RU2595006C1 - Liquid propellant rocket engine with nozzle - Google Patents
Liquid propellant rocket engine with nozzle Download PDFInfo
- Publication number
- RU2595006C1 RU2595006C1 RU2015137486/06A RU2015137486A RU2595006C1 RU 2595006 C1 RU2595006 C1 RU 2595006C1 RU 2015137486/06 A RU2015137486/06 A RU 2015137486/06A RU 2015137486 A RU2015137486 A RU 2015137486A RU 2595006 C1 RU2595006 C1 RU 2595006C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- shell
- fixed
- possibility
- engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике, в которой создание жидкостных ракетных двигателей с минимальными начальными продольными и радиальными габаритами, с минимально возможной массой является всегда актуальным, особенно для верхних ступеней ракет-носителей с высотными жидкостными ракетными двигателями с соплами большой степени расширения, а более конкретно к устройству жидкостного ракетного двигателя с выдвижным соплом.The invention relates to rocket technology, in which the creation of liquid rocket engines with a minimum initial longitudinal and radial dimensions, with the smallest possible mass, is always relevant, especially for the upper stages of launch vehicles with high-altitude liquid rocket engines with nozzles of a large degree of expansion, and more particularly to a device for a liquid rocket engine with a retractable nozzle.
Известны жидкостные ракетные двигатели с выдвижным соплом, содержащие камеру с соплом из двух частей, одна из которых смонтирована неподвижно с камерой сгорания, а вторая выполнена с возможностью перемещения вдоль оси сопла (см. патент США №4383407 от 17.05.1983 г. Thikol Corporation, автор Frank S. Ihman, МКИ F02K 1/09).Known liquid rocket engines with a retractable nozzle containing a chamber with a nozzle of two parts, one of which is mounted motionless with the combustion chamber, and the second is made with the possibility of movement along the axis of the nozzle (see US patent No. 4383407 from 05.17.1983, Thikol Corporation, by Frank S. Ihman, MKI F02K 1/09).
На указанном жидкостном ракетном двигателе изменение степени расширения сопла осуществляется выдвижением подвижной части сопла с помощью механизма выдвижения, закрепленного на неподвижной части сопла и выполненного в виде привода, соединенного с винтовыми штангами, взаимодействующими с ответными частями, установленными на подвижной части сопла. Такое выдвижное сопло имеет постоянную скорость выдвижения подвижной части сопла. Для достижения переменной скорости выдвижения необходимо регулировать работу привода во времени, что не всегда выполнимо. Кроме того, винтовые пары требуют обеспечения синхронизации вращения при выдвижении подвижной части сопла, а следовательно, дополнительных кинематических связей между ними или наличия нескольких автономных приводов, что увеличивает массу жидкостного ракетного двигателя.On the specified liquid propellant rocket engine, the degree of expansion of the nozzle is changed by extending the movable part of the nozzle using an extension mechanism mounted on the fixed part of the nozzle and made in the form of a drive connected to helical rods interacting with mating parts mounted on the movable part of the nozzle. Such a retractable nozzle has a constant extension speed of the movable part of the nozzle. To achieve a variable extension speed, it is necessary to regulate the drive in time, which is not always feasible. In addition, screw pairs require synchronization of rotation when extending the movable part of the nozzle, and therefore, additional kinematic connections between them or the presence of several autonomous drives, which increases the mass of a liquid-propellant rocket engine.
Известен также жидкостный ракетный двигатель с выдвижным соплом, содержащий камеру с соплом из двух частей, одна из которых, смонтированная неподвижно с камерой сгорания, снабжена механизмом выдвижения в виде привода, исполнительного механизма и узлов направления и фиксации в конечном положении, а вторая выполнена с возможностью перемещения вдоль оси сопла с возможностью кинематического взаимодействия с узлами направления и фиксации (патент РФ №2180405 от 26.05.2000 г. МКИ F02K 9/97 - прототип).A liquid propellant rocket engine with a retractable nozzle is also known, comprising a chamber with a nozzle of two parts, one of which is mounted motionless with the combustion chamber, equipped with an extension mechanism in the form of a drive, an actuator, and direction and fixation units in the final position, and the second is made with the possibility of movement along the axis of the nozzle with the possibility of kinematic interaction with nodes of direction and fixation (RF patent No. 2180405 from 05/26/2000 MKI
Известный жидкостный ракетный двигатель с выдвижным соплом обеспечивает изменение степени расширения сопла с повышенной скоростью выдвижения подвижной части сопла за счет жесткой кинематической связи подвижной части сопла с неподвижной, которую обеспечивает пантограф. Однако в таком жидкостном ракетном двигателе необходимо предусматривать устройства принудительного торможения выдвижной части сопла на конечном этапе выдвижения для уменьшения ударного воздействия выдвижной части сопла на неподвижную часть сопла, узлы фиксации и направления. Применение гасителей ударного воздействия, гидравлических или иных амортизаторов не всегда возможно.Known liquid propellant rocket engine with a retractable nozzle provides a change in the degree of expansion of the nozzle with an increased rate of extension of the movable part of the nozzle due to the rigid kinematic connection of the movable part of the nozzle with the stationary one, which is provided by the pantograph. However, in such a liquid propellant rocket engine, it is necessary to provide devices for forcibly braking the extension of the nozzle at the final stage of extension to reduce the impact of the extension of the nozzle on the stationary part of the nozzle, the fixation and direction units. The use of shock absorbers, hydraulic or other shock absorbers is not always possible.
