PL241969B1

PL241969B1 - Rocket engine exhaust nozzle

Info

Publication number: PL241969B1
Application number: PL434189A
Authority: PL
Inventors: Marta Grzyb; Łukasz Nocoń; Łukasz Nowakowski; Piotr Szmidt
Original assignee: Politechnika Świętokrzyska
Priority date: 2020-06-04
Filing date: 2020-06-04
Publication date: 2023-01-02
Also published as: PL434189A1

Abstract

Dysza wylotowa silnika rakietowego, posiadająca korpus w kształcie tulei z kołnierzem, charakteryzuje się tym, że do korpusu (1) przekręcona jest tarcza kulowa (3) z wewnętrznym ożebrowaniem, przy czym na tarczy kulowej (3) osadzona jest uchylnie panewka kulowa oraz dysza (11), przy czym panewka kulowa połączona jest z tarczą kulową (3) oraz z dyszą (11) za pomocą czterech sworzni oraz łożysk, osadzonych w piastach tarczy kulowej (3) i w deklach (5) przykręconych do dyszy (11). Łożyska osadzone są w deklach (5), a łożyska osadzone są w piastach tarczy kulowej (3), zaś do jednego z dekli (5), przykręcona jest podwójna dźwignia (14), której ramiona połączone są, za pomocą przegubów, z dwoma cięgnami (16) połączonymi przegubami z dźwigniami (21) dwóch serwonapędów (22) przytwierdzonych do korpusu (1) przy czym wewnątrz dyszy (11) w otworach znajdujących się w górnej jego części zamontowane są skrętnie za pośrednictwem czopów (12) łopatki. Na końcach czopów (12) łopatek zamontowane są łączniki (10), które za pomocą przegubów połączone są kolumnami teleskopowymi (9) z wspornikami (4) przykręconymi do tarczy kulowej (3), przy czym na kolumnach teleskopowych (9) zamontowane są stery aerodynamiczne (25). Korzystnie, pomiędzy korpusem (1) i tarczą kulową (3) zainstalowane jest sprężyste uszczelnienie (2).The rocket engine outlet nozzle, having a body in the shape of a sleeve with a flange, is characterized by the fact that a ball disc (3) with internal ribs is turned to the body (1), and a ball bushing and a nozzle ( 11); The bearings are embedded in the lids (5), and the bearings are embedded in the hubs of the ball disc (3), and a double lever (14) is screwed to one of the lids (5), the arms of which are connected, by means of joints, with two strings (16) connected by joints with levers (21) of two servo drives (22) attached to the body (1), where inside the nozzle (11) in the holes located in its upper part, the blades are torsionally mounted through pins (12). At the ends of the pins (12) of the blades, connectors (10) are mounted, which are connected by means of joints with telescopic columns (9) with brackets (4) screwed to the ball disc (3), while aerodynamic rudders are mounted on the telescopic columns (9). (25). Preferably, a resilient seal (2) is installed between the body (1) and the ball disc (3).

Description

Opis wynalazkuDescription of the invention

Przedmiotem wynalazku jest dysza wylotowa silnika rakietowego, sterująca kierunkiem lotu pocisku rakietowego.The subject of the invention is a rocket engine outlet nozzle controlling the direction of flight of a rocket projectile.

Sterowanie kierunkiem lotu pocisku rakietowego realizują stery, jako elementy wykonawcze sterowania lotem. Rozróżniamy stery aerodynamiczne i gazodynamiczne. Sterami aerodynamicznymi są obrotowe elementy w postaci płytek, mocowane do korpusu w pewnej odległości od środka masy pocisku. Obrót steru z położenia neutralnego powoduje powstanie siły aerodynamicznej, wywołującej moment (aerodynamiczny) względem środka masy pocisku. Siły aerodynamiczne i momenty powodują obrót pocisku dookoła jego osi poprzecznej i tym samym zmianę kierunku lotu.The direction of the missile flight is controlled by the rudders as the executive elements of the flight control. We distinguish between aerodynamic and gas-dynamic rudders. Aerodynamic rudders are rotating elements in the form of plates, attached to the body at a certain distance from the center of mass of the projectile. Rotation of the rudder from the neutral position creates an aerodynamic force, creating an (aerodynamic) moment about the center of mass of the projectile. Aerodynamic forces and moments cause the projectile to rotate around its transverse axis and thus change the direction of flight.

