PL241949B1 - Rocket engine exhaust nozzle - Google Patents

Abstract

Dysza wylotowa silnika rakietowego, charakteryzuje się tym, że do korpusu silnika rakietowego, niepokazanego na rysunku, przekręcona jest tarcza kulowa (2) z wewnętrznym ożebrowaniem, przy czym na tarczy kulowej (2) osadzona jest uchylnie panewka kulowa oraz dysza (10), przy czym panewka kulowa połączona jest z tarczą kulową (2) oraz z dyszą (10) za pomocą czterech sworzni oraz łożysk, osadzonych w piastach tarczy kulowej (2) i w deklach (4) przykręconych do dyszy (10). Łożyska osadzone są w deklach (4), a łożyska osadzone są w piastach tarczy kulowej (2), przy czym wewnątrz dyszy (10) w otworach znajdujących się w górnej jej części zamontowane są skrętnie za pośrednictwem czopów (11) łopatki. Na końcach czopów (11) łopatek zamontowane są łączniki (9), które za pomocą przegubów połączone są z siłownikami (8) z wspornikami (3) przykręconymi do tarczy kulowej (2). Korzystnie, pomiędzy korpusem silnika rakietowego a tarczą kulową (3) zainstalowane jest sprężyste uszczelnienie (2).The rocket engine outlet nozzle is characterized by the fact that a ball disc (2) with internal ribbing is turned to the body of the rocket engine, not shown in the drawing, and a ball bushing (10) and a nozzle (10) are pivotally mounted on the ball disc (2), and the nozzle (10) whereby the ball socket is connected to the ball disc (2) and the nozzle (10) by means of four pins and bearings, embedded in the hubs of the ball disc (2) and in the caps (4) screwed to the nozzle (10). The bearings are mounted in the lids (4), and the bearings are mounted in the hubs of the ball disc (2), while inside the nozzle (10) in the holes located in its upper part, the blades are torsionally mounted through pins (11). At the ends of the pins (11) of the blades, connectors (9) are mounted, which are connected with actuators (8) with brackets (3) screwed to the ball disc (2) by means of joints. Preferably, a resilient seal (2) is installed between the rocket motor body and the ball disc (3).

Description

Opis wynalazkuDescription of the invention

Przedmiotem wynalazku jest dysza wylotowa silnika rakietowego, sterująca kierunkiem wypadkowej wektora ciągu silnika pocisku rakietowego.The subject of the invention is a rocket engine outlet nozzle controlling the direction of the resultant thrust vector of a rocket engine.

Sterowanie wektorem ciągu silnika rakietowego wykorzystywane jest do zwiększenia skuteczności działania systemu sterowania lotem pocisku rakietowego, zmniejszenia udziału wykorzystania aerodynamicznych powierzchni sterowych (np. ster wysokości, ster kierunku), rozszerzenia możliwości działania podczas lotu oraz zwiększenie bezpieczeństwa lotu pocisku rakietowego.Rocket engine thrust vector control is used to increase the effectiveness of the missile flight control system, reduce the share of the use of aerodynamic control surfaces (e.g. elevator, rudder), extend the possibilities of operation during the flight and increase the flight safety of the missile.

Sterowanie wektorem ciągu może być realizowane przy użyciu sterów strumieniowych, znajdujące się w strumieniu gazów wylotowych, ruchomego dyfuzora, klap strumieniowych, zasuw sterów gazodynamicznych, klap odchylających ciąg, dysz dwuwymiarowych lub symetrycznych osiowo dysz sterujących, które umożliwiają odchylanie strumienia gazów wylotowych od osi silnika.Thrust vector control can be implemented using thrusters located in the exhaust gas stream, a movable diffuser, jet flaps, gas dynamic control valves, thrust deflecting flaps, two-dimensional nozzles or axially symmetrical control nozzles that allow the exhaust gas stream to be deflected from the engine axis.

Innym sposobem na sterowanie wektorem ciągu było zastosowanie w latach osiemdziesiątych XX wieku dysz dwuwymiarowych. Pomimo zalet, jakie wykazywała taka konstrukcja, miała ona również swoje słabe strony. Jedną z nich jest fakt, że mogą odchylać wektor ciągu silnika tylko w jednej płaszczyźnie, pionowej. Pozwala to na sterowanie pochyleniem pocisku rakietowego. W celu pokonania tej niedogodności opracowano najnowszy rodzaj dysz, a dokładnie symetryczne osiowo dysze sterujące (ang. Axisymetric Vectoring Nozzle - AVEN). Pozwalają one na odchylanie strumienia gazów wylotowych od osi silnika w dowolnym kierunku.Another way to control the thrust vector was the use of two-dimensional nozzles in the 1980s. Despite the advantages of such a design, it also had its weaknesses. One of them is the fact that they can deflect the engine's thrust vector only in one plane, vertical. This allows you to control the tilt of the missile. In order to overcome this disadvantage, the latest type of nozzles has been developed, namely the Axisymetric Vectoring Nozzle - AVEN. They allow the stream of exhaust gases to be deviated from the engine axis in any direction.