Целью предлагаемого изобретения является устранение вышеуказанных недостатков и уменьшение радиальных габаритов, массы и снижение динамических нагрузок на сопло при выдвижении на конечном участке выдвижения.The aim of the invention is to eliminate the above disadvantages and reduce radial dimensions, mass and reduce dynamic loads on the nozzle when extending at the final extension.
Приведенные выше недостатки исключены в предлагаемом изобретении.The above disadvantages are excluded in the present invention.
Указанная выше цель изобретения достигается тем, что в известном жидкостном ракетном двигателе исполнительный механизм выполнен в виде двух соосных с неподвижным соплом и между собой одной неподвижной и другой, выполненной с возможностью вращения относительно неподвижной, обечаек с расположенными между обечайками подшипниками и узлом ограничения взаимного осевого перемещения вдоль продольной оси сопла, а на второй обечайке, связанной кинематически с приводом вращательного перемещения через кинематический узел, и на наружной части смонтированной с возможностью перемещения части сопла равномерно по окружности расположены цапфы с установленными на их концах сферическими подшипниками, соединенными шатунами.The above objective of the invention is achieved by the fact that in the known liquid-propellant rocket engine, the actuator is made in the form of two coaxial with a fixed nozzle and between one stationary and the other, made with the possibility of rotation relatively stationary, the shells with bearings located between the shells and the axial restriction unit along the longitudinal axis of the nozzle, and on the second shell, kinematically connected with a rotational displacement drive through the kinematic assembly, and on the outside with mounted with the possibility of moving the nozzle part evenly around the circumference are pins with spherical bearings mounted at their ends, connected by connecting rods.
Предлагаемое изобретение представлено на рис. 1-5, где показаны следующие агрегаты:The invention is presented in Fig. 1-5, where the following units are shown:
1 Камера1 camera
2 Сопло2 nozzle
3 Неподвижная часть сопла3 Fixed part of the nozzle
4 Камера сгорания4 combustion chamber
5 Механизм выдвижения сопла5 Nozzle extension mechanism
6 Привод6 Drive
7 Исполнительный механизм7 Actuator
8 Узел направления перемещения8 Directional Node
9 Узел фиксации9 Fixing assembly
10 Выдвижная часть сопла10 Extendable nozzle
11 Продольная ось симметрии сопла11 The longitudinal axis of symmetry of the nozzle
12 Неподвижная обечайка12 Fixed shell
13 Подвижная обечайка13 Movable shell
14 Подшипник14 Bearing
15 Узел ограничения осевого перемещения подвижной обечайки15 Node limit axial movement of the moving shell
16 Направляющая штанга16 Guide Rod
17 Радиальный бурт17 Radial collar
18 Радиальный бурт18 Radial collar
19 Винт19 Screw
20 Винт20 screw
21 Торец неподвижной обечайки21 Butt of a motionless shell
22 Торец неподвижной обечайки22 Butt of a motionless shell
23 Ребро23 rib
24 Ребро24 rib
25 Проем25 opening
26 Проем26 opening
27 Внешняя часть подвижной обечайки27 The outer part of the movable shell
28 Элемент кинематического узла подвижной обечайки28 The element of the kinematic node of the movable shell
29 Элемент кинематического узла привода29 The element of the kinematic node of the drive
30 Вал привода30 drive shaft
31 Внешняя часть выдвижной части сопла31 Outer part of the nozzle extension
32 Цапфа32 axle
33 Сферический подшипник33 spherical bearing
34 Цапфа34 axle
35 Сферический подшипник35 spherical bearing
36 Шатун36 connecting rod
37 Поперечное сечение шатуна (профиль)37 Cross-section of the connecting rod (profile)
38 Уплотнение38 Seal
39 Датчик контроля выдвинутого положения выдвижной части сопла39 Sensor for monitoring the extended position of the nozzle extension
40 Фиксатор40 Lock
41 Кольцевая канавка41 ring groove
