CN105408610B - 用于火箭发动机的在喷嘴的固定部与移动部之间设置有密封装置的燃烧气体排放喷嘴 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种用于火箭发动机的燃烧气体排放喷嘴，该喷嘴包括固定部(1)和将所述固定部延伸的移动部(2)，使用挡板(2a、2b)制成的所述移动部相对于固定部定位在下游并且形成喷嘴的延伸部，喷嘴包括在固定部与移动部之间的呈挠性膜(4)的形式的密封装置，该挠性膜经受在喷嘴出口处的燃烧气体的局部温度并且将固定部的端部连接至形成移动部的挡板或瓣状部的边界，挠性膜(4)形成环形管，装置设置有用于将气体喷射在位于固定部(1)与延伸了所述喷嘴的移动部(2)之间的挠性膜处的器件。
Description
技术领域
本发明涉及用于喷射火箭发动机的燃烧气体的喷嘴，该喷嘴在喷嘴的固定部与移动部之间设置有密封装置。本发明特别地可应用于航天器比如特别地航天飞机的火箭发动机。移动部更特别地以喷嘴的可定向的挡板的形式制造。根据本发明的一种实施方式的这种装置与喷嘴分流式冷却装置结合。
背景技术
本发明和本发明的改进基于在文献EP 2 222 565 A1中描述的具有可定向挡板的装置。
在涡轮发动机上的已知的适应性喷嘴不在火箭发动机上使用，这是因为明显地在火箭发动机的航天应用的情况下，由于外部环境处于比热气体压力更低的压力下，如果连接件是非流体密封的，那么热气体将流动通过该连接件流动至喷嘴的外部。这种流动将产生扰动力，从而通过减小喷射的轴向流速而降低性能，并且可以潜在地通过热通量或火而损害对喷嘴的移动部的瓣状部或挡板以及/或运载器的后部结构件进行致动的机构。因此，无疑地可以处理的一个基本方面是在喷嘴的移动部与固定部之间的连接件处相对于喷嘴内侧扩散的热气体形成密封。
发明内容
本发明的目的是提出针对需要在定位有喷嘴的移动部处的部段处进行密封的解决方案，并且为了实现该目的，本发明提出了用于喷射来自火箭发动机的燃烧气体的喷嘴，该喷嘴包括固定部和将固定部延伸的移动部，所述移动部以挡板的形式制造、定位在固定部的下游并且形成喷嘴的延伸部，喷嘴包括在固定部与移动部之间提供密封的呈挠性膜的燃烧形式的密封装置，该挠性膜耐受在喷嘴出口处的温度并且将固定部的端部连接至形成移动部的挡板或瓣状部的边界，挠性膜形成环形管，所述装置设置有用于将气体注入在介于固定部与延伸了所述喷嘴的移动部之间的挠性膜处的器件。
该实施方式具有特别的优点，首先允许产生移动挡板，而同时避免喷嘴的固定部与移动部之间的喷射损失，并且其次限制了挡板与密封膜经受的温度。
在这种情况下，环形管优选地构造成将气体分配在喷嘴的固定部的出口部段的周边上。
环形管有利地定位成与移动部的铰接部一致。
挠性膜为能够持续经受至少1000摄氏度的温度的硅基织物。
根据一种特别的实施方式，隔离件包括介于两个织物之间的陶瓷绝缘体，所述两个织物中的一个织物包括在热表面上的由铝硼硅酸盐耐火陶瓷纤维制成的织物，以及另一个织物为在冷表面上的芳纶纤维类型非比如聚对苯二甲酰对苯二胺，所述另一织物用于给予产品的机械完整性。
本发明还涉及包括如上文限定的喷嘴的火箭发动机，该喷嘴具有固定部、移动部以及密封装置，其中，挡板围绕火箭马达喷嘴的排出部段设置并作为固定部的延伸部。
挠性膜有利地形成用于在喷嘴的固定部与延伸所述喷嘴的移动部之间喷射火箭发动机的涡轮泵的涡轮机的排放气体的环形管，排放气体的压力被调节为高于离开喷嘴的固定部的气体的压力。
根据一种特别的实施方式，挡板被铰接在运载器的框架上。
框架有利地形成后部机身的安装火箭发动机的部分。
挡板优选地能够移动并且能够允许移动部：
采用封闭式锥形形状(A)，以提供在大气层飞行期间在火箭发动机没有点火的情况下使运载器的基部的拖曳最小的空气动力学外部形状；
在火箭发动机的点火的时刻采用筒形形状(B)；
在火箭发动机扩散部的排出部段的延伸部和连续部中采用锥形扩散形状(C)，以促使火箭发动机喷嘴的扩张。
在火箭推进飞行期间，锥形部的开度能够根据海拔升高变化。
飞行器有利地包括用于使挡板枢转的机构，该机构能够允许所述挡板的差异性的打开或关闭(differential openings or closings)，所述挡板的差异性的打开或关闭使火箭发动机的喷嘴偏转并且因此产生允许运载器绕俯仰轴和偏航轴线转向的侧向推力分量。
挡板优选地设置成两排，其中，相邻的挡板的内表面/外表面彼此搭叠，并且挡板适于在保持使喷射的燃烧气体的泄漏最小的搭叠的同时允许喷嘴的排出部段变化。
附图说明
