RU2647022C1 - Rotary control nozzle with a flexible folding head - Google Patents
Rotary control nozzle with a flexible folding head Download PDFInfo
- Publication number
- RU2647022C1 RU2647022C1 RU2015155019A RU2015155019A RU2647022C1 RU 2647022 C1 RU2647022 C1 RU 2647022C1 RU 2015155019 A RU2015155019 A RU 2015155019A RU 2015155019 A RU2015155019 A RU 2015155019A RU 2647022 C1 RU2647022 C1 RU 2647022C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- rocket
- bell
- rotary control
- socket
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
- F02K9/84—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control using movable nozzles
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/97—Rocket nozzles
- F02K9/976—Deployable nozzles
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке поворотных управляющих сопел изменяемой геометрии для ракетных двигателей.The invention relates to rocket technology and can be used in the development of rotary control nozzles of variable geometry for rocket engines.
Известно сопло с системой управления вектором тяги (Патент США, кл. 239-265.19, №3726480, опубл. 10.04.1973), обеспечивающее регулирование величины и направления вектора тяги РДТТ. Фланец сопла соединен с днищем корпуса РДТТ через упругую подвеску, состоящую из ряда чередующихся скрепленных между собой жестких (стальных) и эластомерных (каучуковых) пластин со сферической поверхностью. При этом раструб сопла и корпус связаны сервоприводом. Для регулирования величины тяги служит установленная перед входной частью подвижная игла, осевое перемещение которой осуществляется с помощью поршня в гидроцилиндре. При осевом перемещении иглы изменяются площадь критического сечения, давление в камере сгорания и тяга РДТТ.A nozzle with a thrust vector control system is known (US Pat. Cl. 239-265.19, No. 3726480, publ. 04/10/1973), which provides control of the magnitude and direction of the thrust vector of solid propellant rocket motors. The nozzle flange is connected to the bottom of the solid propellant rocket motor housing through an elastic suspension consisting of a series of alternating rigid (steel) and elastomeric (rubber) plates with a spherical surface. In this case, the nozzle socket and the casing are connected by a servo drive. To regulate the magnitude of the thrust, a movable needle is installed in front of the inlet part, the axial movement of which is carried out using a piston in the hydraulic cylinder. With axial movement of the needle, the critical cross-sectional area, the pressure in the combustion chamber, and the solid propellant thrust change.
Недостатком данной конструкции является большая осевая габаритная длина сопла ракетного двигателя в нерабочем состоянии.The disadvantage of this design is the large axial overall length of the nozzle of the rocket engine inoperative.
Известна конструкция эластичного разворачивающегося сопла, изготовленного из ткани (Фахрутдинов И.Х., Котельников А.В. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива: Учебник для машиностроительных вузов. - М.: Машиностроение, 1987, стр. 144, рис. 6.18; Патент США, кл. 239-265.15, №4426038, опубл. 17.01.1984), которое позволяет сократить габаритную длину двигателя в нерабочем положении. Конструкция компактна, имеет малую массу. В нерабочем положении эластичный разворачивающийся раструб расположен над внешней поверхностью неподвижной части сопла, к которой, также, прикреплен механизм разложения раструба из нерабочего (исходного) положения в рабочее. (Прототип)The known design of an elastic swivel nozzle made of fabric (Fakhrutdinov I.Kh., Kotelnikov A.V. Design and design of solid propellant rocket engines: Textbook for engineering universities. - M.: Engineering, 1987, p. 144, Fig. 6.18; US patent, CL 239-265.15, No. 4426038, publ. 01/17/1984), which allows to reduce the overall length of the engine in the idle position. The design is compact and lightweight. In the inoperative position, an elastic unfolding bell is located above the outer surface of the fixed part of the nozzle, to which, also, a mechanism for decomposing the bell from the inoperative (initial) position to the working one is attached. (Prototype)
Недостатком данной конструкции, взятой в качестве основного прототипа, является отсутствие системы управления вектором тяги ракетного двигателя по направлению, малая жесткость раструба в рабочем положении, снижающая надежность работы двигателя, наличие сложной системы приведения в рабочее состояние.The disadvantage of this design, taken as the main prototype, is the lack of a control system for the thrust vector of the rocket engine in the direction, the low stiffness of the socket in the working position, reducing the reliability of the engine, the presence of a complex system of bringing into working condition.