Жидкостный ракетный двигатель с выдвижным соплом содержит камеру 1 с соплом 2 из двух частей. Одна неподвижная часть сопла 3 смонтирована неподвижно с камерой сгорания 4 и снабжена механизмом выдвижения 5 в виде привода 6, исполнительного механизма 7, узлом направления 8 и узлом фиксации 9. Узел фиксации 9 обеспечивает неразъемное соединение выдвижной части сопла 10 с неподвижной частью сопла 3 при выдвинутом положении выдвижной части сопла 10. Выдвижная часть сопла 10 выполнена с возможностью перемещения вдоль продольной оси симметрии сопла 11 и с возможностью кинематического взаимодействия с узлом направления перемещения 8 и узлом фиксации 9. Исполнительный механизм 7 выполнен в виде двух соосных с неподвижной частью сопла 3 и между собой одной неподвижной обечайки 12 и подвижной обечайки 13, выполненной с возможностью вращения относительно неподвижной обечайки 12. Между обечайками 12 и 13 расположены подшипники 14. На неподвижной обечайке 12 установлен узел ограничения осевого перемещения подвижной обечайки 15 относительно неподвижной обечайки 12 вдоль продольной оси 11 сопла 3, позволяя подвижной обечайке 13 совершать только вращательное движение в отличие от осевого перемещения подвижной части сопла 3 по направляющим штангам 16 узла направления перемещения 8. Узел ограничения осевого перемещения подвижной обечайки 15 выполнен в виде радиальных буртов 17 и 18, снабженных винтами 19 и 20, скрепленных с торцами 21 и 22 неподвижной обечайки 12. Для уменьшения массы на радиальных буртах 17 и 18, взаимодействующих с подвижной обечайкой 13, выполнены выборки материала с образованием ребер 23 и 24 и проемов 25 и 26, равномерно расположенных по торцам обечайки 12, в которых размещены винты 19 и 20. На внешней части подвижной обечайки 27 выполнены элементы кинематического узла 28 (например, профили зубчатого зацепления), соединенные с ответными элементами 29 (ответными профилями зубчатого зацепления) вала 30 привода 6 вращательного перемещения подвижной обечайки 13. На внешней части 31 выдвижной части сопла 10 равномерно по окружности ее поперечного сечения расположены цапфы 32 (например, радиальные). На цапфах 32 установлены сферические подшипники 33. На внешней части 34 подвижной обечайки 13 также равномерно по окружности поперечного сечения подвижной 13 обечайки установлены цапфы 34 с установленными на их концах сферическими подшипниками 35. Цапфы 32 с установленными на них сферическими подшипниками 33 соединены шатунами 36 с цапфами 34, с установленными на их концах сферическими подшипниками 35. Шатуны 36 выполнены с профилями поперечных сечений 37 (например, трубчатыми), что снижает их массу. На неподвижной части сопла 3 в месте сопряжения с выдвижной частью сопла 10 установлено уплотнение 38, датчик контроля выдвинутого положения выдвижной части сопла 39 и фиксатор 40 в виде разрезного кольца. На выдвижной части сопла 10 выполнена кольцевая канавка 41, взаимодействующая при выдвинутом положении выдвижной части сопла 10 с фиксатором 40 и образующая неразъемное соединение неподвижной части сопла 3 и выдвижной части сопла 10.A liquid propellant rocket engine with a retractable nozzle comprises a
При таком выполнении жидкостного ракетного двигателя с выдвижным соплом, когда исполнительный механизм выполнен в виде подвижной обечайки 13, связанной с приводом 6, передающей усилие вращения привода 6 на шатуны 36, связанные с выдвижной частью сопла 10, и размещении подвижной обечайки 13 на периферии двигателя, где с точки зрения уменьшения массы двигателя по ряду причин нецелесообразно размещать агрегаты двигателя, предназначенные для работы в соответствии с его пневмогидравлической схемой, и на меньшем диаметре, чем диаметр среза выдвижной части сопла 10, снижаются радиальные габариты жидкостного ракетного двигателя. Предварительная компоновка однокамерного жидкостного ракетного двигателя с выдвижным соплом, предназначенного для верхней ступени ракеты-носителя "Ангара-5" вместо четырехкамерного двигателя РД-0124А без увеличения как осевых, так и радиальных размеров отсека размещения двигателя, показала целесообразность применения такого двигателя со снижением массы. На конечном участке выдвижения за счет кинематики движения шатунов 36 их части, сопрягаемые через цапфы 34 и сферические подшипники 35 с выдвижной частью сопла 10, перемещаются с переменной падающей скоростью, в то время как подвижная обечайка 13 вращается от привода 6 с постоянной скоростью вращения. Ускорение осевого перемещения выдвижной части сопла 10 вдоль продольной оси 11 сопла 2 на конечном участке выдвижения также снижается, за счет чего ударное инерционное воздействие на неподвижную часть сопла 3 не превышает допустимого значения. В этом случае узел стыка неподвижной части сопла 3, его сопрягаемую с выдвижным соплом часть, расположенные в нем узлы фиксации выдвижной части сопла 9, уплотнения 38 можно выполнять с меньшими толщинами и массой.With this embodiment of a liquid propellant rocket engine with a retractable nozzle, when the actuator is made in the form of a