通过参照附图阅读本发明的一个非限制的示例性实施方式的下列描述，本发明的另外的特征和优点将变得明显，在附图中：
图1为根据本发明的第一实施方式的喷嘴的截面的示意图；
图2为根据本发明的第二实施方式的喷嘴的截面的示意图；
图3为本发明的挡板的特定的布置的后视图；
图4为配备有火箭发动机的飞行器的后部的截面的示意图，其中，火箭发动机配备有根据本发明的挡板，喷嘴处于打开位置；
图5为图4的飞行器的后部，其中，挡板部分地关闭火箭发动机的喷嘴；
图6为图4的飞行器的后部，其中，挡板完全地关闭火箭发动机的喷嘴。
具体实施方式
本发明首先最主要涉及围绕火箭发动机的喷嘴的排出部段以瓣状部形式设置的挡板的系统，并且该瓣状部的系统安装在运载器的属于其中安装火箭发动机的后部机身的框架上。
在本发明中，挡板和扩散部根据其必须经受的温度和机械载荷以传统方式设计。挡板和扩散部可以由金属或陶瓷材料制成，可以是耐热的或例如通过冷推进剂的内部循环而被冷却。
本发明特别地应用于利用气体发生器循环操作的火箭发动机。
在实例中，使火箭发动机喷嘴的移动挡板或瓣状部铰接的系统基于涉及铰接件、电动机械式致动器以及允许挡板倾斜的连杆的设置，以在喷嘴的移动部中使喷嘴关闭或打开。
图1以截面的方式描绘由操作装置铰接的挡板2中的一个挡板，这里该操作装置以连杆7、9、杠杆和摇臂6、8的形式制成，连杆7、9以及杠杆和摇臂6、8传递来自例如致动缸110的命令，以用于使挡板定向。挡板连接至框架100，在框架100上形成有枢转点102、103以允许挡板的旋转运动并且协调操作装置的各元件。
由致动缸110启动的装置连接至飞行器的控制部或连接至导航计算机，该导航计算机根据飞行阶段控制致动缸。
该装置设计成独立地移动各个挡板或整体地控制挡板。
挡板2定位在火箭发动机喷嘴的固定部1的延伸部中。
移动挡板的形状和其动力学特征确定为使得获得相邻的移动元件的内部表面/外部表面的搭叠，以在使喷射的燃烧气体的泄漏最小的同时允许喷嘴的排出部段的变型。根据图3，出于这种原因，挡板定位成两排，其中，第一排挡板2b的侧向端部被第二排的挡板2a部分地搭叠。与挡板的表面区域相比，搭叠的程度被确定为使得挡板之间的间隙之间的在这些挡板的以类似虹膜的系统的方式在整个运动范围上的泄漏尽可能地最小或甚至完全地消除，这些挡板同时保持挡板的数量相对控制的复杂度和所承载的控制装置的质量而言是合理的。
回到图1，在喷嘴的固定部1与移动部2之间定位有密封装置。这些密封装置以挠性膜4的形式制造，该挠性膜4呈环形管的形式并将固定部1的远端1a与实施为移动部的挡板2、2a、2b的邻近于该端部的边缘21连接。
该挠性膜绕固定部与移动部之间的连结部的周边延伸、松配合至这些部件，并且该挠性膜由于其弯曲的或波纹状形状而适应于挡板的运动。
该挠性膜是挠性隔热类型的且使用陶瓷类产品制造，一些陶瓷类产品能够持续地经受超过1000摄氏度或甚至1300摄氏度的温度，隔热件包括例如位于两个织物之间的陶瓷绝缘体，两个织物中的一个织物比如包括铝硼硅酸盐耐火陶瓷纤维织物的材料(已知的3M公司商标Nextel440)，该织物在热表面上涂覆有有机精整层，以及织物中的另一个织物为在冷表面上的芳纶纤维类型比如已知的为商标Kevlar的聚对苯二甲酰对苯二胺，所述另一个织物用于给予产品的机械完整性。
膜使用已知的技术例如机械地固定至扩散部并且固定至挡板，特别地考虑温度是相对低的，介于600摄氏度与最高1000摄氏度之间。
例如将利用在挠性膜的边界处的槽类型固定孔和位于扩散部的冷表面上的栓钉进行固定，这些栓钉无论使用在陶瓷上还是使用在金属上通过例如类似的已知的过程熔焊或钎焊配装。
栓钉——在栓钉的自由端部处设置有螺纹——穿过挠性膜中的槽。
旋拧在栓钉上的螺母夹持挠性膜。
在螺母与膜之间能够添加条，以便在膜与扩散部之间提供更好的密封，该条被刺穿以容置栓钉。
在固定部的远端与挡板的相邻的边缘之间留出空间，而不是边缘抵接在一起。
该空间形成在固定部与移动部之间的间隙，该间隙可以随着挡板的取向改变而变化，从而简化挡板控制。
挡板与扩散部之间的这种间隙测量为若干毫米，例如1毫米至4毫米，并且需要在考虑扩散部的该部分中存在的空隙、差异膨胀或其他约束的同时使间隙尽可能得小。
因此，喷嘴的固定部与移动部之间的、由膜形成的密封装置定位成与移动部的铰接部一致并且补偿固定部与移动部之间的距离变化。
根据图2，膜适应于管道5，该管道5输送来自涡轮泵的排放气体，如图4中描绘的。
根据该示例的涡轮泵包括涡轮机52a和泵52b、52c，该泵52b、52c通过管53a、53b对火箭发动机10供给来自贮存器53的氧化剂并且通过管54a、54b供给来自未描绘的贮存器的燃料。