Istnieją rozwiązania, które do sterowania wektorem ciągu silnika rakietowego stosują jedną, a także dwie lub więcej dysz. Rozwiązania mechanizmów z pojedynczymi dyszami do sterowania kierunkiem wektora ciągu silnika rakietowego wykorzystują mechaniczne odchylenie dyszy lub komory ciągu, wprowadzenie do strumienia wylotowego gazów żaroodpornych, ruchomych elementów, które wywołują siły aerodynamiczne i powodują wychylenie części przepływu gazów, wprowadzenie płynu w wydzielonej części dyszy, powodując w ten sposób asymetryczne zniekształcenie naddźwiękowego przepływu gazów, oddzielenie urządzenia wytwarzającego siłę ciągu, które nie jest częścią głównego przepływu przez dyszę.There are solutions that use one, as well as two or more nozzles to control the thrust vector of a rocket engine. The solutions of mechanisms with single nozzles to control the direction of the thrust vector of a rocket engine use the mechanical deflection of the nozzle or the thrust chamber, the introduction of heat-resistant gases into the outlet stream, movable elements that cause aerodynamic forces and cause the deflection of a part of the gas flow, the introduction of fluid in a separate part of the nozzle, causing thus asymmetric distortion of the supersonic gas flow, separation of the thrust generating device which is not part of the main flow through the nozzle.

W rozwiązaniach posiadających układ przegubowy lub kardanowy, gdzie przegub umożliwia obrót tylko wokół jednej osi, podczas gdy przegub kardanowy jest zasadniczo przegubem uniwersalnym, cały silnik jest obracany na łożysku. W ten sposób następuje zmiana kierunku wektora ciągu. Zaletą takiego rozwiązania jest to, że dla małych kątów system ten ma znikome straty dla impulsu właściwego. Rozwiązanie to posiada wadę, ponieważ wymaga stosowania elastycznych zestawów paliwowych, tak zwanych mieszków, aby umożliwić przepływ paliwa ze zbiorników obiektu do ruchomego silnika.In solutions having a gimbal or gimbal arrangement, where the joint allows rotation about only one axis, while the gimbal is essentially a universal joint, the entire motor is rotated on a bearing. Thus, the direction of the thrust vector changes. The advantage of such a solution is that for small angles this system has negligible losses for the specific impulse. This solution has the disadvantage that it requires the use of flexible fuel assemblies, so-called bellows, to allow the flow of fuel from the tanks of the facility to the moving engine.

Kolejnym rozwiązaniem stosowanym do sterowania kierunkiem wektora ciągu silnika rakietowego są łopatki strumieniowe, które stanowią pary żaroodpornych, aerodynamicznych elementów w kształcie skrzydła umiejscowionych w strumieniu gazów wylotowych dla stałej, nieruchomej dyszy rakietowej. Wadą tego rozwiązania jest to, że wychylenie łopatek powoduje dodatkowy opór tzw. opór aerodynamiczny. Opór zwiększa się przy większych odchyleniach łopatek. Występuje również zjawisko erozji powierzchni łopatek. Grafitowe łopatki odrzutowe były używane w niemieckiej rakiecie V-2 w czasie II wojny światowej oraz w pociskach rakietowych Scud.Another solution used to control the direction of the thrust vector of a rocket engine are jet blades, which are pairs of heat-resistant, aerodynamic wing-shaped elements located in the exhaust gas stream for a fixed, stationary rocket nozzle. The disadvantage of this solution is that the deflection of the blades causes additional resistance, the so-called aerodynamic drag. Drag increases with greater blade deflection. There is also the phenomenon of erosion of the surface of the blades. Graphite jet vanes were used in the German V-2 rocket in World War II and in Scud missiles.

Innego typu rozwiązaniem konstrukcyjnym są klapy strumieniowe. Ważnym czynnikiem termicznym tego typu konstrukcji jest oddzielenie systemów silnika na paliwo stałe (ang. solid rocket motor SRM) i TVC oraz modułowość. Uzyskanie efektywnej w działaniu konstrukcji w postaci klap strumieniowych, wpływa na zwiększenie jej objętości oraz utracie ciągu.Stream flaps are another type of design solution. An important thermal factor for this type of design is the separation of the solid rocket motor (SRM) and TVC systems and modularity. Obtaining an effective structure in the form of stream flaps increases its volume and reduces draft.

Konstrukcje z ruchomymi klapami charakteryzuje możliwość sterowania kątem przechylania oraz brak utraty ciągu. Ale ich największą wadą jest złożoność konstrukcyjna.Designs with movable flaps are characterized by the ability to control the tilt angle and no loss of thrust. But their biggest drawback is the design complexity.

