CN114687889A - 一种可用于火箭发动机推力矢量控制的翻转装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种可用于火箭发动机推力矢量控制的翻转装置，以解决现有技术中推力室难以实现大角度翻转，伺服机构摇摆推力室时推力矢量控制力矩限制，以及采用摇摆软管时摇摆响应速度慢，变形应力大的问题。包括翻转机构、转动与导流机构；翻转机构包括固定支板、翻转机架、转动组件和锁紧组件；固定支板安装在火箭舱体底部；转动组件用于驱动翻转机架翻转；锁紧组件用于对翻转机架的位置进行固定；转动与导流机构包括第一转动导流组件、第二转动导流组件、第一、第二以及第三导管；燃料与氧化剂的流动方向：从外部供应设备依次进入到第一导管、第一转动导流组件、第二导管、第二转动导流组件、第三导管、推力室。

Description

一种可用于火箭发动机推力矢量控制的翻转装置

技术领域

本发明涉及推力矢量控制装置，具体涉及一种可用于火箭发动机推力矢量控制的翻转装置。

背景技术

我国火箭发动机推力矢量控制一般采用伺服机构摇摆发动机或推力室，实现导弹或火箭绕其质心转动进行轨道与姿态控制。目前，发动机或推力室通过常平座或常平架与箭体承力构件连接向导弹或火箭传递推力，并在伺服机构作动力矩下围绕常平座(常平架)的转轴摆动为箭体提供推力矢量控制力矩。

现有液体火箭型号中使用的常平座通常固定于火箭箭体内侧，伺服机构带动推力室摇摆时，推力矢量控制时力臂限制在箭体半径之内，所获得的控制力矩也受限于一定范围，并且发动机所需的燃料与氧化剂在推进时，需要设置可承受必要位移变形的摇摆软管，实现输送流体的功能，而摇摆软管具有所需安装空间大、变形力矩大等特点可能导致发动机存在布局难度大，响应速度慢，摇摆角度较大时变形严重的问题。

发明内容

本发明的目的是解决现有的液体火箭存在推力室难以实现大角度翻转，使得伺服机构摇摆推力室时推力矢量控制力矩受限，以及在输送氧化剂以及燃料时，采用摇摆软管时布局难度大，响应速度慢，摇摆角度较大时变形严重的技术问题，而提供一种可用于火箭发动机推力矢量控制的翻转装置。

为实现上述目的，本发明所采用的技术方案为：

一种可用于火箭发动机推力矢量控制的翻转装置，其特殊之处在于：

包括翻转机构、转动与导流机构；

所述翻转机构包括固定支板、翻转机架、转动组件和锁紧组件；

所述固定支板固定安装在火箭舱体底部；

所述转动组件用于驱动翻转机架翻转，通过翻转机架带动推力室翻转；

所述锁紧组件用于对翻转机架翻转前以及翻转后的位置进行固定；

所述转动与导流机构用于对推力室提供燃料和氧化剂，包括第一转动导流组件、第二转动导流组件、第一导管、第二导管以及第三导管；

所述第一转动导流组件与第二转动导流组件均安装在所述翻转机架上，且第一转动导流组件与翻转机架的翻转轴线同轴，第二转动导流组件与推力室的摇摆轴线同轴；

第一导管、第二导管和第三导管均为两根；

两根第一导管的出口与第一转动导流组件的入口连通，两根第一导管的入口与外部设备连通；

两根第二导管的入口与第一转动导流组件的出口连通，两根第二导管的出口与第二转动导流组件的入口连通，第二转动导流组件与推力室同轴固连，且第二转动导流组件的出口通过两根第三导管与推力室连通。

进一步地，还包括摇摆机构；

所述摇摆机构包括伺服电机、第一曲柄、连杆以及第二曲柄；

所述伺服电机安装在翻转机架上，所述伺服电机的输出端与第一曲柄通过内外花键齿同轴连接，所述第一曲柄的凸起端与连杆的一端铰接，连杆的另一端与第二曲柄的一端铰接，第二曲柄的另一端与第二转动导流组件连接，从而驱动连接在第二转动导流组件上的推力室摇摆；

