CN114930000A

CN114930000A - 增强气动尖锥喷嘴、包括增强气动尖锥喷嘴的发动机以及包括发动机的运载工具

Info

Publication number: CN114930000A
Application number: CN202080076058.8A
Authority: CN
Inventors: A·拉普萨; T·费尔德曼
Original assignee: Stoke Space Technologies Inc
Current assignee: Stoke Space Technologies Inc
Priority date: 2019-11-27
Filing date: 2020-08-27
Publication date: 2022-08-19
Also published as: US20240083597A1; US20210381469A1; JP2023512860A; EP4042006A4; WO2021108001A1; AU2020394317A1; EP4042006A1

Abstract

一种增强气动尖锥喷嘴包括喉部、在喉部后部延伸的中心体、由中心体限定的内膨胀表面、内膨胀表面外侧的外膨胀表面，以及在内膨胀表面和外膨胀表面之间限定的膨胀腔。一种发动机包括高压室和增强气动尖锥喷嘴。一种用于超音速飞行的运载工具包括具有增强气动尖锥喷嘴的发动机。

Description

增强气动尖锥喷嘴、包括增强气动尖锥喷嘴的发动机以及包括发动机的运载工具

相关申请的交叉引用

本申请要求于2019年11月27日提交的美国临时专利申请第62/941,386号的优先权，其内容通过引用整体并入本文。

技术领域

本公开总体上涉及具有排气喷嘴的推进系统。本发明更具体地涉及一种增强气动尖锥（aerospike）喷嘴、一种包括该增强气动尖锥喷嘴的发动机以及一种包括该发动机的运载工具。

背景技术

由于巨大成本效益的潜力，火箭的类似飞机的可重复使用性长期以来一直是火箭技术的“圣杯”。回收和再利用多级火箭系统的上级火箭（例如，二级火箭系统的第二级火箭）的能力仍然是行业尚未解决的重大技术差距。由于恶劣的再入环境以及与稳健重复使用所需的增加结构质量相关联的性能损失，重复使用多级火箭的上级具有挑战性。上级火箭通常以最小的结构和复杂性建造，因为到第二级的任何质量附加都会导致有效载荷容量的1:1降低。因此，重复使用上级火箭需要大量的附加功能，但最小的质量附加。

传统的上级火箭使用非常大的喷嘴来最大化真空中的发动机效率。这些大喷嘴通常非常薄，并且在上级火箭再次进入期间难以保护。如果上级火箭回收包括推进着陆，则需要单独的推进系统，因为大喷嘴会导致大气中的严重流动分离和侧向载荷。

塞式喷嘴，诸如气动尖锥喷嘴，是一种高度补偿喷嘴设计，其最小化由于压力阻力造成的喷嘴效率损失；在推力方程

中

。该特征还允许喷嘴在低节流水平下在大气中操作，而在传统的高膨胀比喷嘴中会发生流动分离，从而导致不稳定的推力振荡、不稳定的推力矢量以及发动机或运载工具损坏。

自1960年之前就已经研究气动尖锥喷嘴。分析设计方法（例如，G. Angelino,Approximate Method for Plug Nozzle Design（塞式喷嘴设计的近似方法）, AIAA杂志,第2卷第10期, 第1834–1835页 (1964)）和现代第一原则设计工具（例如，NASA的Aerospike设计和性能工具（ADAPT）工具，2008）已经开发出来，并且已经进行了计算流体动力学（CFD）预测分析（例如，M. Onofri等人，塞式喷嘴: 流动特性和发动机性能总结，AIAA-2002-0584(2002))。气动尖锥喷嘴还已经在许多备受瞩目的项目中进行了地面测试。仅举几例，这些项目包括在空军O2/H2先进机动推进技术计划下开发的25 klbf推力气动尖锥演示器（AFRPL-TR-76-05）、构成Rocketdyne最初的航天飞机主发动机提案的基础的250 klbf推力改装的J-2发动机（AFRPL-TR-67-280），以及作为X-33计划的一部分开发的XRS-2200线性气动尖锥喷嘴。

