可枢转火箭发动机的弹簧辅助展开
阅读：561发布：2023-02-15
专利汇可以提供可枢转火箭发动机的弹簧辅助展开专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本 发明 涉及可枢转火箭 发动机 的 弹簧 辅助展开。火箭包括至少一个推进单元，推进单元包括可枢转 火箭发动机 、弹簧辅助一次性展开机构和释放机构。可枢转火箭发动机在收起 位置 和展开位置之间是可枢转的。当展开机构通过释放机构被释放时，弹簧辅助一次性展开机构将火箭发动机从收起位置移动到展开位置。火箭的外部几何结构随着火箭发动机被移动到展开位置而改变。，下面是可枢转火箭发动机的弹簧辅助展开专利的具体信息内容。
1.一种火箭(100)，其包括至少一个推进单元(121)，所述推进单元(121)包括：
可枢转发动机架；
联接到所述可枢转发动机架的火箭发动机(122)，使得整个火箭发动机能够在收起位置和展开位置之间在所述可枢转发动机架上枢转，其中所述火箭的外部几何结构随着所述火箭发动机被移动到所述展开位置而改变；
弹簧辅助一次性展开机构(124)，其用于当所述弹簧辅助一次性展开机构被释放时将所述火箭发动机从所述收起位置移动到所述展开位置；以及
释放机构(126)，其用于释放所述弹簧辅助一次性展开机构。
2.根据权利要求1所述的火箭(100)，其中所述火箭的外径随着所述火箭发动机(122)被移动到所述展开位置而增大。
3.根据权利要求1所述的火箭(100)，其中所述弹簧辅助一次性展开机构(124)包括弹簧(422)，当所述火箭发动机(122)处于所述收起位置时，所述弹簧(422)储存机械能；以及其中所述释放机构包括易碎螺母(430)，所述易碎螺母(430)在断裂之前使所述弹簧保持在能量储存状态且使所述火箭发动机保持在所述收起位置，并且当所述易碎螺母(430)断裂时允许所述弹簧将所述火箭发动机朝着所述展开位置推动。
4.根据权利要求1所述的火箭(100)，其中所述释放机构(126)是非爆炸性的。
5.根据权利要求1所述的火箭(100)，其进一步包括具有集索圈(112)的框架(110)；其中所述火箭发动机(122)包括穿过所述集索圈延伸且终止于所述可枢转发动机架中的枢轴(410)。
6.根据权利要求5所述的火箭(100)，其中所述枢轴(410)从所述框架(110)向外径向延伸。
7.根据权利要求5所述的火箭(100)，其中所述枢轴(410)构成铰接线(HL)，并且其中所述火箭发动机(122)具有偏离所述铰接线中心的推力线(TL)，借此来自所述火箭发动机的推力使所述火箭发动机保持在所述展开位置。
8.一种用于火箭的方法，其包括：
运输在运载飞机上的火箭(100)，所述火箭具有联接到可枢转发动机架的火箭发动机(122)，使得整个火箭发动机能够在所述可枢转发动机架上枢转到收起位置从而适配在所述运载飞机的包迹之内；
在展开高度处释放所述火箭，其中在所述火箭上的弹簧辅助一次性展开机构(124)使所述整个火箭发动机在所述可枢转发动机架上枢转到展开位置。
9.根据权利要求8所述的方法，其中在所述火箭(100)通过所述运载飞机被运输的同时作用到所述火箭(100)上的力包括气动力，所述作用到所述火箭(100)上的力使所述火箭发动机(122)维持在其收起位置。
10.根据权利要求8所述的方法，其中由所述火箭发动机(122)产生的推力使所述火箭发动机保持在其展开位置。
可枢转火箭发动机的弹簧辅助展开
技术领域
[0001] 本发明是根据国防高级研究计划署(Defense Advance Research Projects Agency)所授予的第HR0011-14-C-0051号合同在政府支持下作出的。政府在本发明中具有一定的权利。
背景技术
