动力尾舱及火箭.pdf

《动力尾舱及火箭.pdf》由会员分享，可在线阅读，更多相关《动力尾舱及火箭.pdf（10页完成版）》请在专利查询网上搜索。

1、(19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 202010026997.3 (22)申请日 2020.01.10 (71)申请人 蓝箭航天空间科技股份有限公司 地址 100176 北京市大兴区经济技术开发 区荣华南路13号院中航国际广场H1号 楼 (72)发明人 杨瑞康宣智超韩建业刘林峰 袁宇 (74)专利代理机构 北京科石知识产权代理有限 公司 11595 代理人 徐红岗 (51)Int.Cl. F42B 15/00(2006.01) F42B 10/06(2006.01) (54)发明名称 动力尾舱及火箭 (57)摘要 。

2、本发明公开了一种动力尾舱， 包括： 尾舱段， 具有圆柱形结构； 尾翼， 通过配合结构连接至所 述尾舱段外侧； 调节装置， 固定于所述尾舱段内 侧， 滑动连接于所述配合结构； 作动器， 提供动力 以控制所述调节装置滑动， 带动所述配合结构控 制所述尾翼的偏转。 通过调节装置配合作动器带 动尾翼偏转相应的角度， 在原有火箭或动力尾舱 不进行过大的系统变化的情况下， 实现尾翼可 调。 权利要求书1页 说明书5页 附图3页 CN 111141183 A 2020.05.12 CN 111141183 A 1.一种动力尾舱， 其特征在于， 包括： 尾舱段， 具有圆柱形结构； 尾翼， 通过配合结构连接至所。

3、述尾舱段外侧； 调节装置， 固定于所述尾舱段内侧， 滑动连接于所述配合结构； 作动器， 提供动力以控制所述调节装置滑动， 带动所述配合结构控制所述尾翼的偏转。 2.根据权利要求1所述的动力尾舱， 其特征在于， 所述配合结构包含： 控制轴和旋转轴， 位于所述尾翼同一侧， 所述控制轴贯穿所述尾舱段的壁面可移动地 连接至所述调节装置， 所述旋转轴可旋转地连接至所述尾舱段的壁面。 3.根据权利要求2所述的动力尾舱， 其特征在于， 所述调节装置包含： 滑动件， 包括在所述滑动件靠近所述尾翼的表面设置的槽道， 所述控制轴贯穿所述尾 舱段的壁面延伸至所述槽道。 4.根据权利要求3所述的动力尾舱， 其特征在于。

4、， 所述调节装置包含： 限位组件， 固定于所述尾舱段的内壁面， 限定所述滑动件在所述限位组件之间上下移 动且不脱落。 5.根据权利要求3所述的动力尾舱， 其特征在于， 所述滑动件的槽道为一条直线或者曲 线， 以所述滑动件的中心点向其两个对角分别延伸。 6.根据权利要求3所述的动力尾舱， 其特征在于， 所述滑动件的槽道为两条相切的抛物 线， 以所述滑动件的中心点向其两个对角分别延伸。 7.根据权利要求3-6任一项所述的动力尾舱， 其特征在于， 所述调节装置还包含： 齿条段， 固定连接于所述滑动件； 齿轮， 电连接于所述作动器， 所述作动器驱动所述齿轮带动齿条段上下移动。 8.根据权利要求7所述的。

5、动力尾舱， 其特征在于， 所述齿轮为两个分为第一齿轮和第二 齿轮， 所述第一齿轮由所述作动器控制并与所述齿条段第一面齿合， 所述第二齿轮固定在 所述尾舱段的壁面与所述齿条段的第二面齿合。 9.根据权利要求1所述的动力尾舱， 其特征在于， 所述作动器为伺服电机控制模块或液 压控制模块。 10.根据权利要求4所述的动力尾舱， 其特征在于， 所述调节装置还包括： 加强肋， 设置于所述限位组件远离所述滑动件的两侧。 11.根据权利要求4所述的动力尾舱， 其特征在于， 所述调节装置还包括： 弹性件， 设置 于所述滑动件与所述限位组件之间， 用于所述滑动件朝向所述限位组件运动时提供阻尼。 12.一种火箭，。