参考图1-3，现有技术的气动尖锥发动机112包括至少一个高压室136（例如，燃烧室）和气动尖锥喷嘴110。气动尖锥喷嘴110包括至少一个初始喷嘴部分160，排气最初通过该初始喷嘴部分160离开高压室136；以及相对于初始喷嘴部分160在下游的次级喷嘴部分162。初始喷嘴部分160包括至少一个喉部124、相对于喉部124在下游的一个或多个表面164、166，以及由喉部124和/或表面164、166中的至少一个表面限定的外后端168。次级喷嘴部分162包括限定内膨胀表面126的中心体128（例如，气动尖锥）。

参考图2，典型的现有技术的气动尖锥喷嘴110包括呈收敛-发散喷嘴形式的初始喷嘴部分160。在此类现有技术实施例中，喉部124限定了具有相对的收敛表面170、172的上游收敛区段和具有相对的发散表面164、166的下游发散区段之间的过渡。发散表面164、166限定其间的初始喷嘴腔125。内发散表面164与由次级喷嘴部分162的中心体128限定的内膨胀表面126邻接（例如，至少基本上齐平）。初始喷嘴部分160的外后端168由限定外发散表面166的壁的后端限定。在一些情况下，外发散表面166的至少一部分由其上安装有气动尖锥发动机112的运载工具的整流罩、护罩和/或另一部件限定。在与图2中所示的一样的现有技术实施例中，初始喷嘴部分160有时被称为“主喷嘴”。

参考图3，在现有技术的气动尖锥喷嘴110的其它实施例中，喉部124的外部限定了初始喷嘴部分160的外后端168。也就是说，初始喷嘴部分160的发散区段不包括在与图2中所示一样的现有技术的气动尖锥喷嘴中包括的外发散表面166。

在现有技术的气动尖锥发动机112的一些实施例中，包括图1-3中所示的那些，发动机112具有所谓的“多插塞组”配置。在这些配置中，发动机112包括彼此间隔开的多个分立高压室136和彼此间隔开的多个分立初始喷嘴部分160。每个初始喷嘴部分160相对于对应的高压室136设置，并且被配置为排出离开相应高压室136的气体。每个高压室136和初始喷嘴部分160对在本领域中被称为“推力罐（thrust can）”。每个推力罐的初始喷嘴部分160包括分立喉部124，该分立喉部124围绕初始喷嘴部分160的轴线174环形延伸。在此类现有技术实施例中，喉部124的收敛表面170、172形成围绕轴线174环形地延伸的连续表面，并且喉部124的发散表面164、166形成围绕轴线174环形地延伸的连续表面。在一些情况下，收敛表面170、172和/或发散表面164、166是相对于轴线174轴对称的。在环形气动尖锥配置中，诸如图1中所示的配置，推力罐围绕其上设置有发动机112的运载工具的中心线116周向地间隔开。在线性气动尖锥配置中，推力罐沿平行于运载工具中心线116的平面线性间隔开。

在现有技术的气动尖锥发动机112的其它实施例中，发动机112包括单个高压室136和具有单个喉部124的单个初始喷嘴部分160。在此类现有技术实施例中，喉部124的收敛表面170、172是相对于彼此的分立表面，并且喉部124的发散表面164、166是相对于彼此的分立表面。在环形气动尖锥配置中，高压室136和喉部124各自围绕运载工具的中心线116环形地延伸，发动机112设置在该运载工具上。在线性气动尖锥配置中，高压室136和喉部124各自在平行于运载工具的中心线116的相应平面中线性地延伸。

如图2中所示，在典型的现有技术的气动尖锥发动机112的真空操作期间，排气以

离开初始喷嘴腔125，横跨马赫波膨胀，并以

被喷射到真空中。

和

之间的转角由普朗特-迈耶(Prandtl-Meyer)膨胀角确定

其中

是Prandtl-Meyer函数：

。

如果发动机112在完全真空中操作，则

Prandtl-Meyer函数接近理论最大值

并且对于典型的内部模块膨胀比，净转角θ可以大于90°。排气在初始喷嘴腔125的外后端168的外侧偏转，导致在真空中操作时现有技术的气动尖锥发动机112的性能损失。为了提高真空中的性能，有必要增加发动机112的面积比。这将要求将喉部124定位在相对于中心线115的大直径处。然而，在大直径处，与喉部124相关联的尺寸变得非常小并且难以制造。

需要一种在真空和大气两者中都能够操作并且在再次进入（再入）期间易于保护的高性能喷嘴，以实现上级火箭的有效回收和再利用。

本发明的各方面针对这些问题和其它问题。

发明内容

根据本发明的一个方面，一种增强气动尖锥喷嘴包括喉部、在喉部后部延伸的中心体、由中心体限定的内膨胀表面、内膨胀表面外侧的外膨胀表面，以及在内膨胀表面和外膨胀表面之间限定的膨胀腔。

