DE1170284B

DE1170284B - Device to relieve the bearing of swiveling thrust nozzles for rocket engines

Info

Publication number: DE1170284B
Application number: DES70779A
Authority: DE
Original assignee: Propulsion Par Reaction S E R
Current assignee: Propulsion Par Reaction S E R
Priority date: 1959-10-09
Filing date: 1960-10-05
Publication date: 1964-05-14

Description

Einrichtung zur Lagerentlastung von schwenkbaren Schubdüsen für Raketentriebwerke Die Erfindung bezieht sich auf eine Einrichtung zur Lagerentlastung von schwenk- und drehbaren Schubdüsen für Raketentriebwerke, bei denen die Schubdüse über ein ringförmiges Axiallager gegen einen ringförmigen Bund des Triebwerkes abgestützt ist.Device to relieve the bearing of swiveling thrusters for rocket engines The invention relates to a device for bearing relief of pivoting and rotary thrusters for rocket engines, in which the thruster has a annular thrust bearing supported against an annular collar of the engine is.

Es ist bekannt, daß man Flugkörper mit Raketenantrieb dadurch steuern kann, daß man die Richtung des aus den Schubdüsen austretenden Gasstrahles veränderlich macht. Zu diesem Zweck sind im wesentlichen bereits zwei Steuereinrichtungen bekannt. Bei der einen Lösung ist das Triebwerk mit einer oder mehreren Schubdüsen versehen, die mit Hilfe an der Rückseite des Flugkörpers angeordneter Pendellager in einem gewissen Bereich schwenkbar sind. Weist der Flugkörper nur eine Schubdüse auf, dann ist das Pendellager koaxial zum Triebwerk angeordnet. Bei mehreren Schubdüsen sind wenigstens einige von ihnen schwenkbar, damit man die Wirkungslinie der Reaktionskraft verändern kann.It is known to control missile propelled missiles thereby can that you can change the direction of the gas jet emerging from the thrust nozzles power. Two control devices are essentially already known for this purpose. In one solution, the engine is equipped with one or more thrusters, the self-aligning bearings arranged with the help of the rear of the missile in one can be pivoted to a certain range. If the missile has only one thruster, then the self-aligning bearing is arranged coaxially to the engine. If there are multiple thrusters At least some of them can be pivoted so that one can see the line of action of the reaction force can change.

Bei der zweiten Lösung sind am hinteren Ende des Flugkörpers mehrere Schubdüsen angeordnet, bei denen die Diflusorachsen einen Winkel mit den Düsenachsen einschließen. Die eigentlichen Düsen selbst sind am Hinterende des Triebwerkes in einem Zylinderlager drehbar gelagert. Wenn man in diesem Fall die Düsen in ihrem Zylinderlager dreht, dann beschreiben die Diffusorachsen je einen Kegel. Dabei ist es möglich, die Resultierende der Reaktionskräfte dieser Düsen mit der Flug körperachse zusammenfallen zu lassen, wie dies beim Geradeausflug notwendig ist, oder dieser Resultierenden einen Winkel zur Flugkörperachse zu geben, so daß um den Massenschwerpunkt ein Drehmoment entsteht, durch das die Flugbahnrichtung geändert werden kann.In the second solution, there are several at the rear end of the missile Thrust nozzles are arranged in which the diffuser axes make an angle with the nozzle axes lock in. The actual nozzles themselves are at the rear end of the engine rotatably mounted in a cylinder bearing. In this case, if you put the nozzles in your The cylinder bearing rotates, then the diffuser axes each describe a cone. It is it is possible, the resultant of the reaction forces of these nozzles with the missile axis to collapse, as is necessary for straight flight, or this To give the resultant an angle to the missile axis, so that around the center of mass a torque is created by which the flight path direction can be changed.

