RU2591005C1 - Steering drive - Google Patents
Steering drive Download PDFInfo
- Publication number
- RU2591005C1 RU2591005C1 RU2015101802/11A RU2015101802A RU2591005C1 RU 2591005 C1 RU2591005 C1 RU 2591005C1 RU 2015101802/11 A RU2015101802/11 A RU 2015101802/11A RU 2015101802 A RU2015101802 A RU 2015101802A RU 2591005 C1 RU2591005 C1 RU 2591005C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- steering
- rocker
- axis
- rocket
- hole
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Steering Controls (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в приводах рулевых ракет с жидкостным ракетным двигателем для второй и верхних ступеней, у которых двигатель и привод рулевой размещены в баке с компонентом топлива предыдущей ступени.The invention relates to rocket technology and can be used in steering rocket drives with a liquid rocket engine for the second and upper stages, in which the steering engine and drive are located in the tank with the fuel component of the previous stage.
Известен привод рулевой второй ступени, который размещен в баке окислителя первой ступени. См. «Морские стратегические ракетные комплексы», стр. 101. Издательство ООО «Военный Парад» - ОАО «ГРЦ Макеева», 2011 год, Москва. Этот привод рулевой ампулизированный, так как находится в агрессивной среде. Все стыки рулевых машин с системой питания выполнены неразъемными, сварными. Электрические кабели к рулевым машинам подведены в металлических трубах, а трубы приварены к элементам конструкции. Рулевые машины хвостовиками закреплены шарнирно к днищу корпуса ракеты, а штоками закреплены к качалкам узлов развязки через шарнирные подшипники. Корпуса узлов развязки закреплены к соплу двигателя. Жидкостной ракетный двигатель установлен на карданном подвесе, который закреплен на днище. Узел развязки представляет из себя корпус с пазом, в пазу на оси установлена качалка. Качалка выполнена в виде двухплечевого рычага с отверстиями, а на корпусе узла развязки установлена соосно с отверстием на качалке опорная ось, при этом диаметр отверстия на качалке выполнен больше диаметра оси на расчетный угол качания. На наружном периметре качалки выполнены профилированные выемки, а на корпусе узла развязки перпендикулярно к качалке установлены подпружиненные храповики, прижатые к качалке. При отклонении качалки на заданный расчетный угол или на опорную ось храповик входит в профилированную поверхность на качалке и заклинивает качалку относительно корпуса узла развязки, тем самым обеспечивается жесткая кинематическая связь между штоком рулевой машины и соплом двигателя.Known drive the steering of the second stage, which is located in the oxidizer tank of the first stage. See “Marine Strategic Missile Systems,” p. 101. Publishing House “Military Parade” - OJSC “GRTS Makeeva”, 2011, Moscow. This steering gear is ampulsed, as it is in an aggressive environment. All joints of steering machines with a power supply system are integral, welded. The electric cables to the steering cars are connected in metal pipes, and the pipes are welded to the structural elements. The steering machines with shanks are pivotally fixed to the bottom of the rocket body, and rods are fixed to the rockers of the decoupling nodes through the articulated bearings. Enclosures of decoupling units are fixed to the engine nozzle. The liquid rocket engine is mounted on a gimbal suspension, which is mounted on the bottom. The decoupling unit is a housing with a groove, a rocking chair is installed in the groove on the axis. The rocking chair is made in the form of a two-arm lever with holes, and the support axis is mounted coaxially with the hole on the rocking unit on the body of the decoupling assembly, while the diameter of the hole on the rocking chair is larger than the axis diameter by the calculated swing angle. Profiled recesses are made on the outer perimeter of the rocker, and spring-loaded ratchets pressed against the rocker are mounted perpendicularly to the rocker on the body of the isolation unit. When the rocker is deflected by a predetermined design angle or by the support axis, the ratchet enters the profiled surface on the rocker and wedges the rocker relative to the body of the decoupling unit, thereby providing a rigid kinematic connection between the steering gear rod and the engine nozzle.
Недостатками прототипа является:The disadvantages of the prototype is:
1. Большой угол холостого отклонения качалки для обеспечения жесткой механической связи между штоком рулевой машины и соплом двигателя, что снижает точность установки нулевого положения рулевой машины.1. A large angle of idle deviation of the rocking chair to provide a rigid mechanical connection between the rod of the steering machine and the engine nozzle, which reduces the accuracy of the zero position of the steering machine.
2. В зацеплении храповика с качалкой возникают большие удельные давления ввиду линейного контакта храповика с качалкой. Это обусловлено особенностью конструкции храпового механизма.2. In the engagement of the ratchet with the rocker, large specific pressures occur due to the linear contact of the ratchet with the rocker. This is due to the design feature of the ratchet mechanism.