根据本发明的另一方面，一种发动机包括高压室和排出由高压室生成的气体的增强气动尖锥喷嘴。增强气动尖锥喷嘴包括喉部、在喉部后部延伸的中心体、由中心体限定的内膨胀表面、内膨胀表面外侧的外膨胀表面，以及在内膨胀表面和外膨胀表面之间限定的膨胀腔。

根据本发明的另一方面，一种运载工具包括具有高压室和排出由高压室生成的气体的增强气动尖锥喷嘴的发动机。增强气动尖锥喷嘴包括喉部、在喉部后部延伸的中心体、由中心体限定的内膨胀表面、内膨胀表面外侧的外膨胀表面，以及在内膨胀表面和外膨胀表面之间限定的膨胀腔。

根据本发明的另一方面，多级火箭系统的可重复使用的上级火箭包括被配置用于太空推进和大气着陆推进的发动机。

除了上述一个或多个特征之外或作为其替代，本发明的其它方面可以单独或组合地包括以下特征中的一个或多个：

- 中心体的尺寸在向后方向中不断减小；

- 内膨胀表面和外膨胀表面被配置成使得膨胀腔具有在向后方向中连续增加的宽度；

- 外膨胀表面与内膨胀表面向后延伸得一样远；

- 外膨胀表面比内膨胀表面向后延伸得更远；

- 内膨胀表面比外膨胀表面向后延伸得更远；

- 膨胀腔围绕中心体环形地延伸，并且围绕喷嘴的中心线与中心体同心对齐；

- 增强气动尖锥喷嘴是线性气动尖锥喷嘴；

- 喉部被包括在增强气动尖锥喷嘴的初始喷嘴部分中，并且外膨胀表面从初始喷嘴部分的外后端在向后方向中延伸；

- 运载工具是上级火箭；

- 中心体是截头的环形气动尖锥，具有中心体基部，该基部部分地限定运载工具的后端；

- 发动机凹入运载工具的基部表面；

- 外膨胀表面一体地连接到运载工具，并且增强气动尖锥喷嘴包括密封件，该密封件允许中心体以万向接头安装，同时允许外膨胀表面相对于运载工具保持固定；以及

- 密封件允许发动机相对于运载工具以万向接头安装。

根据下面提供的附图和详细描述，本发明的这些和其它方面将变得显而易见。

附图说明

图1示意性地示出现有技术的气动尖锥发动机。

图2示意性地示出图1的现有技术气动尖锥发动机的一部分。

图3示意性地示出另一现有技术的气动尖锥发动机的一部分。

图4是包括具有增强气动尖锥喷嘴的发动机的运载工具的透视图。

图5是在真空操作（中心线左侧）和大气操作（中心线右侧）期间图4的运载工具的一部分的示意性截面图。

图6是图4的运载工具的后部的截面透视图。

图7示意性地示出图4的增强气动尖锥发动机的一部分。

图8示意性地示出另一种增强气动尖锥发动机的一部分。

具体实施方式

参考图4和图5，本公开描述了增强气动尖锥喷嘴10、包括增强气动尖锥喷嘴10的发动机12，以及包括发动机12的运载工具14。

参考图4-6，运载工具14是火箭（例如，多级火箭、单级入轨（SSTO）火箭、上级火箭、助推火箭等）、导弹、航天器、飞机或设计用于在大气、亚轨道、轨道和/或外太空环境中以高达至少超音速（例如，超音速、高超音速、再入速度等）行进（例如飞行）的另一运载工具。在所示实施例中，运载工具14是二级火箭（未示出）的第二级火箭。运载工具14（下文称为“第二级火箭14”）沿其前端18和相对的后端20之间的中心线16延伸。第二级火箭14包括朝向前端18的有效载荷22和朝向后端20的发动机12。

参考图7和图8，增强气动尖锥喷嘴10包括至少一个初始喷嘴部分60，排气最初通过该初始喷嘴部分60离开至少一个高压室36，以及相对于初始喷嘴部分60在下游的次级喷嘴部分62。