6、 其特征在于， 包括： 如权利要求1至11任一项所述的动力尾舱， 以及 箭体， 连接至所述动力尾舱。 权利要求书 1/1 页 2 CN 111141183 A 2 动力尾舱及火箭 技术领域 0001 本发明涉及火箭飞行姿态控制技术领域， 具体涉及一种动力尾舱及火箭。 背景技术 0002 为了控制火箭/导弹的飞行， 可以在箭体或弹体上配备尾翼。 以火箭为例， 例如， 尾 翼可以安装在火箭的动力尾舱上， 在火箭一二级分离时随一级箭体一起分离完成使用。 在 火箭飞行过程中， 两个阶段可以涉及尾翼调姿， 一是火箭发射开始的上升段， 需要火箭通过 尾翼进行调姿从而进入预定轨道， 二是可回收火箭的一级回收。

7、时需要通过尾翼调姿从而飞 回预定落点。 目前调姿的方法主要有两种， 一种是通过发动机的摆动来实现， 这种方式导致 发动机推力不沿箭体的轴线方向从而造成推力损失。 另一种是通过额外的小型姿控发动机 系统进行调姿， 这样需要更多的系统结构， 不利于火箭总体运力的提升。 0003 现在国内外主流的液体火箭与固体火箭大多采用增加尾翼的方式来稳定火箭本 体， 即在火箭的尾段上对称增加4个尾翼以增强火箭在飞行中的稳定性， 但是该方法需要大 幅增加零件。 0004 鉴于此， 亟需一种不增加零件且可控性高的动力尾舱及火箭。 发明内容 0005 针对相关技术中的上述技术问题， 本发明提出一种动力尾舱及火箭， 能。

8、够提高火 箭飞行中的稳定性， 从而提高箭体的可控性及运力。 0006 本发明的一个方面提供了一种动力尾舱， 包括： 尾舱段， 具有圆柱形结构； 尾翼， 通 过配合结构连接至尾舱段外侧； 调节装置， 固定于尾舱段内侧， 滑动连接于配合结构； 作动 器， 提供动力以控制调节装置滑动， 带动配合结构控制尾翼的偏转。 0007 在一个实施例中， 配合结构包含： 控制轴和旋转轴， 位于尾翼同一侧， 控制轴贯穿 动力尾舱的壁面可移动地连接至调节装置， 旋转轴可旋转地连接至动力尾舱的壁面。 0008 在一个实施例中， 调节装置包含： 滑动件， 包括在滑动件靠近尾翼的表面设置的槽 道， 控制轴贯穿动力尾舱的壁。

9、面延伸至槽道。 0009 在一个实施例中， 调节装置包含： 限位组件， 固定于尾舱段的内壁面， 限定滑动件 在限位组件之间上下移动且不脱落。 0010 在一个实施例中， 滑动件的槽道为一条直线或者曲线， 以滑动件的中心点向其两 个对角分别延伸。 0011 在一个实施例中， 滑动件的槽道为两条相切的抛物线， 以滑动件的中心点向其两 个对角分别延伸。 0012 在一个实施例中， 调节装置还包含： 齿条段， 固定连接于滑动件； 齿轮， 电连接于作 动器， 作动器驱动齿轮带动齿条段上下移动。 0013 在一个实施例中， 齿轮为两个分为第一齿轮和第二齿轮， 第一齿轮由作动器控制 并与齿条段第一面齿合， 。

10、第二齿轮固定在动力尾舱的壁面与齿条段的第二面齿合。 说明书 1/5 页 3 CN 111141183 A 3 0014 在一个实施例中， 作动器为伺服电机控制模块或液压控制模块。 0015 在一个实施例中， 调节装置还包括： 加强肋， 设置于限位组件远离滑动件的两侧。 0016 在一个实施例中， 调节装置还包括： 弹性件， 设置于滑动件与限位组件之间， 用于 滑动件朝向限位组件运动时提供阻尼。 0017 本发明的再一方面提供了一种火箭， 包括： 上述的动力尾舱， 以及箭体， 连接至动 力尾舱。 0018 本发明实施例提供的动力尾舱和火箭， 通过调节装置配合作动器带动尾翼偏转相 应的角度， 在原。

