Система ориентируемого ракетного двигателя
Изобретение относится к ориентируемой системе ракетного двигателя для летательных аппаратов. Система ориентируемого ракетного двигателя для летательного аппарата, содержащая ракетный двигатель (4), содержащий камеру (7) сгорания и сопло (8), подсоединенное посредством горловины (9) сопла, при этом система выполнена с возможностью ориентировать ракетный двигатель (4) относительно исходного положения, определяющего исходную ось, которая, при нахождении ракетного двигателя (4) в исходном положении, ортогональна к отверстию (10) для выброса газов из сопла и проходит через центр (C) отверстия (10) для выброса газов, при этом система содержит средство (11) наклона, посредством которого ракетный двигатель (4) жестко подсоединен к горловине (9) сопла посредством прилегающей части сопла (8) и которое наклоняет сопло (8) и камеру (7) сгорания в противоположных направлениях так, что ракетный двигатель принимает, относительно исходного положения, наклонные положения, в которых центр (C) отверстия (10) для выброса газов из сопла (8) расположен, по меньшей мере, приблизительно на исходной оси, при этом средство (11) наклона содержит полую опорную конструкцию (14A), имеющую форму усеченной пирамиды, которая выполнена с возможностью деформации в обоих направлениях первого направления (12) деформации под действием первого приводного средства (15), на малом основании (24) которой размещен ракетный двигатель (4) и внутри которой размещена камера (7) сгорания. Изобретение обеспечивает улучшение работы летательного аппарата за счет уменьшение аэродинамического сопротивления. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 8 ил.
Настоящее изобретение относится к ориентируемой системе ракетного двигателя для летательных аппаратов.
Хотя и не исключительно, это изобретение особенно подходит для использования в космопланах, то есть самолетах, оборудованных и средствами аэробной тяги, такими как газотурбинные двигатели, и средствами анаэробной тяги, такими как ракетный двигатель, который способен отрываться от земли обычным для самолета способом, достигать высоты по меньшей мере сотни километров, летать на околозвуковой или даже сверхзвуковой скорости и затем приземляться также обычным способом для самолета.
Известно, что ракетный двигатель содержит камеру сгорания и сопло, подсоединенное посредством горловины сопла, и это является выгодным, чтобы управлять ориентацией упомянутого ракетного двигателя, для того чтобы ориентировать в полете летательный аппарат, оборудованный ракетным двигателем. Чтобы сделать это известным способом, конец камеры сгорания, противоположный горловине сопла, прикрепляется шарнирно, например посредством универсального шарнира, на конструкции летательного аппарата, и приводными средствами, такими как приводные механизмы, предусмотренными для поворота упомянутого ракетного двигателя относительно этого шарнирного конца камеры сгорания.
Такой путь производства имеет тот недостаток, что поскольку отверстие для выброса газов из сопла, отделено от упомянутого шарнирного конца камеры сгорания всей длиной ракетного двигателя, движение указанного отверстия для выброса газов из сопла значительно в поперечном направлении. Следовательно, кожух летательного аппарата, окружающий ракетный двигатель, должен иметь больший диаметр, чтобы позволить поперечное движение отверстия для выброса газов из сопла.
Результатом этого является то, что этот большой кожух является источником высокого аэродинамического сопротивления, которое ухудшает работу упомянутого летательного аппарата.
Объектом настоящего изобретения является устранение этих недостатков.
Для этой цели в соответствии с этим изобретением, система ориентируемого ракетного двигателя для летательного аппарата, содержащая упомянутый ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания и сопло, подсоединенное посредством горловины упомянутого сопла, при этом упомянутая система делает возможной ориентацию упомянутого ракетного двигателя относительно исходного положения, определяющего ось координат, которая, когда упомянутый ракетный двигатель находится в упомянутом исходном положении, ортогональна к отверстию для выброса газов из сопла и проходит через центр упомянутого отверстия выброса газов, отличается тем, что содержит средства наклона:
посредством которых упомянутый ракетный двигатель жестко соединен с упомянутой горловиной сопла посредством прилегающей части упомянутого сопла, и
которые способны наклонять упомянутое сопло и упомянутую камеру сгорания в противоположных направлениях так, что упомянутый ракетный двигатель принимает, относительно исходного положения, наклонные положения, в которых центр упомянутого отверстия для выброса газов из сопла расположен, по меньшей мере, приблизительно на упомянутой оси координат.
