專利名稱：組合的混合火箭系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本申請涉及一種混合火箭系統(tǒng)，其例如用于推進(jìn)帶機(jī)翼亞軌道航天器，但并不限于該應(yīng)用。與固體燃料和液體燃料火箭相反，混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)使用這兩種燃料。也就是說，某種液體氧化劑例如氧化氮(N2O)被用來燃燒固體燃料。氧化劑被盛放在加壓箱內(nèi)，而固體燃料(例如HTPB、或端羥基聚丁二烯)則被鑄在中空且通常是管形的燃燒室殼體或發(fā)動(dòng)機(jī)的內(nèi)壁上，其中所述燃燒室殼或發(fā)動(dòng)機(jī)從氧化劑箱向后延伸，而終止于喉部和噴嘴。飛行員控制的閥門使氧化劑進(jìn)入燃燒室殼體內(nèi)，點(diǎn)火器(如火花或火焰型)啟動(dòng)燃燒。
本發(fā)明涉及兩個(gè)重要的改進(jìn)。首先，涉及一種將火箭固定和安裝到航天器機(jī)身或相關(guān)結(jié)構(gòu)的簡化方法；其次，涉及一種集成式發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)，該結(jié)構(gòu)明顯地限制了可能的漏泄路徑，從而提高了可靠性和安全性。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的混合火箭系統(tǒng)的特征在于，所使用的氧化劑箱具有圓柱形中部，該中部可以通過彈性粘合劑層而被粘合到航天器的內(nèi)表面。延伸的固體燃料發(fā)動(dòng)機(jī)殼以機(jī)械方式剛性固定到氧化劑箱的中后表面，該發(fā)動(dòng)機(jī)殼的末端具有喉部和噴嘴。氧化劑箱對航天器的彈性粘合形成火箭系統(tǒng)的唯一支撐，而且不需要對于發(fā)動(dòng)機(jī)殼的單獨(dú)支撐。


圖1是安裝在具有機(jī)翼的航天器(所示為橫截面)內(nèi)的一種混合火箭的側(cè)視圖；
圖2是火箭部件的分解圖；圖3是火箭的固體燃料發(fā)動(dòng)機(jī)箱的前端的剖視立體圖；圖4是發(fā)動(dòng)機(jī)殼與氧化劑箱的連接處的局部剖視圖；而圖5是氧化劑箱的局部剖視圖。
具體實(shí)施例方式
圖1所示為一種混合火箭10，其安裝在具有機(jī)翼的航天器的機(jī)身11內(nèi)，該機(jī)身采用局部剖示出，機(jī)身11具有飛行員艙12。火箭10的主要部件是氧化劑箱14，其具有延長的圓柱形中部15，圓柱形中部15固定到機(jī)身的內(nèi)表面17，該箱體具有后隔板(下文中描述)，圓柱形的發(fā)動(dòng)機(jī)19固定到該后隔板，發(fā)動(dòng)機(jī)的末端有一噴嘴20。為清楚起見，圖1中省去了可縮回的起落架和航天器機(jī)翼和尾部。
圖5示出了氧化劑箱14的橫截面圖，該氧化劑箱具有相對薄(例如0.1至0.125英寸)的內(nèi)襯22，該內(nèi)襯是由環(huán)氧纖維玻璃預(yù)浸復(fù)合材料制成的。內(nèi)襯被涂有環(huán)氧基體的石墨增強(qiáng)纖維層23所過度卷繞。增強(qiáng)纖維/環(huán)氧層的厚度在箱體圓柱形中部15處的厚度約為四分之一英寸，且朝著相對的箱體兩端逐漸變厚到大約1至1/2英寸，在此處箱體與圓柱形的前凸緣26和后凸緣27(圖5)接觸并密封接合。
密封固定到前凸緣26的是前隔板29，前隔板閉合箱體的前端，但提供了有閥的入口(未示出)用以加載氧化劑。類似地密封固定到后凸緣27的是向前凸出的后隔板30，后隔板閉合箱體的后端。氧化劑輸送閥和點(diǎn)火系統(tǒng)(未示出)安裝在箱體內(nèi)的后隔板上。
箱體的圓柱形中部15被圓柱形外罩32所覆蓋，在一優(yōu)選方式中外罩32是由大約十一片或十一層柔韌的纖維玻璃布制成的，這些粘合在一起的片被定向?yàn)橄鄬τ谙潴w的縱軸成45度角。外罩的內(nèi)徑略大于箱體中部的外徑，使得一厚(約0.1英寸)層彈性粘合劑(由PRC Desoto制造的Proseal P5890，Class B是令人滿意的)能夠注入，從而將外罩粘合到箱體。
這種粘合在一起的外罩和箱體在航天器機(jī)身11的配套的內(nèi)圓柱表面34內(nèi)形成滑動(dòng)配合，讓一薄(約0.02英寸)層剛性粘合劑能夠注入，從而將箱體和外罩固定到機(jī)身。例如Hysol 9396之類的粘合劑是令人滿意的。箱體-外罩及外罩-機(jī)身的粘合形成航天器內(nèi)火箭10的唯一支撐。
圖4是發(fā)動(dòng)機(jī)19對氧化劑箱后凸緣27和后隔板30的剛性連接的局部剖視圖。發(fā)動(dòng)機(jī)殼36具有大約0.1英寸厚的硅酚醛樹脂(silicon-phenolic)內(nèi)襯37，及大約0.3英寸厚的碳增強(qiáng)纖維外套38。固體燃料39被鑄到發(fā)動(dòng)機(jī)殼內(nèi)，留下機(jī)殼中心線周圍的開放部分。壓鑄的頭部絕緣40形成在固體燃料的前方，且具有向前凸出的前端41，該前端與隔板30后端的配合曲率一致。機(jī)殼36的前端外擴(kuò)，從而貼靠到圓柱形的鋼楔43，此鋼楔具有三角形的截面并具有前表面44，該前表面具有O形密封圈45，貼靠到后隔板30上外延的圓柱形凸緣46。
