专利名称：用于减小作用在火箭发动机的喷嘴上的不稳定横向载荷的装置和方法
技术领域：
本发明涉及一种用于减小尤其在火箭发动机的启动或点火阶段期间作用在所述发动机的喷嘴上的不稳定横向载荷的装置和方法。
本发明可以具体用于消除或至少基本上限制由被称为射流分离的作用或边界层分离或者由在射流中的内部再循环引起的分离所造成的在火箭发动机点火期间在其喷嘴中出现的不稳定横向载荷。
背景技术：
已知的是，火箭发动机的推力取决于其质量流率、在燃烧室中的驻点压力ps、喷嘴膨胀比即在驻点压力ps和在喷嘴出口处气体的静态喷射压力pe之间的比值pa/pe以及环境压力。该推力在两个压力值pe和pa相等(然后据说该喷嘴将自适应)时对于一组给定燃烧室工作条件而言达到峰值。还已知的是，火箭发动机通常设计成在高于发射高度例如大约为10000m的高度处到达匹配条件，并且因此在较低的高度处pe＜pa(在过度膨胀中喷嘴的工作情况)。如果气体在喷嘴出口处的静态喷射压力pe明显低于环境压力pa(例如，低于0.2pa)，则在喷嘴的扩张部分内侧出现射流分离。已知有两种分离类型由自由冲击波引起的分离(在英文文献中也被称为自由冲击分离)和由在射流中的内部在循环引起的分离(在英文文献中也被称为有限冲击分离)。对于某些喷嘴几何形状而言和/或在某些膨胀比条件下，超音速气流的边界层在被称为自由冲击波分离模式的分离模式中与喷嘴的扩张部分的壁分离，并且射流受到倾斜冲击波的压缩并且横向载荷局部施加在分离点下游的所述扩张部分的壁的每一个点处。该横向载荷是通过在其上受到大气压的扩张部分的外壁和其上受到射流的局部静态压力的扩张部分的内壁之间的压力差而产生的。如果射流分离在喷嘴的整个圆周上并且在限定的轴向位置处是完全对称并且稳定的，则射流的局部静态压力在喷嘴的圆周上将是均匀的，并且这些横向载荷的合成载荷将为零。实际上，射流分离线具有不规则并且非常不稳定的形状。由此可见，在每个时刻，射流分离在发动机的结构惯性力矩最低的位置处产生出非零的合成载荷，这相对于喷嘴的喉部具有相当大的力矩。这清楚说明了为什么大多数临界情况出现在射流分离主要发生在喷嘴的单侧上或靠近出口部分的地方的时候。对于其它喷嘴几何形状而言，或者在对于相同喷嘴的其它膨胀比条件下，会出现不同的分离模式，即由在射流中的内部再循环引起的分离模式，并且这也产生出有害的不稳定横向载荷。在该分离模式中，如在前面一种分离模式中一样，超音速气流的边界层与喷嘴的扩张部分的壁分离，但是由于下游压力程度，所以气流立即重新附着在扩张部分的壁上，由此形成环形分离泡。该环形分离泡的位置由通过随机偏移的广泛气体再循环而在气流中心产生出的冲击来控制，从而随机地影响了中央冲击的位置和环形分离泡的位置。在环形分离泡的下游，该射流保持超音速并且附着在壁上，但是它受到其强度随着入射流的马赫数并且因此随着环形分离泡的位置变化的倾斜冲击波的压缩。因此，在环形分离泡的壁下游处的静态压力随机变化。如在自由冲击波的情况中一样，横向载荷局部施加在位于分离点下游的所述扩张部分的壁的每个点处。该横向载荷由其上施加有大气压的扩张部分的外壁和其上施加有射流的局部静态压力的扩张部分的内壁之间的压力差产生出。如果环形分离泡是完全对称、与喷嘴共轴、在喷嘴的整个圆周上随着时间是稳定的并且处于限定的轴向位置处，则由于它产生出的冲击导致的再压缩将是均匀的并且射流下游的局部静态压力再喷嘴的圆周上将是均匀的，并且这些横向载荷的合成载荷将为零。实际上，由于上面给出的原因，环形分离泡的分离线具有不规则并且非常不稳定的形状。由此可见，在每个时刻，由内部射流再循环引起的分离导致在发动机的结构惯性力矩最低的地方出现非零合成载荷，这相对于喷嘴的喉部具有相当大的力矩。这清楚说明了为什么大多数临界情况出现在由内部射流再循环引起的分离主要发生在沿着喷嘴的垂直横截面的半部中或靠近出口部分的地方的时候。
将由射流分离引起的不稳定载荷保持在可接受的程度的要求需要将膨胀比ps/pe的数值限制为低于其最优值并且超尺寸设定喷嘴结构，由此降低了发动机的整体性能和其推力/重量比。尽管存在这些注意事项，但是由射流分离产生出的不稳定载荷造成相当的振动，如果随着时间流逝在扩张部分中的随机压力分布变得过度不好，则这容易损坏喷嘴并且甚至造成它破裂。
G.Hagemann，M.Terhardt，M.Frey，P.Reijasse，M.Onofri，F.Nasuti和J.stlund在the 4thInternational Symposium on Liquid SpacePropulsion，Lampoldshausen，Germany，13-15 March 2000上发表的论文“Flow Separation and Side-Loads in Rocket Nozzles”中详尽分析了在火箭发动机喷嘴中的射流分离机理和所得到的不稳定横向载荷。
已经提出了许多装置来控制在火箭发动机喷嘴内的射流分离以便限制所述不稳定横向载荷，尤其是包括以下文献。
文献US6572030披露了可投环形结构，它径向延伸并且设计成围绕着喷嘴出口部分放置。该结构导致在所述出口部分附近形成一低压区域，由此降低在喷嘴内侧的射流分离。
文献US5894723披露了在喷嘴内侧使用可弹射插入件。在升空之后，所述嵌入件的弹射增大了喷嘴出口部分的面积与其喉部的面积的比例，由此使得发动机能够在整个火箭升空阶段期间在接近匹配条件中工作。
文献US5490629披露了可弹射扩压器，它与喷嘴出口部分连接并且具有一收缩部分以重新压缩气体并且由此防止在火箭的轨道的第一部分期间出现射流分离。
文献US5481870披露了可投环形障碍物的使用，它与喷嘴出口部分连接并且尤其阻塞它以便产生稳定的气流分离。