[0002] 火箭可从运载飞机被发射。例如，火箭在发射高度从运载飞机被释放，并且它的发动机在脱离运载飞机之后被点火。
[0003] 火箭可被要求适配在界面包迹/界面包层(interface envelope)内以便被安装到运载飞机。例如，火箭可不得不适配在界面包迹之内以满足离地净高和连接要求。如果发动机延伸到火箭框架之外且不能适配在界面包迹之内，那么可产生问题。
发明内容
[0004] 根据在此的实施例，火箭包括至少一个推进单元，推进单元包括可枢转/可旋转(pivotable)火箭发动机、弹簧辅助一次性展开机构和释放机构。可枢转火箭发动机在收起位置和展开位置之间是可枢转的。当展开机构通过释放机构被释放时，弹簧辅助一次性展开机构将火箭发动机从收起位置移动到展开位置。随着火箭发动机被移动到展开位置，火箭的外部几何结构被改变。
[0005] 根据在此的另一个实施例，火箭级包括框架和多个推进单元。每个推进单元均包括通过枢轴安装到框架的火箭发动机。火箭发动机在收起位置和展开位置之间是可枢转的。每个推进单元均进一步包括弹簧承载的外壳和用于在收起位置将枢轴与火箭发动机锁定的易碎螺母。当易碎螺母断裂时，弹簧承载的外壳使枢轴将火箭发动机转动到展开位置。火箭的外部几何结构随着火箭发动机从收起位置被移动到展开位置而改变。
[0006] 根据在此的另一个实施例，方法包括运输在运载飞机上的火箭。火箭具有可枢转发动机，可枢转发动机被收起从而适配在运载飞机的界面包迹之内。方法进一步包括在展开高度处释放火箭，其中在火箭上的弹簧辅助机构使火箭发动机枢转到展开位置。
附图说明
[0008] 图1是包括一个或多个可枢转火箭发动机的火箭的说明。
[0009] 图2A和图2B是处于收起位置和展开位置的火箭发动机的说明。
[0010] 图2C是当多个火箭的火箭发动机处于收起位置对展开位置时火箭的外部几何结构方面的差别的说明。
[0011] 图3是包括可枢转火箭发动机、展开机构和释放机构的火箭的例子的说明。
[0012] 图4是图3中展开机构和释放机构的说明。
[0013] 图5是处于收起位置的图3中的火箭发动机的说明。
[0014] 图6是处于展开位置的图3中的火箭发动机的说明。
[0015] 图7是处于收起位置和展开位置时作用在火箭发动机上的力的说明。
[0016] 图8是从运载飞机展开火箭的方法的说明。
具体实施方式
[0017] 参考图1，其说明了包括火箭的框架110和推进系统120的火箭100。火箭100也可包括引导系统130和有效负载系统140。
[0018] 推进系统120包括一个或多个推进单元121。推进单元121包括可枢转的火箭发动机122，可枢转的火箭发动机122在收起位置和展开位置之间是可枢转的。推进系统120也可包括在收起位置和展开位置之间不可枢转的一个或多个火箭发动机。
[0019] 可枢转的火箭发动机122可使用液体推进剂、固体推进剂或两者的组合。在一些构造中，推进系统120可包括使用固体推进剂的至少一个可枢转的火箭发动机122和使用液体推进剂的至少一个可枢转的火箭发动机122。
[0020] 如在此所述的，可枢转的火箭发动机122包括至少一个喷嘴和燃烧室。使用液体推进剂的可枢转的火箭发动机122可包括喷嘴、燃烧室和逆流管道系统。液体推进剂(燃料和氧化剂)储存在单独的罐中且经由逆流管道系统提供给燃烧室。喷嘴、燃烧室和一部分逆流管道系统是可枢转的。
[0021] 在使用固体推进剂的可枢转的火箭发动机122中，固体推进剂储存在构成燃烧室的箱中。因此，使用固体推进剂的可枢转的火箭发动机122可包括喷嘴和箱。喷嘴和箱是可枢转的。
[0022] 火箭100可具有单级和多个级。在具有多个级的火箭100中，助推器和/或(一个或多个)上面的级可运输可枢转的火箭发动机122。在具有有效负载段的火箭100中，有效负载段可具有用于有效载荷展开的至少一个可枢转的火箭发动机122。