Gazodynamiczne sterowanie pocisków rakietowych polega na sterowaniu kierunkiem wypadkowego wektora ciągu silnika rakietowego lub silników rakietowych.The gas-dynamic control of missiles consists in controlling the direction of the resultant thrust vector of the rocket engine or engines.

Jednym ze sposobów aerodynamicznego sterowania lotem pocisku jest rozwiązanie oparte o mechanizm, który stanowi parę aerodynamicznych powierzchni sterowych o ustalonym zasięgu wychyleń. Sposób działania sterów aerodynamicznych polega na szybkim wysuwaniu i następnie wycofywaniu tych powierzchni ze strumienia powietrza. Innowacyjnością takiego rozwiązania jest wykorzystanie zaledwie dwóch powierzchni sterowych (sterów aerodynamicznych), podczas gdy najczęściej stosowane są cztery stery aerodynamiczne do manewrowania w trzech wymiarach.One of the methods of aerodynamic control of the projectile flight is a solution based on a mechanism consisting of a pair of aerodynamic control surfaces with a fixed range of deflections. Aerodynamic rudders work by rapidly extending and then withdrawing these surfaces from the air stream. The innovation of this solution is the use of only two control surfaces (aerodynamic rudders), while four aerodynamic rudders are most often used for maneuvering in three dimensions.

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 this 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 wydzieloną część 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 into 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, zwany oporem aerodynamicznym. Opór zwiększa się przy większych odchyleniach łopatek. Występuje również zjawisko erozji powierzchni łopatek. Grafitowe łopatki strumieniowe 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, 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 during 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 doprowadzanego 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 system 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.The stream of secondary fluid fed through the nozzle wall to 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 low loss system, but in the case of large 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, zamontowanych 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.Known from the publication of US3142153 is 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's 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 tych 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.The solutions described above are characterized by one common drawback, namely, in order to quickly change the flight path of the rocket, the gas stream must be deflected from the axis of the nozzle of the rocket engine by angular deflection of the nozzle. The maneuverability of the missile in these cases depends on the speed of this deflection and the angle of inclination of the nozzle axis relative to the missile axis. 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.

Znane są rozwiązania hybrydowe, które stanowią połączenie sterowania gazodynamicznego ze sterowaniem aerodynamicznym.There are known hybrid solutions that combine gas-dynamic control with aerodynamic control.

Znany jest z publikacji opisu patentowego US3764091 układ sterowania i napędu pocisku kierowanego, w którym stosuje się wektoryzację ciągu gazów wylotowych osiągniętą za pomocą sterowanej dyszy ogonowej (centralnej). Dysza sterująca zamontowana jest na sferycznym łożysku umożliwiającym jej obrót. Za punktem obrotu, dysza sterująca jest zbieżną do średnicy dyszy napędowej. Do dyszy sterującej zamontowany jest zestaw sterów aerodynamicznych.Known from the publication of the patent US3764091 is a control and propulsion system for a guided missile, in which vectorization of the muzzle gas train is used, achieved by means of a controlled tail (central) nozzle. The steering nozzle is mounted on a spherical bearing that allows it to rotate. After the pivot point, the steering nozzle is convergent to the diameter of the driving nozzle. A set of aerodynamic rudders is mounted to the steering nozzle.

Znany jest z publikacji opisu patentowego US4272040 sposób sterowania kierunkiem lotu pocisku rakietowego z wykorzystaniem połączonych ze sobą za pomocą przekładni zębatych czterech skrętnych sterów aerodynamicznych i czterech łopatek zasłaniających wylot gazów z nieruchomej dyszy.Known from the publication of the patent description US4272040 is a method of controlling the direction of flight of a missile with the use of four torsion aerodynamic rudders and four blades covering the gas outlet from a stationary nozzle, connected to each other by means of gear transmissions.

Ciągły rozwój techniki stwarza nieustającą potrzebę konstruowania układów wykonawczym sterowania kierunkiem lotu pocisku rakietowego. W systemach rakietowych istnieje zapotrzebowanie na opracowanie układów wykonawczym 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 układów napędowych.The continuous development of technology creates a constant need to construct executive systems for controlling the direction of the missile flight. 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 propulsion systems.