Несмотря на указанные недостатки, вышеописанный привод рулевой принят в качестве прототипа.Despite these drawbacks, the above-described steering drive is adopted as a prototype.
Задачей, на решение которой направлено изобретение, является достижение технического эффекта за счет уменьшения холостого угла отклонения качалки до фиксации с храповиком и уменьшение удельного давления в месте контакта храповика с качалкой. Этот технический эффект достигается тем, что на корпусе узла развязки перпендикулярно к качалке установлен подпружиненный фиксатор, который при отклонении качалки на опорную ось входит в отверстие на качалке, выполненное соосно с отверстием на корпусе, обеспечивая жесткую кинематическую связь между штоком рулевой машины и соплом двигателя ракеты.The problem to which the invention is directed, is to achieve a technical effect by reducing the idle angle of deviation of the rocking chair before fixing with ratchet and reducing the specific pressure at the contact point of the ratchet with the rocking chair. This technical effect is achieved by the fact that a spring-loaded lock is installed on the body of the decoupling unit perpendicularly to the rocker, which, when the rocker is deflected onto the support axis, enters the hole in the rocker coaxially with the hole in the housing, providing a rigid kinematic connection between the steering gear rod and the rocket engine nozzle .
Сущность изобретения поясняется графическими материалами.The invention is illustrated graphic materials.
На фиг. 1 представлен привод рулевой в составе отсека ракеты. Привод рулевой состоит из рулевых машин 1, системы питания рулевых машин 2, узлов развязки 3, кронштейнов 4, закрепленных на днище 15. На фиг. 2 и 3 показан узел развязки 3, который состоит из корпуса 5, качалки 6, фиксатора 7, пружины 8, оси 9, опорной оси 10, кожуха 11. Корпус 5 узла развязки 3 закреплен к соплу 12 двигателя, а качалка 6 соединена со штоком рулевой машины 1 с помощью шарнирных подшипников. На фиг. 3 показан узел развязки 3, в положении, когда фиксатор 7 оперт на качалку 6. При этом качалка 6 может поворачиваться относительно оси 9 на расчетный рабочий угол, не опираясь на опорную ось 10. На фиг. 4 показан узел развязки 3 в положении, когда качалка повернута на опорную ось 10 и фиксатор 7 под действием пружины 8 вошел в отверстие на качалке 6. При этом фиксатор 7 соединяет качалку 6 с корпусом 5, обеспечивая жесткую кинематическую связь между штоком рулевой машины и соплом двигателя ракеты.In FIG. 1 shows the steering gear in the rocket compartment. The steering drive consists of
Предлагаемый привод рулевой работает следующим образом. При хранении, транспортировке и перегрузках ракеты узлы развязки 3 на рулевом приводе находятся в положении, как показано на фиг. 3. Жесткая кинематическая связь между рулевой машиной 1 и соплом 12 двигателя отсутствует, при этом мембрана и шток рулевой машины 1 не нагружаются. Силы, нагружающие шток и мембрану рулевой машины 1, могли бы возникнуть при перегрузках ракеты, когда появляется прогиб корпуса ракеты, а сопло 12 двигателя закреплено к корпусу ракеты 14 опорами 13. Все возникающие перемещения сопла 12 компенсируются узлом развязки 3, так как фиксатор 7 оперт на качалку 6, которая может свободно поворачиваться в пределах заданного расчетного угла.The proposed steering gear operates as follows. When storing, transporting, and reloading the rocket, the
При работе рулевого привода, когда происходит разделение ступеней и запускается двигатель, рабочая жидкость от турбонасосного агрегата двигателя ракеты под давлением поступает в систему питания рулевых машин 2. Далее рабочая жидкость поступает на вход рулевых машин 1. Шток рулевой машины 1 по команде от системы управления ракеты выдвигается. При этом разрушается мембрана ампулизации на рулевой машине 1, а качалка 6 поворачивается относительно оси 9 до упора на опорную ось 10 и фиксатор 7 под действием пружины 8 входит в отверстие качалки 6, как показано на фиг. 4. Происходит соединение качалки 6 с корпусом 5 узла развязки и обеспечивается жесткая кинематическая связь между штоком рулевой машины и соплом двигателя ракеты.When the steering gear is operating, when the stages are separated and the engine is started, the working fluid from the turbo pump unit of the rocket engine under pressure enters the power supply system of the