[0023] 一个或多个可枢转的火箭发动机122可在级的顶部或底部。在火箭100的一种构造中，多个可枢转的火箭发动机122以“牵引器”构造位于级的顶部处。在此构造中，可枢转的火箭发动机122的推力轴不直接平行于框架110的纵向轴线。
[0024] 图2A说明了处于收起位置的可枢转的火箭发动机122。存在可由火箭100界定的界面包迹210、运载飞机、有效负载段的覆盖物或一些其它结构。处于收起位置时，可枢转的火箭发动机122整个位于界面包迹210之内。
[0025] 图2B说明了在已经被移动到其展开位置之后的可枢转的火箭发动机122。处于展开位置时，可枢转的火箭发动机122或部分地或完全地在界面包迹210的外面。火箭100的外部几何结构随着可枢转的火箭发动机122被移动到展开位置而改变。
[0026] 图2C说明了当火箭100的多个火箭发动机122处于相对于展开位置的收起位置时火箭100的外部几何结构方面的差别。内圈220代表带有处于收起位置的火箭发动机122的火箭100的外部几何结构，以及外圈230代表带有处于展开位置的火箭发动机122的火箭100的外部几何结构。当火箭发动机122被移动到收起位置时，火箭100的外径被减小。
[0027] 推进单元121进一步包括弹簧辅助一次性展开机构124和释放机构126。当火箭发动机122最初移动到其收起位置时，弹簧辅助一次性展开机构124被偏置且通过释放机构126被锁定在适当的位置。当弹簧辅助一次性展开机构124通过释放机构126被释放时，弹簧辅助一次性展开机构124将火箭发动机122从收起位置推动到展开位置。
[0028] 另外参考图3，其说明了包括框架110和推进系统的火箭级300的示例，推进系统包括多个推进单元121(在图3中仅推进单元121中的一个是可见的)。火箭发动机122以牵引器构造来布置。
[0029] 另外参考图3。火箭发动机122可通过枢轴410枢转，枢轴410穿过框架110的集索圈112延伸。枢轴410界定铰接线(HL)。铰接线(HL)从框架110径向延伸。
[0030] 枢轴410的一个端部为了转动安装到框架110，例如，通过诸如第一止推接头400和第二止推接头405的轴型保持件来安装到框架110。第一止推接头400可固定在轴向以提供固定架。第二止推接头405可提供滑动架以解决归因于热效应或环境效应的火箭的框架110的任何偏斜，从而在不对火箭发动机122的枢转起作用的情况下允许调整火箭的框架110。
[0031] 枢轴410的另一端部终止于发动机架中，发动机架安放在可枢转的火箭发动机122内部(发动机架510在图5和图6中说明)。火箭发动机122被安装到发动机架。当枢轴410被枢转时，火箭发动机122也被枢转。
[0032] 在此例子中，当可枢转的火箭发动机122处于收起位置时，其仅被枢轴410支撑。当火箭发动机122处于展开位置时，其被枢轴410以及硬止动部(硬止动部610在图6中说明)支撑。硬止动部也承受负载并且增加刚度。
[0033] 弹簧辅助一次性展开机构124包括弹簧承载的外壳420。弹簧承载的外壳420可包括环绕螺纹轴(不可见)的弹簧422。端盖424固定到轴的一个端部，并且轴环426在轴的另一端部上滑动。挂钩413构成端盖424与臂412之间的接头，臂412从枢轴410径向延伸。挂钩413使端盖424保持到臂412，从而为绕枢轴410旋转提供机械连接。
[0034] 释放机构126可包括易碎螺母430。易碎螺母430螺纹连接到轴上且靠着轴环426。轴环426和易碎螺母430刚性地附装到框架110。当加固时，易碎螺母430在端盖424中行进，端盖424将弹簧422置于压缩中。它也使枢轴410将火箭发动机122转动且移动到收起位置。
