可定向火箭發動機系統的制作方法
【專利說明】可定向火箭發動機系統
[0001]本發明涉及一種用于航空運載裝置的可定向火箭發動機系統。
[0002]盡管不是排它性的，但本發明特別適合用于航天飛機，S卩，同時配備有比如渦輪軸發動機的有氧推進裝置和比如火箭發動機的無氧推進裝置的飛行器，所述飛行器能夠以飛行器的通用方式從地面起飛、能夠達到至少一百千米的高度、能夠以跨音速乃至超音速飛行、然后還能夠以飛行器的通用方式著陸。
[0003]眾所周知，火箭發動機包括由噴管頸部連接的燃燒室和噴管，并且為了在飛行中對配備有火箭發動機的航空運載裝置的進行定向，有利的是控制所述火箭發動機以進行定向。為此，在已知的方式中，燃燒室的與噴管頸部相反的端部例如通過萬向接頭鉸接到航空運載裝置的結構上，并且提供比如致動器的致動裝置以使所述火箭發動機關于燃燒室的該?父接％5部樞轉。
[0004]這種處置方式的缺點是，由于用于從噴管噴射氣體的噴口與燃燒室的所述鉸接端部相隔火箭發動機的整個長度，因此用于從噴管噴射氣體的所述噴口的移動在橫向方向上很大。因此，航空運載裝置的包圍火箭發動機的整流罩必須具有大直徑以允許用于從噴管噴射氣體的噴口的橫向移動。
[0005]所產生的結果是，這種大整流罩成為損害所述航空運載裝置性能的高氣動阻力的來源。
[0006]本發明的目的在于彌補這些缺陷。
[0007]為了此目的，根據本發明提供了一種用于航空運載裝置的可定向火箭發動機系統，該火箭發動機包括燃燒室和噴管，燃燒室和噴管由所述噴管的頸部連接，并且所述系統使能夠關于用于限定參考軸線的參考位置對火箭發動機進行定向，當火箭發動機處于該參考位置時，參考軸線與用于從噴管噴射氣體的噴口正交并且穿過氣體噴射噴口的中心，所述系統的獨特之處在于其包括傾斜裝置:
[0008]火箭發動機通過噴管的相鄰于噴管的頸部的部分剛性地連接到傾斜裝置，并且
[0009]該傾斜裝置使噴管與燃燒室沿相反方向傾斜，使得火箭發動機相對于參考位置處在傾斜位置，在該傾斜位置處，用于從噴管噴射氣體的噴口的中心至少近似地位于參考軸線上。
[0010]因此，借助于本發明，用于從噴管噴射氣體的噴口的移動會減小，因此其傾斜半徑也會減小，并且噴口的中心保持在參考軸線附近。因此，火箭發動機的整流罩可以具有較小直徑且僅產生較小的空氣阻力。
[0011]在有利實施方式中，傾斜裝置包括呈截棱錐形的中空支撐結構:
[0012]支撐結構能夠在第一致動裝置的作用下沿著第一變形方向的兩個方向變形，
[0013]支撐結構通過其小基底承載火箭發動機，并且
[0014]燃燒室容納在支撐結構內部。
[0015]優選地，中空可變形支撐結構由鉸接桿的格構形成，并且第一致動裝置是鉸接于格構中的至少一個鉸接桿上的致動器。
[0016]為了使得火箭發動機能夠沿著空間中任何方向傾斜，有利的是，傾斜裝置還包括呈截棱錐形的中空基座結構:
[0017]基座結構通過其大基底安裝于該運載裝置上，
[0018]基座結構能夠在第二致動裝置的作用下沿著與第一變形方向正交的第二變形方向的兩個方向變形，并且
[0019]基座結構通過其小基底承載該中空可變形支撐結構。
[0020]如同支撐結構，中空可變形基座結構可以由鉸接桿格構形成，并且第二致動裝置可以是鉸接于該格構中的至少一個鉸接桿上的致動器。
[0021]該基座結構的鉸接格構和支撐結構的鉸接格構有利地彼此疊置，以形成傾斜裝置的中空截棱錐框架。傾斜裝置可以包括用于組裝基座結構與支撐結構這兩者的格構的中間構架:
[0022]支撐結構的桿繞著與第一變形方向正交的第一旋轉軸鉸接于該中間構架上，并且
[0023]基座結構的桿繞著與第二變形方向正交的第二旋轉軸鉸接于該中間構架上。
[0024]優選地，用于使支撐結構變形的第一致動裝置裝載于該中間構架上。
[0025]傾斜裝置還可以包括用于將基座結構的格構組裝到航空運載裝置上的基座構架，該基座結構的格構桿繞著與第二變形方向正交的這個第二旋轉軸鉸接于基座構架上。此外，用于使基座結構變形的第二致動裝置裝載于基座構架上，這是有利的。
[0026]傾斜裝置可以包括用于將火箭發動機附接至支撐結構的端板，該支撐結構的桿繞著與第一變形方向正交的這些旋轉軸鉸接于端板上。
[0027]本發明還涉及一種包括上述可定向的火箭發動機系統的航空運載裝置，具體為航天飛機。
[0028]附圖中的這些圖將給出如何實現本發明的清晰理解。在這些圖中，相同附圖標記表示類似元件。
[0029]圖1以透視圖的方式示出了根據本發明的配備有可定向火箭發動機的航天飛機；
[0030]圖2也以透視圖的方式示出了根據本發明的用于傾斜火箭發動機的裝置，該火箭發動機位于其參考位置并且中立定向；
[0031]圖3是圖2中的傾斜裝置的平視圖；
[0032]圖4是圖2中的傾斜裝置的左側的側視圖；
[0033]圖5是圖2中的傾斜裝置的下方的側視圖；
[0034]與圖4相比，圖6示出了火箭發動機沿著第一變形方向的傾斜情況；
[0035]與圖5相比，圖7示出了火箭發動機沿著與所述第一變形方向正交的第二變形方向的傾斜情況；以及
[0036]與圖2相比，圖8示出了由沿著所述第一變形方向和第二正交變形方向的同時傾斜引起的火箭發動機的組合傾斜情況。
[0037]根據本發明并且在圖1中示出的航天飛機僅包括一級并且能夠進行跨音速和/或超音速飛行。
[0038]具有縱向軸L-L的航天飛機1包括兩個側向渦輪軸發動機2和3以及布置于該航天飛機的尾部、基座整流罩5內部的火箭發動機4，基座整流罩5設置有排氣噴口 6。如圖2至圖8所示，火箭發動機4包括由噴管頸部9連接的燃燒室7和噴管8。噴管8包括布置成與基座整流罩5 (在圖4至圖7中示意性地以點劃線示出)的出口噴口 6相對的氣體噴射噴口 10。
[0039]火箭發動機4被安裝在(在基座整流罩5中)傾斜裝置11上，該傾斜裝置11能夠沿著兩個正交變形方向12和13中的每個的兩個方向12.1和12.2以及13.1和13.2變形。傾斜裝置11首先包括鉸接桿的格構形式的截棱錐狀框架14，其次包括致動器15和致動器16。
[0040]截棱錐狀框架14包括支撐截棱錐狀結構14A和基座截棱錐狀結構14B，支撐截棱錐狀結構14A通過其小基底承載火箭發動機4，基座截棱錐狀結構14B通過其小基底承載支撐截棱錐狀結構14A。截棱錐狀結構14A的大基底借助于中間構架17連接至截棱錐狀結構14B的小基底，基座結構14B的鉸接桿18繞著與變形方向13正交的軸19鉸接于中間構架17上，并且支撐結構14A的鉸接桿20繞著與變形方向12正交的軸21鉸接于中間構架17上。
[0041]截棱錐狀框架14在結構14B的大基底側還包括基座構架22，該基座構架22使得該框架能夠連接至航天飛機1的結構。基座結構14B的鉸接桿18繞著與變形方向13正交的軸23鉸接于基座構架22上。致動器16不僅鉸接于其所裝載于的基座構架22上還鉸接于鉸接桿18上，使得:截棱錐狀結構14B通過繞著與變形方向13正交的軸19和23旋轉能夠沿著變形方向13的兩個方向13.1和13.2傾斜