11、有火箭或动力尾舱不进行过大的系统变化的情况下， 实现尾翼可调进而实 现发射过程中控制尾翼在大气层内调整弹道， 可以避免发动机摆动导致的推力方向与箭体 轴线方向不一致， 可使发动机所有的推力都用于箭体的加速， 调高整件体的运力。 0019 在阅读具体实施方式并且在查看附图之后， 本领域的技术人员将认识到另外的特 征和优点。 附图说明 0020 为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案， 下面将对实施例中所 需要使用的附图作简单地介绍， 显而易见地， 下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施 例， 对于本领域普通技术人员来讲， 在不付出创造性劳动的前提下， 还可以根据这些附图获 得其他的附。

12、图。 0021 图1是本发明实施例的火箭的结构示意图； 0022 图2是本发明实施例的动力尾舱的结构示意图 0023 图3是本发明实施例的调节装置的结构示意图。 0024 附图标记说明： 0025 100-尾舱段， 200-尾翼， 300-配合结构， 400-调节装置， 500-作动器， 301-控制轴， 302-旋转轴， 401-滑动件， 402-限位组件， 403-槽道， 404-齿条段， 405-齿轮， 406-加强肋。 具体实施方式 0026 下面将详细描述本发明的各个方面的特征和示例性实施例， 为了使本发明的目 的、 技术方案及优点更加清楚明白， 以下结合附图及具体实施例， 对本发明。

13、进行进一步详细 描述。 应理解， 此处所描述的具体实施例仅被配置为解释本发明， 用于示例性的说明本发明 的原理， 并不被配置为限定本发明。 另外， 附图中的机构件不一定是按照比例绘制的。 例如， 可能对于其他结构件或区域而放大了附图中的一些结构件或区域的尺寸， 以帮助对本发明 实施例的理解。 0027 下述描述中出现的方位词均为图中示出的方向， 并不是对本发明实施例的具体结 构进行限定。 在本发明的描述中， 需要说明的是， 除非另有说明， 术语 “安装” 、“相连” 、“连 接” 应做广义理解， 例如， 可以是固定连接， 也可以是可拆卸连接， 或一体地连接； 可以是直 接相连， 也可以通过中间。

14、媒介间接相连。 对于本领域的普通技术人员而言， 可视具体情况理 解上述术语在本发明中的具体含义。 0028 此外术语 “包括” 、“包含”“具有” 或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含， 从而使得包括一系列要素结构件或组件不仅包括那些要素， 而且还包括没有明确列出或固 说明书 2/5 页 4 CN 111141183 A 4 有的属于结构件、 组件上的其他机构件。 在没有更多限制的情况下， 由语句 “包括” 限定 的要素， 并不排除在包括要素的物品或者设备中还存在另外的相同要素。 0029 诸如 “下面” 、“下方” 、“在下” 、“低” 、“上方” 、“在上” 、“高” 等的空间关系术语。

15、 用于使描述方便， 以解释一个元件相对于第二元件的定位， 表示除了与图中示出的那些取 向不同的取向以外， 这些术语旨在涵盖器件的不同取向。 另外， 例如 “一个元件在另一个元 件上/下” 可以表示两个元件直接接触， 也可以表示两个元件之间还具有其他元件。 此外， 诸 如 “第一” 、“第二” 等的术语也用于描述各个元件、 区、 部分等， 并且不应被当作限制。 类似的 术语在描述通篇中表示类似的元件。 0030 对于本领域技术人员来说， 本发明可以在不需要这些具体细节中的一些细节的情 况下实施。 下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本发明的示例来提供对本发明更好的 理解。 0031 图1示出本发。