Celem niniejszego wynalazku jest opracowanie konstrukcji dyszy wylotowej silnika rakietowego, zwiększającej manewrowość pocisku rakietowego, przy minimalnej liczbie układów napędowych oraz niewielkich kątach wychylenia dyfuzora, łopatek i sterów aerodynamicznych.The aim of the present invention is to develop a design of a rocket engine exhaust nozzle, increasing the maneuverability of the rocket, with a minimum number of propulsion systems and small deflection angles of the diffuser, blades and aerodynamic rudders.

Rozwiązanie według wynalazku eliminuje wyżej wymienione ograniczenia. Dzięki konstrukcji dyszy, możliwe będzie sterowanie kierunkiem lotu pocisku rakietowego, w którym odchylenie strumienia gazów od osi dyszy silnika rakietowego, realizowane będzie za pomocą skrętnej dyszy oraz uchylnych łopatek, a zmiana kierunku powietrza opływającego pocisk za pomocą uchylnych sterów aerodynamicznych. Pozwoli to na skrócenie czasu reakcji układu sterowania, poprawi manewrowość pocisków rakietowych oraz pozwoli na stosowanie napędów o mniejszych przemieszczenia 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 missile flight, in which the deflection of the gas stream from the axis of the rocket engine nozzle will be carried out by means of a torsion nozzle and tilting blades, and the change of the direction of the air flowing around the missile by means of tilting aerodynamic rudders. This will shorten the response 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 oraz sterami aerodynamicznymi zamontowanymi na kolumnach teleskopowych. W konstrukcji układu wykonawczego zastosowano kolumny teleskopowe, które w sposób proporcjonalny odchylają łopatki oraz stery aerodynamiczne na skutek odchylania się dyszy.The solution, according to the invention, presents a combination of a movable nozzle with blades located in the exhaust gas stream of the rocket engine and aerodynamic rudders mounted on telescopic columns. The construction of the executive system uses telescopic columns that proportionally deflect the blades and aerodynamic rudders as a result of the nozzle deflection.

Dysza wylotowa silnika rakietowego, posiadająca korpus w kształcie tulei z kołnierzem, do którego przykręcona jest tarcza kulowa z wewnętrznym ożebrowaniem, 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 w deklach przykręconych do dyszy, przy czym łożyska osadzone są w deklach, a łożyska osadzone są w piastach tarczy kulowej, zaś do jednego z dekli, przykręcona jest podwójna dźwignia, której ramiona połączone są, za pomocą przegubów, z dwoma cięgnami połączonymi przegubami z dźwigniami dwóch serwonapędów przytwierdzonych do korpusu. W otworach znajdujących się w górnej jego części zamontowane są łopatki, przy czym na końcach czopów łopatek zamontowane są łączniki, które za pomocą przegubów połączone są kolumnami teleskopowymi z wspornikami przykręconymi do tarczy kulowej, przy czym w kolumnach teleskopowych zamontowane są stery aerodynamiczne.Rocket engine outlet nozzle, having a body in the shape of a sleeve with a flange, to which a ball disc with internal ribs 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 pins are torsionally mounted in the holes located in the upper part of the nozzle, and connectors are mounted at 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 is connected to a ball disc with internal ribs and a nozzle additionally by means of bearings, embedded in the hubs of the ball disc 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, and a double cap is screwed to one of the caps a lever whose arms are connected, by means of joints, to two strings and connected joints with the levers of two servo motors attached to the body. In the holes located in its upper part, the blades are mounted, and at the ends of the blade pins, connectors are mounted, which are connected by means of joints with telescopic columns with brackets screwed to the ball disc, with aerodynamic rudders mounted in the telescopic columns.

Korzystnie, pomiędzy korpusem i tarczą kulową znajduje się element sprężysty w postaci uszczelki, którego zadaniem jest uszczelnienie przestrzeni pomiędzy dyfuzorem i tarczą kulową.Preferably, between the body and the ball disc there is a spring element in the form of a gasket, whose task is to seal the space between the diffuser and the ball disc.

