专利名称：火箭发动机喷嘴系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种火箭发动机喷嘴系统，以及尤其涉及一种包括一 组单独喷嘴的喷嘴系统。
背景技术：
火箭发动机喷嘴系统的例子已经是公知的，其使用矩形形状的并 安装于一中心体(还被称为插塞)的非轴对称的喷嘴组。具有中心体和这种类型的单独喷嘴的线性组的火箭发动机已特别的由供应商Rocketdyne根据标准XRS-2000提出，适用于配合到在 Lockeed-Martin X33程序的情况中可再度使用的单级发射器，该程序 仍然处于工程(project)状态。图6为这种仍然处于原型状态的XRS-2200喷嘴系统的图解透视 图，具有与矩形的出口部分的成行的非轴向对称喷嘴IO相结合的线性 中心体20。那种类型的火箭发动机在质量或冷却困难方面呈现出某些缺点。同样己经做过理论性的建议设计一火箭发动机喷嘴系统，其包括 一形状为轴向对称的、基本上为截头圆锥体的中心体，和一组组装在中 心体周围的轴向对称的喷嘴。然而，为了结合该中心体，这种轴向对称的独立喷嘴必定引起气 体在离开该独立喷嘴的发散部时的流动不连续。这种不连续不仅在空气 动力学性能方面为有害的，而且它们引起涉及中心体热阻的问题，因为 流动结合于中心体的位置由于流动被偏转而受到增加的热传递。为了弥补现有技术的这些缺点，可能象图7和8显示的，来想象 在轴向对称的中心体202的周围设置一组独立喷嘴201，其中这些独立 喷嘴不再是轴向对称的，而是制成如上面提到的XRS-2200喷嘴系统工程那样。然后每个独立喷嘴201包括连接于燃烧室211和连接于出口部 214的发散部213的圆形断面的喷嘴喉部212，该出口部基本上为矩形， 具有内侧和外侧214a， 214b和两个横向侧214c， 214d。这样一种设置能够弥补轴向对称的喷嘴的某些缺点，然而其不能 使中心体周围的空间最优化，其也不能够解决喷嘴出口处在它们的内部 边缘的流动不连续的问题。发明内容本发明寻求弥补上面提到的缺点以及更特别的能够使得该轴向对 称的中心体周围分配给独立喷嘴的空间最优化，同时仍然确保由独立喷 嘴排出气体的高膨胀率并减少中心体的热阻问题。根据本发明，这些目的由一火箭发动机喷嘴系统实现，其特征在 于，它包括一组在具有中心轴线的轴向对称形状的中心体周围分布成环形的独立喷嘴，位于中心体外围的每个独立喷嘴包括用于接收来自于 燃烧室的气体的圆形断面喉部；和与中心体相切的发散部，并且该发散 部具有出口部，出口部具有朝着中心体的中心轴线径向会聚的第一和 第二横向侧；以其突出侧朝向外而弯曲的外侧；和位于中心体附近的内位于邻近中心体的所述内侧可为直线的，但是在一个有益的特别 实施方式中，该内侧的曲率接近于中心体的曲率，以及所述的内侧与中 心体在子午面中具有斜率连续性，也就是说，该喷嘴的内侧正切于中心 体。该径向的横向侧可为直线的，或者在一变形的实施方式中，它们 可呈现出具有大于中心体半径的某一曲率半径值。在一特别实施方式中，独立喷嘴出口部的弯曲的外侧呈现出一弯 曲从而组成和该中心体同心的圆的一部分。在另一个特别实施方式中，独立喷嘴出口部的弯曲的外侧呈现出 构成椭圆的一部分的弯曲，该弯曲具有小于中心体半径的半径。在本发明中，独立喷嘴呈现出外形大体上为梯形的出口部，其中 取决于尺寸、壁部的机械强度、和最优化流动的约束，其每个轮廓都具有其特定的直线的或者曲线的形状。
本发明的其它的特征和益处是由以实施例给出并参考附图的特定 实施例的下述描述呈现，其中图1为本发明的火箭发动机喷嘴系统的一个例子的透视图；图2为显示独立的喷嘴是如何设置在附图1实施例中的中心体周 围的部分平面图；图3和4为适合于在本发明的火箭发动机喷嘴系统中实现的、外 部上方圆形剖面轮廓的独立喷嘴的可变实施方式的透视图；图5为本发明的火箭发动机喷嘴系统的特别实施方式的平面图， 其包括轴向几何中心体和附图3和4的实施方式中的一圈独立喷嘴；图6为现有技术的火箭发动机喷嘴系统的一个例子的图解透视图， 其包括直线的中心体和多行矩形出口部的独立喷嘴；图7为火箭发动机喷嘴系统的一个例子的图解透视图，其包括轴 向对称的中心体和一圈截面基本为矩形的出口部的独立喷嘴；图8为附图7的火箭发动机喷嘴系统的部分平面图；图9和IO为适于在本发明的喷嘴系统中实现的独立喷嘴的特别实 施例的透视图；图11为显示独立喷嘴相对于轴向对称的中心体的位置的图解视图。