Таким образом, в силу настоящего изобретения, поперечное движение отверстия для выброса газов из сопла уменьшается, поскольку радиус его наклона также уменьшается и поскольку центр упомянутого отверстия остается в непосредственной близости от оси координат. Кожух ракетного двигателя может, поэтому иметь меньший диаметр и дает начало только нижнему аэродинамическому сопротивлению.
В предпочтительном варианте осуществления упомянутые средства наклона содержат полую конструкцию опоры, имеющей форму усеченной пирамиды:
которая может деформироваться в обоих направлениях первого направления деформации, под действием первых исполнительных средств,
которая несет упомянутый ракетный двигатель на ее малом основании, и
внутри которой расположена упомянутая камера сгорания.
Предпочтительно упомянутая полая конструкция деформируемой опоры формируется посредством решетки из шарнирных стержней, и упомянутые первые исполнительные средства являются механизмами управления, шарнирно прикрепленными на по меньшей мере одном шарнирном стержне упомянутой решетки.
Чтобы разрешить наклонение ракетного двигателя в любом направлении в пространстве, выгодно чтобы упомянутые средства наклона содержали в дополнение полую конструкцию основания, имеющую форму усеченной пирамиды:
которая монтируется на ее большом основании на упомянутом аппарате,
которая является деформируемой в обоих направлениях второго направления деформации, ортогонального к упомянутому первому направлению деформации под действием вторых исполнительных средств, и
которая несет упомянутую полую деформируемую конструкцию опоры на ее малом основании.
Как и в случае с конструкцией опоры, полая деформируемая конструкция основания может быть сформирована решеткой из шарнирных стержней и упомянутые вторые исполнительные средства могут быть механизмами управления, шарнирно прикрепленными на по крайней мере одном шарнирном стержне упомянутой решетки.
Шарнирные решетки упомянутой конструкции основания и упомянутой конструкции опоры выгодно расположены одна над другой с целью сформировать полый каркас усеченной пирамиды для упомянутых средств наклона. Упомянутые средства могут содержать промежуточный каркас для сборки решеток упомянутой конструкции основания и упомянутой конструкции опоры, промежуточная рамка на котором:
стержни упомянутой конструкции опоры шарнирно прикреплены вокруг первых осей вращения ортогонально к упомянутому направлению деформации, и
стержни упомянутой конструкции основания шарнирно прикреплены вокруг вторых осей вращения ортогонально к упомянутому направлению деформации.
Предпочтительно упомянутые первые исполнительные средства для деформации первой конструкции опоры опираются на промежуточную рамку.
Упомянутые средства наклона могут в дополнение содержать рамку основания для сборки решетки упомянутой конструкции основания на летательном аппарате, стержни решетки упомянутой конструкции основания шарнирно прикрепляются на упомянутой рамке основания вокруг подобных вторых осей вращения, ортогональных к упомянутому второму направлению деформации. Более того, является преимуществом, что упомянутые вторые средства наклона для деформации упомянутой конструкции основания опираются на упомянутую рамку основания.
Упомянутые средства наклона могут содержать концевую пластину для крепления упомянутого ракетного двигателя к упомянутой конструкции опоры, стержни упомянутой конструкции опоры прикреплены шарнирно на упомянутой концевой пластине вокруг подобных осей вращения, ортогональных к упомянутому первому направлению деформации.
Настоящее изобретение также относится к летательным аппаратам, особенно космопланам, содержащим ориентируемую систему ракетного двигателя, как оговорено выше.