W pociskach Thor i wczesnej wersji rakiety Atlas użyto małych pomocniczych komór ciągu. Zapewniają one kontrolę podczas pracy głównego silnika rakietowego. Są one zasilane z tego samego systemu zasilania, co główny silnik rakietowy.The Thor missiles and the early version of the Atlas rocket used small auxiliary thrust chambers. They provide control during operation of the main rocket motor. They are powered by the same power system as the main rocket motor.

Strumień wtórnego płynu wprowadzonego przez ścianę dyszy do głównego strumienia gazów powoduje powstanie skośnych drgań w rozchodzącej się części dyszy, powodując niesymetryczny rozkład głównego strumienia gazu, w wyniku czego powstaje siła boczna. Wtórna ciecz może być gromadzona w postaci cieczy lub gazu z oddzielnego generatora gorącego gazu, bezpośredniego odpowietrzania z komory lub wtrysku katalizowanego monopropylenu. Kiedy wychylenia są małe mamy systemThe stream of secondary fluid introduced through the nozzle wall into the main gas stream causes oblique vibrations in the diverging part of the nozzle, causing an asymmetric distribution of the main gas stream, resulting in a lateral force. The secondary liquid can be collected as a liquid or gas from a separate hot gas generator, direct venting from the chamber or injection of catalyzed monopropylene. When the deflections are small we have a system

PL 241 949 B1 niskich strat, ale w przypadku dużych momentów, duże siły boczne, ilość wtórnej cieczy staje się nadmierna. System ten znalazł zastosowanie w kilku dużych rakietach na paliwo stałe, takich jak Titan III C oraz jednej wersji Minuteman.In the case of low losses, but in the case of high moments, high lateral forces, the amount of secondary liquid becomes excessive. This system has been used in several large solid rockets, such as the Titan III C and one version of the Minuteman.

Spośród wszystkich typów wychyleń mechanicznych, najbardziej wydajne są dysze ruchome oraz silnik z zawieszeniem kardanowym. Nie zmniejszają one znacząco ciągu i są stosunkowo lekkie w porównaniu z innymi typami mechanizmów. Używany w silnikach na paliwo stałe system TVC ma uformowany, wielowarstwowy zespół łożysk, który działa jak uszczelnienie, łożysko przenoszące obciążenie i wiskoelastyczne zginanie. Wykorzystywana jest deformacja ułożonego zestawu podwójnie zakrzywionych elastomerowych (gumowych) warstw pomiędzy blachami sferycznymi w celu przeniesienia obciążeń i umożliwienia odchylenia kątowego osi dyszy. Elastyczna dysza uszczelniająca została zastosowana w rakietach nośnych i dużych strategicznych pociskach rakietowych, gdzie ekstremalne temperatury środowiska są umiarkowane.Of all the types of mechanical swings, the moving nozzles and the gimbal motor are the most efficient. They do not significantly reduce thrust and are relatively lightweight compared to other types of mechanisms. Used in solid fuel engines, the TVC system has a molded multi-layer bearing assembly that acts as a seal, load-bearing bearing and viscoelastic bending. The deformation of the stacked set of double-curved elastomeric (rubber) layers between the spherical sheets is used to transfer loads and allow angular deflection of the nozzle axis. The flexible sealing nozzle has been used in launch vehicles and large strategic missiles where extreme environmental temperatures are moderate.

Znany jest z publikacji opisu patentowego US3142153 system do kierowania wektora ciągu silnika rakietowego, realizowany przez zespół czterech dyszy silnika rakietowego, zamontowanyc h na końcu pocisku. Każdą z tych dysz można podłączyć do oddzielnego lub wspólnego silnika rakietowego w zależności od konkretnej wydajności i wymagań projektowych systemu. Każda z dysz posiada dyfuzor, który może być odchylany w płaszczyźnie prostopadłej do płaszczyzny zawierającej oś centralną pocisku oraz dysze.The publication of US3142153 patent describes a system for directing the thrust vector of a rocket engine, implemented by a set of four rocket engine nozzles mounted at the end of the projectile. Each of these nozzles can be connected to a separate or common rocket motor depending on the specific performance and design requirements of the system. Each of the nozzles has a diffuser that can be deflected in a plane perpendicular to the plane containing the central axis of the projectile and the nozzles.