Жидкостный ракетный двигатель с выдвижным соплом работает следующим образом. При работе в земных условиях или нахождении жидкостного ракетного двигателя с выдвижным соплом в отсеке верхней, например, второй ступени ракеты-носителя выдвижная часть сопла 10 находится в исходном положении (рис. 1).При подъеме ракеты-носителя с работающим двигателем или при необходимости работы в составе верхней ступени ракеты-носителя после отделения предыдущей ступени привод 6 начинает работу, вращая подвижную обечайку 13 посредством вала 30 и элементов кинематического узла 28 и 29, передавая через шатуны 36 усилие на выдвижную часть сопла 10. Узел направления перемещения 8 с помощью направляющих штанг 16 препятствует вращению выдвижной части сопла 10, позволяя перемещаться выдвижной части сопла 10 только вдоль продольной оси симметрии 11 сопла 2. Сферические подшипники 33 и 35 в цапфах 32 и 34 и в шатунах 36 позволяют преобразовать вращательное движение подвижной обечайки 13 в поступательное движение выдвижной части сопла 10 и обеспечивают самоустановку шатунов 36 по мере выдвижения. В конечном положении выдвижения выдвижная часть сопла 10 фиксируется с помощью узла фиксации выдвижной части сопла 9. При движении выдвижной части сопла 10 фиксатор 40 утапливается в кольцевую канавку 41, препятствуя возвратному поступлению выдвижной части сопла 10. Разъем между участками сопел герметизируется с помощью уплотнения 38. В конечном положении выдвижной части сопла 10 шатуны 36 занимают положение под острым углом (определяется с применением известных методов проектирования) относительно плоскости, проходящей через продольную ось симметрии 11 сопла 2, не достигая положения "мертвой" точки, что потребовало бы больших усилий привода 6 для установки сопла в узле фиксации 9 выдвижной части сопла 10 и сопряжения с уплотнением 38. Датчик контроля выдвинутого положения выдвижной части сопла 39, взаимодействуя с выдвижной частью сопла 10, позволяет регистрировать положение сопла 2 на новом режиме работы двигателя и дать команду о переходе жидкостного ракетного двигателя на новый алгоритм управления двигателем. Далее жидкостный ракетный двигатель работает с соплом 2 увеличенной степени расширения, обеспечивая повышенную экономичность двигателя с удлиненным соплом 2.A liquid rocket engine with a retractable nozzle operates as follows. When working in terrestrial conditions or when a liquid propellant rocket engine with a sliding nozzle is located in the compartment of the upper, for example, second stage of the launch vehicle, the sliding part of the
Предварительные проработки для вновь разрабатываемого двигателя показали эффективность предлагаемого технического решения для уменьшения радиальных габаритов и массы двигателя. Предварительная компоновка однокамерного жидкостного ракетного двигателя с выдвижным соплом, предназначенного для верхней ступени ракеты-носителя "Ангара А5" вместо четырехкамерного двигателя РД-0124А без увеличения как осевых, так и радиальных размеров отсека размещения двигателя, показала целесообразность применения такого двигателя со снижением радиальных габаритов и массы.Preliminary studies for the newly developed engine showed the effectiveness of the proposed technical solution to reduce the radial dimensions and mass of the engine. The preliminary layout of a single-chamber liquid propellant rocket engine designed for the upper stage of the Angara A5 booster rocket instead of the four-chamber RD-0124A engine without increasing both the axial and radial dimensions of the engine compartment showed the advisability of using such an engine with a decrease in radial dimensions and masses.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015137486/06A RU2595006C1 (en) | 2015-09-02 | 2015-09-02 | Liquid propellant rocket engine with nozzle |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015137486/06A RU2595006C1 (en) | 2015-09-02 | 2015-09-02 | Liquid propellant rocket engine with nozzle |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2595006C1 true RU2595006C1 (en) | 2016-08-20 |