Wynalazek umożliwia sterowanie lotem pocisku rakietowego przez zastosowanie wychylnej dyszy, skrętnych łopatek znajdujących się w jej wnętrzu oraz uchylnych sterów aerodynamicznych zamontowanych na kolumnach teleskopowych. Zależność geometryczna oparta na zamocowaniu dolnej części kolumny teleskopowej w połowie długości między osią obrotu dyszy a osią obrotu czopu łopatki wpływa na wychylanie się łopatki oraz steru aerodynamicznego względem płaszczyzny symetrii dyszy. Każda łopatka i ster aerodynamiczny wychyla się o pewną wartość kątową, zgodnie z tą zależnością. Wychylenie dyszy w dowolną stronę powoduje dodatkowe odchylenie się łopatek strumieniowych i sterów aerodynamicznych od płaszczyzny symetrii dyszy. Układ wykonawczy sterowania kierunkiem lotu pocisku rakietowego umożliwia dzięki zamontowaniu w uchylnej dyszy skrętnych łopatek strumieniowych oraz sterów aerodynamicznych zamontowanych na kolumnach teleskopowych stosowanie mniejszych kątów wychylenia elementów sterujących lotem pocisku rakietowego. 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.The invention makes it possible to control the flight of a missile by using a pivoting nozzle, torsion blades inside it and tilting aerodynamic rudders mounted on telescopic columns. The geometric dependence based on the attachment of the lower part of the telescopic column 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 deflection of the blade and the aerodynamic rudder relative to the plane of symmetry of the nozzle. Each blade and aerodynamic rudder deflects by a certain angular value, according to this relationship. The deflection of the nozzle in any direction causes additional deflection of the jet blades and aerodynamic rudders from the plane of symmetry of the nozzle. The executive system for controlling the direction of the missile's flight, thanks to the installation of torsion jet blades in the tilting nozzle and aerodynamic rudders mounted on telescopic columns, allows the use of smaller deflection angles of the missile's flight control elements. 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 posiada korpus 1 w kształcie tulei z kołnierzem i bocznymi wybraniamy, w których zamontowane są dwa serwonapędy 22. Do korpusu 1 przykręcona jest tarcza kulowa 3 posiadająca wewnątrz ożebrowanie 15. Na tarczy kulowej 3 osadzono uchylnie w punkcie obrotu 19 panewkę kulową 8, następnie dyszę 11. W punkcie obrotu 19 przecina się oś dyszy 18 oraz oś rakiety 20. Panewka kulowa 8 połączona jest z tarczą kulową 3 oraz z dyszą 11, za pomocą czterech sworzni 6 oraz łożysk 7, 23 osadzonych w dwóch piastach 24 tarczy kulowej 3 i w dwóch deklach 5 przykręconych do dyszy 11. Łożyska 7 osadzone są w deklach 5, a łożyska 23 osadzone są w piastach 24 tarczy kulowej 3. Do jednego z dekli 5, przykręcona jest podwójna dźwignia 14, której ramiona połączone są, za pomocą przegubów, z dwoma cięgnami 16 połączonymi przegubami z dźwigniami 21 dwóch serwonapędów 22 przytwierdzonych do korpusu 1. Wewnątrz dyszy 11 w otworach znajdujących się w górnej jej części zamontowane są skrętnie za pośrednictwem czopów 12 łopatki 13. Na końcach czopów 12 łopatek 13 zamontowane są łączniki 10, które za pomocą przegubów połączone są kolumnami teleskopowymi 9 z wspornikami 4 przykręconymi do tarczy kulowej 3. Na kolumnach teleskopowych 9 zamontowane są stery aerodynamiczne 25. Pomiędzy korpusem 1 i tarczą kulową 3 znajduje się sprężyste uszczelnienie 2, w postaci uszczelki, którego zadaniem jest uszczelnienie przestrzeni pomiędzy dyfuzorem i tarczą kulową. Wewnątrz dyszy 11 zamontowana jest wymienna zwężka 17 wykonana w postaci tulei z materiału odpornego na wysoką temperaturę oraz niskiej rozszerzalności cieplnej.The rocket engine outlet nozzle has a body 1 in the shape of a sleeve with a flange and side recesses in which two servo drives 22 are mounted. A ball disc 3 with ribs 15 inside is screwed to the body 1. On the ball disc 3, a ball bushing 8 is pivoted at the pivot point 19 , then the nozzle 11. At the pivot point 19, the axis of the nozzle 18 and the axis of the rocket 20 are intersected. 3 and in two lids 5 screwed to the nozzle 11. Bearings 7 are embedded in lids 5, and bearings 23 are embedded in hubs 24 of the ball disc 3. A double lever 14 is screwed to one of the lids 5, the arms of which are connected by joints , with two strings 16 connected by joints with levers 21 of two servo drives 22 attached to the body 1. Inside the nozzle 11, in the holes located in its upper part, there are mounted torsionally by means of pins 12 of the blade 13. At the ends of pins 12 of the blades 13, connectors 10 are mounted, which are connected by means of joints with telescopic columns 9 with brackets 4 screwed to the ball disc 3. Aerodynamic rudders 25 are mounted on telescopic columns 9. Between the body 1 and the ball disc 3 there is an elastic seal 2 in the form of a gasket whose task is to seal the space between the diffuser and the ball disc. Inside the nozzle 11, a replaceable orifice 17 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 11 względem osi rakiety 20 za pomocą dwóch serwonapędów 22, których ruch jest odpowiednio sterowany w celu zrealizowania trajektorii lotu pocisku rakietowego, poprzez cięgna 16 połączone z podwójną dźwignią 14 przykręconą do jednego dekla 5 zamocowanego na dyszy 11. Jednocześnie podczas zmiany położenia dyszy 11 proporcjonalnie realizowana jest zmiana położenia łopatek 13, które dodatkowo zmieniają kierunek gazów wylotowych oraz sterów aerodynamicznych 25, które dodatkowo zmieniają kierunek przepływu powietrza. Proporcjonalna zmiana położenia łopatek 13 oraz sterów aerodynamicznych 25 względem położenia dyszy 11 realizowana jest za pomocą łącznika 10 osadzonego na czopie steru 12 połączonego przegubem z kolumną teleskopową 9, która połączona jest przegubem ze wspornikiem 4 przykręconym do tarczy kulowej 3.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 nozzle axis 11 relative to the axis of the rocket 20 by means of two servo drives 22, the movement of which is properly controlled in order to realize the flight path of the missile, through the tie rods 16 connected to the double lever 14 screwed to one lid 5 mounted on the nozzle 11. At the same time, when changing the position of the nozzle 11, the position of the vanes 13 is proportionally changed, which additionally changes the direction of the exhaust gases, and the aerodynamic rudders 25, which additionally change the direction of the air flow. The proportional change in the position of the blades 13 and aerodynamic rudders 25 in relation to the position of the nozzle 11 is carried out by means of a connector 10 mounted on the rudder pin 12 connected by a joint to the telescopic column 9, which is connected by a joint to the bracket 4 screwed to the ball disc 3.