16、明实施例的火箭的结构示意图， 图2示出了本发明实施例的动力尾舱 的结构示意图， 图3示出了本发明实施例的调节装置的结构示意图。 0032 如图2所示， 本发明实施例的动力尾舱包括： 尾舱段100， 具有圆柱形结构； 尾翼 200， 通过配合结构300连接至尾舱段100外侧； 调节装置400， 固定于尾舱段100内侧， 滑动连 接于配合结构300； 作动器500， 提供动力以控制调节装置400滑动， 带动配合结构300控制尾 翼200的偏转。 0033 作动器500被配置为接受上级的指令提供动力以控制调节装置400滑动， 从而带动 配合结构300使得尾翼200偏转一定的角度， 通过该动力尾舱的尾。

17、翼200的控制， 可以在不增 加系统部件的基础上改善整个动力装置的稳定性。 本发明实施例采用作动器500和调节装 置400的配合， 可以实现小的电路系统控制大的尾翼200。 0034 如图1所示， 本发明实施例的动力尾舱可以与其他部件相互结合， 以形成尾翼可控 的动力装置。 动力尾舱连接箭体以形成尾翼可控的火箭， 或者， 动力尾舱连接弹体以形成尾 翼可控的导弹， 等等。 通过调节装置400配合作动器500带动尾翼200偏转相应的角度， 在原 有火箭或动力尾舱不进行过大的系统变化的情况下， 实现尾翼200可调， 进而实现发射过程 中控制尾翼在大气层内调整弹道， 可以避免发动机摆动导致的推力方向与。

18、箭体轴线方向不 一致， 可使发动机所有的推力都用于箭体的加速， 调高整件体的运力。 火箭在回收的过程中 通过控制尾翼200方向可以控制箭体的落点， 减少发动机做功时间， 从而可以剩余更多的推 进剂实现一级箭体的回收。 0035 如图2所示， 配合结构300包含： 控制轴301和旋转轴302， 位于尾翼200同一侧， 控制 轴301贯穿动力尾舱的壁面可移动地连接至调节装置400， 旋转轴302可旋转地连接至动力 尾舱的壁面。 需要指出的是， 为了使控制轴301、 旋转轴302与尾翼200连接紧密， 将两者焊接 连接。 而在实际应用过程中， 为了使得控制轴301、 旋转轴302与尾翼200两者连接。

19、更加紧密 牢固， 可以将两者设计成一体成型， 在此， 不对工艺进行说明。 0036 在本实施方式中， 控制轴301需要贯穿动力尾舱的壁面并延伸至调节装置400内， 旋转轴302可以贯穿动力尾舱的壁面或者不贯穿动力尾舱的壁面， 只要实现旋转轴302固定 且能够以自身轴为中心进行旋转即可。 如果设置成贯穿动力尾舱的壁面， 可在旋转轴302延 伸出壁面的一端安装一个配合环， 以固定旋转轴302。 具体地， 旋转轴302可以设置成两个或 以上， 均设置在控制轴301的上方或下方， 通过两个或以上的旋转轴302能够增加尾翼200连 说明书 3/5 页 5 CN 111141183 A 5 接的稳定性。 。

20、0037 在一个实施例中， 调节装置400包含： 滑动件401， 包括在滑动件401靠近尾翼200的 表面设置的槽道， 其可以为矩形结构， 包含贯穿矩形结构对角设置的槽道403， 控制轴301贯 穿动力尾舱的壁面延伸至槽道403。 滑动件401沿着既定轨道上下移动， 对角设置的槽道403 带动控制轴301左右方向偏转， 从而将调节装置400上下方向的力转换成尾翼200的左右偏 转。 0038 具体地， 滑动件401的槽道403为一条直线或者一条曲线， 以滑动件401的中心点向 其两个对角分别延伸。 例如， 直线方程可以为xay， 通过实验及计算可以调整参数a， 从而 实现控制尾翼200的转向灵。

21、敏度。 曲线方程可以是任意一个曲线公式， 该曲线能够贯穿滑动 件401的中心点， 分别向任意两个对角延伸。 如图3所示， 在本实施方式中， 滑动件401的槽道 403为两条相切的抛物线， 以滑动件401的中心点向其两个对角分别延伸。 曲线方程为x ay2(y0),xay2(y0)， 通过实验及计算可以调整参数a， 可以实现控制尾翼200转向的灵 敏度。 以滑动件401的中心点出发运动， 小行程为低灵敏度， 大行程为高灵敏度， 从而实现小 行程和大行程兼顾的效果。 0039 在一个实施例中， 调节装置400还包括： 限位组件402， 固定于尾舱段的内壁面， 限 定滑动件401在限位组件402之间。

