具有宽间距推力室的环状塞式喷管、包括该环状塞式喷管的发动机以及包括该发动机的运载工具的制作方法

本公开内容一般来说涉及具有排气喷管的推进系统。本公开内容更特定来说涉及一种具有宽间距推力室的环状塞式喷管(气尖喷管，aerospikenozzle)、一种至少部分由该环状塞式喷管限定的非轴对称的隔热罩、一种包括该环状塞式喷管的发动机，以及一种包括该发动机的运载工具。

背景技术：

1、由于巨大成本效益的潜力，针对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”。回收和重复使用多级火箭系统的上面级火箭(例如，两级火箭系统的第二级火箭)的能力仍然是业界尚未解决的重大技术差距。由于恶劣的重返环境以及与经受该重返环境和将运载工具引导到精确着陆位置所需的增加的结构质量相关联的性能损失，重复使用多级火箭的上面级具有挑战性。上面级火箭通常以最小结构和复杂性构造，因为第二级的任何质量增加都是有效载荷容量的1:1减少。因此，重复使用上面级火箭需要显著的额外功能、但是具有最小质量增加。

2、在行星大气层内以高超音速或高于高超音速行进的火箭和其他运载工具(例如，太空重返运载工具、飞机、导弹等等)需要一种手段来保护其自身免受在这种高速下发生的加热的影响。用于减轻这种加热的常规解决方案包括使用以下材料中的一者或多者：(i)烧蚀材料，其经历热解并产生气体，这些气体在边界层中向下游移动以形成保护膜层；(ii)高温材料(例如，陶瓷、碳-碳等等)；(iii)复合材料，其使基部材料绝热并从其辐射热；以及(iv)发散冷却，其涉及使用由穿过半多孔壁的气体提供的薄保护膜。用于减轻加热的这些常规解决方案对某些应用(诸如可重复使用的运载工具)具有不利的成本、操作和质量影响。因此，有利的是，最小化必须借助这种隔热罩保护的运载工具面积和相关联的质量。

3、为减少可重复使用的太空重返运载工具的操作成本和周转时间，有利的是，控制运载工具在精确位置处着陆，该精确位置被配置成限制着陆事件期间对运载工具的损坏(例如，做好准备的混凝土表面或着陆区)。

4、实现受控着陆需要在重返大气层期间机动飞行并且在飞行期间抵消轨迹干扰的能力。传统上用于上面级火箭的非常大型的喷管式发动机(例如，钟形喷管式发动机)具有防止其充当上面级火箭的推进着陆系统的限制。特别地，大型喷管式发动机通常仅在真空中针对效率进行优化，并且因此在大气层操作期间(即，在重返和着陆期间)经历相对差的性能。此外，大型喷管式发动机在重返期间难以得到保护，因为其非常薄，并且在大气层中产生严重的流动分离和侧向载荷。由于不利的成本和质量影响，向上面级火箭添加二级推进系统以实现受控着陆是不可行的。

5、申请人最近为克服这些和其他问题所做的努力集中于使用塞式喷管式发动机。塞式喷管式发动机最小化因压力阻力所致的喷管效率损失，这允许其在大气层内以低节流水平操作，而在大型喷管式发动机中将发生流动分离，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。参考图1，现有技术的塞式发动机114包括至少一个高压室150(例如，燃烧室)和塞式喷管112。参考图2，现有技术的塞式喷管112包括至少一个初始喷管部分152和二级喷管部分153，排气最初通过初始喷管部分152离开高压室150，二级喷管部分153相对于初始喷管部分152在下游。初始喷管部分152包括至少一个喉部154并且通常呈缩扩喷管(收缩-扩张喷管)的形式。二级喷管部分153包括限定内膨胀表面155的中心本体140(例如，塞锥件(气尖式部件，aerospike))(参见图1)。在2019年11月27日提出申请的共同让与的美国临时专利申请第62/941,386号和于2020年8月27日提出申请并且要求美国临时专利申请第62/941,386号的优先权的国际专利申请第pct/us2020/048178号中更详细地论述了现有技术的塞式发动机114及其改进，这些专利申请以全文引用方式并入本文中。

6、参考图2，在现有技术的塞式发动机114的所图示的实施例中，喉部154限定具有相对收缩表面170、172的上游收缩区段与具有相对扩张表面164、166的下游扩张区段之间的过渡。扩张表面164、166在其间限定初始喷管腔125。内扩张表面164与由二级喷管部分153的中心本体140限定的内膨胀表面155相邻(例如，至少基本上与其齐平)。初始喷管部分152的外后端168由限定外扩张表面166的壁的后端限定。在如图2中所示的实施例的现有技术实施例中，初始喷管部分152有时被称为“一级喷管”。

