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申请/专利权人：北京中科宇航技术有限公司
申请日：2022-09-14
公开（公告）日：2024-05-28
公开（公告）号：CN115387934B
主分类号：F02K9/86
分类号：F02K9/86;F02K9/10
优先权：
专利状态码：有效-授权
法律状态：2024.05.28#授权;2022.12.13#实质审查的生效;2022.11.25#公开
摘要：本申请涉及固体火箭发动机的技术领域，尤其涉及一种固体火箭发动机及其喉部调节装置；包括：收敛段绝热层、喷管壳体、调节绝热层、调节壳体、喉衬、扩张段绝热层、扩张段壳体、气体存储瓶、输气管路、驱动阀腔体、驱动阀、连接体、主阀腔体、主阀支撑体和主阀。本申请可以在有限空间和结构质量要求下，降低高温环境下喉栓驱动机构的设计难度，以及提高喉栓驱动机构的调节能力，并降低对固体火箭发动机结构和性能的影响。
主权项：1.一种固体火箭发动机喉部调节装置，其特征在于，包括：气体存储瓶、输气管路、驱动阀腔体、驱动阀、连接体、主阀腔体、主阀支撑体和主阀；其中，固体火箭发动机包括：收敛段绝热层、喷管壳体、调节绝热层、调节壳体、喉衬、扩张段绝热层和扩张段壳体；喷管壳体的出口连通至调节壳体的入口，调节壳体的出口连通至扩张段壳体的入口；收敛段绝热层贴合至喷管壳体的内表面以形成喷管腔，调节绝热层贴合至调节壳体的内表面以形成调节腔，扩张段绝热层贴合至扩张段壳体的内表面以形成扩张段腔；喉衬位于扩张段绝热层的喉部；调节壳体向外凸出，以使调节腔的直径大于喷管腔的直管段和扩张段腔的直管段的直径；主阀的尾部插入主阀腔体的腔室内，并且主阀的头部朝向喉衬；主阀腔体固定至调节腔内，并且主阀腔体具有贯通内外的轨道槽，轨道槽的延伸方向与主阀的伸出和缩回方向相同，连接体的一端穿过轨道槽与主阀固定连接；驱动阀的头部穿过调节壳体远离喉衬的侧壁上的驱动阀孔，以与调节腔内的连接体的另一端固定连接，其中驱动阀孔的延伸方向与主阀的伸出和缩回方向相同；驱动阀的尾部插入驱动阀腔体的腔室内，驱动阀腔体的头部开口处固定连接至调节壳体的外表面上，驱动阀腔体的尾部通过输气管路连通至气体存储瓶，并且驱动阀腔体的尾部还通过排气管路连通至外部；驱动阀的头部的直径小于驱动阀的尾部的直径，驱动阀腔体上开设有贯通活动空间与外部的驱动阀腔体活动空间通气孔，其中活动空间是驱动阀的头部与驱动阀腔体的腔室的内表面之间的空间。
全文数据：
权利要求：
百度查询： 北京中科宇航技术有限公司 一种固体火箭发动机及其喉部调节装置
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