文献US5450720披露了在喷嘴的下游端部分中使用纵向槽以产生稳定的射流分离。
所有这些文献都披露了对消除或限制在火箭发动机的喷嘴中在从起飞到到达匹配条件的高度的其上升阶段的第一部分期间产生出的不稳定横向载荷的问题的解决方案。但是，在这里所述的这些装置没有一个适用于在发动机启动阶段期间在发动机燃烧室中的驻点压力还没有到达其标称值期间即甚至在火箭起飞之前限制不稳定横向载荷的出现。在持续大约1秒或稍少一点时间的该阶段期间，在燃烧室中的气体的驻点压力Ps从大气压迅速增大至峰值，并且因此射流分离线的平均位置朝着喷嘴出口部分偏移，从而使得其几何轮廓相对于喷嘴固定的已知现有技术控制部件无效。另外，这些文献提出使用这样一种装置，它在火箭的至少一部分上升阶段期间使用与喷嘴成一体并且由此增大其重量，这与通过降低喷嘴所受到的载荷来减轻喷嘴的控制射流分离的其中一个目标相反。
提出对在发动机启动阶段期间限制不稳定横向载荷的问题而不会使喷嘴更重的问题的唯一已知的现有技术文献是文献FR2791398，该文献披露了一种用于使射流分离稳定的系统，它包括位于发动机外面与地面设施成一体的装置，它由一组用来朝着在其壁上的冲击点将逆流流体射流发送到喷嘴中的喷射管构成。射流分离从每个冲击点产生出并且以锥形结构朝着喷嘴出口部分延伸。这种系统使得在喷嘴中的不稳定横向载荷整体降低，并且其优点在于安装在地面设施上并且没有由火箭自身承载，但是它不是令人完全满意，因为由于逆流射流在固定的位置处与在燃烧室中的压力无关地撞击喷嘴所以它没有在整个发动机启动阶段上有效地稳定射流分离。另外，如在文献FR2791398的
图1中所示一样，源自每个冲击点的射流分离线与喷嘴出口部分的边缘相交。实际上，这些分离线在引起它们出现的逆流流体射流的冲击点处具有稳定的位置，但是在该点下游会波动，由此产生残余不稳定载荷。这是特别不利的，因为这些残余载荷从喷嘴出口部分的边缘相应地施加出即施加在它们非常有害的地方处，因为其相对于喷嘴喉部的力矩最大。
发明概述本发明的一个目的在于在火箭发动机的启动阶段期间实现对射流分离控制的改善并且因此降低作用在喷嘴的扩张部分上的不稳定载荷。
本发明的另一个目的在于在不增大喷嘴或火箭的重量的情况下实现这个控制。
本发明的另一个目的在于采用比已知现有技术装置更简单更经济的装置来实现这种控制。
本发明的再一个目的在于提出一种用于在火箭发动机的启动阶段期间控制射流分离的装置和方法，它们可以与已知现有技术装置一起用来控制在火箭上升阶段期间的射流分离，以便在发动机在大气中工作的大部分时间内实现这种控制。
本发明的再一个目的在于，通过减轻其结构并且增大其膨胀比从而利用改进的射流分离控制来改善火箭发动机的整体性能。
这些目的中的至少一个通过用于降低作用在所述发动机的启动阶段期间作用在火箭发送机的喷嘴上的不稳定横向载荷的方法，所述喷嘴包括在那里产生出废气的燃烧室、在其中出现所述废气的超音速流的扩张部分和使所述燃烧室与所述扩张部分连接的喉部，其特征在于该方法包括将圆形主体沿着与圆形主体的轴向位置对应的其轴线设置在扩张部分内，从而在所述启动阶段的至少一部分期间，由所述圆形主体通过废气气流的干扰而产生出的冲击波在一轴向入射位置处入射到所述扩张部分的壁上，在该轴向入射位置处该冲击波产生出射流分离或环形分离泡形式的分离。
根据本发明的具体实施方案该方法还可以包括在发动机启动之前沿着其轴线将所述圆形主体插入到扩张部分内部直到第一轴向位置，并且在启动阶段期间使所述圆形主体根据在燃烧室中的废气驻点压力数值沿着喷嘴轴向运动，从而在废气的所述驻点压力数值在所述启动阶段期间变化期间，所述冲击波继续地在一轴向位置处入射在扩张部分的壁上；在该轴向位置处，该冲击波产生出射流分离或环形分离泡形式的分离；
所述圆形主体根据在燃烧室中的废气的驻点压力数值沿着喷嘴轴线的运动如此促动，从而所述冲击波在与在大气压作用下不会出现以环形分离泡形式的自发射流分离或自发分离的所述扩张部分区域的下游界限对应的轴向位置处入射在所述扩张部分的壁上；所述圆形主体根据在燃烧室中的废气的驻点压力沿着喷嘴轴线的运动可以遵循采用以下步骤确定的设定点在大气压和在启动阶段期间到达的最大压力之间选择在燃烧室中废气的驻点压力的一系列离散数值；在喉部位置和所述扩张部分的出口部分的位置之间选择所述圆形主体沿着扩张部分轴线的一系列离散数值；对于每对所述离散数值而言，通过计算或者通过试验确定静态压力和沿着扩张部分壁的马赫数的数值并且确定在喷嘴壁上的冲击撞击点；对于每对所述离散数值，使用所述静态压力和沿着扩张部分壁的废气气流的马赫数的所述数值确定射流分离点或以环形分离泡形式的分离点的轴向位置；对于每个在燃烧室中废气压力的所述离散数值，确定最下面的所述圆形主体的位置，从而通过由所述圆形主体的存在而引起的所述冲击波产生出以环形分离泡形式的射流分离或分离；所述最下游数值用作与在燃烧室中废气的驻点压力的所述数值对应的所述圆形主体的位置的设定点数值；该方法还可以包括插入与在燃烧室中的废气驻点压力的所述数值对应的所述圆形主体的位置的所述设定点数值以便确定以解析形式的位置设定点；采用适当的经验或半经验准则来确定在大气压力作用下的自发射流分离或环形分离泡形式的自发分离的点的所述轴向位置；在燃烧室中废气的驻点压力增大时在发动机启动阶段期间使所述圆形主体从所述轴向位置朝着扩张部分的出口部分运动；从在压力腔室中的压力测量值直接或者从与所述圆形主体的顶点对应的所述废气的驻点压力的测量值中间接确定出在燃烧室中废气的驻点压力的所述数值。