所述第一曲柄的铰接点与伺服电机的轴线之间的连线与第二曲柄上的铰接点与推力室的摇摆轴线之间的连线相等且相互平行。

进一步地，所述转动组件包括两组驱动件，两组驱动件分别安装在固定支板两侧；

所述驱动件包括弹簧作动筒、滑轮组件以及相互连接的支座与转轴；

所述滑轮组件包括滑轮、缠绕在滑轮上的滑轮绳索及与滑轮同轴固连的固定杆；

所述弹簧作动筒包括外筒、设置外筒内且与滑轮绳索连接的第一弹簧；

所述支座安装在固定支板上，所述弹簧作动筒的外筒与支座相连，所述滑轮组件中的固定杆一端穿过转轴后与所述翻转机架连接，所述固定杆与所述转轴转动连接；

所述弹簧作动筒内的第一弹簧翻转前通过绳索预紧，实现翻转时滑轮组件在第一弹簧释放弹力时旋转。

进一步地，所述锁紧组件包括气动限位器和第一电爆固定器；

所述第一电爆固定器安装在所述固定支板上，所述翻转机架开设有供第一电爆固定器的锁位销穿过的第一电爆固定器锁位孔，通过将锁位销穿过第一电爆固定器锁位孔，实现翻转机架翻转前位置的锁定；

所述气动限位器安装在固定支板上，所述翻转机架安装有锁位杆，通过将锁位杆插入到气动限位器内并被限位，实现对翻转机架翻转后位置进行锁定。

进一步地，所述第一转动导流组件包括安装壳以及转动接头；

所述安装壳两端沿轴向均开设有安装腔，且两侧安装腔通过隔板相互隔离；

转动接头为两个，且分别通过轴承与两个安装腔同轴旋转连接；

每个转动接头均对应设置有一条流体通道；

每条流体通道均包括依次连通的出料通道、流体过渡腔和进料通道；

出料通道和流体过渡腔开设于转动接头内；

进料通道开设于隔板以及安装壳上；

所述第一导管的出口与进料通道连通，所述第二导管的入口与出料通道连通；

其中一个所述转动接头与翻转机架连接，且与滑轮组件的固定杆同轴设置。

进一步地，所述第二转动导流组件与第一转动导流组件结构相同；

两个所述第二导管的出口分别与第二转动导流组件中的两个进料通道连通，两个第三导管的入口分别与第二转动导流组件中的两个出料通道连通；

所述第二转动导流组件的安装壳安装在翻转机架上，且第二转动导流组件的转动接头与推力室同轴；

所述第二曲柄的另一端与第二转动导流组件的一个转动接头的固连，连接有第二曲柄的转动接头安装有推力室。

进一步地，每个转动接头位于安装腔内的一端与隔板之间具有轴向间隙；

所述隔板两侧均沿轴向设置有置于安装腔内的安装轴，所述进料通道依次开设于安装壳、隔板以及安装轴；

所述安装轴与所述流体过渡腔内壁之间安装有密封圈，密封圈与流体过渡腔内壁之间同轴连接有第二弹簧，通过密封圈与第二弹簧的配合，实现转动接头与安装壳之间的动密封。

进一步地，还包括第二电爆固定器，所述第二电爆固定器安装在翻转机架上，所述第二曲柄开设有供第二电爆固定器的锁位销穿过的通孔，通过将第二电爆固定器的锁位销穿过通孔，实现对摇摆机构的锁定。

进一步地，所述第二转动导流组件的一个转动接头与推力室通过安装座连接。

本发明的有益效果是：

1、本发明提出一种可用于火箭发动机推力矢量控制的翻转装置，通过设置的固定支板为整个装置提供支撑，通过设置的转动组件带动翻转机架翻转，通过设置锁紧组件对翻转机架翻转前后的位置进行定位，再通过设置的转动与导流机构保证燃料与氧化剂的稳定输送，通过翻转机构与转动与导流机构的配合，解决了推力室设置在舱体内侧，响应速度慢的问题以及设置在舱体外侧，存在发动机布局难度大，摇摆角度较大时变形严重的问题。