Известна конструкция раздвижного сопла, состоящего из отдельных жестких элементов - насадков, изготовленных, например, из УУКМ, соосно выдвигаемых в рабочее положение пневмоцилиндрами или действием продуктов сгорания топлива РДТТ на щитки, вдвинутые в поток (Фахрутдинов И.Х., Котельников А.В. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива: Учебник для машиностроительных вузов. - М.: Машиностроение, 1987, стр. 142, рис. 6.14; Патент США, кл. 239-265.43, №4213566, опубл. 22.07.1980).A known design of a sliding nozzle, consisting of separate rigid elements - nozzles, made, for example, from UUKM, coaxially extended into the working position by pneumatic cylinders or by the action of the combustion products of solid propellant rocket engines on the shields pushed into the stream (Fakhrutdinov I.Kh., Kotelnikov A.V. Design and engineering of solid propellant rocket engines: Textbook for engineering universities. - M.: Mechanical Engineering, 1987, p. 142, Fig. 6.14; US Patent, cl. 239-265.43, No. 4213566, publ. 22.07.1980).
Недостатком данной конструкции является отсутствие системы управления направлением вектора тяги ракетного двигателя, необходимость обеспечения уплотнения стыков насадков в разложенном положении, вероятность перекоса насадков при выдвижении, большие осевые габаритные параметры сопла в нерабочем положении.The disadvantage of this design is the lack of a control system for the direction of the thrust vector of the rocket engine, the need to ensure sealing of the nozzle joints in the unfolded position, the likelihood of misalignment of the nozzles when extending, large axial overall dimensions of the nozzle in the idle position.
Известна конструкция раздвижного сопла ракетного двигателя (Патент РФ 2004131467/06, опубл. 10.05.2006), содержащая раздвижные жесткие насадки и механизмы их фиксации и раздвижки. При этом, часть механизма раздвижки сбрасывается после выдвижения насадков, сокращая тем самым массу сопла в рабочем положении. Такая конструкция позволяет сократить осевые габариты сопла в нерабочем положении, увеличивает тягу, решает проблему герметизации стыков и фиксации насадков в рабочем положении.A known design of a sliding nozzle of a rocket engine (RF Patent 2004131467/06, publ. 10.05.2006), containing sliding hard nozzles and mechanisms for their fixation and sliding. At the same time, part of the sliding mechanism is reset after the nozzles are extended, thereby reducing the mass of the nozzle in the working position. This design allows to reduce the axial dimensions of the nozzle in the idle position, increases traction, solves the problem of sealing joints and fixing nozzles in the working position.
Недостатком данной конструкции является большая масса конструкции в нерабочем положении, дополнительные энергетические потери в местах стыков насадков, наличие неотделяемых частей механизма раздвижки, не выполняющих рабочих функций после раздвижки, наличие дополнительных элементов конструкции, например, механизма фиксации, большое силовое воздействие на изделие в момент раздвижки сопла, неконтролируемый процесс вылета сбрасываемых частей.The disadvantage of this design is the large mass of the structure in the idle position, additional energy losses at the joints of the nozzles, the presence of inseparable parts of the sliding mechanism that do not perform working functions after the sliding, the presence of additional structural elements, for example, the locking mechanism, a large force on the product at the time of sliding nozzles, uncontrolled process of departure of discharged parts.
Задачей является повышение баллистической эффективности ракеты (при обеспечении выполнения требований по управлению изделием по каналам тангажа и рыскания) за счет сокращения длины и массы межступенных отсеков или за счет увеличения длины и массы топливного заряда ракетного двигателя при сохранении общей длины ракеты.The objective is to increase the ballistic efficiency of the rocket (while ensuring compliance with the requirements for managing the product through the pitch and yaw channels) by reducing the length and mass of the inter-stage compartments or by increasing the length and mass of the fuel charge of the rocket engine while maintaining the total length of the rocket.