In beiden Fällen braucht man für die Verstellung der Düsen SERVO-Motore, die jedoch möglichst klein sein sollen. Deshalb sollen die mechanischen Verbindungen der Düsen mit dem Triebwerk deren Bewegung unter Anwendung möglichst geringer Kräfte ermöglichen. Die Gesamtheit aller auf eine Schubdüse wirkenden Kräfte versucht ja bekanntlich die Düse vom Triebwerk loszureißen, so daß die die Axialkräfte aufnehmenden Teile der Lagerkörper für diese Düsen hoch belastet sind, wodurch Reibungskräfte entstehen, die einen beträchtlichen Teil der Leistung der Servo-Motoren für die Verstellung der Düsen aufzehren.In both cases, you need SERVO motors to adjust the nozzles, which should, however, be as small as possible. Therefore the mechanical connections should of the nozzles with the engine their movement using the lowest possible forces enable. The totality of all forces acting on a thrust nozzle is trying known to tear loose the nozzle from the engine, so that the axial forces absorb Parts of the bearing body for these nozzles are highly loaded, creating frictional forces arise which take up a considerable part of the power of the servo motors for the Use up the adjustment of the nozzles.

Durch die Erfindung soll die Aufgabe gelöst werden, eine Verminderung der Axialkräfte, die durch den Anpreßdruck verursacht werden, zu erzielen. Es sollen die während der Brennzeit der Rakete auf das Axiallager zwischen schwenk- oder drehbarer Schubdüse und dem ringförmigen Bund des Triebwerkes als Gegenlagerfläche in Richtung des Strahles einer Verschwenkung der Schubdüse entgegenwirkenden Kräfte wesentlich vermindert werden.The object of the invention is to be achieved, a reduction to achieve the axial forces caused by the contact pressure. It should during the firing time of the rocket on the thrust bearing between pivotable or rotatable Thrust nozzle and the annular collar of the engine as a counter bearing surface in the direction of the jet of a pivoting of the thrust nozzle counteracting forces substantially be reduced.

Diese Aufgabe wird gemäß der Erfindung dadurch gelöst, daß ein Teil der Schubdüse mit dem Lagerkörper des Triebwerkes einen abgedichteten Ringraum bildet, dessen Stirnflächen die Schubdüse über ein Druckmedium, das in den Ringraum zumindest während der Brennzeit der Rakete eingebracht ist, abstützen. Zweckmäßigerweise bildet der Lagerkörper des Düsenlagers die Umfangswand des Ringraumes und weist an jedem seiner Enden eine Dichtung für das Druckmedium auf.This object is achieved according to the invention in that a part the thrust nozzle forms a sealed annular space with the bearing body of the engine, whose end faces the thrust nozzle via a pressure medium that at least enters the annular space is introduced during the firing time of the rocket. Appropriately forms the bearing body of the nozzle bearing the peripheral wall of the annulus and has on each its ends on a seal for the pressure medium.

In den Zeichnungen sind Ausführungsbeispiele des Erfindungsgegenstandes dargestellt, und zwar zeigt F i g. 1 einen Längsschnitt durch eine erste Ausführungsform einer erfindungsgemäßen Düsenlagerung bei einem Lager mit zylindrischem Druckraum, F i g. 2 in schematischer Darstellung ein Anwendungsbeispiel für drei schwenkbare Schubdüsen nach F i g. 1 und F i g. 3 einen Axialschnitt durch eine Düsenlagerung mit Pendellager und einem Druckraum mit Kugelflächen.Exemplary embodiments of the subject matter of the invention are shown in the drawings shown, namely shows F i g. 1 shows a longitudinal section through a first embodiment a nozzle bearing according to the invention in a bearing with a cylindrical pressure chamber, F i g. 2 in a schematic representation an application example for three pivotable Thrust nozzles according to FIG. 1 and F i g. 3 shows an axial section through a nozzle bearing with self-aligning bearings and a pressure chamber with spherical surfaces.

