CN102639853A - 具有可伸展的渐扩体的火箭发动机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种具有可伸展的渐扩体的火箭发动机，其包括用于排出来自燃烧室的气体的排气喷管，该喷管具有纵轴(ZZ’)，并包括：第一部分，其限定了喷管喉部和第一固定渐扩体部(12)；至少一个第二可伸展渐扩体部(16)，其截面大于第一固定渐扩体部(12)的截面；以及用于伸展第二可伸展渐扩体部(16)的机构(18)，其设置在第一和第二渐扩体部(12，16)的外侧。在伸展机构(18)和第一固定渐扩体部(12)之间设有刚性的热防护罩(102)。该热防护罩(102)的表面上具有面向第一固定渐扩体部(12)的凸形壁(104)。

Description

具有可伸展的渐扩体的火箭发动机

技术领域

本发明涉及一种具有可伸展的出口锥部(延伸锥，exit cone)的火箭发动机，该火箭发动机包括用于排出来自燃烧室的气体的排气喷管，该喷管具有一纵轴，并且该喷管设有：第一部分，该第一部分限定了喷管喉部和固定的第一出口锥部节段；至少一个可伸展的第二出口锥部节段，其截面大于固定的第一出口锥部节段的截面；以及用于伸展第二出口锥部节段的伸展机构，该机构设置在第一和第二出口锥部节段的外侧。

背景技术

具有可伸展的出口锥部的火箭发动机喷管在火箭中、尤其在各发射器级(1auncher stage)上经常被使用，这种出口锥部使喷管的出口部能够适应变化的环境压力，由于在航天器离开地球大气层的情况下，该环境压力随着从靠近地面的低海拔高度到高海拔高度而逐渐减小，因此尽管海拔高度在改变，(火箭)仍然能够保持最优化的推力。

出口锥部的可伸展部分是在电力、液压乃至气动控制下自动进行展开(配置)的。

在以下文献中，特别地描述了用于火箭发动机喷管的出口锥部的示例：US 4,383,407、US 5,048,289、EP 0,516,519B 1以及US 7,299,636B2。

大体呈锥形的可伸展出口锥部可以由具有再生冷却回路(regenerativecooling circuit)的金属制成，或者可以由复合材料制成。

特别地，公知的是Vinci发动机是使用低温推进燃料组件和耐热复合材料制成的可伸展的出口锥部的火箭发动机，并且该发动机具有由蜗杆螺钉(wormscrew)和紧固件系统组成的出口锥部伸展机构(ECEM)，该紧固件系统首先用于紧固到该出口锥部的上部锥形部(该上部锥形部自身固定到燃烧室的结构上)，其次用于紧固到该出口锥部的可动的下部锥形部。

伸展机构面向出口锥部而设置，并且在火箭发动机的操作中，出口锥部发出一定流量的热辐射，该热辐射流量在出口锥部的某些位置处可达250千瓦/平方米。

这种强入射的热通量(heat flux)引起构成该伸展机构的元件的整体温度升高，从而导致它们的机械性能下降，并在某些情况下甚至能损坏这些元件的完整性并且导致它们中的一部分被破坏。

发明内容

本发明致力于克服上述缺陷，并且致力于(在火箭发动机工作的同时)通过使得出口锥部发射的热辐射的影响最小化来提高具有可伸展的出口锥部的火箭发动机的可靠性。

根据本发明，这些目标可通过具有可伸展的出口锥部的火箭发动机来实现，该火箭发动机包括用于排出来自燃烧室的气体的排气喷管，所述喷管具有纵轴，并且该喷管具有：第一部分，其限定了喷管喉部和固定的第一出口锥部节段；至少一个可伸展的第二出口锥部节段，其截面大于该固定的第一出口锥部节段的截面；以及伸展机构，其用于伸展该可伸展的第二出口锥部节段，该机构设置在该第一和第二出口锥部节段的外侧，该火箭发动机的特征在于其还包括刚性的热防护罩，该热防护罩插设在该伸展机构与固定的第一出口锥部节段之间，并且该热防护罩的面向固定的第一出口锥部节段的表面上具有(呈现为)凸形壁。