2、本发明提出一种可用于火箭发动机推力矢量控制的翻转装置，通过设置的弹簧作动筒，利用弹簧力控制滑轮组件、翻转机架等翻转，取代了传统的电机等伺服能源供给方式，降低了能耗与火箭重量。

3、本发明提出一种可用于火箭发动机推力矢量控制的翻转装置，通过滑轮组件中的绳索将第一弹簧作用力传递给翻转机架，理论上绳索足够长，弹簧力足够大，空间合理，翻转机架就可以实现较大角度翻转。

4、本发明提出一种可用于火箭发动机推力矢量控制的翻转装置，通过设置的第一转动导流组件和第二转动导流组件，使得燃料、氧化剂的进料通道以及出料通道可在推力室展开过程中及推力室摇摆过程中随之转动，从而保证推进剂的稳定输送，翻转前后不改变第一导管、第二导管以及第三导管结构的受力状态，替代现有常平座与摇摆软管的功能，并且该结构能耗小、翻转角度大、可靠安全，降低了发动机的布局难度。

附图说明

图1是本发明实施例翻转前的立体结构示意图(一)；

图2是本发明实施例翻转前的立体结构示意图(二)；

图3是本发明实施例翻转后的立体结构示意图(一)；

图4是本发明实施例翻转后的立体结构示意图(二)；

图5是本发明实施例中第一转动导流组件的剖视图；

图6是本发明实施例中第二转动导流组件的剖视图；

图7是本发明实施例中翻转机架结构示意图；

图中，1-翻转机架，2-第一转动导流组件，21-安装壳，22-转动接头，23-出料通道，24-流体过渡腔，25-进料通道，26-安装座，27-第一导管，28-第二导管，29-第三导管，3-第二转动导流组件，4-弹簧作动筒，5-气动限位器，6-第一电爆固定器，7-滑轮组件，8-固定支板，9-摇摆机构，91-伺服电机，92-第一曲柄，93-连杆，94-第二曲柄，10-第二电爆固定器，11-锁位杆安装接口，121-支座，122-转轴，13-密封圈，14-第二弹簧，15-翻转孔，16-摇摆机构安装接口，17-第二转动导流组件安装接口，18-第一电爆固定器锁位孔。

具体实施方式

为使本发明的目的、优点和特征更加清楚，以下结合附图和具体实施例对本发明提出的一种可用于火箭发动机推力矢量控制的翻转装置作进一步详细说明。根据下面具体实施方式，本发明的优点和特征将更清楚。需要说明的是：附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的；其次，附图所展示的结构往往是实际结构的一部分。

在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明，但是本发明还可以采用其他不同于在此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下做类似推广，因此本发明不受下面公开的具体实施例的限制。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“第一”、“第二”以及“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

本发明中除非另有明确的规定和限定，术语“安装、相连、连接”应做广义理解，例如：可以是固定连接、可拆卸连接或一体式连接：同样可以是机械连接或直接连接，也可以通过中间媒介间接相连，也可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。

本发明提出一种可用于火箭发动机推力矢量控制的翻转装置，如图1-4所示，包括翻转机构、转动与导流机构及摇摆机构9，转动与导流机构与翻转机构连接，推力室安装在转动与导流机构上，摇摆机构9安装在翻转机构上且与转动与导流机构连接。

