一种固体火箭发动机襟翼结构姿态调节结构及方法

本发明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。

背景技术：

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，本发明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、本发明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；

7、所述第二连杆远离所述第一连杆的一端与所述驱动机构传动连接；

8、所述第一连杆和第二连杆的连接处穿设有轴体，所述轴体与所述连接处转动连接，所述轴体的两端通过连接件固定于固体火箭外壳上。

9、优选的，所述连杆机构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：

10、所述第二连杆远离所述第一连杆的一端固定连接的第一齿轮，以及所述驱动机构的输出轴套设的第二齿轮；

11、所述第一齿轮与所述第二齿轮相啮合；

12、通过所述驱动机构的输出轴转动带动第二齿轮转动，同时驱动所述第一齿轮以所述轴体为中心转动；

13、所述第一齿轮转动的同时，将通过连杆机构连接的扰流板偏转一定的角度。

14、优选的，所述驱动机构固定于固体火箭外壳上。

15、优选的，所述连杆机构包括两组依次对接的第一连杆和第二连杆，每组中包括：

16、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；所述第二连杆远离所述第一连杆的一端与所述驱动机构传动连接；

17、两组中，所述第一连杆和第二连杆的连接处共穿设有同一轴体；

18、所述轴体与每组中的连接处转动连接，所述轴体的两端通过连接件固定于固体火箭外壳上。

19、优选的，所述驱动机构为步进电机。

20、本发明第二个目的是提供一种固体火箭发动机襟翼结构姿态调节方法，采用上述的固体火箭发动机襟翼结构姿态调节结构，包括：

21、接收扰流板所需变化的角度后，所述驱动机构转动对应的角度，通过连杆机构带动所述扰流板偏转一定的角度。

22、本发明第三个目的是提供一种调节结构在航天器中的应用。

23、本发明至少具有如下有益效果：

24、本发明提供了一种固体火箭发动机襟翼结构姿态调节结构及方法。该调节结构通过控制扰流板偏转的角度来控制推力偏转的角度，实现对发动机推力的矢量控制。

25、本发明不同于其他姿态调节系统，结构简单，不需要设计新的固体火箭发动机动力系统，只需要将襟翼结构安装在发动机外，就可以实现推力控制，节约了成本。

26、将襟翼结构与固体火箭发动机动力系统结合，通过固体火箭发动机的脉冲点火，可为卫星提供短时间的大推力，实现卫星的快速避障和快速变轨。

技术特征：

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1~6任一项所述的调节结构在航天器中的应用。

技术总结本发明涉及航天姿轨控动力技术领域，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，该调节结构，包括扰流板，还包括连杆机构以及驱动机构；所述扰流板通过所述连杆机构与所述驱动机构传动连接；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。本发明通过控制扰流板偏转的角度来控制推力偏转的角度，实现对发动机推力的矢量控制。技术研发人员：惠卫华,杜雪琴,谭又文,刘旸受保护的技术使用者：西北工业大学技术研发日：技术公布日：2024/12/12