Znany jest z publikacji opisu patentowego US3069852 układ do wektoryzacji ciągu realizujący odchylenie strumienia gazów od osi dyszy silnika rakietowego. Wokół poszerzonego końca dyszy znajduje się pusty zawór kulowy, który jest otwarty na przeciwstawnych końcach i zamontowany obrotowo. Serwomotor obraca zawór wokół osi tak, aby wychylać strumień gazu wychodzący z dyszy w jednym lub drugim kierunku. W wyniku tych wychyleń strumienia gazów możliwa jest zmiana kierunku lotu pocisku rakietowego. Układ ten nie posiada uszczelek pierścieniowych, charakteryzuje się stosunkowo dużymi szczelinami, w celu wyeliminowania zamarzania, zmniejszenia ciężaru i kosztów konstrukcji, przy jednoczesnym utrzymaniu wysokiej sprawności urządzenia. Inny ważnym elementem konstrukcji jest to, że mechanizm napędowy do przesuwania lotek może być umieszczony na zewnątrz kadłuba, ponieważ występuje przestrzeń pomiędzy dyszą a osłoną gorącej dyszy.Known from the publication of the patent description US3069852 is a system for thrust vectorization realizing the deviation of the gas stream from the axis of the rocket engine nozzle. Around the flared end of the nozzle is a hollow ball valve that is open at opposite ends and pivotally mounted. The servomotor rotates the valve around its axis so as to deflect the gas stream coming out of the nozzle in one direction or the other. As a result of these deflections of the gas stream, it is possible to change the direction of the missile flight. This system does not have ring gaskets, it is characterized by relatively large gaps in order to eliminate freezing, reduce weight and construction costs, while maintaining high efficiency of the device. Another important design feature is that the drive mechanism for moving the ailerons can be located outside the fuselage as there is a space between the nozzle and the hot nozzle shroud.

Znany jest z publikacji opisu patentowego US3090198 system sterowania dyszy obrotowej z dyfuzorem, która jest wychylana w celu osiągnięcia zadanego położenia przez dysze pomocnicze. Ruchoma połowa dyszy i dyfuzora jest połączona obrotowo z drugą nieruchomą połową dyszy za pomocą pierścienia kardanowego z możliwością wykonania 360-stopniowego obrotu ruchomej części dyszy.It is known from the publication of the patent description US3090198 a control system for a rotary nozzle with a diffuser, which is tilted to achieve a predetermined position by auxiliary nozzles. The movable half of the nozzle and diffuser is pivotally connected to the other fixed half of the nozzle by means of a gimbal ring with the possibility of 360-degree rotation of the movable part of the nozzle.

Znany jest z publikacji opisu patentowego US3230708 sterowany silnik rakietowy z kulistymi dyszami i środkami chłodzącymi. Rozwiązanie dotyczy silników reakcyjnych, a w szczególności do ulepszonej osiowo dyszy wylotowej. Rozwiązanie umożliwia obracanie dysz wylotowych strumienia gazów w celu sterowania wektorem ciągu. Ruchoma dysza silnika rakietowego wyposażona jest w przegub kardanowy na końcu komory ciągu i składa się z pierścienia kardanowego, który obraca się w płaszczyźnie pionowej za pomocą rozmieszczonych na średnicy sworzni obrotowych. Pary ramion podporowych dyszy zamontowanych na sworzniu połączonych z pierścieniem kardanowym w celu umożliwienia ruchu w płaszczyźnie poziomej z wykorzystaniem rozmieszczonych na średnicy sworzni obrotowych. W ten sposób dysza silnika, może być łatwo przesuwana lub obracana do pożądanego położenia kątowego względem osi komory ciągu za pomocą zdalnie sterowanych siłowników do zmiany wektora ciągu silnika rakietowego.He is known from the publication of the patent description US3230708 a controlled rocket engine with spherical nozzles and cooling means. The solution relates to reaction engines, and in particular to an axially improved discharge nozzle. The solution allows you to rotate the gas stream outlet nozzles to control the thrust vector. The movable nozzle of the rocket engine is equipped with a gimbal joint at the end of the thrust chamber and consists of a gimbal ring that rotates in a vertical plane by means of diametrically spaced pivot pins. Pairs of pin-mounted nozzle support arms connected to a gimbal for horizontal movement using diametrically spaced pivot pins. In this way, the nozzle of the engine can be easily moved or rotated to the desired angular position relative to the axis of the thrust chamber by means of remotely controlled actuators to change the thrust vector of the rocket engine.

Z publikacji opisu patentowego US3659788 znany jest zespół dysz strumieniowych, składający się z korpusu o zakrzywionej powierzchni nośnej zapewniającej miejsce osadzenia dla wychylnego elementu dyszy, wewnątrz którego podczas pracy może przepływać strumień napędowy. Dodatkowe elementy zespołu stanowią siłownik, który powoduje obracanie się elementu dyszy względem korpusu, kanał doprowadza płyn chłodzący i/lub smarujący powierzchni oraz element kołnierzowy przymocowany do dyszy. Obudowa posiada wspornik, na którym znajduje się zamontowany co najmniej jeden siłownik, za pomocą którego nachylenie elementu dyszy do osi podłużnej obudowy może być zmieniane. W przypadku, gdy siłownik działa dwukierunkowo, pojedynczy siłownik może być wystarczający do nachylenia i obrotu elementu dyszy. Dla przypadku, gdy mamy do dyspozycji siłowniki jednostronnego działania, wymagana jest para takich siłowników rozmieszczonych naprzeciwko elementu dyszy.From the US3659788 patent description, a set of jet nozzles is known, consisting of a body with a curved bearing surface providing a seat for a pivoting nozzle element, inside which a driving jet can flow during operation. Additional elements of the assembly are an actuator that causes the rotation of the nozzle element relative to the body, a channel that supplies cooling and/or lubricating fluid to the surface, and a flange element attached to the nozzle. The housing has a bracket on which at least one actuator is mounted, by means of which the inclination of the nozzle element to the longitudinal axis of the housing can be changed. Where the actuator is bi-directional, a single actuator may be sufficient to tilt and rotate the nozzle element. When single-acting cylinders are available, a pair of such cylinders is required opposite the nozzle element.