初始喷嘴部分60包括至少一个喉部24、相对于喉部24向下游延伸的一个或多个表面64、66，以及由喉部24和/或表面64、66中的至少一个表面限定的外后端68。次级喷嘴部分62包括限定内膨胀表面26的中心体28（例如气动尖锥）。次级喷嘴部分62还包括在内膨胀表面26外侧的外膨胀表面30以及在内膨胀表面26和外膨胀表面30之间限定的膨胀腔32。

参考图7，在一些实施例中，喷嘴10的初始喷嘴部分60为收敛-发散喷嘴和/或主喷嘴的形式。在此类实施例中，喉部24限定具有相对收敛表面70、72的上游收敛区段和具有相对发散表面64、66的下游发散区段之间的过渡。发散表面64、66限定其间的初始喷嘴腔25。内发散表面64与由次级喷嘴部分62的中心体128限定的内膨胀表面126邻接（例如，至少基本上齐平）。外膨胀表面30被连接（例如，直接连接、经由密封件间接连接等）并从初始喷嘴部分60的外后端68在向后方向中延伸，该外后端68由外发散表面66的后端限定。拐点被定义为在初始喷嘴部分60的外发散表面66与次级喷嘴部分62的外膨胀表面30相交处。

参考图8，在其它实施例中，初始喷嘴部分60被配置为使得喉部24的外部限定初始喷嘴部分60的外后端68。也就是说，初始喷嘴部分60不包括在与图7中所示一样的喷嘴中包括的外发散表面66。外膨胀表面30被连接（例如，直接连接、经由密封件间接连接等）并且从初始喷嘴部分60的外后端68在向后方向中延伸。

返回参考图5和图6，限定增强气动尖锥喷嘴10的内膨胀表面26的中心体28是气动尖锥（例如，环形气动尖锥、线性气动尖锥）或另一种类型的塞式喷嘴。内膨胀表面26的轮廓将取决于特定应用，并且可以使用Angelino （1964）的方法和/或本领域已知的其它方法来选择和/或优化。在所示实施例中，中心体28是截头的环形气动尖锥，其具有部分地限定第二级火箭14的后端20的中心体基部34。中心体28的前部的半径r₁大于中心体28的后部的半径r₂。中心体28的尺寸（例如，半径）在向后方向中连续减小。

增强气动尖锥喷嘴10的次级喷嘴部分62的内膨胀表面26和外膨胀表面30被配置成使得在其间限定的膨胀腔32具有在向后方向中增加（例如，连续增加）的宽度（例如，在垂直于中心线16的方向中的尺寸）。外膨胀表面30的轮廓将取决于特定应用，并且可以使用Angelino（1964）的方法和/或本领域已知的其它方法来选择和/或优化。也就是说，在选择和/或优化外膨胀表面30的轮廓时，可以应用用于选择和/或优化内膨胀表面26的轮廓的已知方法。在包括所示实施例的一些实施例中，外膨胀表面30与内膨胀表面26向后延伸得一样远。在图中未示出的其它实施例中，外膨胀表面30比内膨胀表面26向后延伸得更远，或内膨胀表面26比外膨胀表面30向后延伸得更远。在所示实施例中，膨胀腔32围绕中心体28环形地延伸，并与围绕第二级火箭14的中心线16的中心体28同心对齐。

发动机12包括高压室36（例如，燃烧室）和增强气动尖锥喷嘴10。高压室36生成通过增强气动尖锥喷嘴10排出的气体。

高压室36呈环形环、分段环、独立的推力室或向内膨胀表面26和外膨胀表面30提供超音速流的任何其它配置的形式。

参考图7和图8，在所示实施例中，发动机12包括单个高压室36和具有单个喉部24的单个初始喷嘴部分60。喷嘴10为环形气动尖锥的形式。这样，高压室36和喉部24各自围绕第二级火箭14的中心线16环形地延伸（见图4-6）。喉部24的收敛表面70、72是相对于彼此的分立表面。在图8的实施例中，喉部24的发散表面64、66也是相对于彼此的分立表面。

