问题，本发明提供的技术方案为：一种液体火箭发动机变推力调节机电伺服机构，包括一体成型的壳体，所述壳体内连接设有第一通道，所述壳体于第一通道外连接设有环形间隙，所述环形间隙顶部两侧分别密封连接设有进气管，所述进气管上分别连接设有阀门，所述第一通道按从上到下顺序依次连接设有流动区、缩小区、喉管区和扩张区，所述流动区内连接设有伺服电机，所述伺服电机的动力输出端连接设有调节装置，所述调节装置包括连接于伺服电机动力输出端的螺纹筒，所述螺纹筒内连接设有阀杆，所述阀杆贯穿缩小区、喉管区并延伸至扩张区，所述扩张区底端连接设有动力室，所述环形间隙底端连接动力室，所述动力室底部连接设有动力输出管。
本发明与现有技术相比的优点在于：将液体燃料导入第一通道内，启动伺服电机，通过伺服电机驱动螺纹筒旋转，螺纹筒驱动阀杆上下，从而对液体燃料在扩张区的流量进行控制；同时由于缩小区、喉管区和扩张区三者结合构成文氏管，液体燃料在扩张区流速增大，打开阀门，助燃气体等氧化剂通过进气管进入环形间隙，最终导入动力室，便于液体燃料与氧化剂的充分混合，便于液体燃料的有效利用。
进一步的，所述阀杆顶端连接设有螺纹杆，所述螺纹杆与螺纹筒配合，所述螺纹杆两侧分别连接设有滑槽，所述喉管区于螺纹杆两侧分别连接设有限位柱，所述限位柱与滑槽配合，限位柱与滑槽配合设置使得螺纹筒驱动螺纹杆时，螺纹杆不能转动，所以阀杆只能沿滑槽方向作直线运动。
进一步的，所述阀杆底端连接设有阀芯，所述阀芯为上小下大的圆台结构，所述阀芯与扩张区顶部配合，所述阀芯与扩张区相对的周向连接设有耐热密封层，阀芯与扩张区的配合设置便于随着阀杆的上下升降调节阀芯与扩张区之间的距离，从而控制液体燃料的流量以便与导入的氧化剂能够更好地配比，减小液体燃料的不完全燃烧，达到更好地变推力调节。
进一步的，所述壳体于进气管处连接设有环形凸台，所述环形凸台外连接设有外螺纹，所述进气管上连接设有与外螺纹相配合的内螺纹，所述环形凸台靠近壳体一侧连接设有密封圈，密封圈的设置防止在对氧化剂的传输中产生氧化剂泄漏，便于对氧化剂的导入进行有效控制，使得动力室中氧化剂与液体燃料进行可控混合。
附图说明
图1是本发明一种液体火箭发动机变推力调节机电伺服机构的结构示意图。
图2是图1中A的结构示意图。
图3是图1中B的结构示意图。
如图所示：1、壳体，2、第一通道，3、环形间隙，4、进气管，5、阀门，6、流动区，7、缩小区，8、喉管区，9、扩张区，10、伺服电机，11、螺纹筒，12、阀杆，13、动力室，14、动力输出管，15、螺纹杆，16、滑槽，17、限位柱，18、阀芯，19、耐热密封层，20、环形凸台，21、密封圈。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步的详细说明。
结合附图1-3所示，一种液体火箭发动机变推力调节机电伺服机构，包括一体成型的壳体1，所述壳体1内连接设有第一通道2，所述壳体1于第一通道2外连接设有环形间隙3，所述环形间隙3顶部两侧分别密封连接设有进气管4，所述进气管4上分别连接设有阀门5，所述第一通道2按从上到下顺序依次连接设有流动区6、缩小区7、喉管区8和扩张区9，所述流动区6内连接设有伺服电机10，所述伺服电机10的动力输出端连接设有调节装置，所述调节装置包括连接于伺服电机10动力输出端的螺纹筒11，所述螺纹筒11内连接设有阀杆12，所述阀杆12贯穿缩小区7、喉管区8并延伸至扩张区9，所述扩张区9底端连接设有动力室13，所述环形间隙3底端连接动力室13，所述动力室13底部连接设有动力输出管14。
所述阀杆12顶端连接设有螺纹杆15，所述螺纹杆15与螺纹筒11配合，所述螺纹杆15两侧分别连接设有滑槽16，所述喉管区8于螺纹杆15两侧分别连接设有限位柱17，所述限位柱17与滑槽16配合；所述阀杆12底端连接设有阀芯18，所述阀芯18为上小下大的圆台结构，所述阀芯18与扩张区9顶部配合，所述阀芯18与扩张区9相对的周向连接设有耐热密封层19；所述壳体1于进气管4处连接设有环形凸台20，所述环形凸台20外连接设有外螺纹，所述进气管4上连接设有与外螺纹相配合的内螺纹，所述环形凸台20靠近壳体1一侧连接设有密封圈21。
