[发明专利]用于推力矢量控制的涡轮发电机组件

说明书

技术领域

本发明涉及推力致动，且具体地涉及用于向航天运载器的推力致动器提供机电功率的系统和方法。

背景技术

推力矢量控制是运载工具（例如，航天运载器）的用于控制来自其发动机的推力的方向的能力，以便控制该运载工具的飞行路径或角速度。这典型地通过使用致动器来完成。致动器控制喷嘴的偏转，所述偏转继而调节航天运载器的推力矢量。

典型地，航天运载器推力矢量控制已经由液压系统来提供动力。液压功率由涡轮机泵组件来产生，所述涡轮机泵组件利用加压气体来使得涡轮机旋转，所述涡轮机驱动液压泵。随着运载工具朝向全电气系统发展，这些液压系统变得过时。

提供动力给航天运载器的电气系统已利用电池技术来实现。然而，由于当前电池技术在重量、体积、成本和可靠性方面的局限性，需要开发出一种更合理的且功率/能量致密（dense）的电功率源。

发明内容

系统包括推力系统、发电机、涡轮机、速度控制阀和齿轮传动装置。发电机向所述推力系统的至少一个机电致动器提供电功率。涡轮机驱动发电机。速度控制阀计量至所述涡轮机的推进剂，并且齿轮传动装置连接所述涡轮机、所述发电机和所述速度控制阀。

附图说明

图1是用于示出根据本发明实施方式的用于向航天运载器提供推力的系统的框图。

图2是根据本发明实施方式的用于向航天运载器的推力系统的机电推力矢量控制系统提供电功率的涡轮发电机组件的示意性截面图。

图3是示出根据本发明实施方式的齿轮系统以及发电机的示意性截面图。

图4是示出根据本发明实施方式的用于向航天运载器的推力系统的机电推力矢量控制系统提供电功率的方法的流程图。

具体实施方式

本发明涉及一种涡轮发电机系统，由此，所述发电机向航天运载器上的火箭发动机的机电推力矢量致动器供应电功率。具体地，少量（大约0.1%）的液态氢燃料从火箭发动机的主燃料管线转向，并且蒸发。得到的气体由涡轮机接收，并且用作驱动该涡轮机的高压工作流体。该涡轮机继而驱动发电机，所述发电机向机电致动器提供电功率。这些机电致动器调节喷嘴的偏转，由此控制火箭推力矢量。涡轮机的速度由速度控制阀来控制。速度控制阀计量至涡轮机的推进剂，并且基于涡轮机的操作速度被机械地管理。

图1是示出根据本发明实施方式的用于提供动力给航天运载器的推力系统的系统10的框图。系统10包括涡轮发电机组件12（其包括涡轮机14、发电机16、齿轮传动装置18、速度控制阀20、润滑油泵22、润滑油过滤器24、润滑油旁路阀26、以及冷却回路28）、推力系统30（其包括控制器32、推力矢量致动器34和喷嘴36）、推进剂入口38、以及被计量推进剂路径40。涡轮机14是本领域已知的任何涡轮机，例如单级、多喷嘴脉动涡轮机。发电机16是本领域已知的任何发电机。

液态燃料（例如，氢燃料）与氧化剂燃烧以在火箭发动机中产生高压气体。该气体中的一些从火箭发动机的主燃料管线转向，并且通过推进剂入口38提供给速度控制阀20。速度控制阀20调节提供给旋转涡轮机14的气体的量。涡轮机14通过齿轮传动装置18来提供动力给发电机16。发电机16产生电功率并且将电功率提供给推力系统24。推力系统24利用发电机16所提供的电功率来提供动力给控制器32以及推力矢量致动器34。推力矢量致动器34可被实施为例如取向在法线轴线上的两个常规的马达驱动式直线机电致动器（每个致动器大约是100马力）。控制器32是任何微控制器，例如现场可编程门阵列（FPGA）。推力矢量致动器34调节喷嘴36的偏转，由此控制火箭推力矢量。

润滑油泵22是本领域已知的标准润滑油泵，并且被容纳在贮槽壳体中。油泵22通过冷却回路28向涡轮机14以及发电机16提供润滑和冷却。油首先经过过滤器24。然后，油离开齿轮传动装置18、行进通过冷却回路28、并且然后再进入齿轮传动装置18。在过滤器24被堵塞的情况下，过滤器旁路阀26允许油绕过该过滤器24。这通过测量在过滤器旁路阀24处的油压来完成。例如，如果在过滤器旁路阀24处的压力大于最大值（例如，300磅每平方英寸（PSI）），那么未过滤的油将绕过该过滤器24至涡轮机14，以便使得涡轮机14不缺乏油。分离的阀可将冷却回路28中的油压设置成例如为过滤器24下游的65 PSI。