Сопроводительные чертежи дадут ясное понимание того, как изобретение может быть выполнено. На этих чертежах одинаковые ссылочные позиции обозначают аналогичные элементы.
Фиг. 1 показывает в перспективе космоплан, оборудованный ориентируемым ракетным двигателем в соответствии с настоящим изобретением.
Фиг. 2 показывает также в перспективе средства для наклона ракетного двигателя в соответствии с настоящим изобретением, этот ракетный двигатель находится в его исходном положении, естественном в ориентации.
Фиг. 3 является видом сверху средств наклона Фиг. 2.
Фиг. 4 является видом сбоку слева средств наклона Фиг. 2.
Фиг. 5 является видом сбоку снизу средств наклона Фиг. 2.
Фиг. 6 показывает в сравнении с Фиг.4 наклонение ракетного двигателя в первом направлении деформации.
Фиг. 7 показывает в сравнении с Фиг. 5 наклонение ракетного двигателя во втором направлении деформации, ортогональном к упомянутому первому направлению деформации.
Фиг. 8 показывает в сравнении с Фиг. 2 комбинированное наклонение ракетного двигателя, являющееся результатом одновременных наклонений в упомянутом первом и втором ортогональном направлениях деформации.
Космоплан 1, в соответствии с настоящим изобретением и показанный на Фиг. 1, содержит только одну ступень и способен совершать околозвуковые и/или сверхзвуковые полеты.
Этот космоплан 1, имеющий продольную ось L-L, содержит два боковых турбовальных двигателя 2 и 3 и ракетный двигатель 4, расположенные сзади упомянутого космоплана и внутри кожуха 5 основания, с предусмотренным газоразрядным отверстием 6. Как показано на Фиг. 2-8, ракетный двигатель 4 содержит камеру 7 сгорания и сопло 8, подсоединенное посредством горловины 9 сопла. Сопло 8 содержит газоразрядное отверстие 10, расположенное напротив выходного отверстия 6 кожуха 5 основания (показано схематически линиями точка с тире на Фиг. 4-7).
Ракетный двигатель 4 монтируется (в кожухе 5 основания) на средствах 11 наклона 11, способных деформироваться в обоих направлениях 12.1 и 12.2 и 13.1 и 13.2 каждого из двух ортогональных направлений 12 и 13 деформации. Средства 11 наклона содержат, во-первых, каркас 14 усеченной пирамиды, в решетке из шарнирных стрежней и, во-вторых, механизмы 15 и 16 управления.
Каркас 14 усеченной пирамиды содержит опорную конструкцию 14А усеченной пирамиды, несущую ракетный двигатель 4 посредством ее малого основания, и конструкцию 14В основания усеченной пирамиды, несущую опорную конструкцию 14А усеченной пирамиды посредством ее малого основания. Большое основание конструкции 14A усеченной пирамиды подсоединено к малому основанию конструкции 14В усеченной пирамиды с помощью промежуточной рамки 17, на которой шарнирные стрежни 18 конструкции 14В основания шарнирно прикреплены вокруг осей 19, ортогональных к направлению 13 деформации, и шарнирные стержни 20 конструкции 14A опоры шарнирно прикреплены вокруг осей 21, ортогональных к направлению 12 деформации.
Каркас 14 усеченной пирамиды также содержит на стороне большого основания конструкции 14B рамку 22 основания, делая возможным подсоединение упомянутого каркаса к конструкции космоплана 1. Шарнирные стержни 18 конструкции 14B основания шарнирно прикреплены на рамке 22 основания вокруг осей 23, ортогональных к направлению 13 деформации. Механизм 16 управления шарнирно прикреплен на рамке 22 основания, на которую он опирается, и на шарнирном стрежне 18, так чтобы быть способным наклонять конструкцию 14В усеченной пирамиды в обоих направлениях 13.1 и 13.2 направления 13 деформации, посредством поворота вокруг осей 19 и 23, ортогональных к упомянутому направлению деформации.