在其它实施例中，发动机12具有类似于例如图1和图2中所示的现有技术实施例的所谓“多插塞组”配置。在此类实施例中，发动机12包括彼此间隔开的多个分立高压室36，以及彼此间隔开的多个分立初始喷嘴部分60。每个初始喷嘴部分60相对于对应的高压室36设置，并且被配置为排出离开相应高压室36的气体。每个高压室36和初始喷嘴部分60对形成所谓的“推力罐”。每个推力罐的初始喷嘴部分60可以包括围绕相应的初始喷嘴部分60的轴线环形地延伸的分立喉部24。喉部24的收敛表面70、72形成围绕相应的初始喷嘴部分60的轴线环形地延伸的连续表面。在一些情况下，收敛表面70、72和/或发散表面64、66相对于轴线74是轴对称的。在环形气动尖锥配置中，推力罐围绕第二级火箭14的中心线16周向间隔开。在线性气动尖锥配置中，推力罐沿平行于第二级火箭14的中心线16的平面线性间隔开。

在一些实施例中，发动机12凹入第二级火箭14的基部表面38中以保护发动机12的各部分免受高负载环境的影响，诸如在再次进入大气层期间。

参考图7和图8，在现有技术的气动尖锥喷嘴中不存在的增强气动尖锥喷嘴10的外膨胀表面30捕获排气流并将其在轴向方向中转向，从而生成附加推力。这在真空操作期间显著增加了喷嘴10的膨胀面积40（并因此增加了膨胀比），而无需妥协喉部径向位置42（见图5）。这在不牺牲发动机12的长度或高压室36的直径的情况下提高了发动机12的性能。传统上，膨胀面积40将是喉部径向位置42的函数，并且膨胀面积40的进一步增加将要求喉部径向位置42的增加，导致用于固定推力的喉部24的非常小尺寸。

参考图5和图6，在所示实施例中，外膨胀表面30经由梁39、41一体地连接到第二级火箭14，梁39、41在增强气动尖锥喷嘴10和第二级火箭14的侧壁43之间径向延伸。梁39、41还支撑推力输出结构78，发动机10经由万向接头80和多个支柱82安装在推力输出结构78上。喷嘴10包括密封件44（例如，由金属波纹管形成的热气密封件），该密封件在允许外膨胀表面30相对于第二级火箭14保持固定的同时允许中心体28以万向接头安装。密封件44在外膨胀表面30的前端和初始喷嘴部分60的外后端68之间延伸。在图中未示出的其它实施例中，密封件44定位于另一位置（例如，在外膨胀表面30的后端邻接第二级火箭14的基部表面38的地方）以允许整个增强气动尖锥喷嘴10（包括外膨胀表面）相对于第二级火箭14的侧壁43以万向接头安装。

在真空操作期间（参见图5，中心线16的左侧），高压气体离开高压室36并沿内膨胀表面26和外膨胀表面30膨胀以高效地产生轴向推力。在中心体基部34下游的区域中的低压允许喷嘴10的闭合尾流操作。再压缩波46从闭合尾流区域48发出。真空内射流边界50继续膨胀超出外膨胀表面30的边缘。在大气（例如海平面）操作期间（见图5，中心线14的右侧），热气体离开高压室36并沿内膨胀表面26膨胀，但不与外膨胀表面30相互作用。气体射流边界52、54由局部大气56中的压力和在中心体基部34下游的开放尾流58中的压力确定。

因此，具有增强气动尖锥喷嘴10的发动机12提供了优于现有技术喷嘴的许多优点，并且以比其它现有技术喷嘴显著更短的形状因子来做到这一点。喷嘴膨胀面积比大约翻倍，提高了喷嘴真空效率，并将发动机比冲提高了10秒或更多，提供与行业领先的上级发动机相当的空间性能。喷嘴10向第二级火箭14的凹入改善了离地间隙并减少了局部加热效应。运载工具基部20的其余部分可以使用2019年12月3日提交的共同转让的美国临时专利申请号62/942,886中公开的隔热系统进行主动冷却，其内容通过引用整体并入本文。因此，运载工具基部20可以提供坚固的屏障，其保护第二级火箭14免受在未准备好的行星表面着陆时生成的表面喷出物的影响。这些特征使第二级火箭14能够以低油门终点下降燃烧执行基部首先进入大气层的再入轨道，并采用单个推进发动机进行软垂直着陆。与其它提议的“机头优先”或“机身优先”（也称为 Belly flop（腹部落地））策略相比，这提供了几个关键优势：(i) 它消除了对专用于太空和大气内操作的多个发动机的需求，减少了质量和零件数量，同时提高整体系统性能； (ii) 它消除了具有垂直着陆曲线的机头先入的再入运载工具所需的具有挑战性的大气内重新定向机动的需要；(iii)它在飞行的所有阶段期间都将主要载荷路径保持在轴向方向中，从而允许更有效的结构解决方案；(iv)上升和再入期间的共同垂直定向通过最小化晃动和相关联的蒸发来简化低温流体管理挑战；(v)它在保持低弹道系数的同时最小化隔热罩表面积，从而最小化由运载工具在再入期间管理的总体热载荷。

