一种动力尾舱及火箭制造技术

本实用新型专利技术公开了一种动力尾舱，包括：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。

【技术实现步骤摘要】
一种动力尾舱及火箭
本技术涉及火箭飞行姿态控制
，具体涉及一种动力尾舱及火箭。
技术介绍
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。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。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。
技术实现思路
针对相关技术中的上述技术问题，本技术提出一种动力尾舱及火箭，能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。本技术的一个方面提供了一种动力尾舱，包括：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。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尾舱段的壁面。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，控制轴贯穿尾舱段的壁面延伸至槽道。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。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。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。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。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，第二齿轮固定在动力尾舱的壁面与齿条段的第二面齿合。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。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。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。本技术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。本技术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。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。附图说明为了更清楚地说明本技术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技术的一些实施例，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图。图1是本技术实施例的火箭的结构示意图；图2是本技术实施例的动力尾舱的结构示意图图3是本技术实施例的调节装置的结构示意图。附图标记说明：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。具体实施方式下面将详细描述本技术的各个方面的特征和示例性实施例，为了使本技术的目的、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，对本技术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技术，用于示例性的说明本技术的原理，并不被配置为限定本技术。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，以帮助对本技术实施例的理解。下述描述中出现的方位词均为图中示出的方向，并不是对本技术实施例的具体结构进行限定。在本技术的描述中，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技术中的具体含义。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。诸如“下面”、“下方”、“在…下”、“低”、“上方”、“在…上”、“高”等的空间关系术语用于使描述方便，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。对于本领域技术人员来说，本技术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技术的示例来提供对本技术更好的理解。图1示出本技术实施例的火箭的结构示意图，图2示出了本技术实施例的动力尾舱的结构示意图，图3示出了本技术实施例的调节装置的结构示意图。如图2所示，本技术实施例的动力尾舱包括：尾舱段100，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。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。本技术实施例采用作动器500和调节装置400的配合，本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种动力尾舱，其特征在于，包括：/n尾翼，通过配合结构连接至尾舱段外侧；/n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；/n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。/n

【技术特征摘要】
1.一种动力尾舱，其特征在于，包括：
尾翼，通过配合结构连接至尾舱段外侧；
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动力尾舱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，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...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨瑞康，宣智超，韩建业，刘林峰，袁宇，
申请(专利权)人：蓝箭航天空间科技股份有限公司，
类型：新型
国别省市：北京;11