На малом основании конструкции 14B основания противоположно к ней, конструкция 14A опоры несет ракетный двигатель 4 методом жесткого соединения. Для этой цели малое основание представляет собой концевую пластину 24, к которой упомянутый ракетный двигатель жестко подсоединен посредством части сопла 8, прилегающей к горловине 9 сопла, так что камера 7 сгорания находится внутри каркаса 14. Шарнирные стержни 20 конструкции 14А опоры шарнирно прикреплены на концевой пластине 24 вокруг осей 25, ортогональных к упомянутому направлению 12 деформации. Механизм 15 управления шарнирно прикреплен на промежуточной рамке 17, на которую он опирается, и на шарнирном стержне 20, так чтобы быть способным наклонять конструкцию 14A усеченной пирамиды в обоих направлениях 12.1 и 12.2 направления 12 деформации, посредством поворота вокруг осей 21 и 25, ортогональных к упомянутому направлению наклона.
Таким образом, посредством управления механизмами 15 и 16 управления 6, возможно ориентировать ракетный двигатель 4 в пространстве.
В нейтральном положении Po ориентации, служащим как исходное положение (см. Фиг. 2, 4 и 5), ось ракетного двигателя 4 занимает положение mo–mo , являющееся ортогональным к газоразрядному отверстию 10 сопла 8, и проходит через центр C упомянутого отверстия. Это положение mo–mo служит как ось координат, относительно которой наклоняется ракетный двигатель 4.
Как показано на Фиг. 6, посредством удлинения или укорачивания, средство 15 управления деформирует конструкцию 14А опоры усеченной пирамиды в одном или в другом направлении 12.1, 12.2 направления 12 деформации. Такие деформации конструкции 14A опоры вызывают наклонение концевой пластины 24 так, что ракетный двигатель 4 принимает положение наклоненных положений P1 в направлениях 12.1, 12.2 направления 12, в которых его ось принимает положение положений m12–m12 отклоненных относительно оси mo–mo координат. В этих наклоненных положениях P1, камера сгорания 7 и сопло 8 наклоняются в противоположных направлениях, поскольку зафиксированный двигатель 4 жестко подсоединен к концевой пластине 24 посредством части сопла 8, прилегающей к горловине 9 сопла. В силу этого факта и строения конструкции 14A опоры, центр C газоразрядного отверстия сопла 10 может, в этих положениях P1 наклоненный в направлении 12 деформации, оставаться в непосредственной близости от оси mo–mo координат, если не на упомянутой оси. Движение сопла 10 в направлении 12 деформации, таким образом, может быть небольшим.
Аналогичным образом, как показано на Фиг. 7, посредством удлинения или укорачивания, механизм 16 управления деформирует конструкцию 14B основания усеченной пирамиды в одном или другом направлении 13.1, 13.2 направления 13 деформации. Такие деформации конструкции 14B основания вызывают наклонение промежуточной рамки 17 так, что ракетный двигатель 4 принимает положение наклоненных положений P2 в направлении 13.1, 13.2 направления 13 деформации, в которых его ось принимает положение положений m13–m13 отклоненных относительно оси координат mo–mo. В этих наклоненных положениях P2, камера 7 сгорания и сопло 8 также наклоняются в противоположных направлениях, поскольку зафиксированный двигатель 4 жестко подсоединен к концевой пластине 24 посредством части сопла 8, прилегающей к горловине 9 сопла. В силу этого факта и строения конструкции 14B основания, центр C газоразрядного отверстия сопла 10 может, в этих положениях P2 наклоненный в направлении 13 деформации, оставаться в непосредственной близости от оси mo–mo координат, если не на упомянутой оси. Движение сопла 10 в направлении 13 деформации может поэтому быть небольшим.
Естественно, как показано на Фиг. 8, механизмы 15 и 16 управления могут действовать одновременно, наклоненные и в направлении 12 деформации, и в направлении 13 деформации, чтобы обеспечить для ракетного двигателя 4 положения P3.