各主要部件的作用分别如下：

翻转机构：用于带动推力室翻转，使得推力室可以从舱体内部翻转到舱体外部并加以固定，向舱段传递推力，增加推力室的摇摆控制力矩，提高发动机的响应速度；

转动与导流机构：用于对燃料和氧化剂进行导流，实现推力室所需燃料和氧化剂的稳定供应以及用于安装推力室；

各部件的具体组成与基体连接关系如下：

翻转机构包括固定支板8、翻转机架1、转动组件以及锁紧组件；

转动组件包括两组驱动件，两组驱动件分别安装在固定支板8两侧，通过转动组件的转动功能，使得推力室伸出火箭舱体并倒置，以及使用完成后，缩回火箭舱体；

驱动件包括弹簧作动筒4、滑轮组件7和一体设置的支座121与转轴122；

滑轮组件7包括滑轮、缠绕在滑轮上的滑轮绳索及与滑轮同轴固连的固定杆；

弹簧作动筒4包括外筒、设置外筒内且与滑轮绳索连接的第一弹簧；

锁紧组件包括第一电爆固定器6、气动限位器5以及与气动限位器5相配合的锁位杆；

如图7所示，翻转机架1可选用铝合金材料，采用铸造或者3D打印工艺加工，翻转机架1两侧均设置翻转孔15，翻转机架1底部设置锁位杆安装接口11，翻转机架1后端从上往下依次设置摇摆机构安装接口16、第二转动导流组件安装接口17、翻转机架1一侧设置有第一电爆固定器锁位孔18；

固定支板8安装在火箭舱体底部，一是为翻转机架1提供翻转支点，二是作为推力室摇摆的推力传递架，固定支板8两侧各安装有一个支座121，弹簧作动筒4的外筒设置在支座121一侧，并与其连接，滑轮组件7设置在支座121另一侧，滑轮组件7中的固定杆一端穿过转轴122后，同轴连接在翻转机架1的翻转孔15内，固定杆与转轴122转动连接，滑轮组件7中的绳索穿过支座121后与弹簧作动筒4中的第一弹簧连接，从而通过连接在翻转机架1两侧的滑轮组件7以及与滑轮组件7连接的弹簧作动筒4，来驱动翻转机架1绕固定杆的轴线翻转；

第一电爆固定器6安装在固定支板8上，与翻转机架1的第一电爆固定器锁位孔18设置在同一侧，通过将第一电爆固定器6的锁位销推出并穿过第一电爆固定器锁位孔18，实现对翻转机架1翻转前的位置以及对滑轮组件7的锁定；

气动限位器5安装在固定支板8底部，翻转机架1的锁位杆安装接口11内安装有锁位杆，当翻转机架1带动推力室翻转到舱体外侧的设定位置时，通过将锁位杆推出，插入到气动限位器5内，实现对翻转机架1翻转后位置进行锁定，从而实现对安装在翻转机架1上的转动与导流机构以及安装在转动与导流机构上的推力室进行位置锁定；

转动与导流机构包括第一转动导流组件2、第二转动导流组件3、安装座26、两个第一导管27、两个第二导管28，两个第三导管29；

如图5与图6所示，第一转动导流组件2与第二转动导流组件3结构相同，其具体结构包括安装壳21与两个转动接头22；安装壳21两端均开设有安装腔，且两侧安装腔通过隔板相互物理隔离，使进入第一转动导流组件2或第二转动导流组件3的燃料和氧化剂不会互相接触；隔板与安装可21一体设置；

隔板靠近安装腔一侧一体设置有安装轴，安装轴位于安装腔内。

两个转动接头22分别通过轴承与两个安装腔旋转连接，每个转动接头22均对应设置有一条流体通道；每条流体通道均包括依次连通的出料通道23、流体过渡腔24和进料通道25；出料通道23和流体过渡腔24开设于转动接头22内，安装轴位于流体过渡腔24内，进料通道25开设于安装轴、隔板与壳体21上，使得进料通道25一端与流体过渡腔24连通，另一端与外部设备连通；

两个第一导管27的入口与外部提供燃料、氧化剂的设备连通，其出口与分别第一转动导流组件2的两个进料通道25连通，两个第二导管28的入口分别与第一转动导流组件2的两个出料通道23连通，两个第二导管28的出口与两个第二转动导流组件3中的进料通道25连通，两个第三导管29的入口与第二转动导流组件3中的两个出料通道23连通，两个第三导管29的出口分别与推力室的两个入口连通。

