可定向火箭發(fā)動機系統(tǒng)的制作方法
【專利說明】可定向火箭發(fā)動機系統(tǒng)
[0001]本發(fā)明涉及一種用于航空運載裝置的可定向火箭發(fā)動機系統(tǒng)。
[0002]盡管不是排它性的，但本發(fā)明特別適合用于航天飛機，S卩，同時配備有比如渦輪軸發(fā)動機的有氧推進裝置和比如火箭發(fā)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(fā)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(fā)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(fā)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(jié)構(gòu)上，并且提供比如致動器的致動裝置以使所述火箭發(fā)動機關(guān)于燃燒室的該?父接％5部樞轉(zhuǎn)。
[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(fā)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(fā)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(chǎn)生的結(jié)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(fā)明的目的在于彌補這些缺陷。
[0007]為了此目的，根據(jù)本發(fā)明提供了一種用于航空運載裝置的可定向火箭發(fā)動機系統(tǒng)，該火箭發(fā)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(tǒng)使能夠關(guān)于用于限定參考軸線的參考位置對火箭發(fā)動機進行定向，當(dāng)火箭發(fā)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(tǒng)的獨特之處在于其包括傾斜裝置:
[0008]火箭發(fā)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(fā)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(fā)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(fā)動機的整流罩可以具有較小直徑且僅產(chǎn)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(jié)構(gòu):
[0012]支撐結(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)通過其小基底承載火箭發(fā)動機，并且
[0014]燃燒室容納在支撐結(jié)構(gòu)內(nèi)部。
[0015]優(yōu)選地，中空可變形支撐結(jié)構(gòu)由鉸接桿的格構(gòu)形成，并且第一致動裝置是鉸接于格構(gòu)中的至少一個鉸接桿上的致動器。
[0016]為了使得火箭發(fā)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(jié)構(gòu):
[0017]基座結(jié)構(gòu)通過其大基底安裝于該運載裝置上，
[0018]基座結(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)通過其小基底承載該中空可變形支撐結(jié)構(gòu)。
[0020]如同支撐結(jié)構(gòu)，中空可變形基座結(jié)構(gòu)可以由鉸接桿格構(gòu)形成，并且第二致動裝置可以是鉸接于該格構(gòu)中的至少一個鉸接桿上的致動器。
[0021]該基座結(jié)構(gòu)的鉸接格構(gòu)和支撐結(jié)構(gòu)的鉸接格構(gòu)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(jié)構(gòu)與支撐結(jié)構(gòu)這兩者的格構(gòu)的中間構(gòu)架:
[0022]支撐結(jié)構(gòu)的桿繞著與第一變形方向正交的第一旋轉(zhuǎn)軸鉸接于該中間構(gòu)架上，并且
[0023]基座結(jié)構(gòu)的桿繞著與第二變形方向正交的第二旋轉(zhuǎn)軸鉸接于該中間構(gòu)架上。
[0024]優(yōu)選地，用于使支撐結(jié)構(gòu)變形的第一致動裝置裝載于該中間構(gòu)架上。
[0025]傾斜裝置還可以包括用于將基座結(jié)構(gòu)的格構(gòu)組裝到航空運載裝置上的基座構(gòu)架，該基座結(jié)構(gòu)的格構(gòu)桿繞著與第二變形方向正交的這個第二旋轉(zhuǎn)軸鉸接于基座構(gòu)架上。此外，用于使基座結(jié)構(gòu)變形的第二致動裝置裝載于基座構(gòu)架上，這是有利的。
[0026]傾斜裝置可以包括用于將火箭發(fā)動機附接至支撐結(jié)構(gòu)的端板，該支撐結(jié)構(gòu)的桿繞著與第一變形方向正交的這些旋轉(zhuǎn)軸鉸接于端板上。
[0027]本發(fā)明還涉及一種包括上述可定向的火箭發(fā)動機系統(tǒng)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(xiàn)本發(fā)明的清晰理解。在這些圖中，相同附圖標(biāo)記表示類似元件。
[0029]圖1以透視圖的方式示出了根據(jù)本發(fā)明的配備有可定向火箭發(fā)動機的航天飛機；
[0030]圖2也以透視圖的方式示出了根據(jù)本發(fā)明的用于傾斜火箭發(fā)動機的裝置，該火箭發(fā)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(cè)的側(cè)視圖；
[0033]圖5是圖2中的傾斜裝置的下方的側(cè)視圖；
[0034]與圖4相比，圖6示出了火箭發(fā)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(fā)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(fā)動機的組合傾斜情況。
[0037]根據(jù)本發(fā)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(cè)向渦輪軸發(fā)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(nèi)部的火箭發(fā)動機4，基座整流罩5設(shè)置有排氣噴口 6。如圖2至圖8所示，火箭發(fā)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(fā)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(gòu)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(jié)構(gòu)14A和基座截棱錐狀結(jié)構(gòu)14B，支撐截棱錐狀結(jié)構(gòu)14A通過其小基底承載火箭發(fā)動機4，基座截棱錐狀結(jié)構(gòu)14B通過其小基底承載支撐截棱錐狀結(jié)構(gòu)14A。截棱錐狀結(jié)構(gòu)14A的大基底借助于中間構(gòu)架17連接至截棱錐狀結(jié)構(gòu)14B的小基底，基座結(jié)構(gòu)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(gòu)架17上，并且支撐結(jié)構(gòu)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(gòu)架17上。
[0041]截棱錐狀框架14在結(jié)構(gòu)14B的大基底側(cè)還包括基座構(gòu)架22，該基座構(gòu)架22使得該框架能夠連接至航天飛機1的結(jié)構(gòu)。基座結(jié)構(gòu)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(gòu)架22上。致動器16不僅鉸接于其所裝載于的基座構(gòu)架22上還鉸接于鉸接桿18上，使得:截棱錐狀結(jié)構(gòu)14B通過繞著與變形方向13正交的軸19和23旋轉(zhuǎn)能夠沿著變形方向13的兩個方向13.1和13.2傾斜