1. Система ориентируемого ракетного двигателя для летательного аппарата, содержащая ракетный двигатель (4), содержащий камеру (7) сгорания и сопло (8), подсоединенное посредством горловины (9) сопла, при этом система выполнена с возможностью ориентировать ракетный двигатель (4) относительно исходного положения (Po), определяющего исходную ось (mo–mo), которая, при нахождении ракетного двигателя (4) в исходном положении (Po), ортогональна к отверстию (10) для выброса газов из сопла и проходит через центр (C) отверстия (10) для выброса газов,
при этом система содержит средство (11) наклона:
посредством которого ракетный двигатель (4) жестко подсоединен к горловине (9) сопла посредством прилегающей части сопла (8), и
которое наклоняет сопло (8) и камеру (7) сгорания в противоположных направлениях так, что ракетный двигатель принимает, относительно исходного положения (Po), наклонные положения (P1, P2, P3), в которых центр (C) отверстия (10) для выброса газов из сопла (8) расположен, по меньшей мере, приблизительно на исходной оси (mo–mo), при этом средство (11) наклона содержит полую опорную конструкцию (14A), имеющую форму усеченной пирамиды:
которая выполнена с возможностью деформации в обоих направлениях (12.1, 12.2) первого направления (12) деформации под действием первого приводного средства (15),
на малом основании (24) которой размещен ракетный двигатель (4), и
внутри которой размещена камера (7) сгорания.
2. Система по п. 1, в которой полая деформируемая опорная конструкция (14A) образована решеткой из шарнирных стрежней (20).
3. Система по п. 1, в которой средство (11) наклона дополнительно содержит полую конструкцию (14B) основания, имеющую форму усеченной пирамиды:
которая установлена своим большим основанием (22) на летательном аппарате,
которая выполнена с возможностью деформации в обоих направлениях (13.1 и 13.2) второго направления (13) деформации, ортогонального к первому направлению (12) деформации, под действием второго приводного средства (16), и
на малом основании которой размещена полая деформируемая опорная конструкция (14A).
4. Система по п. 3, в которой полая конструкция (14B) основания образована решеткой из шарнирных стрежней (18).
5. Система по п. 4, в которой решетки конструкции (14B) основания и опорной конструкции (14A) размещены одна над другой, чтобы формировать полую конструкцию (14) усеченной пирамиды для средства (11) наклона.
6. Система по п. 5, в которой средство (11) наклона содержит промежуточную рамку (17) для сборки решеток конструкции (14B) основания и опорной конструкции (14A) опоры, при этом на промежуточной рамке (17):
стержни (20) опорной конструкции (14A) выполнены с возможностью поворота вокруг первых осей (21) поворота ортогонально к первому направлению (12) деформации, и
стержни (18) конструкции (14B) основания выполнены с возможностью поворота вокруг вторых осей (19) поворота ортогонально ко второму направлению (13) деформации.
7. Система по п. 6, в которой приводное средство (15) для деформации опорной конструкции опирается на промежуточную рамку (17).
8. Система по п. 4, в которой средство (11) наклона содержит рамку (22) основания для сборки решетки конструкции (14B) основания на летательном аппарате, при этом стержни (18) решетки конструкции основания выполнены с возможностью поворота на рамке (22) основания вокруг вторых осей (23) поворота, ортогональных к направлению деформации.
9. Система по п. 8, в которой второе приводное средство (16) для деформации конструкции (14B) основания опирается на рамку (22) основания.
10. Система по п. 3, в которой средство (11) наклона содержит концевую пластину (24) для крепления ракетного двигателя (4) к опорной конструкции (4A), при этом стрежни (20) опорной конструкции выполнены с возможностью поворота на упомянутой концевой пластине (24) вокруг осей (25) поворота, ортогональных к первому направлению деформации.
11. Летательный аппарат, содержащий систему ориентируемого ракетного двигателя по п. 1.