也可以采用用于减小在所述发动机的启动阶段期间作用在火箭发动机的喷嘴上的不稳定横向载荷的装置来实现上述目的中的至少一个，所述喷嘴包括燃烧室，在该燃烧室中产生出废气；扩张部分，在该扩张部分中出现所述废气的超音速流；以及使所述燃烧室与所述扩张部分连接的喉部，该装置包括圆形主体，用于沿着其轴线设置在扩张部分内；以及用于将所述圆形主体与该圆形主体的轴向位置对应地设置在扩张部分内的部件，从而在所述启动阶段的至少一部分期间，通过所述圆形主体对废气气流的干扰引起的冲击波在一轴向入射位置处入射在所述扩张部分的壁上，在该轴向入射位置处该冲击波产生出射流分离或环形分离泡形式的分离。
根据本发明的具体实施方案该装置还可以包括用于根据在燃烧室中的废气的驻点压力数值使圆形主体沿着扩张部分轴向运动的部件，从而在所述废气驻点压力的数值在所述启动阶段期间改变期间，所述冲击波持续地在产生出射流分离或环形分离泡形式的分离的轴向位置处入射在扩张部分的壁上；用于使所述圆形主体沿着扩张部分的轴向运动的所述部件可以包括用于使所述圆形主体沿着扩张部分的轴线运动的促动器；所述装置还可以包括一控制器，用于从第一传感器接收在燃烧室中的废气驻点压力的数值数据并且用于根据在燃烧室中的废气驻点压力的所述数值数据控制所述促动器使所述圆形主体沿着扩张部分的轴线运动；所述控制器为用于根据采用以下步骤确定的位置设定点来控制所述圆形主体沿着喷嘴的扩张部分的轴线的运动的控制器在大气压和在启动阶段期间到达的最大压力之间选择在燃烧室中的废气驻点压力的一系列离散数值；在喉部位置和所述扩张部分的出口部分的位置之间选择所述圆形主体沿着扩张部分轴线的一系列离散数值；对于每对所述离散数值而言，通过计算或者通过试验确定静态压力和沿着扩张部分壁的马赫数的数值并且确定在喷嘴壁上的冲击撞击点；对于每对所述离散数值，使用所述静态压力和沿着扩张部分的壁的废气气流的马赫数的所述数值确定以环形分离泡形式的射流分离点或分离点的轴向位置；对于在燃烧室中废气压力的所述离散数值的每一个，确定最下面的所述圆形主体的位置，从而通过由所述圆形主体的存在而引起的所述冲击波产生出以环形分离泡形式的射流分离或分离；所述最下游数值用作与在燃烧室中的废气驻点压力的所述数值对应的所述圆形主体的位置的设定点数值；所述位置设定点具有一解析形式，它是采用插入与在燃烧室中的废气驻点压力的所述数值对应的所述圆形主体位置的所述设定点数值的附加操作来确定的；采用适当的经验或半经验准则来确定在大气压力作用下以环形分离泡形式的自发射流分离或自发分离点的所述轴向位置；所述控制器为用于在燃烧室中废气的驻点压力增大时在发动机启动阶段期间控制所述圆形主体从所述轴向位置朝着扩张部分的出口部分运动的控制器；所述圆形主体具有一凹形表面，该凹形表面具有设计成朝着喷嘴的喉部取向的顶点，并且该圆形主体可以包括布置成与所述顶点对应的压力传感器；用于根据在燃烧室中的废气驻点压力的数值使所述圆形主体沿着扩张部分轴向运动的所述部件可以包括用于通过所述废气而不是促动器施加克服所述圆形主体从所述扩张部分排出的弹性力的部件；所述圆形主体轴向对称并且具有设计成朝着喷嘴喉部取向的圆形表面；所述圆形主体的横截面为喷嘴喉部的横截面的0.5-2倍，优选为0.8-1.5倍；该装置还可以包括机械引信，用于在施加在所述主体上的轴向载荷超过预定阈值时从扩张部分将所述圆形主体排出。
通过参照作为实施例给出的附图阅读该说明书将了解本发明的其它特征、细节和优点，并且这些附图显示出附图的简要说明通过参照作为实施例给出的附图阅读该说明书将了解本发明的其它特征、细节和优点，并且在这些附图中图1显示出以操作状态布置在呈现自发自由冲击波分离模式的火箭发动机喷嘴中的根据本发明用于控制射流分离的装置；图2为一流程图，显示出用于确定在图1中的装置的控制法则的方法，以便实施根据本发明的方法；图3显示出以操作状态布置在在射流方面呈现自发内部再循环分离模式的火箭发动机喷嘴中的根据本发明的所述射流分离控制装置；图4显示出其上加以及械过载保护装置的根据本发明的所述射流分离控制装置；并且图5为在限定的膨胀比范围中工作的根据本发明分离控制装置的简化形式。
优选实施方案的详细说明火箭发动机包括一燃烧室1，其中产生出高温高压气体(驻点压力ps)；以及一喷嘴，它包括与所述燃烧室1连接的一收敛部分、在其中所述气体流到达跨音速条件的一喉部2以及在其中所述气流承受膨胀并且急速至超音速的一扩张部分。在其中外压pa占优势的环境中，扩张部分的出口部分4中止在发动机外面，该外压在发射高度处大约为1大气压并且在火箭上升期间在火箭离开地球大气时降低至负值。
在其余的说明中x为在扩张部分3的任一点和喉部2之间沿着喷嘴轴线测量出的距离；A(x)为在离喉部距离x的位置处喷嘴横截面的有效空气动力面积；该空气动力面积由小于与边界层的位移厚度对应的面积的空气动力面积给予；At＝A(x＝0)为喉部2的横截面的有效空气动力面积；Ae为扩张部分3的出口4的横截面的有效空气动力面积；p(x)为在压力x下的气体的静态压力；pe为与扩张部分3的出口截面4对应的气体的静态压力；在发射高度处，喷嘴被认为处于过膨胀状态中，也就是说环境(大气)压力pa的数值基本上高于在发动机在真空中工作情况下pe的理论值；M(x)为马赫数，它等于在燃烧室中产生出的气体中气流速度与音速的比值；并且γ为所述气体的等熵膨胀指数。