7、在现有技术的塞式发动机114的一些实施例(包括图1–图2中所示的那些)中，发动机114具有所谓的“塞簇(plug cluster)”配置。在这些配置中，发动机114包括相对于彼此间隔开的多个分立高压室150和相对于彼此间隔开的多个分立初始喷管部分152。每一初始喷管部分152相对于对应的高压室150设置，并且被配置成排出离开相应的高压室150的气体。每一高压室150和初始喷管部分152的对在本领域中被称为“推力罐”或“推力室”。每一推力室的初始喷管部分152包括围绕初始喷管部分152的轴线174环状地延伸的分立喉部154。在这种现有技术实施例中，喉部154的收缩表面170、172形成围绕轴线174环状地延伸的连续表面，并且喉部154的扩张表面164、166形成围绕轴线174环状地延伸的连续表面。在一些情况下，收缩表面170、172和/或扩张表面164、166相对于轴线174轴对称。在诸如图1中所示的环形(例如，环状)塞锥件配置中，推力室围绕其上设置有发动机114的运载工具的中心线116沿周向间隔开。

8、关于“塞簇”配置，现有技术教示将每一推力室(即，每一分立的高压室150及其对应的初始喷管部分152)定位成尽可能靠近于沿周向相邻的推力室，以便实现最佳的推力性能和流动分离，并且最小化效率损失。

9、除机动性之外，运载工具还必须具有足够气动升力能力，以便在重返大气层期间减速并实现受控着陆。实现精确着陆的现有技术重返运载工具通常是诸如太空梭的升力体。这些运载工具实现大的升阻比和强大的机动飞行能力，但是代价是带翼运载工具的下侧上的大隔热罩面积和数个主动控制的空气动力表面。其他现有技术的重返运载工具通过仅将运载工具的相对小的基部区暴露至重返环境来最小化隔热罩的额外质量。这些重返运载工具产生的升阻比足以在重返大气层期间使其减速并实现某种程度的受控着陆，但是其缺少推进系统或其他机动飞行手段，并且因此无法在精确位置处着陆。

10、一种这样的现有技术运载工具是阿波罗宇宙飞船的重返运载工具216，其示意性地图示在图3和图4中。此现有技术的运载工具216呈沿着其前端220与相对后端222之间的线性中心线230延伸的胶囊的形式。后端222限定运载工具216在重返大气层期间的迎风侧。现有技术的运载工具216包括隔热罩240和环状侧壁236，隔热罩240限定迎风侧上的隔热罩外表面，环状侧壁236相对于平行于中心线230的平面238、239以三十三度(33°)的角度θ(在下文中，“侧壁角θ”)设置。隔热罩表面240和运载工具216整体至少基本上相对于中心线230轴对称。参考图3，现有技术的运载工具216最初将以所谓的零攻角重新进入大气层，其中运载工具216被取向成使得中心线230平行于行进方向260。在零攻角取向上，运载工具216的重心262和压力中心264在相对于行进方向260偏移的平面266中。

11、在飞行期间，运载工具216上的空气动力学升力和阻力将产生围绕重心262的俯仰力矩，并且运载工具216将自然地采用那些力矩被平衡的取向，其被称为空气动力学调整点。在图4中所示的此取向上，运载工具216的重心262和压力中心264将在平行于行进方向260的平面266中。在此取向上，运载工具216的相对侧将相对于平行于行进方向260的平面270、271以不同的相应角度设置。现有技术的运载工具216的重心262和压力中心264将被选择成在重返大气层期间实现特定的非零攻角。这是因为增加攻角增加了运载工具216的升阻比。为实现足够高的升阻比、同时还避免侧壁236至相对于运载工具216沿与行进方向260相反的方向移动的高焓流268的潜在灾难性暴露，现有技术的运载工具216必须被设计成具有相对陡的侧壁角θ(即，侧壁角θ具有相对高的量值)。

12、侧壁角θ的量值与运载工具216的容积成反比，并且因此对于一些应用，可能不期望具有陡侧壁角θ的设计。例如，如果运载工具216的目的是运送货物，则较陡的侧壁角θ意味着较少容积用于存储货物。

13、本发明的方面涉及这些和其他问题。

技术实现思路

1、根据本发明的一方面，一种用于例如上面级火箭的运载工具的环状塞式喷管包括中心本体和围绕所述中心本体间隔开的多个推力室。每一推力室具有喉部和在所述喉部后方延伸的喷管部分，所述喷管部分在其后端处具有出口尺寸dexit。每一推力室与相邻推力室间隔开间隔距离dspace，使得dspace≥m*dexit，其中m≥1。

2、根据本发明的另一方面，一种发动机包括中心本体和围绕所述中心本体间隔开的多个推力室。每一推力室具有产生推力气体的高压室、在所述高压室后方延伸并且排出由所述高压室产生的所述气体的喷管部分以及将所述高压室连接到所述喷管部分的喉部。每一推力室的所述喷管部分在其后端处具有出口尺寸dexit。每一推力室与相邻推力室间隔开间隔距离dspace，使得dspace≥m*dexit，其中m≥1。

3、根据本发明的另一方面，一种运载工具包括发动机，所述发动机包括中心本体和围绕所述中心本体间隔开的多个推力室。每一推力室具有产生推力气体的高压室、在所述高压室后方延伸并且排出由所述高压室产生的所述气体的喷管部分以及将所述高压室连接到所述喷管部分的喉部。每一推力室的所述喷管部分在其后端处具有出口尺寸dexit。每一推力室与相邻推力室间隔开间隔距离dspace，使得dspace≥m*dexit，其中m≥1。

