技术摘要：
本发明公开一种固体火箭冲压发动机旋转喷管阀燃气流量调节装置，第一固定部和旋转部沿轴向均设有1个中心孔和2个弧形孔，传动壳体首端与燃烧室后封头壳体轴向出口段形成动密封结构，尾端与喷管壳体首端形成动密封结构，推力调心滚子轴承外圈安装固定在喷管壳体首端的壳  全部
背景技术：
随着飞行器对发动机要求的不断提高，固体火箭冲压发动机以其比冲高、体积小、 重量轻、结构紧凑、成本较低等优势成为发展方向。以冲压方式进入固体火箭冲压发动机补 燃室的空气流量随飞行高度、马赫数、攻角等飞行条件改变而改变，发动机不能保持在最佳 空燃比附近工作。为保证固体火箭冲压发动机具有最佳工作性能和良好推力调节能力，必 须进行燃气流量调节。 目前关于燃气流量调节的方案主要有非壅塞式和壅塞式两种。非壅塞式燃气流量 调节方案中，燃气流量随补燃室压强变化而自适应调节。此方案通常流量调节比小，调节能 力较差。壅塞式燃气流量调节方案主要分为以下三种：变燃面式、变燃速式和变喉面式。变 燃面式和变燃速式燃气流量调节方案，是通过药柱构型变化或药柱燃速变化，实现燃气流 量随之变化。此两种方案均属于固定流量调节，无法实现流量随机调节，且控制精度较低， 稳定性差。 变喉面式燃气流量调节方案，主要通过控制流量调节阀运动，改变燃气发生器喉 部有效流通面积，实现流量调节。目前常用流量调节阀构型有柱塞滑阀、转轴阀、截盘阀、旋 转凸轮阀、旋转盘阀、锥阀等。专利CN103410632B和专利CN105736179B公开的电动锥阀式燃 气流量调节装置，主要通过电机传动控制锥型阀头运动来调节燃气流量，二者均结构较复 杂，占用空间较大，传动机构热防护较为困难。专利CN105201687B公开的一种电动滑盘阀， 由电机带动传动丝杆控制阀芯转动，阀芯内部通道呈90°布置，易出现沉积堵塞，且传动机 构刚性较差，占用空间较大。专利CN104500270B公开了一种电动旋转滑盘阀，其燃气发生器 采用双喷管结构，虽然结构易于实现，但滑盘阀尺寸较大，需承受巨大的燃气冲击和压力 差，工作可靠性较差。
技术实现要素：
本发明目的在于提供一种固体火箭冲压发动机旋转喷管阀燃气流量调节装置，用 于克服现有技术中燃气流量调节能力较差、传动结构复杂、占用空间大、工作可靠性差等缺 陷，实现燃气流量调节范围广、结构简单紧凑、工作精确可靠。 为实现上述目的，本发明提供一种固体火箭冲压发动机旋转喷管阀燃气流量调节 装置，包括壳体、流量调节机构与驱动机构； 所述壳体包括相互连接的燃烧室后封头壳体与补燃室前封头壳体，用于连通固体火箭 冲压发动机的燃烧室与补燃室； 所述流量调节机构与驱动机构均设在燃烧室后封头壳体与补燃室前封头壳体之间，用 于调节固体火箭冲压发动机的燃烧室与补燃室之间的流体流量； 4 CN 111577484 A 说　明　书 2/6 页 所述流量调节机构包括依次相连的第一固定部、旋转部与第二固定部，所述第一固定 部与燃烧室后封头壳体相连，所述第二固定部与补燃室前封头壳体相连，所述旋转部转动 连接在第一固定部与第二固定部之间且与驱动机构传动相连； 所述第一固定部上设有与燃烧室后封头壳体连通的第一流体通道，所述旋转部上设有 第二流体通道，所述第二固定部上设有与补燃室前封头壳体连通的第三流体通道，所述第 一流体通道、第二流体通道、第三流体通道依次连通； 所述第一流体通道的出口位置设有出口挡板，所述出口挡板上设有与第一流体通道连 通的第一通孔，所述第二流体通道的进口位置设有进口挡板，所述出口挡板上设有与第一 流体通道连通的第二通孔，所述第一通孔与第二通孔能够随着旋转部的旋转相互重叠或错 位。 