In F i g. 1 ist mit 1 die Rückwand des Flugkörper-Triebwerkes bezeichnet, die innenseitig mit einer feuerfesten Auskleidung 2 versehen ist und mit Hilfe eines zylindrischen Lagerkörpers 3 eine Schubdüse trägt, die in ihrer Gesamtheit mit 4 bezeichnet ist. Die Schubdüse 4 besteht ihrerseits aus einem metallischen Düsenkörper 5, der auf seiner Innenseite mit einer feuerfesten Auskleidung 6, z. B. aus Graphit, versehen ist, durch die die Düse selbst gebildet wird. Auf den Düsenkörper 6 ist ein Diffusor 7 aufgesetzt, dessen Achse mit der Düsenachse einen Winkel bildet. Die Teile 5 und 7 können beispielsweise mittels einer Verschraubung miteinander verbunden sein. Am vorderen Ende ist der Düsenkörper 5 mit einer Manschette 8 versehen, die sich vom vorderen Ende des Düsenkörpers nach hinten erstreckt. Mit dieser Manschette 8 ist der Düsenkörper im Lagerkörper 3 drehbar gelagert, wobei zur Abdichtung eine Dichtung 9 vorgesehen ist. In den Lagerkörper 3 ist ein Lagerkörper 10 unter Zwischenlage einer Dichtung 30 eingeschraubt. Der Lagerkörper 10, der seinerseits wieder eine Dichtung 11 für den Düsenkörper aufnimmt, bildet einen Stützpunkt für die Aufnahme der auf den Düsenkörper 5 wirkenden Axialkräfte. Die axiale Verschiebbarkeit des Düsenkörpers 5 wird durch die ringförmigen Stirnwände der Lagerkörper 3 und 10 begrenzt, wobei das axiale Spiel entsprechend der auftretenden Wärmedehnung des Düsenkörpers bemessen ist. An seinem äußeren Ende hat der Düsenkörper 5 ein Zahnrad 12 aufgesetzt, so daß er über ein Ritzel 13 mit Hilfe eines Servo-Motors 14 in dem Lager gedreht oder geschwenkt werden kann.In Fig. 1, 1 denotes the rear wall of the missile engine, which is provided on the inside with a fireproof lining 2 and, with the aid of a cylindrical bearing body 3, carries a thrust nozzle which is denoted as 4 in its entirety. The thrust nozzle 4 in turn consists of a metallic nozzle body 5, which on its inside with a refractory lining 6, z. B. made of graphite, through which the nozzle itself is formed. A diffuser 7 is placed on the nozzle body 6, the axis of which forms an angle with the nozzle axis. The parts 5 and 7 can be connected to one another, for example, by means of a screw connection. At the front end of the nozzle body 5 is provided with a sleeve 8 which extends from the front end of the nozzle body to the rear. With this sleeve 8, the nozzle body is rotatably mounted in the bearing body 3, a seal 9 being provided for sealing. A bearing body 10 is screwed into the bearing body 3 with a seal 30 in between. The bearing body 10, which in turn receives a seal 11 for the nozzle body, forms a support point for absorbing the axial forces acting on the nozzle body 5. The axial displaceability of the nozzle body 5 is limited by the annular end walls of the bearing bodies 3 and 10 , the axial play being dimensioned according to the thermal expansion of the nozzle body that occurs. At its outer end, the nozzle body 5 has a gear 12 attached so that it can be rotated or pivoted in the bearing via a pinion 13 with the aid of a servo motor 14.

Der den vorderen Teil des Düsenkörpers 5 umgebende Ringraum 15, der durch die Manschette 8 und die beiden Lagerkörper 3 und 10 gebildet wird, steht über einen Kanal 17 mit einem in der Zeichnung nur schematisch dargestellten Behälter für ein unter Druck stehendes Druckmedium in Verbindung. Der Ringraum 15 kann aber auch mit der Brennkammer des Triebwerkes direkt verbunden sein. Durch den Druck des Druckmediums im Ringraum 15 wird auf die Stirnfläche der Manschette 8 eine Axialkraft ausgeübt, die der Austrittsrichtung des Strahles aus der Düse entgegengesetzt ist. Dadurch werden während der Brenndauer der Rakete auf die einer Verschwenkung der Schubdüse entgegenwirkendenen Kräfte an den ringförmigen Flächen 18 und 19 des Düsenkörpers bzw. des Lagerkörpers 10 wesentlich vermindert. Die Folge davon ist, daß die erforderliche Leistung des Servo-Motors für die Drehung der Düse in ihrer Lagerung wesentlich herabgesetzt ist.The annular space 15 surrounding the front part of the nozzle body 5, which is formed by the sleeve 8 and the two bearing bodies 3 and 10, is connected via a channel 17 to a container for a pressurized pressure medium, which is only shown schematically in the drawing. The annular space 15 can, however, also be connected directly to the combustion chamber of the engine. As a result of the pressure of the pressure medium in the annular space 15, an axial force is exerted on the end face of the cuff 8 which is opposite to the direction of exit of the jet from the nozzle. As a result, during the firing period of the rocket, the forces on the annular surfaces 18 and 19 of the nozzle body or of the bearing body 10 counteracting a pivoting of the thrust nozzle are substantially reduced. The consequence of this is that the required power of the servo motor for rotating the nozzle in its bearing is significantly reduced.