Opisane powyżej rozwiązania odznaczają się jedną wspólną niedogodnością, a mianowicie w celu szybkiej zmiany toru lotu pocisku rakietowego musi nastąpić odchylenie strumienia gazów od osi dyszy silnika rakietowego przez wychylenie kątowe dyszy. Manewrowość pocisku rakietowego w tychThe solutions described above are characterized by one common disadvantage, namely, in order to quickly change the flight path of the rocket, the gas stream must be deviated from the axis of the nozzle of the rocket engine by angular deflection of the nozzle. Missile maneuverability in these

PL 241 949 B1 przypadkach zależy od szybkości realizowania tego wychylenia oraz kąta wychylenia osi dyszy względem osi pocisku rakietowego. Są to dwa warunki, które posiadają ograniczenia, ponieważ większy kąt wychylenia wiąże się z koniecznością przebycia większej drogi przez napęd, co wydłuża czas reakcji układu sterowania. Ponadto zakresy wychyleń kątowych dysz w pociskach rakietowych ze względu na ich konstrukcje posiadają ograniczenia, a dodatkowo napędy układów wykorzystywanych w układach sterowania posiadają ograniczenia w prędkości działania. Kolejną niedogodnością jest zastosowanie systemów napędowych na korpusie rakiety lub układu wykonawczego co wydłuża całą konstrukcję i wymaga zastosowanie dodatkowych elementów np. w postaci ramion dźwigni i cięgien. Większa liczba ruchomych elementów mechanicznych może podnosić awaryjność systemów sterowania.In some cases, it depends on the rate of realization of this deflection and the angle of inclination of the nozzle axis relative to the axis of the missile. These are two conditions that have limitations, as a larger swing angle requires more travel for the drive, which increases the response time of the control system. In addition, the ranges of angular deflections of nozzles in missiles, due to their construction, have limitations, and additionally, the drives of the systems used in the control systems have limitations in the speed of operation. Another disadvantage is the use of propulsion systems on the body of the rocket or the executive system, which extends the entire structure and requires the use of additional elements, e.g. in the form of lever arms and strings. A larger number of moving mechanical components can increase the failure rate of control systems.

Znana jest z publikacji zgłoszenia wynalazku US2005016158 obrotowa dysza silnika rakietowego, która zawiera ruchomą część rozbieżną i część statyczną przymocowaną do tylnej ściany końcowej komory spalania silnika. Łącznik przegubowy z mocowaniem Cardana łączy ruchomą część rozbieżną dyszy z częścią statyczną, przy czym ruchoma część rozbieżna i część statyczna są we wzajemnym kontakcie za pośrednictwem odpowiednich powierzchni kulistych. Sprężyste elementy powrotne są umieszczone pomiędzy ruchomą rozbieżną częścią dyszy a statyczną częścią i działają na ruchomą rozbieżną część w celu popychania jej w kierunku statycznej części tak, aby zachować kuliste powierzchnie stykające się ze sobą dla dowolnej pożądanej orientacji dyszy.Known from the patent application US2005016158 is a rotating nozzle of a rocket motor, which includes a movable diverging part and a static part attached to the rear end wall of the engine's combustion chamber. A gimbal joint connects the movable diverging part of the nozzle to the static part, the movable diverging part and the static part being in contact with each other via respective spherical surfaces. Resilient return elements are positioned between the movable diverging part of the nozzle and the static part and act on the movable diverging part to urge it towards the static part so as to keep the spherical surfaces in contact with each other for any desired orientation of the nozzle.

Ciągły rozwój techniki stwarza nieustającą potrzebę konstruowania układów wykonawczych sterowania w tym kierunkiem wektora ciągu silnika rakietowego. W systemach rakietowych istnieje zapotrzebowanie na opracowanie układów wykonawczych sterowania kierunkiem lotu pocisku, które będzie można wykorzystywać w różnych typach pocisków rakietowych poprawiając ich manewrowość, bez znaczącego zwiększania objętości korpusu pocisku rakietowego i jednocześnie przy zminimalizowaniu ilości ruchomych układów napędowych.The continuous development of technology creates a constant need to construct executive control systems, including the direction of the thrust vector of a rocket engine. In rocket systems, there is a need to develop executive systems for controlling the direction of the missile flight, which can be used in various types of missiles, improving their maneuverability, without significantly increasing the volume of the missile body and at the same time minimizing the number of moving propulsion systems.