进一步优选的，所述第一通孔与第二通孔均包括一个圆形孔与两个弧形孔，所述 第一通孔中的圆形孔与第二通孔中的圆形孔随着旋转部的旋转始终重叠，所述第一通孔中 的弧形孔与第二通孔中的弧形孔随着旋转部的旋转相互重叠或错位。 进一步优选的，所述第一通孔和/或第二通孔中的两个弧形孔呈180°对称布置在 圆形孔两侧。 进一步优选的，所述驱动机构包括驱动电机、主动齿轮、从动齿轮与传动壳体； 所述传动壳体套设在旋转部上，所述从动齿轮固定设在传动壳体上，所述主动齿轮与 驱动电机的输出端传动相连并与从动齿轮啮合。 进一步优选的，所述从动齿轮为不完全齿轮。 进一步优选的，还包括支撑机构，所述支撑机构包括支撑件与轴承件，所述支撑件 的一端与补燃室前封头壳体固定相连，所述轴承件固定连接在支撑件的另一端； 所述支撑件套设在第二固定部上，所述轴承件套设在传动壳体上。 进一步优选的，所述轴承件为推力调心滚子轴承。 进一步优选的，所述支撑件与第二固定部之间、传动壳体与旋转部之间均设有隔 热结构。 进一步优选的，所述支撑件与传动壳体之间、传动壳体与燃烧室后封头壳体轴向 出口段之间、燃烧室后封头壳体与补燃室前封头壳体之间均设有密封结构。 进一步优选的，所述第一固定部上设有阀头隔热层。 与现有技术相比，本发明的显著优点是： 1.本发明中的驱动机构在燃烧室后封头壳体外侧，与其他电动锥阀和旋转盘阀流量调 节装置传动机构相比，驱动机构热防护较好，结构更紧凑，不占用燃烧室内部空间，燃烧室 可装填更多推进剂； 2.本发明中的驱动机构采用推力调心滚子轴承，具有自动调心功能，与其他旋转盘阀 流量调节装置传动机构相比，能承受高温高压燃气冲击带来较大的轴向载荷，与其他电动 锥阀传动机构相比，还能承受在旋转阀体流量调节工作过程中存在的径向载荷，具有更高 的工作可靠性； 3.本发明采用驱动机构采用齿轮传动，与其他气压传动流量装置相比，传动比准确可 靠，能实现燃气流量精确调节，且驱动主动齿轮所需的电机输出扭矩较小； 4.本发明中的传动壳体，与燃烧室后封头壳体轴向出口段及支撑件之间形成多处动密 5 CN 111577484 A 说　明　书 3/6 页 封结构，可保证整个流量调节装置在高温、高压、高速燃气流动环境下的密封可靠性； 5.本发明中的第一固定部上安装有阀头隔热层，可有效减少燃烧室高温高压燃气对第 一固定部的冲击，保证流量调节精度； 6.本发明中的第一固定部与旋转部，在轴向均设有位置和大小一致的1个中心孔和2个 弧形孔，通过旋转阀体相对固体阀头转动一定角度，改变燃烧室燃气有效出口流通面积，不 易出现沉积或堵塞，与其他旋转盘阀流量调节装置相比，可实现更高精度、更大范围的燃气 流量调节。 附图说明 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，下面将对实施例或现 有技术描述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 根据这些附图示出的结构获得其他的附图。 图1为本发明一种固体火箭冲压发动机旋转喷管阀燃气流量调节装置结构示意 图。 图2为本发明实施例一的旋转阀体与固定阀头相对位置示意图。 图3为本发明实施例二的旋转阀体与固定阀头相对位置示意图。 图4为本发明实施例三的旋转阀体与固定阀头相对位置示意图。 附图标号说明：1—推力调心滚子轴承，2—从动齿轮，3—主动齿轮，4—传动壳体， 5—传动壳体绝热层，6—补燃室前封头壳体，7—燃烧室后封头壳体，8—后封头绝热层，9— 喷管壳体，10—喷管壳体绝热层，11—喷管通道，12—固定阀头，13—旋转阀体，14—电机， 15—阀头绝热层。 本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。