根据该示例，由挠性膜4制成的密封装置形成在固定部1与移动部2之间用于注入来自涡轮泵的涡轮机的排放气体的环形管。
环形管将由管道5承载的涡轮机排放气体的流分配至固定喷嘴的排出部段的周边。
这些气体在由挠性膜4形成的管中扩散开，以便均匀地分布在移动部1与固定部2之间，并且因此，气体以径向分布的方式被引入喷嘴内部、位于固定部与移动部之间。
将固定部1的外部唇缘部与移动挡板2的各个边界连接的挠性膜4例如由能够经受非常高的温度的硅基和/或陶瓷基的织物制成，特别地由能够持续经受1000摄氏度的温度的织物制成，该织物例如为至少1毫米厚。
挠性膜具有的效果是将喷嘴的固定部相对于移动部密封并且将处于近似700摄氏度/800摄氏度的涡轮机排放气体朝向在喷嘴内部的推进气体的流传输。在不进行冷却的情况下，到达扩散部/挡板之间的间隙处的气体将处于大约1500摄氏度，而这会导致挡板的操作以及挡板的长期整体性的问题。
排放气体的压力被调节使得该压力高于喷嘴的已经在该部段中被极大地膨胀的气体的压力，其中，喷嘴中气体的压力为大约200毫巴。通常1巴的排放气体压力能够例如抵抗喷嘴气体。排放气体压力通过涡轮泵装置、管线、泄漏孔口的总体设计而被调节，可能地通过在管道上添加声音调节喉状部来调节。
因此，涡轮排放气体用于形成气垫气体，该气垫气体阻碍火箭发动机燃烧气体从固定部与移动部之间离开的能力，从而避免火箭发动机的效率损失并且避免对运载器的后部区域的损害。
此外，涡轮排气气体沿着壁朝向扩散部出口流动并且因此保护移动部免受火箭发动机的喷口的热。
挡板例如为能够根据飞行器的飞行阶段采用各个位置的移动挡板。
根据图4，挡板2定位为呈锥形扩散的形式、处于火箭发动机喷嘴的固定部的排出部段的延伸部中并且与排出部段连续。移动部的形状、并且特别地移动部的出口角度在这种情况下适于与该连续部兼容以促使火箭发动机喷口的扩大。
这种构型提供了发动机性能方面的提高，并且在火箭推进飞行期间，特别地锥体的开度根据海拔升高经由挡板致动器为可变化的。
根据图5，挡板构造成例如在火箭发动机点火的时刻处在喷嘴的固定部的后方形成筒状部，以便改进发动机中的燃烧。
根据图6，挡板被关闭以采用锥形形状从而提供空气动力学外部形状，这使得在火箭发动机不被点火时在大气层飞行期间运载器的基部的拖曳最小，在航天飞机的情况下，当飞行器由其需氧发动机或发动机推进时或当滑翔运动时，这提供了飞行器的性能的改进。
此外，挡板枢转机构允许差异性的打开或关闭，这使得火箭发动机的喷口偏转并且因此产生偏离轴线的推力分量，该偏离轴线的推力分量允许运载器绕俯仰轴线和偏航轴线转向。
本发明不限于所描绘的示例并且特别地在附图中描绘的挡板数量不受限制。
Claims (14)
1.一种用于喷射来自火箭发动机(10)的燃烧气体的喷嘴，所述喷嘴包括固定部(1)和延伸所述固定部的移动部(2)，所述移动部以挡板(2a、2b)的形式制造、定位在所述固定部的下游并且形成所述喷嘴的延伸部，其特征在于，所述喷嘴包括在所述固定部与所述移动部之间提供密封的呈挠性膜(4)的形式的密封装置，所述挠性膜耐受离开所述喷嘴的所述燃烧气体的局部温度并且将所述固定部的端部连接至形成所述移动部的所述挡板或瓣状部的边界，并且所述挠性膜(4)形成环形管，所述密封装置设置有用于将来自涡轮泵的涡轮机(52a)的排放气体在位于所述固定部(1)与延伸所述喷嘴的所述移动部(2)之间的所述挠性膜处注入的器件(5)。
2.根据权利要求1所述的喷嘴，其中，所述环形管构造成将所述气体分配在所述喷嘴的所述固定部(1)的出口部段的周边上。
3.根据权利要求1或2所述的喷嘴，其中，所述环形管定位成与所述移动部的铰接部(6)相符。
4.根据权利要求1或2所述的喷嘴，其中，所述挠性膜为能够持续经受至少1000摄氏度的温度的硅基织物。
5.根据权利要求1或2所述的喷嘴，其中，隔离件包括位于两个织物之间的陶瓷绝缘体，所述两个织物中的一个织物包括在热表面上的由铝硼硅酸盐耐火陶瓷纤维制成的织物，以及另一个织物为在冷表面上的芳纶纤维类型，所述另一个织物用于提供产品的机械完整性。
6.根据权利要求5所述的喷嘴，其中，所述另一个织物为聚对苯二甲酰对苯二胺。
7.一种火箭发动机，所述火箭发动机包括根据前述权利要求中的任一项所述的喷嘴，所述喷嘴具有固定部(1)、移动部(2)以及密封装置，其中，所述挡板围绕所述火箭发动机的喷嘴的排出部段设置并作为所述固定部的延伸部。