具体实施方式
图1为一个组成本发明的特别实施方式的火箭发动机喷嘴系统的 总体透视图，其包括基本上为截头圆锥形的轴向对称的中心体2，该中 心体与一组非对称形状的独立喷嘴相结合，所述喷嘴以环形形式布置在 中心体周围，这些独立喷嘴适合于使它们所占用的空间最优化，以及避 免在它们离开独立喷嘴1从而接合到中心喷嘴1的外侧壁处在气流中产 生不连续，其中来自于喷嘴1的气体沿着该壁膨胀。每个独立喷嘴1具有连接于燃烧室11的圆形的喷嘴喉部12，以及终止于大体上为梯形的出口部14的发散部13，其中该出口部的每一侧 14a至14d可以具有一些特别的形状，无论是直线的还是曲线的，取决 于可利用的空间的约束。使用不是轴向对称的独立喷嘴1使得不仅可以使中心体2周围分 配给喷嘴的空间最佳化，以减少离开喷嘴1并接到该中心体2的燃烧气 体流中的不连续，而且能够在喷嘴1内获得比轴向对称的喷嘴更大的气 体膨胀比率。在图1和2的实施方式中，每个独立喷嘴1的发散部13的出口部 14具有朝着中心体2的中心轴线z径向会聚的横向侧14c和14d，以形 成一锐角a 。这些径向的横向侧14c和14d优选地为直线的，但是它们 可以是稍微弯曲的。如果弯曲的话，径向横向侧14c和14d的曲率半径 必须为非常大的，举例来说，比中心体的曲率半径大。在图1和2中，可以看出每个独立喷嘴1的发散部13的出口部14 具有位于靠近中心体z设置的直线形内侧14a。这能够简化制造。然而， 为了避免离开喷嘴1的气体中的流动不连续方面的任意问题，对于邻接 于中心体2设置的内侧14a，优选以接近于中心体2的曲率的曲率弯曲，如在下面参考图3至5的实施方式中所描述的那样。在图1和2的实施方式中，每个独立喷嘴1的发散部13的出口部 14有利地具有圆弧形式的外侧14b，该圆弧组成了在轴向对称中心体2 周围同心的圆的一部分。这有助于为来自于喷嘴1的气流在环形空间内 提供最大量的空间。通常，每个独立喷嘴1具有圆形剖面的喉部12和该部分的发散部 13，发散步有规律变化从而在该喷嘴的出口部14处达到所需的形状。 例如，该变化基于不同的推进性能标准或者比如保持冷却膜的其它约束 而计算。还可发现的是由于形成在发散部13内的多个曲率，喷嘴l的 出口部14的梯形形状在壁部的机械强度方面提供优势。应当看到，与中心体2接触的喷嘴1的发散部13的面优选地为具 有两个曲率的翘曲面(warped surface)。更特别地，第一曲率弧线使 得喷嘴1的发散部13的边缘能够与平行于中心体2的线接触，同时第 二曲率弧线使得该喷嘴能够在靠近出口部14的喷嘴端处与中心体2提供子午面内的斜率连续性。图9和IO显示独立喷嘴301的例子，其带有燃烧室311，喷嘴喉 部312，以及发散部313，该发散部具有出口部314，出口部具有轮廓 314a至314d。该喷嘴301具有带有翘曲面的发散部313，该翘曲面具有如上所述 的双曲率，并终止于和中心体形状匹配的内恻3i4a。具有双曲率的翘曲面和中心体表面之间的关系首先为这样一个状 态，该喷嘴的翘曲面沿着它们之间的接触的平行线相切于中心体表面。 这导致了沿着侧面314a在与正常工作(well-behaved)的空气动力流 相一致的范围值内变化的喷嘴出口角度。图11显示独立喷嘴1如何能够相对于轴向对称的截头圆锥体的结 构2设置的例子，其中喷嘴l相对于其轴线Y的出口角度ci2并不一定 必须等于轴向对称的截头圆锥体结构2的侧表面和所述结构的轴线z之 间的角度a 1。从而每个独立喷嘴1的轴线Y不是必须平行于截头圆锥 体结构2的轴线Z。限定每个独立喷嘴1和截锥体2的相对位置的条件为该喷嘴1和 该截锥体2必须在它们接触的地方相切。