在等熵超音速气流区中，在由离地或由圆形主体产生出的任意冲击的上游，A(x)和M(x)的数值由以下方程式确定A(x)At(2γ+1)γ+12(γ-1)1M(x)(1+γ-12M2(x))γ+12(γ-1)---[1]]]>如果作为第一近似认为A(x)是已知的并且与流动条件无关，则方程式[1]可以用来计算在喷嘴的每个点处的马赫数。在喷嘴中的压力p(x)的数值取决于在燃烧室中的马赫数和驻点压力psp(x)ps=(1+γ-12M2)γ1-γ---[2]]]>方程式[1]和[2]表示在整个等熵超音速流动区在喷嘴中的流动特性，不仅针对在pa＝0时的真空工作，而且还针对在高空工作的喷嘴匹配时(pa＝pe)，或者甚至在稍微过膨胀条件下(pa＞pe)。在后面的情况中，气体在边界层分离引起的冲击波作用下在喷嘴出口处压缩，并且方程式[1]和[2]不足以确定这些冲击波下游的气体压力和速度。如由G.Hagemann等人的上述论文中所述一样，在那些过膨胀条件下出现射流分离作用。已经提出了各种理论的、经验的或半经验准则来确定出现分离的位置x_sep。其中一个最简单并且最广泛采用的准则为Schmucker准则p(x_sep)pa[1.88M(x_sep)-1]-0.64---[3]]]>其中，M(x)由方程式[1]和p(x)通过方程式[2]给出；实际上，分离点位于等熵区的下游界限处，从而能够使用方程式[1]和[2]来确定在准则[3]中的参数p和M。对于x＞x_sep而言，气体压力增大，并且不再遵循方程式[2]。
应该记住的是，由方程式[3]表示的准则只是给出了射流分离“点”的平均位置的估计值，这实际上随着时间变化；实际上优选的是提及围绕着位置x＝x_sep对中的射流分离区域。例如，NASA认为对于它已经研究过的喷嘴几何形状而言，该区域通常在x_sep-20％和x_sep+20％之间延伸；这个估计值应该在大多数情况中提供了足够精确的范围，但是实际上对于每个具体喷嘴几何形状而言可以优选作出更加精确的研究。
显然，还可以在数字熵模拟该气流，代替以来分析模型。而且，可以采用考虑了气体粘度、该气流的非等熵特征、边界层的性能等的更复杂的模型。另外，必须考虑到产生出不稳定横向载荷的准确机理还没有完全理解(参见上述Hagemann等人的论文)。
我们至此已经考虑了这样一种情况，其中ps是固定并且pa是变化的。实际上，在发动机的启动期间，pa是固定的并且ps在大约1秒的时间间隔内从pa的数值逐渐增大至稳定值。
最初，ps＝pa并且没有出现任何气流。然后随着ps在燃烧室1中增大，首先在亚音速条件下出现气流。在ps的特定值处，在喷嘴的喉部处出现冲击波并且M(x＝0)＝1；随着ps进一步增大，冲击波在扩张部分3中朝着出口部分4偏移并且与满足准则[3](或者任意其它适当的准则)的位置x_sep大致对应地出现射流分离。随着ps增大，分离区域进一步向下游偏移。这具有两个结果受到不稳定横向载荷的表面增大，由此提高了所述载荷的强度，并且这些载荷的合成载荷相对于喉部的力矩也由于其施加点的运动而增大。因此，它朝向启动阶段的最后，在那里喷嘴结构所受到的载荷最高。
一般来说，在这些条件下达到最大驻点压力；随后在离地之后，ps保持恒定并且pa随着火箭上升而减小。因此达到匹配条件，之后为不完全膨胀条件(pe＞pa)。
在发动机启动期间在过膨胀条件下在喷嘴中的气流拓扑学可以显示出在发动机启动期间的两种分离，自由冲击波分离和由在射流中的内部再循环引起的分离，也被称为通过有限冲击波引起的射流分离(参见上述G.Hagemann等人的论文)。但是，应该指出的是，在处于过膨胀条件下的喷嘴的点火期间，例如在火箭发动机的启动期间，膨胀比随着在燃烧室ps的压力而升高，并且首先出现的冲击形态是最简单的形态，它具有如上所述自由冲击波分离和在壁处的分离。采用上述方法，因此可以至少大致确定其中最初出现射流分离的给定喷嘴的区域。
由图1显示出的基于本发明的构思在于在喷嘴内部形成稳定可预测的独立冲击波8，该冲击波在位置9处入射在喷嘴壁熵，从而在冲击波8和靠近喷嘴壁的气流的边界层之间的相交部分使得所述边界层分离即使得射流分离；在图1中，附图标记10表示分离区域的界限，而附图标记11为由入射点9反射的冲击波。与由大气压pa引起的“自然”射流分离相反，由冲击波8引起的射流分离是稳定的、局部的并且与来自下游的任何干扰无关，从而使之能够消除或至少基本上降低不稳定横向载荷。在J.Délery和R.Bur的文章“The Physics of ShockWave/Boundary Layer Interaction ControlLast LessonsLearned”ECCOMAS 2000，Barcelona(Spain)，11-14 September 2000中描述了在冲击波和边界层之间的相互作用的物理学。
本发明人认识到这样一个事实，文献FR2791398的装置不能有效地使射流分离在整个发动机启动阶段上稳定的一个原因在于，触发射流分离的逆流射流的撞击点位置保持恒定。因此，在最初的发动机启动阶段期间，自发射流分离会出现在所述撞击点上游，而在最后的启动阶段中，所述点会位于很上游的位置。实际上，已经发现冲击波8的入射点9的最佳位置取决于驻点压力ps的数值。实际上，在大气压pa的作用开始被感觉到之前，所述点9必须位于足够上游的地方以单独确定射流分离，但是同时足够靠近在大气压作用下出现自发分离的点以碰到“弱化”的边界层，因此容易分离。总之，入射点9的所述最佳位置是最上游的位置，从而射流分离仍然由冲击波8引起的，而不是自发的。为此本发明适用于在发动机启动阶段期间改变冲击波8的入射点9，从而所述入射点9恒定地靠近其最佳位置。
图1显示出，根据本发明的装置包括一圆形主体5，它安装在可以在由控制器15引导的促动器6作用下沿着轴向方向运动的杆14上。作为输入，后者接收由第一传感器12获得的在燃烧室内部的废气的压力数值ps和由第二传感器13获得的所述圆形主体5的位置数据，并且如此引导促动器6，从而所述主体5的轴向位置一直接近取决于所述压力数值ps的设定点数值。在工作条件下，主体5布置在喷嘴的扩张部分3内侧，以便沿着其轴线运动。