8.根据权利要求7所述的火箭发动机，其中，所述挠性膜形成用于在所述喷嘴的所述固定部与延伸所述喷嘴的所述移动部之间将来自为所述火箭发动机供给的所述涡轮泵的所述涡轮机(52a)的所述排放气体注入的环形管，其中，所述排放气体的压力被调节为高于离开所述喷嘴的所述固定部的气体的压力。
9.一种飞行器，所述飞行器包括根据权利要求7或8所述的火箭发动机，其中，所述挡板(2a、2b)被铰接在运载器的框架(100)上。
10.根据权利要求9所述的飞行器，其中，所述框架(100)形成后部机身(101)的安装所述火箭发动机(10)的部分。
11.根据权利要求9或10所述的飞行器，其中，所述挡板(2a、2b)能够移动并且能够允许所述移动部：
采用封闭式锥形形状(A)，以提供在大气层飞行期间在所述火箭发动机没有点火的情况下使所述运载器的基部的拖曳最小的空气动力学外部形状；
在所述火箭发动机的点火时刻处采用筒形形状(B)；
在所述火箭发动机的扩散部的排出部段的延伸部和连续部中采用锥形扩散形状(C)，以促使所述火箭发动机的喷口的扩张。
12.根据权利要求11所述的飞行器，其中，在火箭推进飞行期间，锥形部的开度能够根据海拔升高而变化。
13.根据权利要求11所述的飞行器，其中，所述飞行器包括用于使所述挡板枢转的机构(6、7、8、9)，所述机构能够允许所述挡板的差异性的打开或关闭，所述挡板的所述差异性的打开或关闭使所述火箭发动机的所述喷口偏转并且因此产生允许所述运载器绕俯仰轴线和偏航轴线转向的侧向推力分量。
14.根据权利要求9或10所述的飞行器，其中，所述挡板(2a、2b)设置成两排，其中，相邻的挡板的内表面/外表面彼此搭叠，并且所述挡板适于在保持使燃烧气体的泄漏最小的搭叠的同时允许所述喷嘴的所述排出部段变化。
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Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3159524A (en) * | 1961-08-25 | 1964-12-01 | Bendix Corp | Laminated baffle ring and method of making same |
| US3358932A (en) * | 1965-06-16 | 1967-12-19 | Thiokol Chemical Corp | Directional control for rockets |
| US5222692A (en) * | 1990-12-05 | 1993-06-29 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A." | Sealing assembly between an aircraft fuselage and the outer nozzle flaps of a turbojet engine mounted in the rear end of the fuselage |
| CN1573054A (zh) * | 2003-05-27 | 2005-02-02 | Snecma发动机公司 | 用于在具有后燃室的涡轮机喷嘴入口处密封辅助流的系统 |
| EP1959124A2 (de) * | 2007-02-15 | 2008-08-20 | Bayern-Chemie Gesellschaft für flugchemische Antriebe mbH | Vorrichtung zur Steuerung der Düsenschubrichtung eines Raketentriebwerks |
| CN101910002A (zh) * | 2007-11-29 | 2010-12-08 | 阿斯特里姆有限公司 | 空间飞行器尾部装置 |
Family Cites Families (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3093963A (en) * | 1959-07-17 | 1963-06-18 | North American Aviation Inc | Manifolded exhaust duct |
| US3249306A (en) * | 1962-09-14 | 1966-05-03 | Aerojet General Co | Automatically adjustable rocket nozzle |
| US3229457A (en) * | 1962-10-15 | 1966-01-18 | James R Rowe | Variable area ratio rocket nozzle |