鋁制壓圈50具有向前和向外傾斜的錐形內(nèi)表面51，該內(nèi)表面套在發(fā)動(dòng)機(jī)殼的前端上并緊靠凸緣46的后表面。若干個(gè)螺紋緊固件52延伸穿過壓圈50、凸緣46、及凸緣27中的配合孔直到螺母53，以將那些部件緊密地夾在一起，從而將發(fā)動(dòng)機(jī)殼剛性固定到氧化劑箱。額外的O形密封圈54被置于凸緣46和向前延伸的襯圈55中，襯圈55是與后隔板一體形成的。有孔的圓柱形管56固定到襯圈55，并在氧化劑箱內(nèi)向前延伸以供作防蕩板。
氧化劑箱裝載有加壓至700磅/平方英寸的含氮氧化物，在此壓強(qiáng)下氧化劑是液體。加壓箱的向外膨脹至少部分地被彈性粘合劑厚層所吸收，該厚層將箱體外罩粘合到機(jī)身，而且這個(gè)粘合劑層也吸收和減弱了發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)。
除去圓柱形中部15，氧化劑箱大體近似于一個(gè)球體，所提供的壓力容器的強(qiáng)度足以支撐由點(diǎn)火后的發(fā)動(dòng)機(jī)所施加的負(fù)載。這個(gè)強(qiáng)度使得發(fā)動(dòng)機(jī)能以懸臂的方式從氧化劑箱的后端延伸，而不再需要來自機(jī)身的支撐。這種單一的連接方式讓發(fā)動(dòng)機(jī)(通常是一次性使用的部件)能夠容易地更換，并可以放置不同長度的發(fā)動(dòng)機(jī)，而且減少了可能的漏泄路徑的數(shù)目。另外，在發(fā)動(dòng)機(jī)支撐方面沒有產(chǎn)生任何額外的重量，因?yàn)閳?jiān)固的箱體/機(jī)身的安裝結(jié)構(gòu)就支撐了整個(gè)火箭系統(tǒng)。
權(quán)利要求
1.一種亞軌道航天器內(nèi)的混合火箭推進(jìn)系統(tǒng)，該亞軌道航天器的機(jī)身具有大致中空的內(nèi)圓柱表面，所述推進(jìn)系統(tǒng)包括一氧化劑箱，該箱具有中部的圓柱外表面，該表面被一外罩所覆蓋，并可插到所述機(jī)身內(nèi)表面內(nèi)，所述外罩和箱是通過一彈性部件被固定在一起的，且所述外罩的外表面是粘合固定到所述機(jī)身內(nèi)表面的；一延長的和大致圓柱形的固體燃料發(fā)動(dòng)機(jī)殼，該機(jī)殼剛性固定到所述氧化劑箱的中后表面，所述機(jī)殼具有一后端，該后端形成一喉部以及一在所述機(jī)身后延伸的噴嘴；且其中所述推進(jìn)系統(tǒng)的唯一支撐是所述彈性部件，所述機(jī)殼是以懸臂的形式設(shè)置在所述箱體之后的，并不直接固定到所述機(jī)身。
2.如權(quán)利要求1所述的推進(jìn)系統(tǒng)，其中所述箱具有用環(huán)氧纖維玻璃復(fù)合材料制成的內(nèi)襯，所述內(nèi)襯被一具有石墨增強(qiáng)纖維和環(huán)氧基體的外層所過度卷繞。
3.如權(quán)利要求2所述的推進(jìn)系統(tǒng)，其中所述外罩是纖維玻璃。
4.如權(quán)利要求3所述的推進(jìn)系統(tǒng)，其中所述彈性部件是將所述外罩粘合到所述箱的彈性粘合劑層。
5.如權(quán)利要求4所述的推進(jìn)系統(tǒng)，其中所述彈性粘合劑的厚度是大約0.1英寸。
6.如權(quán)利要求2所述的推進(jìn)系統(tǒng)，其中所述箱的內(nèi)襯和外層是圍繞和固定到前凸緣和后凸緣的，各所述凸緣又分別固定到前隔板和后隔板，所述隔板密封所述箱。
7.如權(quán)利要求6所述的推進(jìn)系統(tǒng)，其中所述發(fā)動(dòng)機(jī)殼通過可拆卸的緊固件剛性固定到所述后隔板，而能夠更換燃燒發(fā)動(dòng)機(jī)殼。
全文摘要
本發(fā)明的混合火箭系統(tǒng)的特征在于，所使用的氧化劑箱具有被外罩環(huán)繞的圓柱形中部，所述中部通過彈性粘合劑層粘合到所述外罩。而所述外罩的外表面以粘合方式固定到航天器的內(nèi)表面。延伸的固體燃料發(fā)動(dòng)機(jī)殼通過機(jī)械方式剛性固定到氧化劑箱的中后表面，該發(fā)動(dòng)機(jī)殼的末端具有喉部和噴嘴。所述箱體到所述外罩的彈性粘合、以及所述外罩到所述航天器的剛性粘合形成火箭系統(tǒng)的唯一支撐，而且不需要用于發(fā)動(dòng)機(jī)殼的單獨(dú)支撐。
文檔編號B64G1/14GK1768200SQ200480008425
公開日2006年5月3日 申請日期2004年3月29日 優(yōu)先權(quán)日2003年3月28日
發(fā)明者E·L·魯坦 申請人:莫哈韋航天器風(fēng)險(xiǎn)有限責(zé)任公司