可定向火箭发动机系统技术方案

根据本发明专利技术，该系统能够使火箭发动机(4)倾斜使得：在倾斜位置，喷管(8)的中心(C)至少近似地位于该火箭发动机的中立定向轴线(mo–mo)上。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】可定向火箭发动机系统本专利技术涉及一种用于航空运载装置的可定向火箭发动机系统。尽管不是排它性的，但本专利技术特别适合用于航天飞机，即，同时配备有比如涡轮轴发动机的有氧推进装置和比如火箭发动机的无氧推进装置的飞行器，所述飞行器能够以飞行器的通用方式从地面起飞、能够达到至少一百千米的高度、能够以跨音速乃至超音速飞行、然后还能够以飞行器的通用方式着陆。众所周知，火箭发动机包括由喷管颈部连接的燃烧室和喷管，并且为了在飞行中对配备有火箭发动机的航空运载装置的进行定向，有利的是控制所述火箭发动机以进行定向。为此，在已知的方式中，燃烧室的与喷管颈部相反的端部例如通过万向接头铰接到航空运载装置的结构上，并且提供比如致动器的致动装置以使所述火箭发动机关于燃烧室的该铰接端部枢转。这种处置方式的缺点是，由于用于从喷管喷射气体的喷口与燃烧室的所述铰接端部相隔火箭发动机的整个长度，因此用于从喷管喷射气体的所述喷口的移动在横向方向上很大。因此，航空运载装置的包围火箭发动机的整流罩必须具有大直径以允许用于从喷管喷射气体的喷口的横向移动。所产生的结果是，这种大整流罩成为损害所述航空运载装置性能的高气动阻力的来源。本专利技术的目的在于弥补这些缺陷。为了此目的，根据本专利技术提供了一种用于航空运载装置的可定向火箭发动机系统，该火箭发动机包括燃烧室和喷管，燃烧室和喷管由所述喷管的颈部连接，并且所述系统使能够关于用于限定参考轴线的参考位置对火箭发动机进行定向，当火箭发动机处于该参考位置时，参考轴线与用于从喷管喷射气体的喷口正交并且穿过气体喷射喷口的中心，所述系统的独特之处在于其包括倾斜装置：火箭发动机通过喷管的相邻于喷管的颈部的部分刚性地连接到倾斜装置，并且该倾斜装置使喷管与燃烧室沿相反方向倾斜，使得火箭发动机相对于参考位置处在倾斜位置，在该倾斜位置处，用于从喷管喷射气体的喷口的中心至少近似地位于参考轴线上。因此，借助于本专利技术，用于从喷管喷射气体的喷口的移动会减小，因此其倾斜半径也会减小，并且喷口的中心保持在参考轴线附近。因此，火箭发动机的整流罩可以具有较小直径且仅产生较小的空气阻力。在有利实施方式中，倾斜装置包括呈截棱锥形的中空支撑结构：支撑结构能够在第一致动装置的作用下沿着第一变形方向的两个方向变形，支撑结构通过其小基底承载火箭发动机，并且燃烧室容纳在支撑结构内部。优选地，中空可变形支撑结构由铰接杆的格构形成，并且第一致动装置是铰接于格构中的至少一个铰接杆上的致动器。为了使得火箭发动机能够沿着空间中任何方向倾斜，有利的是，倾斜装置还包括呈截棱锥形的中空基座结构：基座结构通过其大基底安装于该运载装置上，基座结构能够在第二致动装置的作用下沿着与第一变形方向正交的第二变形方向的两个方向变形，并且基座结构通过其小基底承载该中空可变形支撑结构。如同支撑结构，中空可变形基座结构可以由铰接杆格构形成，并且第二致动装置可以是铰接于该格构中的至少一个铰接杆上的致动器。该基座结构的铰接格构和支撑结构的铰接格构有利地彼此叠置，以形成倾斜装置的中空截棱锥框架。倾斜装置可以包括用于组装基座结构与支撑结构这两者的格构的中间构架：支撑结构的杆绕着与第一变形方向正交的第一旋转轴铰接于该中间构架上，并且基座结构的杆绕着与第二变形方向正交的第二旋转轴铰接于该中间构架上。优选地，用于使支撑结构变形的第一致动装置装载于该中间构架上。