安装轴与转动接头22内壁之间安装有密封圈13(即密封圈13套在安装轴外部)，密封圈13与转动接头22内壁之间同轴连接有第二弹簧14，通过密封圈13与第二弹簧14的配合，实现转动接头22与隔板之间的动密封，并且每个转动接头22位于安装腔内的一端与隔板之间具有轴向间隙，目的在于为转动接头22留出一定的活动裕度，防止转动接头22在沿其轴线运动时，与安装壳21相撞；动密封的基本原理为：通过控制第二弹簧14的压缩量来保证一定的弹簧力，该弹簧力传递给密封圈13，将密封圈13在径向上与安装轴压紧密封，保证进料不泄漏；亦或者当进料压力升高，高压进料将压力施加在密封圈13上，保证密封圈13在径向上与安装轴压紧密封，以保证转动接头22转动过程中推进剂不泄漏。

第一转动导流组件2的一个转动接头22与翻转机架1连接，并且转动接头22与翻转孔15同轴；

第二转动导流组件3的安装壳21安装在翻转机架1的第二转动导流组件安装接口17上，安装座26安装在第二转动导流组件3的其中一个转动接头22上，推力室安装在安装座26上。

第一转动导流组件2中的两个出料通道23开设在转动接头22的侧壁上；

第二转动导流组件3的两个出料通道23开设在转动接头22的端面上。

摇摆机构9安装在翻转机架1上，用于驱动推力室摇摆，具体包括伺服电机91、第一曲柄92、连杆93以及第二曲柄94；伺服电机91安装在翻转机架1的摇摆机构安装接口16上，其输出轴同轴安装有第一曲柄92的一端，第一曲柄92突出的一端与连杆93的一端连接，连杆93另一端与第二曲柄94的一端连接，第二曲柄94的另一端与安装座26连接，第一曲柄92与第二曲柄94长度相同且相互平行，摇摆机构9将摇摆驱动力依次通过第一曲柄92、连杆93以及第二曲柄94传递给推力室，带动推力室摇摆，推力室通过安装座26将推力传递给翻转机架1，再间接通过固定支板8与翻转机架1传递给火箭舱体；第一曲柄92的铰接点与伺服电机91的轴线之间的连线与第二曲柄94上的铰接点与推力室的摇摆轴线之间的连线相等且相互平行。

为了对摇摆机构9进行锁定，还在翻转机架1上安装有第二电爆固定器10，连杆94开设有通孔，在对摇摆机构9进行锁定时，将第二电爆固定器10的锁位销穿过通孔即可。

本实施例的各阶段的具体工作状态如下：

在使用前，先将第一导管27与外部供应燃料和氧化剂的设备连接，用以保证燃料和氧化剂的供应。

初始状态：在发动机工作前，将推力室固定在火箭舱体内侧，减小舱体直径；

具体的，本发明初始安装时，将固定支板8安装在火箭舱体底部，翻转机架1位于舱体内部，第一电爆固定器6的锁位销插在翻转机架1的第一电爆固定器锁位孔18内，对翻转机架1上的滑轮组件7以及翻转机架1本身进行锁位，滑轮组件7的绳索与弹簧作动筒4连接，从而约束滑轮组件7的位置，第二电爆固定器10的锁位销插在通孔内，将摇摆机构9锁死，以约束推力室摆动；此时推力室轴线与舱体中心线夹角为X1°，推力室分布直径为r1；

翻转状态：发动机工作前，将推力室展开至舱体外侧增加控制力矩；

具体的，翻转指令发出时，将第一电爆固定器6解锁，弹簧作动筒4释放弹簧力，该力通过滑轮组件7转化为轴向旋转力，从而带动翻转机架1及第一转动导流组件2的转动接头22翻转，翻转角度范围可达160°～170°；当推力室展开至所需角度后，锁位杆推出并插入到气动限位器5内，对翻转机架1翻转后的位置进行锁定，此时推力室轴线与舱体中心线夹角为X2°，推力室分布直径为r2，r2大于r1，明显增大控制力矩，增加发动机的响应速度；