Технический результат достигается тем, что в известном поворотном управляющем сопле ракетного двигателя, состоящем из соединенных узлом качания неподвижной и подвижной частей, на срезе раструба подвижной части размещается раскладной сопловой насадок и механизм его разложения, выполненный в виде нескольких равномерно расположенных вокруг сопла раздвижных телескопических штанг. Сопловой насадок образован раструбом из гибкого композиционного материала и опорными кольцами, установленными с интервалами вдоль оси сопла и соединенными с помощью шарниров с механизмом разложения насадка. Ближайшее к срезу раструба подвижной части сопла опорное кольцо закреплено в зоне максимального сечения раструба подвижной части сопла таким образом, что оно образует продолжение подвижной части, при этом опорные кольца в сложенном состоянии размещены так, что своими максимальными сечениями образуют зону, подобную по форме переднему днищу предыдущей ступени. Раструб из гибкого композиционного материала представляет собой оболочку из резиновой смеси, покрытую по внутренней поверхности теплостойким материалом ворсовой структуры на основе углеродных или кремнеземных волокон.The technical result is achieved by the fact that in the known rotary control nozzle of a rocket engine, consisting of fixed and movable parts connected by a swing unit, a folding nozzle nozzles and a mechanism for its decomposition, made in the form of several telescopic telescopic rods evenly spaced around the nozzle, are placed on a section of the bell of the movable part. The nozzle nozzle is formed by a bell made of a flexible composite material and support rings installed at intervals along the axis of the nozzle and connected by hinges to the decomposition mechanism of the nozzle. The support ring closest to the nozzle cut of the movable part of the nozzle is fixed in the zone of the maximum section of the bell of the movable part of the nozzle in such a way that it forms a continuation of the movable part, while the support rings in the folded state are placed so that their maximum sections form a zone similar in shape to the front bottom previous step. A bell made of a flexible composite material is a shell of a rubber compound coated on the inner surface with a heat-resistant material of a pile structure based on carbon or silica fibers.
Изобретение иллюстрируется чертежами.The invention is illustrated by drawings.
Фиг. 1 - конструктивная схема поворотного управляющего сопла с гибким раскладным насадком.FIG. 1 is a structural diagram of a rotary control nozzle with a flexible folding nozzle.
Фиг. 2 - поворотное управляющее сопло с гибким раскладным насадком в сложенном и разложенном состоянии.FIG. 2 - rotary control nozzle with a flexible folding nozzle in the folded and unfolded state.
Поворотное управляющее сопло (ПУС) (см. фиг. 2) состоит из неподвижной (1) и подвижной частей (2), соединенных между собой узлом качания (3); подвижная часть ПУС включает в себя дозвуковую (4), трансзвуковую (5) и сверхзвуковую (6) части. Сверхзвуковая часть ПУС представляет собой раструб (7), на срезе которого закреплен гибкий раскладной насадок (8), выполненный из композиционного материала, образованного оболочкой из резиновой смеси, покрытой по внутренней поверхности теплостойким материалом ворсовой структуры, например, на основе углеродных или кремнеземных волокон. На наружной поверхности насадка с осевыми интервалами смонтированы жесткие опорные кольца (9), к которым прикреплен несбрасываемый механизм разложения насадка из нерабочего (а) в рабочее (б) положение, например в виде нескольких равномерно расположенных вокруг сопла раздвижных телескопических штанг (10), зафиксированных в нерабочем положении механизмом стопорения.The rotary control nozzle (CCP) (see Fig. 2) consists of the stationary (1) and moving parts (2), interconnected by a swing unit (3); the mobile part of the CCP includes subsonic (4), transonic (5) and supersonic (6) parts. The supersonic part of the CCP is a bell (7), on the cut of which a flexible folding nozzle (8) is fixed, made of a composite material formed by a shell of a rubber mixture coated on the inner surface with a heat-resistant material of a pile structure, for example, based on carbon or silica fibers. Rigid support rings (9) are mounted on the outer surface of the nozzle at axial intervals, to which a non-resettable nozzle decomposition mechanism is attached from the inoperative (a) to the working (b) position, for example, in the form of several telescopic extension rods (10) evenly spaced around the nozzle, fixed in the idle position by the locking mechanism.
