RU2612691C1 - Liquid-propellant rocket engine with extendable nozzle - Google Patents
Liquid-propellant rocket engine with extendable nozzle Download PDFInfo
- Publication number
- RU2612691C1 RU2612691C1 RU2016112258A RU2016112258A RU2612691C1 RU 2612691 C1 RU2612691 C1 RU 2612691C1 RU 2016112258 A RU2016112258 A RU 2016112258A RU 2016112258 A RU2016112258 A RU 2016112258A RU 2612691 C1 RU2612691 C1 RU 2612691C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- engine
- retractable
- trunnions
- rocket engine
- 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
- F02K9/97—Rocket nozzles
- F02K9/974—Nozzle- linings; Ablative coatings
-
- 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
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике, в которой создание жидкостных ракетных двигателей с минимальными начальными продольными и радиальными габаритами, с минимально возможной массой является всегда актуальным, особенно для верхних ступеней ракет-носителей с высотными жидкостными ракетными двигателями с соплами большой степени расширения, а более конкретно к устройству жидкостного ракетного двигателя с выдвижным многосекционным соплом.The invention relates to rocket technology, in which the creation of liquid rocket engines with a minimum initial longitudinal and radial dimensions, with the smallest possible mass, is always relevant, especially for the upper stages of launch vehicles with high-altitude liquid rocket engines with nozzles of a large degree of expansion, and more particularly to the device of a liquid rocket engine with a retractable multi-section nozzle.
Известны жидкостные ракетные двигатели с выдвижным соплом, содержащие камеру с соплом из двух частей, одна из которых, смонтированная с камерой сгорания, закреплена неподвижно, а вторая выполнена с возможностью перемещения вдоль оси сопла (см. патент США №4383407 от 17.05.1983. Thikol Corporation, автор Frank S. Ihman, МКИ F02K 1/09).Known liquid rocket engines with a retractable nozzle containing a chamber with a nozzle of two parts, one of which is mounted with a combustion chamber, is fixed, and the second is made with the possibility of movement along the axis of the nozzle (see US patent No. 4383407 from 05.17.1983. Thikol Corporation, author of Frank S. Ihman, MKI F02K 1/09).
В указанном жидкостном ракетном двигателе изменение степени расширения сопла осуществляется выдвижением подвижной части сопла с помощью механизма выдвижения, закрепленного на неподвижной части сопла и выполненного в виде привода, соединенного с винтовыми штоками, взаимодействующими с ответными частями, установленными на подвижной части сопла. Такое выдвижное сопло имеет постоянную скорость перемещения выдвижной части сопла. Для достижения переменной скорости выдвижения необходимо регулировать работу привода во времени, что не всегда выполнимо. Кроме того, винтовые пары требуют обеспечения синхронизации вращения при выдвижении подвижной части сопла, а следовательно, дополнительных кинематических связей между ними или наличия нескольких автономных приводов, что усложняет систему управления выдвижением подвижной части сопла жидкостного ракетного двигателя и массу системы выдвижения. Момент инерции сопла увеличивается, что при качании камеры для управления вектором тяги требует увеличения массы рулевого привода.In the specified liquid propellant rocket engine, the degree of expansion of the nozzle is changed by extending the movable part of the nozzle using an extension mechanism mounted on the fixed part of the nozzle and made in the form of a drive connected to screw rods interacting with mating parts mounted on the movable part of the nozzle. Such a retractable nozzle has a constant speed of movement of the retractable part of the nozzle. To achieve a variable extension speed, it is necessary to regulate the drive in time, which is not always feasible. In addition, screw pairs require synchronization of rotation when extending the movable part of the nozzle, and therefore additional kinematic connections between them or the presence of several autonomous drives, which complicates the control system for extending the movable part of the nozzle of a liquid rocket engine and the mass of the extension system. The moment of inertia of the nozzle increases, which when rocking the camera to control the thrust vector requires an increase in the mass of the steering gear.
Известен также жидкостный ракетный двигатель с выдвижным соплом, содержащий камеру с соплом из двух частей, одна из которых, смонтированная неподвижно с камерой сгорания, снабжена механизмом выдвижения в виде привода, исполнительного механизма и узлов направления и фиксации в конечном положении, а вторая выполнена с возможностью перемещения вдоль оси сопла из двух частей, связанных телескопически друг с другом с возможностью взаимного кинематического взаимодействия и с узлами направления и фиксации. Подвижная часть сопла выполнена из двух телескопических частей, которые перемещаются друг относительно друга с помощью пантографа (патент РФ №2180405 от 26.05.2000. МКИ F02K 9/97, - прототип).A liquid propellant rocket engine with a retractable nozzle is also known, comprising a chamber with a nozzle of two parts, one of which is mounted motionless with the combustion chamber, equipped with an extension mechanism in the form of a drive, an actuator, and direction and fixation units in the final position, and the second is made with the possibility of movement along the nozzle axis of two parts, telescopically connected to each other with the possibility of mutual kinematic interaction and with nodes of direction and fixation. The movable part of the nozzle is made of two telescopic parts that are moved relative to each other using a pantograph (RF patent No. 2180405 from 05.26.2000. MKI F02K 9/97, prototype).