可以观察到，基本上由主体5、杆14、促动器6、第二传感器13和控制器15(通常设在火箭发动机的燃烧室中的第一传感器12)构成的该装置与发射底座7成一体；因此，这不会使火箭更重并且可以在更换过度受损的部件之后至少部分重新使用。
在图1中所示的情况中，主体5为半球形形状，但是这不是强制性选择，可以想到其它形状。该主体5具有朝着喷嘴的喉部5取向的圆形表面以便产生出无边独立冲击波8。主体5的圆形具有优于用来降低由主体5接收的流量水平的尖顶形状的优点；但是，如果高流量水平被判断是可接受的，则也可以采用尖顶形状。重要的因素是冲击与在喷嘴壁上的边界层的相互作用，而不是主体5附近的冲击形状。因此，应该清楚的是，产生出这种冲击的精确形状是次要的。但是，如在图1中的半球形的情况中一样，优选的是具有用来使向前圆形表面与例如可以为平面的后表面分离的清晰分界线，用来防止产生在圆形主体中所固有的不稳定条件。至于主体5的尺寸，已经发现，它们优选应该与喉部2的横截面大致相同；通常，所述主体的直径为喉部的直径的0.5-2倍并且优选为其0.8-1.5倍。在任一个情况中，重要的是主体5尤其在其最上游位置处不会大得足以构成第二喉部。
通常，优选的是，主体5轴向对称；但是，如果喷嘴具有非圆形例如八边形形状，可以建议主体5具有例如大致为八边形的形状，从而产生出这样一种冲击，其与喷嘴的相互作用用来在局部出现其位置在该情况中取决于沿着该圆周的位置的自然分离之前引起边界层在喷嘴的整个圆周上分离。该主体5的形状和最佳尺寸可以采用数字模拟和/或风洞试验针对每个具体情况来确定。一个重要的优化参数是冲击波8在扩张部分壁上的入射角；实际上，该角度越大，则局部机械载荷和所述壁受到的温度升高就越低；同时，太斜的入射不会引起射流的有效分离。重要的是要在发动机启动阶段期间控制主体5的位置因此控制入射点9的其中一个原因准确地说在于，如果所述入射点9位于出现“自发”射流分离的点稍微上游的位置，则边界层明显弱化并且甚至可以通过高倾斜的冲击波8来引起射流分离。
圆形主体5必须能够承受废气射流大约1秒或者更少的时间。对于其实施可以选择广泛的材料金属、耐火陶瓷以及还有复合材料，甚至是橡树芯，只要这是在每次发射时更新的消耗件。
杆14和促动器6的设计没有任何特殊的要求，只要所述杆必须能够在不弯曲的情况下承受由废气气流施加在主体5上的高轴向载荷。
如果施加在主体5上并且因此施加在杆14上的轴向载荷太高，则后者可以弯曲或者断裂，并且主体5会撞击并且破坏喷嘴壁；伴随着杆断裂而出现的突然压降也会影响喷嘴的整体性。这种情况例如会在由于故障主体5保持阻塞在限定轴向位置中而不是逐渐回缩的情况下出现。为了避免这种危险，优选的是，提供一种“机械引信”即用来在载荷下运动或破裂的部分，从而允许在促动器或控制器出故障的情况下出现危险压力积累之前将主体5排出。图5显示出由18所示的这种机械引信的实施例。在该实施方案中，促动器6通过杆18与中空圆柱形支撑件20连接；在通过废气沿着轴向方向施加的机械过载荷的情况下，该杆断裂并且由主体5、杆14和促动器6构成的组件被弹射到所述中空圆柱体中。
本发明装置的特别重要的要素在于控制器15，它用于根据在燃烧室1中的气体的驻点压力ps在发动机启动阶段期间控制主体5沿着大体上从喉部(2)到喷嘴的出口部分4的方向的运动。实际上，实际的控制器可以为一般类型(例如，数字PID)；实际重要的因素是确定主体5的位置设定点x(ps)。实际上，如上所述，主体5最好位于紧挨着被限定为最下游位置的最佳位置的位置处，从而射流分离仍然通过冲击波8入射在扩张部分3的壁上引起，并且不会通过满足由方程式[3]表示的条件(或一等同条件)而引起。显然，所述最佳位置的确定包括考虑例如通过将由应用方程式[3]获得的x_sep的数值降低20％而获得的足够安全区域。
参照图1所述的气流拓扑学被称为自由冲击波分离。在某些情况下，根据喷嘴几何形状和工作压力，由冲击波8引起的气流分离不能沿着扩张部分的壁发展，因为压力梯度通过在所述壁上产生出环形分离泡而造成边界层立即重新附着。在这些条件下，在圆形主体下游的射流的中央部分中产生出再循环区由此气流拓扑学变得非常类似于在上述G.Hagemann等人的文章中用词组“有限冲击分离”描述的那种一样。在其中相同附图标记对应于如在图3中一样的元件的图3中示意性地显示出这个流动条件，附图标记16表示环形分离泡，而附图标记17为在射流中央部分中的再循环区。
如在图1所示的“自由冲击分离”的情况中一样，独立的冲击波8产生出稳定的分离泡，该独立冲击波8在自发出现分离的位置上游的位置中产生出稳定的分离泡。本发明因此在这些条件下维持其完全实用性。
对于特定的喷嘴几何形状而言，并且尤其在Vulcain发动机的情况中，气流分离根据在燃烧室中的驻点压力与大气压力的比值而可以为自由冲击波类型，或者“在射流中的内部再循环”类型。由于驻点压力在启动阶段期间从大气压增大至标称操作数值，所以这种分离随着时间变化，观察到从自由冲击分离条件到在射流条件中的内部再循环的过渡阶段，之后返回到自由冲击波分离。这些条件变化产生出比在唯一自由冲击波分离或由在射流中的内部再循环引起的唯一分离的情况中强得多的不稳定横向载荷，并且因此不稳定。实际上，圆形主体5的存在趋向于更有利于由在射流中的内部再循环引起的分离而不是自由冲击波分离，因为其自身的拖曳力产生出中央再循环区。因此，从一个条件到另一个条件的过渡阶段消除，并且发动机整个在射流条件中的内部再循环中启动。因此，本发明的方法对于这种喷嘴具有特别优异的效果。
在图2中的流程图显示出用于确定主体5的位置设定点x(ps)的合理方法。