有利地，该热防护罩还包括设于所述凸形壁的任一侧上的侧鳍片。

优选地，火箭发动机还包括设置在刚性的热防护罩与伸展机构之间的柔性的热防护条。

有利地，柔性的热防护条在该固定的第一出口锥部节段的整个高度上延伸，而刚性的热防护罩仅在该固定的第一出口锥部节段的下部上延伸。

有利地，刚性的热防护罩由诸如钨和/或的钼合金等耐高温的金属材料制成。

有利地，柔性热防护条由氧化铝纤维和硼硅酸盐织物制成。

在特定的实施例中，该伸展机构包括：蜗杆螺钉，其固定到固定的第一出口锥部节段；以及滚珠螺母，其啮合在该蜗杆螺钉上并且固定到可动的第二出口锥部节段的上部。

有利地，该滚珠螺母通过鳍形件连接到可动的第二出口锥部节段的上部。

附图说明

通过以下作为示例给出的特定实施例的描述并参照附图，将易见本发明的其它特性和优点，在附图中：

图1是示出处于收缩位置(状态)的可伸展的火箭发动机出口锥部的示例的局部纵剖侧视图，本发明可应用到该示例中；

图2是示出处于伸展位置的图1中的可伸展出口锥部的局部纵剖侧视图；

图3是示出装配有本发明的热防护系统的示例的出口锥部伸展机构的示例的细节图；

图4是沿图3中的箭头F观看到的本发明的热防护系统的平面图；以及

图5和图6是示出了适合在本发明的热防护系统中使用的防护罩的示例的立体图。

具体实施方式

图1和图2示出了具有燃烧室14的火箭发动机的示例，该燃烧室14具有附连到其上的具有纵轴ZZ’的喷管10，该喷管包括喷管喉部15和可伸展的出口锥部。

喷管10包括：第一部分，其固定到燃烧室14，并且限定喷管喉部15和基本为平截头圆锥形的固定的出口锥部部分的节段12；以及第二部分，其由该出口锥部的可伸展的节段16构成，该节段16大体呈截头圆锥形并且其截面大于固定的出口锥部节段12的截面。

出口锥部伸展机构(ECEM)18使可伸展的出口锥部节段16相对于固定的出口锥部节段12的喷管的位置能够以选择性的方式被改变。

图1示出了可伸展的出口锥部节段16，其设置在围绕着固定的出口锥部节段12和燃烧室14的、该可伸展的出口锥部节段16的收缩位置。该收缩位置可对应于在发射器的上级火箭发动机进行运载的时段。该收缩位置还可对应于燃烧气体仅通过固定的出口锥部节段12排出的第一操作时段。

图2示出了处于伸展位置的可伸展的出口锥部节段16，在该伸展位置中，出口锥部节段16使固定的出口锥部节段12向下游伸展以形成具有更大长度和更大出口直径的出口锥部。

出口锥部伸展机构18可通过多种方式制成，例如可以具有杆臂或者具有导杆。

在图1到图4所示的实施例中，出口锥部伸展机构18包括平行于轴ZZ’的多个杆20(例如三到六个杆)，每个杆都具有与滚珠螺母22配合的蜗杆螺钉26。每个杆20的底端固定到固定块25，该固定块25安装到固定的出口锥部节段12的下游部分。杆20的上端固定到火箭发动机的支撑结构(图未示)。每个与导杆20的蜗杆螺钉26配合的滚珠螺母22本身连接到可伸展的出口锥部节段16的上部。滚珠螺母22与可伸展的出口锥部节段16之间的连接元件可包括：呈鳍片形式的板34，其能够释放所接收到的热量；以及夹持部35，其固定到可伸展的出口锥部节段16的上部。

如图1所示，在可伸展的出口锥部节段16的收缩位置中，伸展机构18的滚珠螺母22和固定板34位于杆20上的较上部的位置。

如图2所示，在可伸展的出口锥部节段16的展开位置中，滚珠螺母22(在图2和图3的该位置中的附图标记22’)和固定板34位于靠近固定的出口锥部节段12与可伸展的出口锥部节段16之间的接合点的位置。

固定的出口锥部节段12的壁可由金属制成，这对于所述的壁通过再生冷却回路的冷却是有利的。同样有利的是，固定的出口锥部节段12的壁和可伸展的出口锥部节段16的壁可由例如陶瓷基材料等复合材料制成。

在火箭发动机在展开后的可伸展的出口锥部节段16的伸展位置运行的同时，出口锥部、尤其是固定的出口锥部节段12发出一定流量的热辐射，这在出口锥部的某些特定位置处可达250千瓦/平方米(kW/m²)，同时出口锥部自身的温度可能超过1400K。

根据本发明，热防护罩102通过连接装置101连接到固定的出口锥部节段12的固定的下游部分，该热防护罩102插置在固定的出口锥部节段12与出口锥部伸展机构18之间，以便保护该机构免受出口锥部发出的热辐射的作用。

刚性热防护罩102保护出口锥部伸展机构18的底部。

如图3到图5中所示，热防护罩102具有壁104，该壁104的面向固定的出口锥部节段12的表面是凸形的。

防护罩102的凸形形状能够使其相对于固定的出口锥部节段12的视域因素(sight factor)减小，从而使其能够向宇宙空间中进行辐射，这样防护罩102起到了减少出口锥部过热的作用。