Celem niniejszego wynalazku jest opracowanie konstrukcji dyszy wylotowej silnika rakietowego charakteryzującej się minimalną długością przy jednoczesnym zwiększeniu manewrowości pocisku rakietowego, przy minimalnej liczbie układów napędowych oraz niewielkich kątach wychylenia dyfuzora i łopatek strumieniowych.The aim of the present invention is to develop a design of a rocket engine outlet nozzle characterized by a minimum length while increasing the maneuverability of the missile, with a minimum number of propulsion systems and small deflection angles of the diffuser and jet blades.

Rozwiązanie, według wynalazku eliminuje wyżej wymienione ograniczenia. Dzięki konstrukcji dyszy, możliwe będzie sterowanie kierunkiem wektora ciągu silnika rakietowego, w którym odchylenie strumienia gazów od osi dyszy silnika rakietowego, realizowane będzie za pomocą skrętnej dyszy oraz uchylnych łopatek strumieniowych. Pozwoli to na skrócenie czasu reakcji układu sterowania, poprawi manewrowość pocisków rakietowych oraz pozwoli na stosowanie napędów o mniejszych przemieszczeniach liniowych lub kątowych.The solution according to the invention eliminates the above-mentioned limitations. Thanks to the design of the nozzle, it will be possible to control the direction of the thrust vector of the rocket engine, in which the deviation of the gas stream from the nozzle axis of the rocket engine will be carried out by means of a torsion nozzle and tilting jet vanes. This will shorten the reaction time of the control system, improve the maneuverability of the missiles and allow the use of drives with smaller linear or angular displacements.

W rozwiązaniu, według wynalazku, przedstawiono połączenie ruchomej dyszy z łopatkami znajdującymi się w strumieniu gazów wylotowych silnika rakietowego. W konstrukcji układu wykonawczego zastosowano siłowniki, które w sposób proporcjonalny odchylają dyszę oraz łopatki strumieniowe.In the solution according to the invention, a combination of a movable nozzle with blades located in the jet of rocket engine exhaust gases is presented. The construction of the executive system uses actuators that proportionally deflect the nozzle and jet blades.

Dysza wylotowa silnika rakietowego, posiadająca korpus w kształcie tulei z kołnierzem, do którego przykręcona jest tarcza kulowa, przy czym na tarczy kulowej osadzona jest uchylnie panewka kulowa oraz dysza, zaś panewka kulowa połączona jest z tarczą kulową oraz z dyszą za pomocą czterech sworzni, przy czym w otworach znajdujących się w górnej części dyszy zamontowane są skrętnie czopy, a na końcach czopów zamontowane są łączniki, które za pomocą przegubów połączone są kolumnami teleskopowymi ze wspornikami przykręconymi do tarczy kulowej, charakteryzuje się tym, że panewka kulowa połączona jest z tarczą kulową z wewnętrznym ożebrowaniem oraz z dyszą dodatkowo za pomocą łożysk, osadzonych w piastach tarczy kulowej i w deklach przykręconych do dyszy, przy czym łożyska osadzone są w deklach, a łożyska osadzone są w piastach tarczy kulowej, przy czym wewnątrz dyszy zamontowane są skrętnie łopatki.Rocket engine outlet nozzle, having a body in the shape of a sleeve with a flange, to which a ball disc is screwed, the ball disc and the nozzle are hingedly mounted on the ball disc, and the ball bush is connected to the ball disc and the nozzle by means of four pins, where in the holes located in the upper part of the nozzle pins are torsionally mounted, and connectors are mounted on the ends of the pins, which are connected by means of joints with telescopic columns with brackets screwed to the ball disc, characterized by the fact that the ball socket is connected to the ball disc with internal ribbing and with the nozzle additionally by means of bearings embedded in the hubs of the ball disc and in the caps screwed to the nozzle, the bearings are embedded in the caps and the bearings are embedded in the hubs of the ball disc, with the blades torsionally mounted inside the nozzle.

Korzystnie, pomiędzy korpusem rakiety, niepokazanym na rysunku, a tarczą kulową znajduje się element sprężysty w postaci uszczelki, którego zadaniem jest uszczelnienie przestrzeni pomiędzy dyszą i tarczą kulową.Advantageously, between the rocket body, not shown in the drawing, and the ball disc, there is an elastic element in the form of a gasket, whose task is to seal the space between the nozzle and the ball disc.

Wynalazek umożliwia sterowanie lotem pocisku rakietowego przez zastosowanie wychylnej dyszy oraz skrętnych łopatek znajdujących się w jej wnętrzu. Zależność geometryczna oparta na zamocowaniu dolnej części siłownika w połowie długości między osią obrotu dyszy a osią obrotu czopu łopatki wpływa na wychylanie się łopatki względem płaszczyzny symetrii dyszy. Każda łopatka wychyla się o właściwą wartość kątową zgodnie z tą zależnością. Wychylenie dyszy w dowolną stronę powoduje dodatkowe odchylenie się łopatek strumieniowych od płaszczyzny symetrii dyszy. Układ wykonawczyThe invention makes it possible to control the flight of a missile by using a pivoting nozzle and torsion blades inside it. The geometric dependence based on the mounting of the lower part of the actuator in the middle of the length between the axis of rotation of the nozzle and the axis of rotation of the blade trunnion affects the tilting of the blade relative to the plane of symmetry of the nozzle. Each vane deflects by the correct angular amount according to this relationship. Deflecting the nozzle to either side causes additional deflection of the jet blades from the plane of symmetry of the nozzle. executive system