发动机工作状态：在发动机工作时可以向火箭传递推力；

具体的：解锁第二电爆固定器10，外部设备供应的燃料和氧化剂分别从第一转动导流组件2的两个进料通道25进入，流出第一转动导流组件2后经过第二导管28进入第二转动导流组件3，再进入推力室，以保证在翻转机构展开过程及推力室摇摆过程中推进剂的稳定输入；通过摇摆机构9与第二转动导流组件3的连接，实现推力室的摇摆，从而向火箭舱体传递推力以及摇摆力矩。

在具体使用时，发动机配套4个可用于火箭发动机推力矢量控制的装置，并且在火箭舱体上周向均匀布局。

燃料与氧化剂的流动路径为外部设备从第一导管27输送到第一转动导流组件2内，然后通过第二导管28进入到第二转动导流组件3，随后通过第三导管29进入到推力室内，以保证发动机的正常工作。

Claims (9)

1.一种可用于火箭发动机推力矢量控制的翻转装置，其特征在于：

包括翻转机构、转动与导流机构；

所述翻转机构包括固定支板(8)、翻转机架(1)、转动组件和锁紧组件；

所述固定支板(8)固定安装在火箭舱体底部；

所述转动组件用于驱动翻转机架(1)翻转，通过翻转机架(1)带动推力室翻转；

所述锁紧组件用于对翻转机架(1)翻转前以及翻转后的位置进行固定；

所述转动与导流机构用于对推力室提供燃料和氧化剂，包括第一转动导流组件(2)、第二转动导流组件(3)、第一导管(27)、第二导管(28)以及第三导管(29)；

所述第一转动导流组件(2)与第二转动导流组件(3)均安装在所述翻转机架(1)上，且第一转动导流组件(2)与翻转机架(1)的翻转轴线同轴，第二转动导流组件(3)与推力室的摇摆轴线同轴；

第一导管(27)、第二导管(28)和第三导管(29)均为两根；

两根第一导管(27)的出口与第一转动导流组件(2)的入口连通，两根第一导管(27)的入口与外部设备连通；

两根第二导管(28)的入口与第一转动导流组件(2)的出口连通，两根第二导管(28)的出口与第二转动导流组件(3)的入口连通，第二转动导流组件(3)与推力室同轴固连，且第二转动导流组件(3)的出口通过两根第三导管(29)与推力室连通。

2.根据权利要求1所述的一种可用于火箭发动机推力矢量控制的翻转装置，其特征在于：

还包括摇摆机构(9)；

所述摇摆机构(9)包括伺服电机(91)、第一曲柄(92)、连杆(93)以及第二曲柄(94)；

所述伺服电机(91)安装在翻转机架(1)上，所述伺服电机(91)的输出端与第一曲柄(92)通过内外花键齿同轴连接，所述第一曲柄(92)的凸起端与连杆(93)的一端铰接，连杆(93)的另一端与第二曲柄(94)的一端铰接，第二曲柄(94)的另一端与第二转动导流组件(3)连接，从而驱动连接在第二转动导流组件(3)上的推力室摇摆；

所述第一曲柄(92)的铰接点与伺服电机(91)的轴线之间的连线与第二曲柄(94)上的铰接点与推力室的摇摆轴线之间的连线相等且相互平行。

3.根据权利要求1或2所述的一种可用于火箭发动机推力矢量控制的翻转装置，其特征在于：

所述转动组件包括两组驱动件，两组驱动件分别安装在固定支板(8)两侧；

所述驱动件包括弹簧作动筒(4)、滑轮组件(7)以及相互连接的支座(121)与转轴(122)；

所述滑轮组件(7)包括滑轮、缠绕在滑轮上的滑轮绳索及与滑轮同轴固连的固定杆；

所述弹簧作动筒(4)包括外筒、设置外筒内且与滑轮绳索连接的第一弹簧；

所述支座(121)安装在固定支板(8)上，所述弹簧作动筒(4)的外筒与支座(121)相连，所述滑轮组件(7)中的固定杆一端穿过转轴(122)后与所述翻转机架(1)连接，所述固定杆与所述转轴(122)转动连接；