相对于平的防护罩，热防护罩102的凸形还使其刚度增大。

有利地，在凸形壁104的任一侧上的热防护罩102上形成侧鳍片105、106，以通过向宇宙空间辐射来增大热交换，同时还有助于强化该结构。

在图5的示例中，用于将热防护罩102连接到固定的出口锥部节段12的固定的下游部分的连接装置101包括：紧固条，其通过构成连接耳片(tab)的弯曲的侧端101a和101b连接到热防护罩102的侧鳍片105、106；槽107，其设置在凸形壁104和紧固条101之间。

有利地，在刚性的热防护罩102与出口锥部伸展机构18之间设置柔性的热防护条103(见图3和图6)。

柔性的热防护条103在固定的出口锥部节段12的全部高度上延伸，然而刚性的热防护罩102仅在固定的出口锥部节段12的底部延伸。

因此，柔性的热防护条103设置在每个杆20和固定的出口锥部节段12之间。柔性的热防护条103是不可展开的，从而使其更容易安装。柔性的热防护条103使杆20能具有轻的重量，并且通过辐射与太空进行热交换。这种柔性热防护在接触界面并不产生热机负载，并且其重量保持为较小。

刚性的热防护罩102自身具有一定高度，该高度是受限的，以避免在保护出口锥部伸展机构18的最敏感的下部部分时过度地增大重量。护罩102的凸形壁104具有弯曲的或者与多边形的一部分对应的部分。

借助于刚性的热防护罩102和柔性的热防护条103，使出口锥部伸展机构18的温度降低，因此在工作期间该机构不面临损坏的风险。

有利地，热防护罩102可由基于诸如钨、钼或者钨与钼的合金等耐高温金属材料制成，而柔性的热防护条103可由氧化铝纤维以及硼硅酸盐织物制成。

Claims (10)

1.一种具有可伸展的出口锥部的火箭发动机，包括：用于来自燃烧室(14)的气体的排气喷管(10)，所述喷管(10)具有纵轴(ZZ’)，并且该喷管具有：第一部分，其限定了喷管喉部(15)和固定的第一出口锥部节段(12)；至少一个可伸展的第二出口锥部节段(16)，其截面大于该固定的第一出口锥部节段(12)的截面；以及伸展机构(18)，其用于伸展该可伸展的第二出口锥部节段(16)，该伸展机构设置在该第一出口锥部节段(12)和该第二出口锥部节段(16)的外侧，该火箭发动机的特征在于，还包括刚性的热防护罩(102)，该热防护罩插设在该伸展机构(18)与该固定的第一出口锥部节段(12)之间，并且该热防护罩(102)的面向该固定的第一出口锥部节段(12)的表面上具有凸形壁(104)。

2.根据权利要求1所述的火箭发动机，其特征在于，该热防护罩还包括设于所述凸形壁(104)两侧中的任一侧上的侧鳍片(105，106)。

3.根据权利要求2所述的火箭发动机，其特征在于，该火箭发动机还包括柔性的热防护条(103)，该热防护条(103)设置在该刚性的热防护罩(102)和该伸展机构(18)之间。

4.根据权利要求3所述的火箭发动机，其特征在于，该柔性的热防护条(103)在该固定的第一出口锥部节段(12)的整个高度上延伸，而该刚性的热防护罩(102)则仅在该固定的第一出口锥部节段(12)的下部上延伸。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的火箭发动机，其特征在于，该刚性的热防护罩(102)由耐高温的金属材料制成。

6.根据权利要求5所述的火箭发动机，其特征在于，该刚性的热防护罩(102)由钨合金、钼合金或者钨钼合金制成。

7.根据权利要求3或4所述的火箭发动机，其特征在于，该柔性的热防护条(103)由氧化铝纤维和硼硅酸盐织物制成。

8.根据权利要求1至7中任一项所述的火箭发动机，其特征在于，该伸展机构(18)包括：蜗杆螺钉(26)，其固定到该固定的第一出口锥部节段(12)；以及滚珠螺母(22)，其啮合在该蜗杆螺钉(26)上并且固定到该可动的第二出口锥部节段(16)的上部。

9.根据权利要求8所述的火箭发动机，其特征在于，该滚珠螺母(22)通过鳍形件(34)连接到该可动的第二出口锥部节段(16)的上部。

10.根据权利要求2所述的火箭发动机，其特征在于，该热防护罩(102)的侧鳍片(105，106)连接到耳部(101a，101b)，所述耳部(101a，101b)固定到位于该固定的第一出口锥部节段(12)的下游部分上的紧固条(101)。

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