Family
ID=56697458
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015137486/06A RU2595006C1 (en) | 2015-09-02 | 2015-09-02 | Liquid propellant rocket engine with nozzle |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2595006C1 (en) |
Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2434273A1 (en) * | 1978-08-25 | 1980-03-21 | Hercules Inc | TELESCOPICALLY DEPLOYABLE NOZZLE SYSTEM WITH NESTED CONES FOR A ROCKET ENGINE |
DE3427169A1 (en) * | 1984-07-24 | 1986-01-30 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | Rocket drive for space flights |
US4676436A (en) * | 1984-11-02 | 1987-06-30 | Unidynamics Phoenix, Inc. | Rocket motor nozzle extension system |
RU2180405C2 (en) * | 2000-05-26 | 2002-03-10 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Extensible nozzle for rocket engine |
RU2213239C2 (en) * | 2001-12-27 | 2003-09-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Rocket engine expandable nozzle |
RU2273752C2 (en) * | 2003-11-05 | 2006-04-10 | ОАО "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Nozzle with altitude compensation |
RU2531009C2 (en) * | 2009-09-10 | 2014-10-20 | Снекма | Rocket engine with sliding diffuser |
-
2015
- 2015-09-02 RU RU2015137486/06A patent/RU2595006C1/en active
Patent Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2434273A1 (en) * | 1978-08-25 | 1980-03-21 | Hercules Inc | TELESCOPICALLY DEPLOYABLE NOZZLE SYSTEM WITH NESTED CONES FOR A ROCKET ENGINE |
DE3427169A1 (en) * | 1984-07-24 | 1986-01-30 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | Rocket drive for space flights |
US4676436A (en) * | 1984-11-02 | 1987-06-30 | Unidynamics Phoenix, Inc. | Rocket motor nozzle extension system |
RU2180405C2 (en) * | 2000-05-26 | 2002-03-10 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Extensible nozzle for rocket engine |
RU2213239C2 (en) * | 2001-12-27 | 2003-09-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Rocket engine expandable nozzle |
RU2273752C2 (en) * | 2003-11-05 | 2006-04-10 | ОАО "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Nozzle with altitude compensation |
RU2531009C2 (en) * | 2009-09-10 | 2014-10-20 | Снекма | Rocket engine with sliding diffuser |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP3244053B1 (en) | Thrust reverser system with hidden blocker doors | |
RU2604760C2 (en) | Turbo machine with propeller (-s) for aircraft with propeller pitch change system | |
RU2470205C2 (en) | Linear telescopic actuator for movement of first and second elements relative to fixed element | |
US7475846B2 (en) | Fin retention and deployment mechanism | |
EP3421772B1 (en) | Telescopic ballscrew actuator | |
US8794085B2 (en) | Electromechanical telescopic actuator | |
CN105857646B (en) | A kind of spherical locking separating mechanism | |
US10279889B2 (en) | Device for supplying hydraulic fluid to a ram and mechanism for controlling the pitch of the blades of a turbine engine propeller comprising the ram | |
JP6151985B2 (en) | Rotor assembly for aircraft with improved restraint assembly capable of hovering | |
CN105378258A (en) | Actuation device for moving a movable cowling of a thrust-reverser | |
US6726147B1 (en) | Multi-function actuator, and method of operating same | |
JP6227844B1 (en) | Locking rotary actuator | |
CN106839897A (en) | A kind of straight-line helix unfolded wing mechanism | |
RU2595006C1 (en) | Liquid propellant rocket engine with nozzle | |
RU2612691C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine with extendable nozzle | |
US11280294B2 (en) | Coupling with eccentric bearing arrangement | |
CN107323693B (en) | Motor-driven floating supplementing device | |
JP2012025386A (en) | Compact shimmy damper for aircraft landing gear | |
RU173218U1 (en) | Coaxial Helicopter Rotor System | |
US10774787B2 (en) | Coupling | |
US11162506B2 (en) | Fan module having variable-pitch blades for a turbine engine | |
CN111806672B (en) | Propulsion system for aircraft | |
RU2627923C2 (en) | Rotary drive system for door movement with orientable leaves, in particular, in vehicles | |
RU2647022C1 (en) | Rotary control nozzle with a flexible folding head | |
RU2629513C2 (en) | Steering unit of rocket |