4、根据本发明的另一方面，一种用于保护运载工具的迎风侧免受高焓流的影响的隔热罩包括中心本体侧壁和在所述中心本体侧壁后方延伸的中心本体基部。所述中心本体侧壁和所述中心本体基部限定非轴对称的隔热罩外表面。

5、根据本发明的另一方面，一种塞式喷管包括喉部和在所述喉部后方延伸的中心本体。所述中心本体包括限定膨胀表面的中心本体侧壁，以及在所述中心本体侧壁后方延伸的中心本体基部。所述中心本体侧壁和所述中心本体基部限定非轴对称的隔热罩外表面。

6、根据本发明的另一方面，一种发动机包括高压室和排出由所述高压室产生的气体的塞式喷管。所述塞式喷管包括喉部和在所述喉部后方延伸的中心本体。所述中心本体包括限定膨胀表面的中心本体侧壁，以及在所述中心本体侧壁后方延伸的中心本体基部。所述中心本体侧壁和所述中心本体基部限定非轴对称的隔热罩外表面。

7、根据本发明的另一方面，一种运载工具包括发动机，所述发动机包括高压室，以及排出由所述高压室产生的气体的塞式喷管。所述塞式喷管包括喉部和在所述喉部后方延伸的中心本体。所述中心本体包括限定膨胀表面的中心本体侧壁，以及在所述中心本体侧壁后方延伸的中心本体基部。所述中心本体侧壁和所述中心本体基部限定非轴对称的隔热罩外表面。

8、根据本发明的另一方面，一种多级火箭系统的可重复使用的上面级火箭包括在所述上面级火箭的基部上的重返隔热罩表面。所述重返隔热罩表面具有非轴对称的形状，其在零攻角下产生升力。

9、除上文描述的一个或多个特征以外或者作为其替代方案，本发明的其他方面可以单独地或组合地包括一个或多个以下特征：

10、-所述中心本体侧壁和所述中心本体基部共同形成钝头体；

11、-所述中心本体侧壁包括具有圆锥形状的刚性壁；

12、-所述中心本体侧壁具有截头的和斜的圆锥形状；

13、-所述中心本体基部具有半球形形状、截头圆锥形状、多圆锥形状和椭圆形形状中的至少一者；

14、-所述中心本体侧壁和所述中心本体基部中的至少一者被主动冷却；

15、-所述中心本体是截头环形塞锥件；

16、-所述运载工具是上面级火箭；

17、-所述运载工具是重返大气层运载工具；

18、-所述中心本体是截头环形塞锥件，并且所述中心本体基部部分地限定所述运载工具的后端；

19、-所述运载工具包括限定所述运载工具的前端的主体部分和限定所述运载工具的后端的基部部分，并且所述主体部分相对于在所述主体部分的前端与所述主体部分的后端之间的方向上延伸的主体中心线至少基本上轴对称；

20、-所述隔热罩外表面相对于所述主体中心线是非轴对称的；

21、-所述隔热罩外表面被配置成使得在重返大气层期间作用在所述中心本体上的净空气动力相对于所述主体中心线成一定角度；

22、-所述隔热罩外表面被配置成使得作用在所述中心本体上的净空气动力在以零攻角重返大气层期间产生升力；

23、-所述发动机和所述塞式喷管被配置成使得所述塞式喷管沿朝向所述运载工具的后端的方向排出由所述高压室产生的气体；

24、-所述中心本体侧壁和所述中心本体基部是所述隔热罩的部件；

25、-所述中心本体具有圆形轮廓，并且所述多个推力室围绕所述中心本体的所述圆形轮廓间隔开；

26、-所述间隔距离dspace被定义为相邻推力室之间的弧长；

27、-所述间隔距离dspace被定义为相邻推力室之间的弦长；

28、-所述推力室围绕所述中心本体均匀地间隔开；

29、-每一推力室的所述喷管部分的出口尺寸dexit是直径；

30、-推进器安装座定位在所述运载工具的主体的后端处，所述推进器安装座具有沿平行于所述运载工具的所述主体的中心线的方向延伸穿过其中的多个开口，并且每一开口被配置成接纳所述推力室中的一者；

31、-所述中心本体相对于所述运载工具的所述主体的所述中心线是非轴对称的；

32、-所述中心本体和所述推进器安装座限定隔热罩的至少一部分；

33、-所述中心本体具有圆形轮廓，并且所述多个推力室围绕所述中心本体的所述圆形轮廓间隔开；

34、-所述间隔距离dspace被定义为相邻推力室之间的弧长；

35、-所述间隔距离dspace被定义为相邻推力室之间的弦长；

36、-所述推力室围绕所述中心本体均匀地间隔开；并且

37、-每一推力室的所述喷管部分的出口尺寸dexit是直径。

38、根据下文提供的附图和具体实施方式，本发明的这些和其他方面将变得显而易见。