[發明專利]用于推力矢量控制的渦輪發電機組件

無效

• 申請號: 201310276640.0
• 申請日: 2013-07-03
• 公開（公告）號: CN103527347A
• 公開（公告）日: 2014-01-22
• 發明（設計）人: Z.J.德龍;R.A.希梅爾曼
• 申請（專利權）人: 哈米爾頓森德斯特蘭德公司
• 主分類號: F02K9/80
• 分類號: F02K9/80;F01D15/10
• 代理公司: 中國專利代理(香港)有限公司 72001
• 代理人: 周春梅;傅永霄

技術領域

本發明涉及推力致動，且具體地涉及用于向航天運載器的推力致動器提供機電功率的系統和方法。

背景技術

推力矢量控制是運載工具（例如，航天運載器）的用于控制來自其發動機的推力的方向的能力，以便控制該運載工具的飛行路徑或角速度。這典型地通過使用致動器來完成。致動器控制噴嘴的偏轉，所述偏轉繼而調節航天運載器的推力矢量。

典型地，航天運載器推力矢量控制已經由液壓系統來提供動力。液壓功率由渦輪機泵組件來產生，所述渦輪機泵組件利用加壓氣體來使得渦輪機旋轉，所述渦輪機驅動液壓泵。隨著運載工具朝向全電氣系統發展，這些液壓系統變得過時。

提供動力給航天運載器的電氣系統已利用電池技術來實現。然而，由于當前電池技術在重量、體積、成本和可靠性方面的局限性，需要開發出一種更合理的且功率/能量致密（dense）的電功率源。

發明內容

系統包括推力系統、發電機、渦輪機、速度控制閥和齒輪傳動裝置。發電機向所述推力系統的至少一個機電致動器提供電功率。渦輪機驅動發電機。速度控制閥計量至所述渦輪機的推進劑，并且齒輪傳動裝置連接所述渦輪機、所述發電機和所述速度控制閥。

附圖說明

圖1是用于示出根據本發明實施方式的用于向航天運載器提供推力的系統的框圖。

圖2是根據本發明實施方式的用于向航天運載器的推力系統的機電推力矢量控制系統提供電功率的渦輪發電機組件的示意性截面圖。

圖3是示出根據本發明實施方式的齒輪系統以及發電機的示意性截面圖。

圖4是示出根據本發明實施方式的用于向航天運載器的推力系統的機電推力矢量控制系統提供電功率的方法的流程圖。

具體實施方式

本發明涉及一種渦輪發電機系統，由此，所述發電機向航天運載器上的火箭發動機的機電推力矢量致動器供應電功率。具體地，少量（大約0.1%）的液態氫燃料從火箭發動機的主燃料管線轉向，并且蒸發。得到的氣體由渦輪機接收，并且用作驅動該渦輪機的高壓工作流體。該渦輪機繼而驅動發電機，所述發電機向機電致動器提供電功率。這些機電致動器調節噴嘴的偏轉，由此控制火箭推力矢量。渦輪機的速度由速度控制閥來控制。速度控制閥計量至渦輪機的推進劑，并且基于渦輪機的操作速度被機械地管理。

圖1是示出根據本發明實施方式的用于提供動力給航天運載器的推力系統的系統10的框圖。系統10包括渦輪發電機組件12（其包括渦輪機14、發電機16、齒輪傳動裝置18、速度控制閥20、潤滑油泵22、潤滑油過濾器24、潤滑油旁路閥26、以及冷卻回路28）、推力系統30（其包括控制器32、推力矢量致動器34和噴嘴36）、推進劑入口38、以及被計量推進劑路徑40。渦輪機14是本領域已知的任何渦輪機，例如單級、多噴嘴脈動渦輪機。發電機16是本領域已知的任何發電機。

液態燃料（例如，氫燃料）與氧化劑燃燒以在火箭發動機中產生高壓氣體。該氣體中的一些從火箭發動機的主燃料管線轉向，并且通過推進劑入口38提供給速度控制閥20。速度控制閥20調節提供給旋轉渦輪機14的氣體的量。渦輪機14通過齒輪傳動裝置18來提供動力給發電機16。發電機16產生電功率并且將電功率提供給推力系統24。推力系統24利用發電機16所提供的電功率來提供動力給控制器32以及推力矢量致動器34。推力矢量致動器34可被實施為例如取向在法線軸線上的兩個常規的馬達驅動式直線機電致動器（每個致動器大約是100馬力）。控制器32是任何微控制器，例如現場可編程門陣列（FPGA）。推力矢量致動器34調節噴嘴36的偏轉，由此控制火箭推力矢量。

潤滑油泵22是本領域已知的標準潤滑油泵，并且被容納在貯槽殼體中。油泵22通過冷卻回路28向渦輪機14以及發電機16提供潤滑和冷卻。油首先經過過濾器24。然后，油離開齒輪傳動裝置18、行進通過冷卻回路28、并且然后再進入齒輪傳動裝置18。在過濾器24被堵塞的情況下，過濾器旁路閥26允許油繞過該過濾器24。這通過測量在過濾器旁路閥24處的油壓來完成。例如，如果在過濾器旁路閥24處的壓力大于最大值（例如，300磅每平方英寸（PSI）），那么未過濾的油將繞過該過濾器24至渦輪機14，以便使得渦輪機14不缺乏油。分離的閥可將冷卻回路28中的油壓設置成例如為過濾器24下游的65?PSI。