本发明在具体实施时，将液体燃料导入第一通道2内，启动伺服电机10，通过伺服电机10驱动螺纹筒11旋转，螺纹筒11驱动阀杆12上下，从而对液体燃料在扩张区9的流量进行控制；限位柱17与滑槽16配合设置使得螺纹筒11驱动螺纹杆15时，螺纹杆15不能转动，所以阀杆12只能沿滑槽16方向作直线运动，阀芯18与扩张区9的配合设置便于随着阀杆12的上下升降调节阀芯18与扩张区9之间的距离，从而控制液体燃料的流量以便与导入的氧化剂能够更好地配比，减小液体燃料的不完全燃烧，达到更好地变推力调节；密封圈21的设置防止在对氧化剂的传输中产生氧化剂泄漏，便于对氧化剂的导入进行有效控制，使得动力室13中氧化剂与液体燃料进行可控混合；同时由于缩小区7、喉管区8和扩张区9三者结合构成文氏管，液体燃料在扩张区9流速增大，打开阀门5，助燃气体等氧化剂通过进气管4进入环形间隙3，最终导入动力室13，便于液体燃料与氧化剂的充分混合，便于液体燃料的有效利用。
以上对本发明及其实施方式进行了描述，这种描述没有限制性，附图中所示的也只是本发明的实施方式之一，实际的结构并不局限于此。总而言之如果本领域的普通技术人员受其启示，在不脱离本发明创造宗旨的情况下，不经创造性的设计出与该技术方案相似的结构方式及实施例，均应属于本发明的保护范围。
Claims (4)
1.一种液体火箭发动机变推力调节机电伺服机构，包括一体成型的壳体(1)，其特征在于：所述壳体(1)内连接设有第一通道(2)，所述壳体(1)于第一通道(2)外连接设有环形间隙(3)，所述环形间隙(3)顶部两侧分别密封连接设有进气管(4)，所述进气管(4)上分别连接设有阀门(5)，所述第一通道(2)按从上到下顺序依次连接设有流动区(6)、缩小区(7)、喉管区(8)和扩张区(9)，所述流动区(6)内连接设有伺服电机(10)，所述伺服电机(10)的动力输出端连接设有调节装置，所述调节装置包括连接于伺服电机(10)动力输出端的螺纹筒(11)，所述螺纹筒(11)内连接设有阀杆(12)，所述阀杆(12)贯穿缩小区(7)、喉管区(8)并延伸至扩张区(9)，所述扩张区(9)底端连接设有动力室(13)，所述环形间隙(3)底端连接动力室(13)，所述动力室(13)底部连接设有动力输出管(14)。
2.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机变推力调节机电伺服机构，其特征在于：所述阀杆(12)顶端连接设有螺纹杆(15)，所述螺纹杆(15)与螺纹筒(11)配合，所述螺纹杆(15)两侧分别连接设有滑槽(16)，所述喉管区(8)于螺纹杆(15)两侧分别连接设有限位柱(17)，所述限位柱(17)与滑槽(16)配合。
3.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机变推力调节机电伺服机构，其特征在于：所述阀杆(12)底端连接设有阀芯(18)，所述阀芯(18)为上小下大的圆台结构，所述阀芯(18)与扩张区(9)顶部配合，所述阀芯(18)与扩张区(9)相对的周向连接设有耐热密封层(19)。
4.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机变推力调节机电伺服机构，其特征在于：所述壳体(1)于进气管(4)处连接设有环形凸台(20)，所述环形凸台(20)外连接设有外螺纹，所述进气管(4)上连接设有与外螺纹相配合的内螺纹，所述环形凸台(20)靠近壳体(1)一侧连接设有密封圈(21)。
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