尽管已经公开了几个实施例，但是对于本领域普通技术人员来说显而易见的是，本发明的各方面包括更多的实施例。因此，本发明的各方面不受限制，除了根据所附权利要求及其等价物之外。对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本公开的真实范围的情况下可以做出变化和修改也是显而易见的。例如，在一些情况下，结合一个实施例公开的一个或多个特征可以单独使用或与一个或多个其它实施例的一个或多个特征组合使用。

Claims

1.一种增强气动尖锥喷嘴，包括：

喉部；

在所述喉部后部延伸的中心体；

由所述中心体限定的内膨胀表面；

所述内膨胀表面外侧的外膨胀表面；以及

在所述内膨胀表面和所述外膨胀表面之间限定的膨胀腔。

2.根据权利要求1所述的增强气动尖锥喷嘴，其中，所述中心体的尺寸在向后方向中连续减小。

3.根据权利要求1所述的增强气动尖锥喷嘴，其中，所述内膨胀表面和所述外膨胀表面被配置成使得所述膨胀腔具有在向后方向中连续增加的宽度。

4.根据权利要求1所述的增强气动尖锥喷嘴，其中，所述外膨胀表面与所述内膨胀表面向后延伸得一样远。

5.根据权利要求1所述的增强气动尖锥喷嘴，其中，所述外膨胀表面比所述内膨胀表面向后延伸得更远。

6.根据权利要求1所述的增强气动尖锥喷嘴，其中，所述内膨胀表面比所述外膨胀表面向后延伸得更远。

7.根据权利要求1所述的增强气动尖锥喷嘴，其中，所述膨胀腔围绕所述中心体环形地延伸，并且围绕所述增强气动尖锥喷嘴的中心线与所述中心体同心对齐。

8. 根据权利要求1所述的增强气动尖锥喷嘴，其中，所述增强气动尖锥喷嘴是线性气动尖锥喷嘴。

9.根据权利要求1所述的增强气动尖锥喷嘴，其中，所述喉部被包括在所述增强气动尖锥喷嘴的初始喷嘴部分中；以及

其中，所述外膨胀表面从所述初始喷嘴部分的外后端在向后方向中延伸。

10.一种发动机，包括：

高压室；

增强气动尖锥喷嘴，其排出由所述高压室生成的气体，所述增强气动尖锥喷嘴包括：

喉部；

在所述喉部后部延伸的中心体；

由所述中心体限定的内膨胀表面；

所述内膨胀表面外侧的外膨胀表面；以及

在所述内膨胀表面和所述外膨胀表面之间限定的膨胀腔。

11.一种运载工具，包括：

发动机，其包括高压室和排出由所述高压室生成的气体的增强气动尖锥喷嘴，所述增强气动尖锥喷嘴包括：

喉部；

在所述喉部后部延伸的中心体；

由所述中心体限定的内膨胀表面；

所述内膨胀表面外侧的外膨胀表面；以及

在所述内膨胀表面和所述外膨胀表面之间限定的膨胀腔。

12.根据权利要求11所述的运载工具，其中，所述运载工具是上级火箭。

13.根据权利要求11所述的运载工具，其中，所述中心体是具有中心体基部的截头环形气动尖锥，所述中心体基部部分地限定所述运载工具的后端。

14.根据权利要求11所述的运载工具，其中，所述发动机凹入所述运载工具的基部表面中。

15.根据权利要求11所述的运载工具，其中，所述外膨胀表面被一体连接到所述运载工具，并且所述增强气动尖锥喷嘴包括密封件，所述密封件允许所述中心体以万向接头安装，同时允许所述外膨胀表面相对于所述运载工具保持固定。

16.根据权利要求11所述的运载工具，进一步包括允许所述发动机相对于所述运载工具以万向接头安装的密封件。

17.一种多级火箭系统的可重复使用的上级火箭，所述可重复使用的上级火箭包括被配置用于太空推进和大气着陆推进的发动机。