Конструкция гибкого раскладного насадка позволяет обеспечить наиболее плотную компоновку агрегатов в нерабочем положении и сократить длину ракеты (или увеличить длину заряда).The design of the flexible folding nozzle allows you to ensure the most dense arrangement of units in the idle position and reduce the length of the rocket (or increase the length of the charge).
Зона размещения гибкого насадка (см. фиг. 1) в нерабочем положении ограничена с одной стороны зоной П размещения агрегатов на сопловом блоке, а с другой - зоной K, определяющей границу размещения переднего днища предыдущей ступени. Наличие над внешней поверхностью облицовки зоны П, свободной от конструкции гибкого раскладного насадка в нерабочем положении и конструкции механизма его разложения в рабочее положение, позволяет разместить рулевой привод, обеспечивающий потребное для управления перемещение сопла.The zone of placement of the flexible nozzle (see Fig. 1) in the idle position is limited on one side by the zone P of the units on the nozzle block, and on the other, by zone K, which determines the boundary of the front bottom of the previous stage. The presence of zone P above the outer surface of the cladding, free from the design of the flexible folding nozzle in the inoperative position and the design of the mechanism of its decomposition into the working position, allows you to place the steering gear that provides the nozzle movement necessary for control.
Жесткие опорные кольца обеспечивают необходимую форму и устойчивость насадка в процессе работы. В рабочее положение кольца выдвигаются с помощью механизма разложения.Rigid support rings provide the necessary shape and stability of the nozzle during operation. In the working position, the rings are advanced using the decomposition mechanism.
Механизм разложения гибкого насадка задействуется в силовой схеме сопла после перехода в рабочее положение, обеспечивая удержание разложенного насадка в течение всего времени работы двигателя. Сброс механизма разложения в процессе полета не предусмотрен.The decomposition mechanism of the flexible nozzle is activated in the power circuit of the nozzle after the transition to the working position, ensuring the retention of the expanded nozzle during the entire time the engine is running. Resetting the decomposition mechanism during the flight is not provided.
Устройство работает следующим образом:The device operates as follows:
Система управления подает команду на расфиксацию механизма стопорения раздвижных телескопических штанг (10) в нерабочем положении. При срабатывании механизма телескопические штанги выдвигаются, перемещая при этом закрепленные на них жесткие опорные кольца (9), и при их полном выдвижении гибкий насадок (8) раскладывается в рабочее положение. После раздвижения жесткие опорные кольца (9) удерживаются выдвинутыми штангами, сохраняя насадок в рабочем положении до окончания работы РДТТ. При подаче системой управления команды на изменение направления вектора тяги поворотная часть сопла(2), включающая гибкий раскладной насадок (8), перемещается под действием усилий, создаваемых рулевым приводом.The control system gives the command to unlock the locking mechanism of the telescopic telescopic rods (10) in the idle position. When the mechanism is triggered, the telescopic rods extend, moving the rigid support rings (9) fixed to them, and when they are fully extended, the flexible nozzles (8) unfolds into the working position. After expansion, the rigid support rings (9) are held by extended rods, keeping the nozzles in working position until the end of the solid propellant rocket motor. When the control system gives a command to change the direction of the thrust vector, the rotary part of the nozzle (2), including a flexible folding nozzle (8), moves under the action of the forces created by the steering drive.