首先，在步骤E1处采用火箭发动机的数学模型来确定作为驻点压力ps的函数的在燃烧室中的温度Ts和废气的等熵膨胀指数γ(实际上，通常必须考虑这样一个事实，所述气体的组分以及因此参数γ的数值在启动阶段期间是变化的)。该模型是通过在发动机启动时在其台架键顶试验期间确定平均工作参数中得到的。这些试验总是在发射台上在发动机使用之前进行，并且因此对于本发明不是特殊的。
第二，步骤E2包括确定在燃烧室1中的气体的驻点压力所达到的最大值psmax，该最大压力等于在发射高度pa处的大气压力，并且在psmax和pa之间的选择一系列N个离散数值ps1、...、psN、数字N例如为10是在所期望的模型精细度和所接受的计算能力之间的折中数。
第三，步骤E3包括选择包括在喷嘴的喉部2的位置和其出口部分4的位置之间的圆形主体5位置的一系列M个离散数值X1、...、XM，数字M例如为10为在所期望的模型精细度和所接受的计算能力之间的折中数。
随后，步骤E4对于每对数值(psi，xj)而言，尤其使用数字模拟和/或台架试验确定气流在喷嘴的任意点处的压力p(x)和马赫数以及还有由x冲击ij表示的冲击波8在扩张部分3的壁上的入射点9。这些模拟是考虑温度Ts和在步骤E1中确定的废气的指数γ的数值来进行的。
在步骤E5中考虑了非零大气压pa的作用。在该步骤中，检测大气压pa是否在边界层与冲击的相互作用造成由内部再循环引起的分开或分离(在该正文的剩余部分，术语“分离”参照两个流动条件使用)之前产生边界层自发分离(图1的情况)或者由在射流中的内部再循环引起的分离(图3的情况)。该检测是通过台架试验或者例如使用方程式[3]的准则或者任意其它被认为是更适当的经验标准来进行，该标准适用于等熵流动区(如果在等熵区中不能满足这个标准，假设其位置足够向后以与弱化的边界层相互作用，则分离将由冲击产生；实际上只有该冲击的最后面位置在该过程应用的剩余部分中是有利的)。这用来确定由x_sep表征的分离位置。上标i和j表示这是针对主体5的驻点压力psi和位置xj确定的x_sep的数值。实际上，如上所述，优选的是针对x_sepij不使用直接通过准则直接获得的数值例如方程式[3]的数值，而是通过使用安全系数(例如，降低20％)来校正它。
在步骤E6中，将x_sepij与x冲击ij(冲击波8在扩张部分3的壁上的入射点9的位置)进行比较。主体5的位置在驻点压力psi处的最佳值x最佳(psi)限定为所述主体5的最下游位置，从而x_sepij不低于x冲击ij。在满足这个条件时，冲击波8在喷嘴壁上的入射点使射流分离固定。这意味着对于驻点压力ps的给定值的主体5的最佳位置为最下游位置，从而射流分离通过由所述主体5引起的冲击波8引起而不是由大气压pa的作用引起。换句话说，对于驻点压力ps的给定数值的主体5的最佳位置为这样一个位置，从而所述冲击波8在与在大气压力作用下不会出现自发射流分离的扩张部分区域的下游界限对应的轴向位置9处入射在所述扩张部分的壁上。显然，由于已经考虑了有限数量(M)的主体5的位置数值，所以只能近似限定该最佳位置。
这样，已经针对N个压力ps的数值确定了方程式x最佳(ps)；该方程式给出了主体5的位置设定点x(ps)＝x最佳(ps)。但是，由于该确定是以相对复杂的计算为代价作出的，所以足以认为如果N＝M＝10，则至少原则上在步骤E4中必须进行N×M＝100的数字模拟或试验。因此，最好提供随后的插值步骤E7以例如获得以解析形式的设定点x(ps)。
在可以得到足够有效的计算平均值时，通过集合了来自开头的大气压作用并且能够预测流动分离区位置以及还有其类型(通过自由或有限冲击波)的Navier-Stokes方程式的数值解在无需使用经验准则的情况下将图2的方法的步骤E4和E5集合在一起。
用于在火箭发动机的喷嘴中产生出稳定射流分离的根据本发明一个实施方案的方法因此包括以下步骤在发动机点火阶段启动之前，沿着喷嘴轴线将圆形主体5插入到扩张部分3中直到第一轴向位置；在驻点压力到达将出现射流分离的足够高数值(预期在喷嘴上的机械效果的数值)时计算出该第一轴向位置以便与所述主体的最佳位置对应(在上面限定的意义上)(如上所述，在每次启动开始时在喷嘴的喉部处产生出的机械负载没有在结构上定尺寸，只要该分离区保持靠近喉部)；在点火阶段期间，所述圆形主体5沿着喷嘴轴线即沿着大体上从喉部(2)到出口部分4的方向运动，以便使所述主体一直保持在大致最佳位置中。
如果发动机喷嘴的尺寸如此设定，从而在到达稳定驻点压力ps时这些气体在扩张部分外面完全被重新压缩，则射流分离的问题只在启动阶段期间出现。在该阶段的最后，主体5将已经到达如此下游的位置，从而它不再在喷嘴中的气流上具有任何作用，并且因此能够完全回缩。如果相反工作条件是这样从而即使在启动阶段结束之后也会出现射流分离，则必须将本发明与现有技术的其中一个已知装置组合以消除也在火箭升空阶段的第一部分期间出现的不稳定横向载荷。
上述实施方案的变型使得根据本发明的装置能够自动地操作，而不必接收来自燃烧室的压力数据。实际上，即使在大多数现代发射架中通常设有传感器12的情况中，通过发射架-地面连接器或通过遥测技术将数据传送给控制器15会引起可靠性的问题。如果这些问题被认为特别重要，则可以通过测量在主体5的驻点处即在主体的顶点处的压力psb来代替直接测量在燃烧室中的压力ps。压力psb通过简单的比例方程式与在燃烧室中的压力ps相关pspsb[2γγ+1M2-γ-1γ+1]1γ-1×[2γ+1×1M2+γ-1γ+1]γγ-1---[4]]]>其中，M为通过流体力学数学方法计算出的在分离冲击波8的上游处的马赫数。本发明的该实施方案需要稍微提高圆形主体5的复杂性和成本，它必须在其顶端设有用于测量psb的压力传感器(在图1中的附图标记12′)。