倾斜装置还可以包括用于将基座结构的格构组装到航空运载装置上的基座构架，该基座结构的格构杆绕着与第二变形方向正交的第三旋转轴铰接于基座构架上。此外，用于使基座结构变形的第二致动装置装载于基座构架上，这是有利的。倾斜装置可以包括用于将火箭发动机附接至支撑结构的端板，该支撑结构的杆绕着与第一变形方向正交的第四旋转轴铰接于端板上。本专利技术还涉及一种包括上述可定向的火箭发动机系统的航空运载装置，具体为航天飞机。附图中的这些图将给出如何实现本专利技术的清晰理解。在这些图中，相同附图标记表示类似元件。图1以透视图的方式示出了根据本专利技术的配备有可定向火箭发动机的航天飞机；图2也以透视图的方式示出了根据本专利技术的用于倾斜火箭发动机的装置，该火箭发动机位于其参考位置并且中立定向；图3是图2中的倾斜装置的平视图；图4是图2中的倾斜装置的左侧的侧视图；图5是图2中的倾斜装置的下方的侧视图；与图4相比，图6示出了火箭发动机沿着第一变形方向的倾斜情况；与图5相比，图7示出了火箭发动机沿着与所述第一变形方向正交的第二变形方向的倾斜情况；以及与图2相比，图8示出了由沿着所述第一变形方向和第二正交变形方向的同时倾斜引起的火箭发动机的组合倾斜情况。根据本专利技术并且在图1中示出的航天飞机仅包括一级并且能够进行跨音速和/或超音速飞行。具有纵向轴L-L的航天飞机1包括两个侧向涡轮轴发动机2和3以及布置于该航天飞机的尾部、基座整流罩5内部的火箭发动机4，基座整流罩5设置有排气喷口6。如图2至图8所示，火箭发动机4包括由喷管颈部9连接的燃烧室7和喷管8。喷管8包括布置成与基座整流罩5(在图4至图7中示意性地以点划线示出)的出口喷口6相对的气体喷射喷口10。火箭发动机4被安装在(在基座整流罩5中)倾斜装置11上，该倾斜装置11能够沿着两个正交变形方向12和13中的每个的两个方向12.1和12.2以及13.1和13.2变形。倾斜装置11首先包括铰接杆的格构形式的截棱锥状框架14，其次包括致动器15和致动器16。截棱锥状框架14包括支撑截棱锥状结构14A和基座截棱锥状结构14B，支撑截棱锥状结构14A通过其小基底承载火箭发动机4，基座截棱锥状结构14B通过其小基底承载支撑截棱锥状结构14A。截棱锥状结构14A的大基底借助于中间构架17连接至截棱锥状结构14B的小基底，基座结构14B的铰接杆18绕着与变形方向13正交的轴19铰接于中间构架17上，并且支撑结构14A的铰接杆20绕着与变形方向12正交的轴21铰接于中间构架17上。截棱锥状框架14在结构14B的大基底侧还包括基座构架22，该基座构架22使得该框架能够连接至航天飞机1的结构。基座结构14B的铰接杆18绕着与变形方向13正交的轴23铰接于基座构架22上。致动器16不仅铰接于其所装载于的基座构架22上还铰接于铰接杆18上，使得：截棱锥状结构14B通过绕着与变形方向13正交的轴19和23旋转能够沿着变形方向13的两个方向13.1和13.2倾斜。在支撑结构14A的与基座结构14B相对的小基底上，支撑结构14A以刚性连接的方式承载火箭发动机4。为了此目的，该小基底是端板24，该火箭发动机借助于喷管8的与喷管颈部9相邻的部分刚性地连接至端板24，使得燃烧室7位于构架14内部。支撑结构14A的铰接杆20绕着与变形方向12正交的轴25铰接于端板24上。致动器15不仅铰接于其所装载于的中间构架17上还铰接于铰接杆20上，使得：截棱锥状结构14A通过绕着与倾斜方向正交的轴21和25旋转能够沿着变形方向12的两个方向12.1和12.2倾斜。因此，通过对致动器15和致动器16的控制可以定向空间中的火箭发动机4。在作为参考位置的中立定向位置Po(参见图2、4和5)处，火箭发动机4的轴线占据了与喷管8的气体喷射喷口10正交的位置mo–mo并且穿过该喷口的中心C。