Таким образом, данное изобретение позволяет сократить длину сопла в нерабочем положении, обеспечив при этом возможность размещения агрегатов на сопловом блоке и оптимальное расположение смежной ступени. При этом обеспечивается сохранение требуемой формы и достаточно высокая жесткость насадка в рабочем положении, а также минимизируется его масса, за счет задействования несбрасываемого механизма разложения в силовой схеме насадка при работе двигателя.Thus, this invention allows to reduce the length of the nozzle in the idle position, while ensuring the ability to place units on the nozzle block and the optimal location of the adjacent stage. This ensures the preservation of the desired shape and a sufficiently high rigidity of the nozzle in the working position, as well as minimizing its mass, due to the use of non-resettable decomposition mechanism in the power circuit of the nozzle during engine operation.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015155019A RU2647022C1 (en) | 2015-12-22 | 2015-12-22 | Rotary control nozzle with a flexible folding head |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015155019A RU2647022C1 (en) | 2015-12-22 | 2015-12-22 | Rotary control nozzle with a flexible folding head |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2647022C1 true RU2647022C1 (en) | 2018-03-13 |
Family
ID=61629262
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015155019A RU2647022C1 (en) | 2015-12-22 | 2015-12-22 | Rotary control nozzle with a flexible folding head |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2647022C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2757311C1 (en) * | 2020-09-11 | 2021-10-13 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Nozzle attachment |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3933310A (en) * | 1974-07-11 | 1976-01-20 | Thiokol Corporation | Rocket nozzle construction and surfaces impervious to hot, high velocity gases |
| EP0018300A1 (en) * | 1979-04-24 | 1980-10-29 | AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle | Propulsion unit nozzle with folding divergent section |
| GB2013787B (en) * | 1978-02-03 | 1982-04-21 | Aerospatiale | Propulsion unit nozzle with a folding divergent section |
| US6205772B1 (en) * | 1995-12-28 | 2001-03-27 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Motenrs D'aviation | Extendable divergent tail pipe propulsion unit |
| RU2276280C1 (en) * | 2004-10-28 | 2006-05-10 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Rocket engine expandable nozzle |
-
2015
- 2015-12-22 RU RU2015155019A patent/RU2647022C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3933310A (en) * | 1974-07-11 | 1976-01-20 | Thiokol Corporation | Rocket nozzle construction and surfaces impervious to hot, high velocity gases |
| GB2013787B (en) * | 1978-02-03 | 1982-04-21 | Aerospatiale | Propulsion unit nozzle with a folding divergent section |
| EP0018300A1 (en) * | 1979-04-24 | 1980-10-29 | AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle | Propulsion unit nozzle with folding divergent section |
| US6205772B1 (en) * | 1995-12-28 | 2001-03-27 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Motenrs D'aviation | Extendable divergent tail pipe propulsion unit |
| RU2276280C1 (en) * | 2004-10-28 | 2006-05-10 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Rocket engine expandable nozzle |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2757311C1 (en) * | 2020-09-11 | 2021-10-13 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Nozzle attachment |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11149637B2 (en) | Nacelle for a turbofan engine | |
| CN105264212B (en) | Double mode plug nozzle | |
| US20070152104A1 (en) | Method and system for flow control with arrays of dual bimorph synthetic jet fluidic actuators | |
| US5329763A (en) | Thrust vectoring variable geometry exhaust nozzle for gas turbines | |
| EP0049560B1 (en) | Extending rocket engine exhaust nozzle assembly | |
| ES2950004T3 (en) | An exhaust nozzle for a gas turbine engine | |
| RU2534838C1 (en) | Cruise missile | |
| RU2647022C1 (en) | Rotary control nozzle with a flexible folding head | |
| US4676436A (en) | Rocket motor nozzle extension system | |
| US3807639A (en) | Variable-geometry nozzles for jet propulsion engines | |
| US4552309A (en) | Variable geometry nozzles for turbomachines | |
| JP2000502773A (en) | Extendable tail tube for propulsion device | |
| JPH10103154A (en) | Toward-end thinning/thickening exhaust nozzle for gas turbine engine power device supplying power to aircraft | |
| CA2937319C (en) | Deployment mechanism for inflatable surface-increasing features for gas turbine engine | |
| US3316716A (en) | Composite powerplant and shroud therefor | |
| US3514957A (en) | High speed propulsion engine | |
| RU2208693C2 (en) | Axisymmetric supersonic reaction nozzle | |
| US3519207A (en) | Nozzle actuation system | |
| JPH02125953A (en) | Nozzle structure for turbo-ram-rocket coupling propulsive engine | |
| US20220243684A1 (en) | Propulsion concept combining conventional rocket engines and air-breathing engines (heber concept) | |
| US10281252B2 (en) | Launcher redundant tank mass shedding system | |
| RU2612691C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine with extendable nozzle | |
| US20210270208A1 (en) | Exhaust nozzle with centerbody support structure for a gas turbine engine | |
| RU61681U1 (en) | MULTI-STAGE CARRIER ROCKET | |
| RU2640903C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine chamber with controlled nozzle |