所述本发明的这些实施方案适用于消除在整个发动机启动阶段期间的不稳定横向载荷。实际上，这些载荷在它们施加在靠近开口的扩张部分区域上即朝着启动最后施加时尤为有害在某些用途中，只是在这个最终阶段期间消除它们就足够，从而使之能够采用本发明的简化实施方案，而不需要使用由控制器控制来使圆形主体回缩的促动器。如果本发明的方法将只是在启动的最后阶段期间使用，则该圆形主体5最初沿着轴向位置设置，从而冲击波8在扩张部分上的入射位置将相对靠近喷嘴的出口部分4，并且它在与在燃烧室中的有限范围的驻点压力ps数值范围对应的相对有限范围的轴向位置中运动。在这些条件下，可以合理地使设定点x(ps)线性化。如由上面的方程式[4]所示一样，由废气气流施加在圆形主体上并且趋向于将它从喷嘴的扩张部分推出的轴向载荷与psb成正例，psb与ps成正比并且取决于M，M又取决于主体5的位置x和喷嘴形状。在主体5的位置的有限变化范围内，可以通过在psb和x之间的线性管辖来近似后面的不清楚关系。由此可知，在主体5的位置的设定点和施加在主体上的空气动力载荷之间的关系可以通过线性关系来近似。然后可以通过施加与所述主体5的推力相反的弹性力的简单手段来获得主体5的位置设定点在压力psb上的这个近似线性关系。这在图5中显示出，其中控制器15和促动器6由弹簧19代替。容易理解的是，这个简单布置适用于获得圆形主体5与施加在其上的轴向载荷成正比的运动。选择具有适当刚度和预应力的弹簧满足了该线性化设定点原理。该弹簧19可以是任意适用于所涉及的特定用途的那种类型螺旋式、气动式等。
上述实施方案不仅壁参照图1至3所述的那些简单得多，而且由于完全无源而更加可靠。
本发明的另一个实施方案进一步延伸了该简化在某些应用中，令人满意地消除不稳定横向载荷所需的运动范围窄得足以被当作一个点在该情况中，足以使用适当的部件例如促动器将圆形主体5布置在所期望的位置处，而无需在火箭发动机点火阶段期间使之运动。采用参照图2所述的方法来确定主体5的固定位置。
权利要求
1.一种用于减小在火箭发动机的启动阶段期间作用在所述火箭发动机的喷嘴上的不稳定横向载荷的方法，所述喷嘴包括燃烧室(1)，在该燃烧室(1)中产生废气；扩张部分(3)，在该扩张部分(3)中出现所述废气的超音速流；和使所述燃烧室与所述扩张部分连接的喉部(2)；该方法包括将圆形主体(5)沿着与该圆形主体的轴向位置对应的扩张部分(3)的轴线设置在扩张部分(3)内，从而在所述启动阶段的至少一部分期间，通过所述圆形主体由所述废气流的扰动产生出的冲击波(8)在一轴向入射位置处入射到所述扩张部分的壁上，在该轴向入射位置处该冲击波产生出射流分离或环形分离泡形式的分离。
2.如权利要求1所述的方法，该方法包括在发动机启动之前沿着扩张部分(3)的轴线将所述圆形主体(5)插入到扩张部分(3)内直到第一轴向位置；以及在启动阶段期间使所述圆形主体(5)根据在燃烧室(1)中的废气驻点压力(ps)的数值沿着喷嘴轴的线运动，从而在废气的所述驻点压力(ps)的数值在所述启动阶段期间变化的同时，所述冲击波(8)连续地在一轴向位置处入射在扩张部分的壁上，在该轴向位置处，该冲击波(8)产生出射流分离或环形分离泡形式的分离。
3.如权利要求2所述的方法，其中，所述圆形主体(5)根据在燃烧室(1)中的废气驻点压力(ps)的数值沿着喷嘴的轴线的运动被如此促动，从而所述冲击波(8)在一轴向位置处入射在所述扩张部分的壁上，该轴向位置与所述扩张部分区域的下游界限对应，在该下游界限处，在环境压力作用下不会出现自发射流分离或环形分离泡形式的自发分离。
4.如前面权利要求中任一项所述的方法，其中，所述圆形主体(5)根据在燃烧室(1)中的废气驻点压力(ps)的运动遵循采用以下步骤确定的设定点在大气压和在启动阶段期间达到的最大压力之间的范围内选择在燃烧室(1)中的废气驻点压力(ps)的一系列离散数值(E2)；在喉部(2)的位置和所述扩张部分的出口部分(4)的位置之间的范围内选择所述圆形主体(5)沿着扩张部分的轴线的位置的一系列离散数值(E3)；对于每对所述离散数值，通过计算或者通过试验确定静态压力的数值和沿着扩张部分的壁的马赫数的数值(E4)，并且确定在喷嘴壁上的冲击撞击点；对于每对所述离散数值，使用所述静态压力的所述数值和沿着扩张部分的壁的废气流的马赫数的所述数值确定射流分离点或环形分离泡形式的分离点的轴向位置(E5)；对于每一个在燃烧室(1)中的废气压力(ps)的所述离散数值，确定最下游的所述圆形主体(5)的位置，从而通过由所述圆形主体(5)的存在而引起的所述冲击波产生出射流分离或环形分离泡形式的分离(E6)；所述最下游数值用作与在燃烧室中的废气驻点压力(ps)的所述数值对应的所述圆形主体(5)的位置的设定点数值。
5.如权利要求4所述的方法，还包括插入与在燃烧室(1)中的废气驻点压力(ps)的所述数值对应的所述圆形主体(5)的位置的所述设定点数值以便确定解析形式的位置设定点(E7)。
6.如权利要求4和5中任一项所述的方法，其中，采用适当的经验或半经验准则来确定在环境压力作用下的自发射流分离或环形分离泡形式的自发分离的点(9)的所述轴向位置。
7.如前面权利要求中任一项所述的方法，其中，在燃烧室(1)中的废气驻点压力(ps)增大时，在发动机启动阶段期间所述圆形主体(5)从所述轴向位置朝着扩张部分的出口部分(4)运动。
8.如前面权利要求中任一项所述的方法，其中，所述圆形主体(5)轴向对称并且具有朝向喷嘴的喉部(2)取向的圆形前表面。
9.如权利要求8所述的方法，其中，所述圆形主体(5)的横截面为喷嘴的喉部(2)的横截面的0.5-2倍，优选为0.8-1.5倍。