F i g. 2 zeigt in schematischer Darstellung eine mögliche Anwendung einer solchen Lagerung schwenkbarer Schubdüsen an einem Raketentriebwerk. Bei geradliniger Flugbahn werden die Diffusoren 4a, 4b und 4 c so geschwenkt, daß ihre Achsen symmetrisch zur Flugbahnachse gerichtet sind. Die Resultierende der Reaktionskräfte der austretenden Gasstrahlen ist damit parallel zur Flugkörperachse. Gibt man aber den Diffusoren eine asymmetrische Lage zueinander, dann wird die Wirkungsrichtung der Resultierenden der Redaktionskräfte geändert, und es ist somit möglich, die Bahn des Flugkörpers zu ändern.F i g. 2 shows, in a schematic representation, a possible application of such a mounting of pivotable thrusters on a rocket engine. In rectilinear trajectory the diffusers 4a, 4b and 4 c are pivoted so that their axes are directed symmetrically to the trajectory axis. The resultant of the reaction forces of the exiting gas jets is thus parallel to the missile axis. However, if the diffusers are placed in an asymmetrical position relative to one another, the direction of action of the resultant of the editorial forces is changed, and it is thus possible to change the trajectory of the missile.

Bei der in F i g. 3 dargestellten Ausführungsform haben die eigentlichen Düsen und der Diffusor eine gemeinsame Achse, während die Düse mit Diffusor in einem Pendellager in der Rückseite des Triebwerkes angeordnet ist. In diesem Fall sind in eine fest mit dem Triebwerk verbundene Lagermuffe 3 zwei Lagerkörperteile 20 und 21 ineinandergeschachtelt einge-,-..etzt, wobei zur Abdichtung Dichtringe 22 und 23 Verwendung finden. Der Lagerkörperteil 21 ist in die Lagermuffe 3 eingeschraubt und der Lagerkörperteil 20 seinerseits in den Lagerkörperteil 21. Die beiden Lagerkörperteile ?0 und 21 weisen Teile konzentrischer Kugeloberflächen bildende Führungsflächen für den Düsenkörper 5 auf. Mit der kugeligen Führungsfläche 20a mit großem Radius am vorderen Ende des Lagers arbeitet die Manschette 8 des Düsenkörpers zusammen, die an dieser Stelle ebenfalls eine kugelige Lagerfläche mit dem gleichen Zentrum 0 aufweist. Mit der hinteren kugeligen Führungsfläche 21 a arbeitet eine kugelige Außenfläche 5 a des Düsenkörpers 5 zusammen. die ebenfalls ihren Krümmungsmittelpunkt in 0 hat.In the case of the in FIG. 3, the actual nozzles and the diffuser have a common axis, while the nozzle with diffuser is arranged in a self-aligning bearing in the rear of the engine. In this case, two bearing body parts 20 and 21 are nested in a bearing sleeve 3 firmly connected to the engine -, - .. etzt, sealing rings 22 and 23 being used for sealing. The bearing body part 21 is screwed into the bearing sleeve 3 and the bearing body part 20 in turn is screwed into the bearing body part 21. The two bearing body parts 0 and 21 have guide surfaces for the nozzle body 5 that form parts of concentric spherical surfaces. With the spherical guide surface 20a with a large radius at the front end of the bearing, the sleeve 8 of the nozzle body works together, which also has a spherical bearing surface with the same center 0 at this point. A spherical outer surface 5 a of the nozzle body 5 cooperates with the rear spherical guide surface 21 a. which also has its center of curvature in 0.