易碎螺母430使弹簧422保持在能量储存状态中，直到展开时为止。
易碎螺母430使弹簧422保持在能量储存状态中，直到展开时为止。
[0035] 易碎螺母430可包括两个或更多个段，两个或更多个段通过诸如燃烧丝的保持丝被保持在一起。当保持丝断裂时，螺母段分开，从而使易碎螺母430断裂。火箭的电子控制系统可决定易碎螺母430何时应断裂。
[0036] 在展开时，易碎螺母430断裂以释放轴和弹簧422。弹簧422向臂412施加力，所述力使枢轴410转动且将火箭发动机122移动到展开位置。
[0037] 非爆炸性的释放机构126优选于军械(烟火)装置。军械装置将创造显著更高的冲击水平，这将不得不被减弱(例如，带有冲击吸收器)，以便不影响火箭100上的灵敏电子设备。
[0039] 另外参考图5，其示出了处于收起位置的可枢转的火箭发动机122。在图5中，一部分火箭发动机122已经被切掉以示出发动机架510。发动机架510附装到枢轴410的端部。弹簧承载的外壳420和易碎螺母430(在图5中不可见)被收缩和锁定。弹簧承载的外壳420向枢轴410的臂412施加保持力，从而阻止枢轴410转动。止推接头400和405对其它自由度起反作用。
[0040] 图6是在易碎螺母430已断裂且弹簧承载的外壳420已被释放之后的火箭发动机122的说明。弹簧承载的外壳420向枢轴410的臂412施加弹簧力，弹簧力使发动机架510转动，直到发动机架510的球形硬止动部610紧靠框架110为止，在该点处，火箭发动机122的推力轴在飞行期间处于用于正确控制权限的正确准线中。可枢转的火箭发动机122现处于展开位置。
[0041] 当火箭发动机122被点火时，推力沿火箭发动机122的推力轴被施加。推力比作用于火箭100上的任何其它力(气动的、惯性的或结构上的力)都大得多。与推力相对的负载仅受弹簧承载的外壳420的反作用。机外负载仅通过枢轴410以及第一和第二止推接头400和405被运输。球形硬止动部610和枢轴410承受机内负载和对推力起反作用的转动负载。
[0042] 图7说明在处于收起位置和展开位置的火箭发动机122上的力。以实线示出了处于收起位置的火箭发动机122，并且以虚线示出了处于展开位置的火箭发动机122。在被收起时，火箭发动机122的稳定取向是通过气动力和力矩来维持的，气动力和力矩通过锁定的弹簧承载的外壳420与保持力相结合。这些相同的力和力矩被在展开时的弹簧展开力和力矩臂(d1)克服，从而将火箭发动机122放置到点火位置。力矩臂(d1)可通过从挂钩413到枢轴410的中心的距离来界定。力矩臂(d1)是通过火箭发动机122从收起位置到展开位置的运动来确定的。
[0043] 当火箭发动机122被点火时，推力沿推力线(TL)被定向。推力比作用于火箭100上任何其它力(气动的、惯性的或结构上的力)都大得多。推力线(TL)偏离铰接线(HL)中心的距离为d2。归因于这个偏离中心的距离(d2)，推力提供锁定反作用力：
[0044] 锁定反作用力＝(推力×d2)+(弹簧保持力×d1)。
[0045] 这个锁定保持力排除了将火箭发动机122锁定在展开位置的必要。推力将火箭发动机122维持在展开位置。
[0046] 火箭发动机122具有偏心枢点(overcenter pivot)。在偏心枢点中，一旦火箭发动机122提供推力，弹簧承载的外壳420就不参与结构反作用。主要负载直接从发动机架510被传递到火箭100的框架110中。
[0047] 弹簧辅助一次性展开机构124是低剖面的和轻型的。它解决了空间、动力和重量限制的问题，从而使火箭发动机122保持收起且随后张开用于发动机启动。
[0048] 火箭发动机122借助于简单的枢转被移动。枢轴410的转动范围为至少20度。