22、上下移动且不脱落。 限位组件402一般设置两个， 通过左右 限定夹住滑动件401， 可以承受由高速气流施加在尾翼200上传递给滑动件401的振动反馈 与侧向力， 解决了运动机构的稳定性问题， 同时控制轴301与滑动件401的配合有效保证了 尾翼200的稳定性。 0040 在一个实施例中， 调节装置400还包括： 齿条段404， 固定连接于滑动件401； 齿轮 405， 电连接于作动器500， 作动器500驱动齿轮405带动齿条段404上下移动。 齿轮405与齿条 段404相互正好齿合， 由作动器500给齿轮405提供旋转的力， 从而带动齿合的齿条段404上 下移动， 与齿条段404连接的滑动件。

23、401也上下移动。 0041 在一个实施例中， 齿轮405为两个， 分别为第一齿轮和第二齿轮， 第一齿轮由作动 器500控制并与齿条段404第一面齿合， 第二齿轮固定在动力尾舱的壁面与齿条段404的第 二面齿合。 第一齿轮和第二齿轮通过前后正好齿合的齿条段404， 使得齿合更加稳定， 齿轮 405带动齿条段404滑动更加顺畅。 0042 在一个实施例中， 作动器500为伺服电机控制模块或液压控制模块等， 能够给调节 装置400提供动力的设备模块即可。 伺服电机控制模块或液压控制模块接收上级的控制命 令， 可以提供齿轮405正向旋转或反向旋转的力， 以及齿轮405旋转的时长和速度， 从而带动 齿。

24、合的齿条段404准确控制滑动件401的位置， 通过滑动件401上的槽道403对尾翼200进行 精准控制旋转角度。 0043 在一个实施例中， 调节装置还包括： 加强肋406， 设置于限位组件402远离滑动件 401的两侧。 为了避免滑动件401施加在限位组件402上的力过大， 导致限位组件402的损害。 加强肋406可以是三角形的块状结构， 每个限位组件402的一侧设置一个及以上个加强肋 406。 0044 在一个实施例中， 调节装置400还包括： 弹性件， 设置于滑动件401与限位组件402 之间， 用于滑动件401朝向限位组件402运动时提供阻尼。 弹性件可以是弹簧或者橡胶等能 形成缓冲效。

25、果的材质， 弹性件可以固定在滑动件401的两侧， 或者固定在限位组件402的内 说明书 4/5 页 6 CN 111141183 A 6 侧。 从而能够更好地承受由高速气流施加在尾翼200上传递给滑动件401的振动反馈与侧向 力， 解决了运动机构的稳定性与安全的问题。 0045 本发明的上述实施例可以彼此组合， 且具有相应的技术效果。 0046 本发明的另一个方面提供了一种火箭， 其包括以上至少一种动力尾舱， 以及箭体， 连接至动力尾舱。 通过调节装置400配合作动器500带动尾翼200偏转相应的角度， 在原有火 箭不进行过大的系统变化的情况下， 实现尾翼200可调， 进而实现火箭在发射过程中。

26、控制尾 翼在大气层内调整弹道， 可以避免发动机摆动导致的推力方向与箭体轴线方向不一致， 可 使发动机所有的推力都用于箭体的加速， 调高整件体的运力。 火箭的一级箭体在回收的时 候通过控制尾翼200方向可以控制一级箭体的落点， 减少发动机做功时间， 从而可以剩余更 多的推进剂实现一级箭体的回收。 0047 以上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、 改进等， 均应包含在本发明的保护范围之内。 说明书 5/5 页 7 CN 111141183 A 7 图1 说明书附图 1/3 页 8 CN 111141183 A 8 图2 说明书附图 2/3 页 9 CN 111141183 A 9 图3 说明书附图 3/3 页 10 CN 111141183 A 10 。