10.如权利要求2至9中任一项所述的方法，其中，在燃烧室(1)中的废气驻点压力(ps)的所述数值从与所述圆形主体的顶点对应的所述废气的驻点压力(ps)的测量值中间接确定出。
11.一种用于减小在火箭发动机的启动阶段期间作用在该火箭发动机的喷嘴上的不稳定横向载荷的装置，所述喷嘴包括燃烧室(1)，在该燃烧室(1)中产生废气；扩张部分(3)，在该扩张部分(3)中出现所述废气的超音速流；和使所述燃烧室与所述扩张部分连接的喉部(2)；该装置包括圆形主体(5)，用于沿着扩张部分(3)的轴线设置在扩张部分(3)内；以及用于将所述圆形主体(5)与该圆形主体的轴向位置对应地设置在扩张部分(3)内的部件，从而在所述启动阶段的至少一部分期间，通过所述圆形主体(5)由所述废气流的扰动引起的冲击波(8)在一轴向入射位置处入射在所述扩张部分(3)的壁上，在该轴向入射位置处，该冲击波(8)产生出射流分离或环形分离泡形式的分离。
12.如权利要求11所述的装置，还包括用于根据在燃烧室(1)中的废气驻点压力(ps)的数值使圆形主体(5)沿着扩张部分(3)的轴线运动的部件(6，19)，从而在所述废气驻点压力(ps)的数值在所述启动阶段期间变化的同时，所述冲击波(8)连续地在一轴向位置处入射在扩张部分的壁上，在该轴向位置处，该冲击波产生出射流分离或环形分离泡形式的分离。
13.如权利要求12所述的装置，其中，用于使所述圆形主体(5)沿着扩张部分(3)的轴线运动的所述部件(6，19)包括用于使所述圆形主体沿着扩张部分(3)的轴线运动的促动器(6)。
14.如权利要求13所述的装置，还包括控制器(15)，用于从第一传感器(12，12′)接收在燃烧室(1)中的废气驻点压力(ps)的数值数据，以及用于根据在燃烧室(1)中的废气驻点压力(ps)的所述数值数据指令所述促动器使所述圆形主体(5)沿着扩张部分(3)的轴线运动。
15.如权利要求14所述的装置，其中，所述控制器(15)为用于根据采用以下步骤确定的位置设定点来控制所述圆形主体(5)沿着喷嘴的扩张部分(3)的轴线运动的控制器在大气压和在启动阶段期间达到的最大压力之间的范围内选择在燃烧室(1)中的废气驻点压力(ps)的一系列离散数值(E2)；在喉部(2)的位置和所述扩张部分的出口部分(4)的位置之间的范围内选择所述圆形主体(5)沿着扩张部分的轴线的位置的一系列离散数值(E3)；对于每对所述离散数值，通过计算或者通过试验确定静态压力的数值和沿着扩张部分的壁的马赫数的数值(E4)，并且确定在喷嘴壁上的冲击撞击点；对于每对所述离散数值，使用所述静态压力的所述数值和沿着扩张部分的壁的马赫数的所述数值确定射流分离点的轴向位置(E5)；对于每一个在燃烧室(1)中的废气驻点压力(ps)的所述离散数值，确定最下游的所述圆形主体(5)的位置，从而通过由所述圆形主体(5)的存在而引起的所述冲击波产生出射流分离或环形分离泡形式的分离(E6)；所述最下游数值用作与在燃烧室中的废气驻点压力(ps)的所述数值对应的所述圆形主体(5)的位置的设定点数值。
16.如权利要求15所述的装置，其中，所述位置设定点具有解析形式，它是采用插入与在燃烧室(1)中的废气驻点压力(ps)的所述数值对应的所述圆形主体(5)的位置的所述设定点数值的附加操作(E7)来确定的。
17.如权利要求15和16中任一项所述的装置，其中，采用适当的经验或半经验准则来确定在环境压力作用下的自发射流分离或环形分离泡形式的自发分离的点(9)的所述轴向位置。
18.如权利要求14至17中任一项所述的装置，其中，所述控制器(15)为用于在燃烧室(1)中的废气驻点压力(ps)增大时在发动机启动阶段期间指令所述圆形主体(5)从所述轴向位置朝向扩张部分(3)的出口部分(4)运动的控制器。
19.如权利要求11至18中任一项所述的装置，其中，所述圆形主体(5)具有一凹形表面，该凹形表面具有设计成朝向喷嘴的喉部(2)取向的顶点，并且该圆形主体具有布置成与所述顶点对应的压力传感器(12′)。
20.如权利要求12所述的装置，其中，用于根据在燃烧室(1)中的废气驻点压力(ps)的数值使所述圆形主体(5)沿着扩张部分(3)的轴线运动的所述部件包括用于通过所述废气施加克服将所述圆形主体(5)从所述扩张部分(3)排出的弹性力的部件(19)。
21.如权利要求11至20中任一项所述的装置，其中，所述圆形主体(5)轴向对称并且具有设计成朝向喷嘴的喉部(2)取向的圆形表面。
22.如权利要求11至21中任一项所述的装置，其中，所述圆形主体(5)的横截面为喷嘴的喉部(2)的横截面的0.5-2倍，优选为0.8-1.5倍。
23.如权利要求11至22中任一项所述的装置，包括机械引信，用于当施加在所述主体(5)上的轴向载荷超过预定阈值时从扩张部分(3)将所述圆形主体排出。
全文摘要
一种用于减小在火箭发动机的启动阶段期间作用在所述火箭发动机的喷嘴上的不稳定横向载荷的方法，所述喷嘴包括燃烧室(1)，在该燃烧室(1)中产生废气；扩张部分(3)，在该扩张部分(3)中出现所述废气的超音速流；和使所述燃烧室与所述扩张部分连接的喉部(2)；该方法包括将圆形主体(5)沿着与该圆形主体的轴向位置对应的扩张部分(3)的轴线设置在扩张部分(3)内，从而在所述启动阶段的至少一部分期间，通过所述圆形主体由所述废气流的扰动产生出的冲击波(8)在一轴向入射位置处入射到所述扩张部分的壁上，在该轴向入射位置处该冲击波产生出射流分离或环形分离泡形式的分离。本发明还涉及一种实施所述方法的装置。
文档编号F02K9/82GK1824940SQ200610008900
公开日2006年8月30日 申请日期2006年2月22日 优先权日2005年2月22日
发明者克里斯蒂安·迪亚里克 申请人:欧洲空间局