[0049] 转动整个火箭发动机122(而不是仅转动发动机的喷嘴)具有能够使用可商购获得的火箭发动机的益处。相反，在箱内部创造定制球形接头将涉及定制火箭发动机。
[0050] 弹簧辅助一次性展开机构124是被动的。无需原动力释放弹簧辅助一次性展开机构124或使火箭发动机122枢转。弹簧辅助一次性展开机构124和释放机构126没有用于改变火箭发动机位置的控制系统和致动器复杂。
[0051] 然而，可增加主动控制。例如，弹簧辅助一次性展开机构124的主动控制可在这些收起位置和展开位置之间移动火箭发动机122从而改变推力角。
[0052] 参考图8，其说明了将火箭100从运载飞机展开的方法。运载飞机界定界面包迹。在这个例子中，火箭100具有四个推进单元121。四个推进单元121的四个可枢转的火箭发动机122以牵引器构造来布置。
[0053] 在方框810处，火箭发动机122被移动到它们的收起位置，如此火箭100能够适配在界面包迹之内，从而提供与运载飞机和地面的间隙。在装配火箭100之前，火箭发动机122可被移动到它们的收起位置中。例如，在制造期间，火箭发动机122可为收起的。对于每个推进单元121，易碎螺母430使弹簧承载的外壳420保持在能量储存状态中，直到展开时为止。
[0054] 在方框820处，火箭100紧固到运载飞机机身的下腹部。在可枢转的火箭发动机122处于它们的收起位置的情况下，火箭100适配在界面包迹之内。可枢转火箭发动机中的两个面向运载飞机的腹部，且另外两个可枢转的火箭发动机122面向地面。
[0055] 在方框830处，运载飞机起飞并且飞到目标高度、速度和姿态。在方框840处，运载飞机释放火箭100。随着火箭100被释放，易碎螺母430断裂，借此弹簧承载的外壳420将火箭发动机122朝着它们的展开位置推动。在被收起时，在展开之前与弹簧力结合的气动力和力矩的被定大小以维持火箭发动机122的稳定取向。这些相同的力和力矩被在展开时的弹簧力和力矩臂(d1)克服，从而将火箭发动机122移动到它们的展开位置中。
[0056] 在方框850处，在火箭发动机122已经被移动到它们的展开位置且火箭100安全地离开运载飞机之后，火箭发动机122被点火。一旦火箭发动机122被点火，它的推力就比作用于火箭100上任何其它力(气动的、惯性的或结构上的力)都大得多。因此，在飞行期间火箭发动机122的稳定取向被维持。
[0057] 根据本公开的发明主题的说明性的、非排他性的示例在以下条款A1-C22中进行了描述：
[0058] A1.一种包括至少一个推进单元121的火箭100，其包括：
[0059] 可枢转的火箭发动机122，其在收起位置和展开位置之间是可枢转的，其中火箭的外部几何结构随着火箭发动机被移动到展开位置而改变；
[0060] 弹簧辅助一次性展开机构124，其用于当展开机构被释放时将火箭发动机从收起位置移动到展开位置；以及
[0061] 释放机构126，其用于释放展开机构。
[0062] A2.根据条款A1所述的火箭100，其中火箭的外径随着火箭发动机122被移动到展开位置而增大。
[0063] A3.根据条款A1至A2中任意条款所述的火箭100，其中火箭发动机122包括至少一个喷嘴和燃烧室。
[0064] A4.根据条款A1至A3中任意条款所述的火箭100，其中至少一个推进单元121包括以牵引器构造来布置的推多个进单元。
[0065] A5.根据条款A1至A4中任意条款所述的火箭100，其中弹簧辅助一次性展开机构124包括当火箭发动机122处于收起位置时储存机械能的弹簧422；以及其中释放机构包括易碎螺母430，易碎螺母430在断裂之前使弹簧保持在能量储存状态且使火箭发动机保持在收起位置，并且当断裂时允许弹簧将火箭发动机朝着展开位置推动。