| US3231197A (en) * | 1964-04-17 | 1966-01-25 | Boeing Co | Expansible nozzle |
| JPS4835601Y1 (zh) * | 1967-05-25 | 1973-10-26 | ||
| US3596465A (en) * | 1970-03-12 | 1971-08-03 | Nasa | Inflatable transpiration cooled nozzle |
| JPS63135535A (ja) * | 1986-11-27 | 1988-06-07 | イビデン株式会社 | 高耐熱性紡織体 |
| FR2618488B1 (fr) * | 1987-07-20 | 1989-12-15 | Europ Propulsion | Divergent a rupture de galbe pour tuyere de moteur-fusee |
| JPH04219369A (ja) * | 1990-12-18 | 1992-08-10 | Hitachi Chem Co Ltd | セラミック繊維強化炭素材料及びその製造法 |
| FR2705739B1 (fr) * | 1993-05-28 | 1995-08-18 | Europ Propulsion | Tuyère de moteur-fusée à section de sortie sélectivement réduite. |
| US6723972B2 (en) * | 2000-12-22 | 2004-04-20 | Lockheed Martin Corporation | Method and apparatus for planar actuation of a flared surface to control a vehicle |
| JP4672747B2 (ja) * | 2008-03-18 | 2011-04-20 | 三菱重工業株式会社 | ロケットノズル及びロケットエンジン燃焼ガス流れの制御方法 |
| JP4885301B2 (ja) * | 2010-11-11 | 2012-02-29 | 三菱重工業株式会社 | ロケットノズル及びロケットエンジン燃焼ガス流れの制御方法 |
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Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3159524A (en) * | 1961-08-25 | 1964-12-01 | Bendix Corp | Laminated baffle ring and method of making same |
| US3358932A (en) * | 1965-06-16 | 1967-12-19 | Thiokol Chemical Corp | Directional control for rockets |
| US5222692A (en) * | 1990-12-05 | 1993-06-29 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A." | Sealing assembly between an aircraft fuselage and the outer nozzle flaps of a turbojet engine mounted in the rear end of the fuselage |
| CN1573054A (zh) * | 2003-05-27 | 2005-02-02 | Snecma发动机公司 | 用于在具有后燃室的涡轮机喷嘴入口处密封辅助流的系统 |
| EP1959124A2 (de) * | 2007-02-15 | 2008-08-20 | Bayern-Chemie Gesellschaft für flugchemische Antriebe mbH | Vorrichtung zur Steuerung der Düsenschubrichtung eines Raketentriebwerks |
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