Техническим результатом предлагаемого изобретения является улучшение точности фиксации рулевых машин в нулевом положении и повышение жесткости в передаче системы рулевая машина-сопло двигателя.The technical result of the invention is to improve the accuracy of fixation of the steering machines in the zero position and increase the rigidity in the transmission of the steering machine-nozzle system of the engine.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015101802/11A RU2591005C1 (en) | 2015-01-21 | 2015-01-21 | Steering drive |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015101802/11A RU2591005C1 (en) | 2015-01-21 | 2015-01-21 | Steering drive |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2591005C1 true RU2591005C1 (en) | 2016-07-10 |
Family
ID=56372245
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015101802/11A RU2591005C1 (en) | 2015-01-21 | 2015-01-21 | Steering drive |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2591005C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2782870C1 (en) * | 2021-11-12 | 2022-11-07 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Flight control actuator |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3532304A (en) * | 1966-01-17 | 1970-10-06 | British Aircraft Corp Ltd | Rocket-powered space vehicles |
US5405103A (en) * | 1992-12-22 | 1995-04-11 | Societe Nationale Industrielle Et Aerospatiale | Device for actuating a mechanical member, in particular for the force guidance of a missile, and missile equipped with said device |
RU2210681C2 (en) * | 2001-06-29 | 2003-08-20 | Открытое акционерное общество "Павловский машиностроительный завод ВОСХОД" | Actuator |
RU2006141918A (en) * | 2006-11-27 | 2008-06-10 | Федеральное государственное унитарное предпри тие"Государственный ракетный центр "КБ им. АкадемикаВ.П. Макеева" (RU) | STEERING DRIVE |
-
2015
- 2015-01-21 RU RU2015101802/11A patent/RU2591005C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3532304A (en) * | 1966-01-17 | 1970-10-06 | British Aircraft Corp Ltd | Rocket-powered space vehicles |
US5405103A (en) * | 1992-12-22 | 1995-04-11 | Societe Nationale Industrielle Et Aerospatiale | Device for actuating a mechanical member, in particular for the force guidance of a missile, and missile equipped with said device |
RU2210681C2 (en) * | 2001-06-29 | 2003-08-20 | Открытое акционерное общество "Павловский машиностроительный завод ВОСХОД" | Actuator |
RU2006141918A (en) * | 2006-11-27 | 2008-06-10 | Федеральное государственное унитарное предпри тие"Государственный ракетный центр "КБ им. АкадемикаВ.П. Макеева" (RU) | STEERING DRIVE |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2782870C1 (en) * | 2021-11-12 | 2022-11-07 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Flight control actuator |
RU2782870C9 (en) * | 2021-11-12 | 2023-03-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Flight control actuator |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10309344B2 (en) | Stored pressure driven cycle | |
RU2591005C1 (en) | Steering drive | |
US20130340407A1 (en) | Clustered, fixed cant, throttleable rocket assembly | |
JP2003206808A (en) | Reusable space access launch vehicle system | |
Pylypenko et al. | Pequliarities of mathematical modeling of low-frequency dynamics of the staged liquid rocket sustainer engines at its startup | |
Markusic | SpaceX propulsion | |
RU2459971C1 (en) | Carrier rocket, liquid-propellant rocket engine and roll nozzle block | |
RU2563596C1 (en) | Liquid propellant rocket engine unit | |
Ensworth | Thrust vector control for nuclear thermal rockets | |
RU2455514C1 (en) | Multistage booster-rocket, liquid propellant rocket engine and roll nozzle block | |
RU173670U1 (en) | Generator gas afterburner | |
US9759161B2 (en) | Propulsion system and launch vehicle | |
RU2484285C1 (en) | Oxygen-hydrogen liquid-propellant engine | |
RU2782870C1 (en) | Flight control actuator | |
RU2782870C9 (en) | Flight control actuator | |
RU2464208C1 (en) | Multistage carrier rocket, liquid-propellant rocket engine, turbo pump unit and bank nozzle unit | |
US11555503B1 (en) | Axial counterbalance for rotating components | |
RU2451201C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
Saberi et al. | Gimbaled-thruster based nonlinear attitude control of a small spacecraft during thrusting manoeuvre | |
RU2481488C1 (en) | Three-component liquid-propellant engine | |
Harrington | Pistonless Dual Chamber Rocket Fuel Pump: Testing and Performance | |
CN216741764U (en) | Servo mechanism support lug mounting structure for rocket and double-pendulum engine rocket | |
KR102054778B1 (en) | Oxidizer piping fixture in fuel tank | |
Giuliano et al. | CECE: A deep throttling demonstrator cryogenic engine for NASA's lunar lander | |
US20170122328A1 (en) | Hydraulic pump systems |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner | ||
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190122 |