[0066] A6.根据条款A1至A5中任意条款所述的火箭100，其中释放机构126是非爆炸性的。
[0067] A7.根据条款A1至A6中任意条款所述的火箭100，其进一步包括具有集索圈112的框架110；其中可枢转的火箭发动机122包括穿过集索圈延伸且终止于发动机架510中的枢轴410，火箭发动机安装到发动机架。
[0068] A8.根据条款A7所述的火箭100，其中枢轴410从框架110向外径向延伸。
[0069] A9.根据条款A7至A8中任意条款所述的火箭100，其中弹簧辅助一次性展开机构124安装到框架110的集索圈112。
[0070] A10.根据条款A7至A9中任意条款所述的火箭100，其中发动机架510包括球形硬止动部610，从而将火箭发动机122的推力线(TL)在展开位置正确地排列。
[0071] A11.根据条款A7至A10中任意条款所述的火箭100，其中枢轴410构成铰接线(HL)，并且其中火箭发动机122具有偏离铰接线中心的推力线(TL)，借此来自火箭发动机的推力使火箭发动机保持在展开位置。
[0072] A12.根据条款A7至A11中任意条款所述的火箭100，其中臂412从枢轴410径向延伸；并且其中弹簧辅助一次性展开机构124向臂施加弹簧力。
[0073] A13.根据条款A7至A12中任意条款所述的火箭100，其中火箭发动机122可从收起位置到展开位置转动至少二十度。
[0074] A14.一种发射系统，其包括：
[0075] 界定界面包迹210的运载飞机；以及
[0076] 条款A1至A13中任意条款所述的火箭100，其中处于收起位置的火箭发动机122适配在界面包迹之内。
[0077] B15.一种火箭级300，其包括：框架110；以及多个推进单元121，每个推进单元均包括：
[0078] 通过枢轴410安装到框架的火箭发动机122，火箭发动机在收起位置和展开位置之间是可枢转的；以及
[0079] 弹簧承载的外壳420和用于在收起位置将枢轴410与火箭发动机锁定的易碎螺母430，当易碎螺母断裂时，弹簧承载的外壳使枢轴将火箭发动机转动到展开位置；
[0080] 其中，火箭的外部几何结构随着火箭发动机从收起位置移动到展开位置而改变。
[0081] B16.根据条款B15所述的火箭级300，其中每个火箭发动机122均包括至少一个喷嘴和燃烧室。
[0082] B17.根据条款B15至条款B16中任意条款所述的火箭级300，其中每个推进单元121均包括在枢轴410端部处的发动机架510，火箭发动机122安装到发动机架。
[0083] B18.根据条款B17所述的火箭级300，其中发动机架510包括球形硬止动部610，从而将火箭发动机122的推力线(TL)在展开位置正确地排列。
[0084] B19.根据条款B15至条款B18中任意条款所述的火箭级300，其中枢轴410构成铰接线(HL)，并且其中火箭发动机122具有偏离铰接线中心的推力线(TL)。
[0085] C20.一种方法，其包括：
[0086] 运输820在运载飞机上的火箭100，火箭具有可枢转的火箭发动机122，可枢转的火箭发动机122被收起，从而适配在运载飞机的界面包迹210之内；
[0087] 在展开高度处释放840火箭，其中在火箭上的弹簧辅助一次性展开机构124使火箭发动机枢转到展开位置。
[0088] C21.根据条款C20所述的方法，其中当火箭100由运载飞机运输时作用到火箭100上的力包括气动力，作用到火箭100上的力使火箭发动机122维持在其收起位置。
[0089] C22.根据条款C20至条款C21中任意条款所述的方法，其中由火箭发动机122产生的推力使火箭发动机保持在其展开位置。
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