PL 241 949 B1 sterowania kierunkiem lotu pocisku rakietowego umożliwia dzięki zamontowaniu w uchylnej dyszy skrętnych łopatek strumieniowych stosowanie mniejszych kątów wychylenia elementów sterujących lotem pocisku rakietowego oraz znacznie skraca długość całego układy wykonawczego. Wynalazek, dzięki swojej modułowej konstrukcji oraz swojej uniwersalności, może być stosowany w większości sterowanych pocisków rakietowych. Ożebrowanie powierzchni wewnętrznej tarczy kulowej stabilizuje temperaturowo całą konstrukcję, wzmacnia i zmniejsza masę.PL 241 949 B1, thanks to the installation of torsion jet blades in the tilting nozzle, enables the use of smaller angles of inclination of the missile flight control elements and significantly shortens the length of the entire executive system. The invention, thanks to its modular design and its universality, can be used in most guided missiles. The ribbing of the inner surface of the ball disc stabilizes the temperature of the entire structure, strengthens and reduces weight.

Przedmiot wynalazku uwidoczniono w przykładach wykonania na rysunku, na którym fig. 1 przedstawia widok z góry dyszy wylotowej silnika rakietowego, fig. 2 - widok z boku dyszy, fig. 3 - przekrój A-A z fig. 1, fig. 4 - przekrój B-B z fig. 1, a fig. 5 - przekrój C-C z fig. 2.The subject of the invention is shown in the examples of embodiment in the drawing, in which Fig. 1 shows a top view of the exhaust nozzle of a rocket engine, Fig. 2 - a side view of the nozzle, Fig. 3 - section A-A in Fig. 1, Fig. 4 - section B-B in Fig. Fig. 1, and Fig. 5 - section C-C from Fig. 2.

Dysza wylotowa silnika rakietowego przykręcona jest do korpusu silnika rakietowego, niepokazanego na rysunku, za pomocą tarczy kulowej 2 posiadającej wewnątrz ożebrowanie 13. Na tarczy kulowej 2 osadzono uchylnie panewkę kulową 7, w punkcie obrotu 16 następnie dyszę 10. W punkcie obrotu 16 przecina się oś dyszy 15 oraz oś rakiety 17. Panewka kulowa 7 połączona jest z tarczą kulową 2 oraz z dyszą 10, za pomocą czterech sworzni 5 oraz łożysk 6, 18 osadzonych w dwóch piastach 19 tarczy kulowej 2 i w dwóch deklach 4 przykręconych do dyszy 10. Łożyska 6 osadzone są w deklach 4, a łożyska 18 osadzone są w piastach 19 tarczy kulowej 2. Wewnątrz dyszy 10 w otworach znajdujących się w górnej jej części zamontowane są skrętnie za pośrednictwem czopów 11 łopatki 12. Na końcach czopów 11 łopatek 12 zamontowane są łączniki 9, które za pomocą przegubów połączone są siłownikami 8 z wspornikami 3 przykręconymi do tarczy kulowej 2. Pomiędzy korpusem silnika rakietowego, niepokazanego na rysunku, a tarczą kulową 3 znajduje się w sprężyste uszczelnienie 1 w postaci uszczelki, którego zadaniem jest uszczelnienie przestrzeni pomiędzy dyszą i tarczą kulową. Wewnątrz dyszy 10 zamontowana jest wymienna zwężka 14 wykonana w postaci tulei z materiału odpornego na wysoką temperaturę oraz niskiej rozszerzalności cieplnej.The outlet nozzle of the rocket engine is screwed to the body of the rocket engine, not shown in the drawing, by means of a ball disc 2 with ribs 13 inside. A ball bushing 7 is mounted on the ball disc 2, at the pivot point 16, then the nozzle 10. At the pivot point 16, the axis intersects nozzle 15 and the axis of the rocket 17. The ball socket 7 is connected to the ball disk 2 and the nozzle 10 by means of four pins 5 and bearings 6, 18 embedded in two hubs 19 of the ball disk 2 and in two caps 4 screwed to the nozzle 10. Bearings 6 are mounted in the lids 4, and the bearings 18 are mounted in the hubs 19 of the ball disc 2. Inside the nozzle 10, in the holes located in its upper part, the blades 12 are torsionally mounted via pins 11. At the ends of the pins 11, the blades 12 are fitted with connectors 9, which, by means of joints, are connected by actuators 8 with brackets 3 screwed to the ball disc 2. Between the body of the rocket motor, not shown in the figure, and the The ball nozzle 3 is located in a resilient seal 1 in the form of a gasket, whose task is to seal the space between the nozzle and the ball disc. Inside the nozzle 10, a replaceable orifice 14 is mounted, made in the form of a sleeve made of a material resistant to high temperature and low thermal expansion.

