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【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航天姿轨控动力,具体涉及一种固体火箭发动机襟翼结构姿态调节结构及方法。
技术介绍
1、目前世界各国都加大了对太空的探索,发射了成百上千颗卫星。同时,这也导致了更多的太空垃圾的产生。这对于在轨运行的卫星存在着很高的危险。一旦卫星与其他卫星或者太空垃圾相撞,将会对卫星造成灾难性的破坏,使卫星无法继续正常工作。因此需要卫星受控离轨,这需要主动推进系统,通过将轨道近地点降低到120公里高度以下来实现,确保重返大气层。
2、在这种特定应用中,tvc性能至关重要,因为定向错误的卫星可能无法设置正确的轨道,并且可能将卫星留在普通运行轨道上,而不是进入墓地轨道或更低的轨道,增加了与运行航天器相撞和产生空间碎片的可能性。
技术实现思路
1、为了解决上述技术问题,本专利技术提供固体火箭发动机襟翼结构姿态调节结构及方法。与其他解决方案相比,襟翼结构可以使整个系统的潜在质量减小,仅移动襟翼,而不是整个发动机,可操作性更强并且不用生产特定型号的发动机,更具经济性。
2、本专利技术第一个目的是提供一种固体火箭发动机襟翼结构姿态调节结构,包括扰流板,其特征在于,还包括连杆机构以及驱动机构;
3、所述扰流板通过所述连杆机构与所述驱动机构传动连接;
4、所述驱动机构驱动所述连杆机构带动所述扰流板偏转一定的角度。
5、优选的,所述连杆机构包括依次对接的第一连杆和第二连杆,
6、所述第一连杆远离所述第二连杆的一端与所述扰流板连接;
...【技术保护点】
1.一种固体火箭发动机襟翼结构姿态调节结构,包括扰流板(2),其特征在于,还包括连杆机构(3)以及驱动机构;
2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机襟翼结构姿态调节结构,其特征在于,所述连杆机构(3)包括依次对接的第一连杆(31)和第二连杆(32),
3.根据权利要求2所述的固体火箭发动机襟翼结构姿态调节结构,其特征在于,所述连杆机构(3)与所述驱动机构通过齿轮传动机构传动连接,所述齿轮传动机构,包括:
4.根据权利要求3所述的固体火箭发动机襟翼结构姿态调节结构,其特征在于,所述驱动机构固定于固体火箭外壳上。
5.根据权利要求2所述的固体火箭发动机襟翼结构姿态调节结构,其特征在于,所述连杆机构(3)包括两组依次对接的第一连杆(31)和第二连杆(32),每组中包括:
6.根据权利要求1所述的固体火箭发动机襟翼结构姿态调节结构,其特征在于,所述驱动机构为步进电机。
7.一种固体火箭发动机襟翼结构姿态调节方法,其特征在于,采用权利要求1所述的固体火箭发动机襟翼结构姿态调节结构,包括:
8.一种权利要求1
...【技术特征摘要】
1.一种固体火箭发动机襟翼结构姿态调节结构,包括扰流板(2),其特征在于,还包括连杆机构(3)以及驱动机构;
2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机襟翼结构姿态调节结构,其特征在于,所述连杆机构(3)包括依次对接的第一连杆(31)和第二连杆(32),
3.根据权利要求2所述的固体火箭发动机襟翼结构姿态调节结构,其特征在于,所述连杆机构(3)与所述驱动机构通过齿轮传动机构传动连接,所述齿轮传动机构,包括:
4.根据权利要求3所述的固体火箭发动机襟翼结构姿态调节结构,其特征在于,所...
【专利技术属性】
技术研发人员:惠卫华,杜雪琴,谭又文,刘旸,
申请(专利权)人:西北工业大学,
类型:发明
国别省市:
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