所述弹簧作动筒(4)内的第一弹簧翻转前通过绳索预紧，实现翻转时滑轮组件(7)在第一弹簧释放弹力时旋转。

4.根据权利要求3所述的一种可用于火箭发动机推力矢量控制的翻转装置，其特征在于：

所述锁紧组件包括气动限位器(5)和第一电爆固定器(6)；

所述第一电爆固定器(6)安装在所述固定支板(8)上，所述翻转机架(1)开设有供第一电爆固定器(6)的锁位销穿过的第一电爆固定器锁位孔(18)，通过将锁位销穿过第一电爆固定器锁位孔(18)，实现翻转机架(1)翻转前位置的锁定；

所述气动限位器(5)安装在固定支板(8)上，所述翻转机架(1)安装有锁位杆，通过将锁位杆插入到气动限位器(5)内并被限位，实现对翻转机架(1)翻转后位置进行锁定。

5.根据权利要求4所述的一种可用于火箭发动机推力矢量控制的翻转装置，其特征在于：

所述第一转动导流组件(2)包括安装壳(21)以及转动接头(22)；

所述安装壳(21)两端沿轴向均开设有安装腔，且两侧安装腔通过隔板相互隔离；

转动接头(22)为两个，且分别通过轴承与两个安装腔同轴旋转连接；

每个转动接头(22)均对应设置有一条流体通道；

每条流体通道均包括依次连通的出料通道(23)、流体过渡腔(24)和进料通道(25)；

出料通道(23)和流体过渡腔(24)开设于转动接头(22)内；

进料通道(25)开设于隔板以及安装壳(21)上；

所述第一导管(27)的出口与进料通道(25)连通，所述第二导管(28)的入口与出料通道(23)连通；

其中一个所述转动接头(22)与翻转机架(1)连接，且与滑轮组件(7)的固定杆同轴设置。

6.根据权利要求5所述的一种可用于火箭发动机推力矢量控制的翻转装置，其特征在于：

所述第二转动导流组件(3)与第一转动导流组件(2)结构相同；

两个所述第二导管(28)的出口分别与第二转动导流组件(3)中的两个进料通道(25)连通，两个第三导管(29)的入口分别与第二转动导流组件(3)中的两个出料通道(23)连通；

所述第二转动导流组件(3)的安装壳(21)安装在翻转机架(1)上，且第二转动导流组件(3)的转动接头(22)与推力室同轴；

所述第二曲柄(94)的另一端与第二转动导流组件(3)的一个转动接头(22)的固连，连接有第二曲柄(94)的转动接头(22)安装有推力室。

7.根据权利要求6所述的一种可用于火箭发动机推力矢量控制的翻转装置，其特征在于：

每个转动接头(22)位于安装腔内的一端与隔板之间具有轴向间隙；

所述隔板两侧均沿轴向设置有置于安装腔内的安装轴，所述进料通道(25)依次开设于安装壳(21)、隔板以及安装轴；

所述安装轴与所述流体过渡腔(24)内壁之间安装有密封圈(13)，密封圈(13)与流体过渡腔(24)内壁之间同轴连接有第二弹簧(14)，通过密封圈(13)与第二弹簧(14)的配合，实现转动接头(22)与安装壳(21)之间的动密封。

8.根据权利要求7所述的一种可用于火箭发动机推力矢量控制的翻转装置，其特征在于：

还包括第二电爆固定器(10)，所述第二电爆固定器(10)安装在翻转机架(1)上，所述第二曲柄(94)开设有供第二电爆固定器(10)的锁位销穿过的通孔，通过将第二电爆固定器(10)的锁位销穿过通孔，实现对摇摆机构(9)的锁定。

9.根据权利要求8所述的一种可用于火箭发动机推力矢量控制的翻转装置，其特征在于：

所述第二转动导流组件(3)的一个转动接头(22)与推力室通过安装座(26)连接。

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