图3至5显示了使拐角的影响最小化的本发明的一个实施方式， 其中该气流趋向集中并有助于维持在每个独立喷嘴101内尽可能被优 化的流动，所述喷嘴与中心体102配合。在图3至5的实施方式中，中心体102为轴向对称的，举例来说， 如在图1和2的实施方式中，基本上为截锥体的形式，以及该非轴向对 称的独立喷嘴101在中心体102周围分布成环。图3至5显示独立喷嘴101，每个都具有在其上游侧连接于燃烧室 111而在其下游侧连接于由一出口部114终止的发散部113的圆形喷嘴 喉部112。该喷嘴101的发散部113在喷嘴101的外部上方直到出口部114 呈现出椭圆断面的轮廓。应当发现，优化喷嘴101可能需要该喷嘴的子 午线轮廓在相对于中心体102径向延伸的平面内以及正交于其的平面 内是不相同的。出口部114还可具有保留大体梯形外形的形状，然而外侧114b呈 现出非常明显的具有小曲率半径的曲率，其远远小于中心体102的曲率 半径或者图1和2的实施方式中的外侧14b的圆弧的曲率半径。喷嘴101的出口部114的横向侧114c和114d为线性的和放射状 的，然而每个喷嘴的内侧IMa和中心体102的曲率紧密匹配，从而避 免在其放在中心体102邻近部分中的内侧114a处喷嘴出口处的任意气 流不连续性。出口部14， 114的内侧14a， 114a的尺寸小于由弯曲的外侧14b、 114b限定的弦。
权利要求
1.一种火箭发动机喷嘴系统，其特征在于它包括一组在具有中心轴线(z)的轴向对称形状的中心体(2；102)周围分布成环形的独立喷嘴(1；101)，位于中心体(2；102)外围的每个独立喷嘴(1；101)包括用于接收来自于燃烧室(11；111)的气体的圆形断面喉部(12；112)；和与中心体(2；102)相切的发散部(13；113)，并且该发散部(13；113)具有出口部(14；114)，出口部具有朝着中心体(2；102)的中心轴线(z)径向会聚的第一和第二横向侧(14c，14d；114c，114d)；以其突出侧朝向外而弯曲的外侧(14b；114b)；和位于中心体(2；102)附近的内侧(14a；114a)。
2. 根据权利要求l所述的系统，其特征在于位于中心体(102) 附近的所述内侧(114a)弯曲的曲率接近于中心体(102)的曲率，以 及所述内侧(114a)与中心体(102)在子午面内呈现出斜率连续性。
3. 根据权利要求1所述的系统，其特征在于位于中心体(2) 附近的所述内侧U4a)为直线的。
4. 根据权利要求1至3中任意一项所述的系统，其特征在于所 述的弯曲的外侧(14b)的弯曲部分构成和中心体(2)同心的圆的一部 分。
5. 根据权利要求l至3中任意一项所述的系统，其特征在于所 述弯曲的外侧(114b)的曲率构成一椭圆的一部分，所述椭圆的半径小 于中心体(102)。
6. 根据权利要求1至5中任意一项所述的系统，其特征在于所 述径向的横向侧(14c， 14d; 114c， 114d)为直线的。
7. 根据权利要求1至5中任意一项所述的系统，其特征在于所述径向的横向侧(14c， 14d; 114c， 114d)的曲率大于中心体(2; 102)曲率。
全文摘要
火箭发动机喷嘴系统包括一组在具有中心轴线(z)的轴向对称形状的中心体(2)周围分布成环的独立喷嘴(1)。位于中心体(2)外围的每个独立喷嘴(1)包括用于接收来自于燃烧室(11)的气体的圆形断面喉部(12)，和正切于中心体(2)的发散部(13)。该发散部(13)具有出口部(14)，其具有朝着中心体(2)的中心轴线(z)径向会聚的第一和第二侧(14c，14d)，具有朝向外面的凸面的弯曲的外侧(14b)，和位于中心体(2)邻近部分中的内侧(14a)。
文档编号F02K9/60GK101576026SQ20081019107
公开日2009年11月11日 申请日期2008年12月5日 优先权日2007年12月6日
发明者D·维亚米, R·加扎夫 申请人:斯奈克玛公司