Podczas sterowania kierunkiem lotu pocisku rakietowego dysza steruje kierunkiem wektora ciągu silnika rakietowego przez zmianę położenia osi dyszy 10 względem osi rakiety 17 za pomocą czterech siłowników 8, których ruch jest odpowiednio sterowany w celu zrealizowania trajektorii lotu pocisku rakietowego.When controlling the direction of flight of the missile, the nozzle controls the direction of the thrust vector of the rocket motor by changing the position of the axis of the nozzle 10 relative to the axis of the rocket 17 by means of four actuators 8, the movement of which is suitably controlled to realize the trajectory of the missile flight.

Jednocześnie podczas zmiany położenia dyszy 10 proporcjonalnie realizowana jest zmiana położenia łopatek 12, które dodatkowo zmieniają kierunek gazów wylotowych. Proporcjonalna zmiana położenia łopatek 12 względem położenia dyszy 10 realizowana jest za pomocą łącznika 9 osadzonego na czopie steru 11 połączonego przegubem z siłownikiem 8, który połączony jest przegubem ze wspornikiem 3 przykręconym do tarczy kulowej 2.At the same time, when changing the position of the nozzle 10, the position of the vanes 12 is proportionally changed, which additionally changes the direction of the exhaust gases. The proportional change in the position of the blades 12 relative to the position of the nozzle 10 is carried out by means of a connector 9 mounted on the rudder pin 11 connected by a joint to the actuator 8, which is connected by a joint to the bracket 3 screwed to the ball disc 2.

Wykaz oznaczeń:List of markings:

1. Uszczelnienie, element sprężysty1. Sealing, spring element

2. Tarcza kulowa2. Ball disc

3. Wspornik3. Bracket

4. Dekiel4. Lid

5. Sworzeń5. Pin

6. Łożysko6. Bearing

7. Panewka kulowa7. Ball socket

8. Siłownik8. Actuator

9. Łącznik9. Connector

10. Dysza10. Nozzle

11. Czop steru11. Rudder pin

12. Łopatki12. Shoulders

13. Ożebrowanie13. Ribs

14. Zwężka (przekrój krytyczny)14. Reducer (critical section)

15. Oś dyszy15. Nozzle axis

16. Punkt obrotu16. Pivot point

17. Oś rakiety17. Rocket axis

18. Łożysko18. Bearing

19. Piasta.19. Hub.

Claims (2)

1. Dysza wylotowa silnika rakietowego, posiadająca korpus w kształcie tulei z kołnierzem, do którego przykręcona jest tarcza kulowa, przy czym na tarczy kulowej osadzona jest uchylnie panewka kulowa oraz dysza, zaś panewka kulowa połączona jest z tarczą kulową oraz z dyszą za pomocą czterech sworzni, przy czym w otworach znajdujących się w górnej części dyszy zamontowane są skrętnie czopy, a na końcach czopów zamontowane są łączniki, które za pomocą przegubów połączone są kolumnami teleskopowymi ze wspornikami przykręconymi do tarczy kulowej, znamienna tym, że panewka kulowa (7) połączona jest z tarczą kulową (2) z wewnętrznym ożebrowaniem oraz z dyszą (10) dodatkowo za pomocą łożysk (6, 18), osadzonych w piastach (19) tarczy kulowej (2) i w deklach (4) przykręconych do dyszy (10), przy czym łożyska (6) osadzone są w deklach (4), a łożyska (18) osadzone są w piastach (19) tarczy kulowej (2), przy czym wewnątrz dyszy (10) zamontowane są skrętnie łopatki (12).1. Rocket engine outlet nozzle, having a body in the shape of a sleeve with a flange to which a ball disc is screwed, whereby a ball bushing and a nozzle are tilted on the ball disc, and the ball bushing is connected to the ball disc and the nozzle by means of four pins , where in the holes located in the upper part of the nozzle, pins are torsionally mounted, and connectors are mounted on the ends of the pins, which are connected by means of joints with telescopic columns with brackets screwed to the ball disc, characterized in that the ball socket (7) is connected with a ball disc (2) with internal ribs and a nozzle (10) additionally by means of bearings (6, 18) embedded in the hubs (19) of the ball disc (2) and in the caps (4) screwed to the nozzle (10); the bearings (6) are mounted in the lids (4), and the bearings (18) are mounted in the hubs (19) of the ball disc (2), with the blades (12) mounted torsionally inside the nozzle (10). 2. Dysza, według zastrz. 1, znamienna tym, że pomiędzy korpusem silnika rakietowego a tarczą kulową (3) zainstalowane jest sprężyste uszczelnienie (1).2. A nozzle as claimed in claim 1, characterized in that a resilient seal (1) is installed between the rocket motor body and the ball disc (3).