Wykaz oznaczeń:List of markings:

1. Korpus1st Corps

2. Uszczelnienie, element sprężysty2. Sealing, spring element

3. Tarcza kulowa3. Ball disc

4. Wspornik4. Bracket

5. Dekiel5. Lid

6. 7. 8. 9. 10. 11. 12. 13. 14. 15. 16. 17. 18. 19. 20. 21. 22. 23. 24. 25. 6. 7. 8. 9. 10. 11. 12. 13. 14. 15. 16. 17. 18. 19. 20. 21. 22. 23. 24. 25. Sworzeń Łożysko Panewka kulowa Kolumna teleskopowa Łącznik Dysza Czop steru Łopatki Podwójna dźwignia Ożebrowanie Cięgno Zwężka (przekrój krytyczny) Oś dyszy Punkt obrotu Oś rakiety Dźwignia Napęd Łożysko Piasta Stery aerodynamiczne Bolt Bearing Ball socket Telescopic column Connector Nozzle Rudder pin Shoulders Double leverage Ribbing cable Reducer (critical section) Nozzle axis Pivot point Rocket axis Lever Drive Bearing Hub Aerodynamic rudders

Zastrzeżenia patentowePatent claims

Claims

Patent claims

1. Rocket engine outlet nozzle, having a body in the shape of a sleeve with a flange, to which a ball disc with internal ribs 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 with 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 at 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 (8 ) is connected to the ball disc (3) with internal ribs and to the nozzle (11) additionally by means of bearings (7, 23) embedded in the hubs (24) of the ball disc (3) and in the caps (5) screwed to the nozzle (11) the bearings (7) are mounted in the lids (5), and the bearings (23) are embedded in the hubs (24) of the ball disc (3), and a double lever (14) is screwed to one of the lids (5), whose arms are connected, by means of joints, to two strings (16) connected by joints to the levers (21) of two servo drives (22) attached to the body (1), with blades (13) mounted in the holes in its upper part connectors (10) are mounted on the ends of the blade pins (13), which are connected by means of joints with telescopic columns (9) with brackets (4) screwed to the ball disc (3), with telescopic columns (9) there are aerodynamic rudders (25).

2. A nozzle as claimed in claim 1, characterized in that a resilient seal (2) is installed between the body (1) and the ball disc (3).