一种发动机并联布局的飞行器

技术领域

本发明涉及宇宙航行飞行器技术领域，具体涉及一种发动机并联布局的飞行器。

背景技术

运载火箭芯一级多采用多台发动机并联布局方案，现有的各型火箭均采用传统的构型布局，由承力梁或桁架作为主承力结构，且未与贮箱联合设计而进行传力路径优化，因此还有优化的空间。

如何提高运载火箭多台发动机并联布局的紧凑性，优化箭体的总体构型和布局，进一步提高系统集成度，以降低箭体直径，减轻箭体结构重量，同时减小悬臂，改善发动机受力环境，是国内外运载火箭面临的工程难题。

发明内容

因此，本发明要解决的技术问题在于克服现有技术中运载火箭采用的多台发动机并联布局的结构不够紧凑，导致箭体结构直径增加的缺陷，从而提供一种发动机并联布局的飞行器。

为了解决上述技术问题，本发明提供发动机并联布局的飞行器，包括：中心发动机和围绕所述中心发动机设置的多台周向发动机，所述中心发动机的出口与所述周向发动机的出口在沿着飞行器的轴向方向上采用错位布局。

可选地，所述中心发动机的出口相对于所述周向发动机的出口更加向后凸出所述飞行器的尾部。

可选地，所述中心发动机和所述周向发动机均连接在飞行器的贮箱上。

可选地，所述贮箱的底部具有向外凸出的半球结构，所述中心发动机连接在所述半球结构的中心上。

可选地，所述中心发动机通过常平座可转动地连接在所述贮箱上。

可选地，所述贮箱的四周均匀间隔设置有若干周向连接座，所述周向发动机连接在所述周向连接座上。

可选地，所述周向发动机至少部分通过常平座可进行转动地连接在所述贮箱的周向连接座上。

可选地，所述贮箱上设置有用于与常平座连接的支撑结构。

可选地，所述周向发动机的初始安装角度相对于所述飞行器的轴线向外倾斜设置。

可选地，所述中心发动机和/或所述周向发动机的出口为开口朝后的喇叭口。

本发明技术方案，具有如下优点：

1.本发明提供的发动机并联布局的飞行器，将中心发动机和周向发动机的出口采用错位布局，以使中心发动机和周向发动机的最大截面积错开，从而可使发动机更加紧凑的安装在飞行器的尾部，减小箭体的直径。

2.本发明提供的发动机并联布局的飞行器，将中心发动机和周向发动机均连接在飞行器的贮箱上，且贮箱采用模块化设计，具有较强的独立性，使复杂的多台发动机并联系统有效、紧凑地集成在箭体内，有利于火箭的安装、维护和操作，有效的利用火箭的有限空间，降低了火箭的研发难度及成本。

3.本发明提供的发动机并联布局的飞行器，结构更紧凑，降低了传力结构的高度，提高了结构效率，传力性能好，提高了动力学性能。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明的实施例中提供的发动机并联布局的飞行器的底部结构立体图。

图2为图1的主视图。

图3为图2的中心发动机摆动时的仰视图。

图4为图2的中心发动机和周向发动机摆动时的主视图。

图5为单个发动机的摆动示意图。

图6为采用平齐布局的中心发动机和周向发动机在摆动时的主视图。

图7为常平座的一种实施方式的主视剖视图。

附图标记说明：

1、贮箱；2、中心发动机；3、周向发动机；4、常平座；5、球部；6、半球套；7、锁定套；8、周向连接座；9、支撑筋。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。

本实施例提供一种发动机并联布局的飞行器的具体实施方式，如图1所示，在飞行器的尾部具有贮箱1，该贮箱1的底部具有向外凸出的半球结构，在贮箱1上分别连接有中心发动机2和周向发动机3。其中，所述中心发动机2连接在所述半球结构的中心上，即所述中心发动机2的轴线与火箭箭体的轴线重合，多个所述周向发动机3围绕中心发动机2的周向均匀设置。在本实施例中，所述中心发动机2和所述周向发动机3的推力方向均与火箭箭体的轴线平行，以通过多台发动机对飞行器进行推动。另外，作为一种可替换实施方式，所述周向发动机3的初始安装角度还可以相对于所述飞行器的轴线向外倾斜设置，从而为中心发动机2的转动提供更为宽阔的空间，增大中心发动机2的可摇摆角度。

如图2所示，所述中心发动机2和所述周向发动机3均通过常平座4可转动地连接在所述贮箱1上。所述中心发动机2的出口与所述周向发动机3的出口在沿着飞行器的轴向方向上采用错位布局，以提高中心发动机2的摇摆角度。具体的，本实施例中，所述中心发动机2的出口相对于所述周向发动机3的出口更加向后凸出所述飞行器的尾部。另外，作为一种可替换实施方式，所述周向发动机3可以部分通过常平座4与贮箱1连接，从而使部分周向发动机3可进行摆动。其中所述常平座4可采用球铰结构，如图7所示，常平座4包括：球部5和壳部，其中，所述球部5可拆卸的连接在一法兰面上，所述壳部上一体成型有另一法兰面；所述壳部的本体为可拆卸的分体结构，具体的壳部的本体包括：通过紧固件可拆卸地连接的半球套6和锁定套7，所述锁定套7的两端均具有开口。进行组装时，首先将球部5的球头伸入到半球套6的腔内，然后将锁定套7穿过球部5的球头与半球套6进行紧固连接，最后在将一法兰面与球部5通过螺钉连接。通过该常平座4连接的发动机，可使发动机进行周向的360°角度的旋转，并且相比于其他铰接连接的常平座4，本实施例的常平座4的转动更加稳定可靠。另外，为了进一步的提高常平座4的转动稳定性，本实施例的常平座4的壳部采用首先进行整体加工成型，然后通过线切割的方式分割成半球套6和锁定套7，如此设置，可提高壳部组装后与球部5的配合精度，进一步提高常平座4的转动稳定性。

如图3所示，本实施例的中心发动机2进行摇摆时，是在多个周向发动机3围合的空间内进行摇摆，由于中心发动机2和周向发动机3为错位布局，因此，可提高中心发动机2的摇摆角度。

如图4所示，本实施例的中心发动机2与周向发动机3的高度差为H，并且，由于中心发动机2和周向发动机3的出口均为开口朝下的喇叭口结构，中心发动机2和周向发动机3在进行摆动时,各发动机的最大截面可以避开，从而增大发动机的摇摆角度。

如图5所示，中心发动机2的喷管横向摆动距离约为L=Rtanδ，其中R为中心发动机2的出口距离摆动中心的距离，δ为中心发动机2的摆动角度，由于R为定值，因此，当中心发动机2的摆动角度δ增大时，中心发动机2的喷管横向摆动距离L也相应的增大。

如图6所示，如果按照改进前的布局，中心发动机2和周向发动机3的出口平齐布局，此时中心发动机2的轴向摆动范围较小，从而导致中心发动机2的摆动角度δ较小，如果增加中心发动机2的摆动角度，则需要增大飞行器的尺寸，并且如此设置的并联布局结构也不够紧凑。

如图7所示，本实施例对贮箱1的结构也进行了改进，将贮箱1设计为能够直接与发动机连接的结构。本实施例的贮箱1的四周均匀间隔设置有若干周向连接座8，通过所述周向连接座8用于与所述周向发动机3连接。具体的，所述周向连接座8用于与连接周向发动机3的常平座4连接。另外，所述贮箱1上还设置有用于与常平座4连接的支撑结构。具体的，所述支撑结构包括支撑连接在周向连接座8侧边的支撑筋9，通过该支撑筋9用于改善贮箱1的受力。

显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之中。