该位置mo–mo作本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于航空运载装置的可定向火箭发动机系统，所述火箭发动机(4)包括燃烧室(7)和喷管(8)，所述燃烧室(7)和喷管(8)由所述喷管的颈部(9)连接，并且所述系统使得能够关于限定参考轴线(mo–mo)的参考位置(Po)对所述火箭发动机(4)进行定向，当所述火箭发动机(4)处于所述参考位置(Po)时，所述参考轴线(mo–mo)与用于从所述喷管喷射气体的喷口(10)正交并且穿过所述气体喷射喷口(10)的中心(C)，其特征在于，所述系统包括倾斜装置(11)：所述火箭发动机(4)通过所述喷管(8)的相邻于所述喷管的颈部(9)的部分刚性连接到所述倾斜装置(11)，并且所述倾斜装置(11)使所述喷管(8)和所述燃烧室(7)沿相反方向倾斜，使得所述火箭发动机相对于所述参考位置(Po)处在倾斜位置(P1，P2，P3)，在所述倾斜位置(P1，P2，P3)，用于从所述喷管(8)喷射气体的所述喷口(10)的中心(C)至少近似地位于所述参考轴线(mo–mo)上。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2013.04.23 FR 13/536841.一种用于航空运载装置的可定向火箭发动机系统，所述火箭发动机(4)包括燃烧室(7)和喷管(8)，所述燃烧室(7)和喷管(8)由所述喷管的颈部(9)连接，并且所述可定向火箭发动机系统使得能够关于限定参考轴线(mo–mo)的参考位置(Po)对所述火箭发动机(4)进行定向，当所述火箭发动机(4)处于所述参考位置(Po)时，所述参考轴线(mo–mo)与用于从所述喷管喷射气体的气体喷射喷口(10)正交并且穿过所述气体喷射喷口(10)的中心(C)，其特征在于，所述可定向火箭发动机系统包括倾斜装置(11)：所述火箭发动机(4)通过所述喷管(8)的相邻于所述喷管的颈部(9)的部分刚性连接到所述倾斜装置(11)，并且所述倾斜装置(11)使所述喷管(8)和所述燃烧室(7)沿相反方向倾斜，使得所述火箭发动机相对于所述参考位置(Po)处在倾斜位置(P1，P2，P3)，在所述倾斜位置(P1，P2，P3)，用于从所述喷管(8)喷射气体的所述气体喷射喷口(10)的中心(C)至少近似地位于所述参考轴线(mo–mo)上。2.根据权利要求1所述的可定向火箭发动机系统，其特征在于，所述倾斜装置(11)包括呈截棱锥形的中空可变形支撑结构(14A)：所述中空可变形支撑结构(14A)能够在第一致动装置(15)的作用下沿着第一变形方向(12)的两个方向(12.1，12.2)变形，所述中空可变形支撑结构(14A)通过其小基底承载所述火箭发动机(4)，并且所述燃烧室(7)容纳在所述中空可变形支撑结构(14A)内部。3.根据权利要求2所述的可定向火箭发动机系统，其特征在于，所述中空可变形支撑结构(14A)由铰接杆(20)的格构形成。4.根据权利要求2或3所述的可定向火箭发动机系统，其特征在于，所述倾斜装置(11)还包括呈截棱锥形的中空可变形基座结构(14B)：所述中空可变形基座结构(14B)通过其大基底安装于所述航空运载装置上，所述中空可变形基座结构(14B)能够在第二致动装置(16)的作用下沿着与所述第一变形方向(12)正交的第二变形方向(13)的两个方向(13.1，13.2)变形，并且所述中空可变形...

【专利技术属性】
技术研发人员：法布里斯·鲁菲诺，本杰明·福雷，
申请(专利权)人：空中客车防务及航天公司，
类型：发明
国别省市：法国;FR