Wie beim vorhergehenden Beispiel wird ein Druckmedium in den Ringraum 15 durch den Kanal 17 von einem Vorratsbehälter 16 her zugeführt.As in the previous example, a print medium is in the annulus 15 supplied through the channel 17 from a storage container 16.

Die Schwenkbewegung der Schubdüse wird mit Hilfe von zwei senkrecht zueinander stehenden hydraulischen Zylindern 26, von denen in F i g. 3 nur einer sichtbar ist, bewerkstelligt. Jeder dieser hydraulischen Zylinder ist mit Hilfe von Gelenken 27 und 28 einerseits am Gehäuse und andererseits an der Schubdüse angelenkt. In bekannter Weise kann man mit Hilfe dieser Zylinder der Schubdüse eine 'beliebige Richtung in Bezug auf die Flugkörperlängsachse geben, wobei die Düse in den durch die Konstruktion bedingten Grenzen im Bereich eines Kegels mit der Spitze in 0 in jede beliebige Lage schwenkbar ist. Auch hier sind die erforderlichen Verstellkräfte wesentlich geringer, weil die auf die Führungsflächen 5a, 21a der Verschwenkung entgegenwirkende Kräfte durch die hydraulische Abstützung im Ringraum 15 wesentlich herabgesetzt werden können.The pivoting movement of the thrust nozzle is carried out with the aid of two mutually perpendicular hydraulic cylinders 26, one of which is shown in FIG. 3 only one is visible. Each of these hydraulic cylinders is articulated with the aid of joints 27 and 28 on the one hand on the housing and on the other hand on the thrust nozzle. In a known way, with the help of these cylinders, the thrust nozzle can be given any direction in relation to the missile's longitudinal axis, the nozzle being pivotable into any position within the limits dictated by the design in the area of a cone with the tip in 0. Again, the required displacement forces are considerably lower because the guide surfaces 5a, 21 a pivoting counteracting forces may be substantially reduced by the hydraulic support in the annulus 15 °.

Als Druckmedium kann der Dampf einer im Behälter 16 enthaltenen Flüssigkeit dienen, wobei es möglich ist, den Dampfdruck in Abhängigkeit vom Gasdruck in der Brennkammer zu regeln.The vapor of a liquid contained in the container 16 can be used as the pressure medium serve, whereby it is possible to determine the vapor pressure as a function of the gas pressure in the To regulate combustion chamber.

Claims

Claims: 1. Device for bearing relief of pivotable or rotatable thrusters for rocket engines, in which the thrust nozzle is supported via an annular axial bearing against an annular collar of the engine, characterized in that a part (5, 8) of the thrust nozzle (4) with the bearing body (3, 10 or 3, 20, 21) of the engine forms a sealed annular space (15) , the end faces (10, 21) of which the thrust nozzle via a pressure medium which is introduced into the annular space at least during the firing time of the rocket, prop up.

2. Device according to claim 1, characterized in that the thrust nozzle (4) in the bearing body (3, 10 or 3, 20, 21) is guided along two guide surfaces of different sizes, each of which has an annular seal (9, 11 ) is provided, the rear guide surface receiving the wall of the nozzle body (5) and the front guide surface, which is much larger in diameter, receiving a sleeve (8) connected to the nozzle body (5) .

3. Device according to claim 2, characterized in that the two guide surfaces of the bearing body (3, 10) are designed as coaxial cylinder surfaces.

4. Device according to claim 2, characterized in that the two guide surfaces of the bearing body (3, 20, 21) are designed as parts of concentric spherical surfaces.

5. Device according to claim 4, characterized in that the spherical guide surfaces of the bearing body (3, 20, 21) on two nested bearing body parts (20 and 21) are provided, between which the thrust nozzle (4) with the spherical mating surfaces in be he Way is supported, wherein the outer bearing body part (21) is arranged in a bearing sleeve (3) fixedly connected to the engine. References considered: U.S. Patent No. 2,611317.