Известный жидкостный ракетный двигатель с выдвижным соплом обеспечивает изменение степени расширения сопла с повышенной скоростью выдвижения подвижной части сопла за счет жесткой кинематической связи подвижной части сопла с неподвижной, которую обеспечивает пантограф. Однако в таком жидкостном ракетном двигателе пантограф занимает пространство в двигателе с увеличением радиальных габаритов. Кроме того, необходимо предусматривать устройства принудительного торможения выдвижной части сопла на конечном этапе выдвижения для уменьшения ударного воздействия выдвижной части сопла на неподвижную часть сопла, узлы направления перемещения и фиксации. Применение гасителей ударного воздействия, гидравлических или иных амортизаторов не всегда возможно.Known liquid propellant rocket engine with a retractable nozzle provides a change in the degree of expansion of the nozzle with an increased rate of extension of the movable part of the nozzle due to the rigid kinematic connection of the movable part of the nozzle with the stationary one, which is provided by the pantograph. However, in such a liquid propellant rocket engine, the pantograph occupies a space in the engine with an increase in radial dimensions. In addition, it is necessary to provide a device for the forced braking of the sliding part of the nozzle at the final stage of extension to reduce the impact of the sliding part of the nozzle on the fixed part of the nozzle, nodes of the direction of movement and fixation. The use of shock absorbers, hydraulic or other shock absorbers is not always possible.
Целью предлагаемого изобретения является устранение вышеуказанных недостатков, снижение динамических нагрузок на сопло при выдвижении на конечном участке выдвижения и уменьшение радиальных габаритов и массы.The aim of the invention is to eliminate the above drawbacks, reduce dynamic loads on the nozzle when extending at the final extension portion and reduce radial dimensions and mass.
Указанная выше цель изобретения достигается тем, что в известном жидкостном ракетном двигателе с выдвижным соплом, содержащем камеру с соплом из двух частей, одна из которых, смонтированная неподвижно с камерой сгорания, снабжена механизмом выдвижения в виде привода, исполнительного механизма и узлов направления и фиксации в конечном положении, а вторая выполнена с возможностью перемещения вдоль оси сопла из двух частей, связанных телескопически друг с другом с возможностью взаимного кинематического взаимодействия и с узлами направления и фиксации, по цилиндрическому контуру на периферии неподвижной обечайки сопла выполнены профильные многозаходные винтовые направляющие, по одинаковым по окружности равноотстоящим друг от друга и продольной оси двигателя винтовым траекториям, а на корпусе выдвижной максимального диаметра части сопла с возможностью вращения и с осевой фиксацией установлена кольцевая обечайка, снабженная двумя группами направленных к продольной оси сопла и в другую от нее сторону цапф со сферическими подшипниками, одной - взаимодействующей своими подшипниками с внутренними профилями винтовых направляющих, и второй группой цапф, снабженной сферическими подшипниками, через шатуны с группой цапф, размещенной с внешней части сопла максимального диаметра.The above object of the invention is achieved by the fact that in the known liquid-propellant rocket engine with a retractable nozzle comprising a chamber with a nozzle of two parts, one of which is mounted stationary with the combustion chamber, is equipped with an extension mechanism in the form of a drive, an actuator, and direction and fixation units the final position, and the second is made with the possibility of movement along the axis of the nozzle of two parts, telescopically connected with each other with the possibility of mutual kinematic interaction with nodes in the direction profile and fixing, along the cylindrical contour on the periphery of the stationary shell of the nozzle, profile multi-start helical guides are made, along the same circumference equally spaced apart from each other and the longitudinal axis of the engine screw paths, and an annular mounted on the case of a sliding maximum diameter of the nozzle part with the possibility of rotation and with axial fixation a shell equipped with two groups directed to the longitudinal axis of the nozzle and to the other side of the journal with spherical bearings, one interacting with The bearings with internal helical guide profiles, and the second group of pins provided with spherical bearings, cranks through a group of pins placed on the outside part of the maximum diameter of the nozzle.
Указанная выше цель достигается также тем, что в известном жидкостном ракетном двигателе с выдвижным соплом профильные многозаходные винтовые направляющие выполнены по траектории с переменным шагом, увеличивающимся в направлении выдвижения частей сопла.The aforementioned goal is also achieved by the fact that in the known liquid propellant rocket engine with a retractable nozzle, multi-thread profile helical guides are made along a path with a variable pitch increasing in the direction of extension of the nozzle parts.
Указанная выше цель достигается также тем, что шатуны выполнены из двух цилиндрических симметричных частей, смонтированных концентрически друг относительно друга с возможностью поворота одной части относительно другой и снабженных фиксаторами взаимного продольного перемещения.The above goal is also achieved by the fact that the connecting rods are made of two cylindrical symmetrical parts mounted concentrically relative to each other with the possibility of rotation of one part relative to the other and equipped with clamps for mutual longitudinal movement.
Указанная выше цель достигается также тем, что цапфы, соединенные шатунами, выполнены с возможностью вращения в плоскостях, проходящих через продольную ось двигателя.The above goal is also achieved by the fact that the trunnions connected by connecting rods are rotatable in planes passing through the longitudinal axis of the engine.
Предлагаемое изобретение представлено на рис. 1-5, где показаны следующие узлы и агрегаты:The invention is presented in Fig. 1-5, which shows the following components and assemblies:
1. Камера;1. Camera;
2. Сопло;2. Nozzle;
3. Неподвижная часть сопла;3. The fixed part of the nozzle;
4. Камера сгорания;4. The combustion chamber;
5. Выдвижная часть сопла;5. The sliding part of the nozzle;
6. Первая выдвижная часть сопла;6. The first sliding part of the nozzle;
7. Вторая выдвижная часть сопла;7. The second sliding part of the nozzle;
8. Механизм выдвижения первой выдвижной части сопла;8. The mechanism of extension of the first retractable part of the nozzle;
9. Исполнительный механизм выдвижения первой выдвижной части сопла;9. The actuator extends the first retractable part of the nozzle;
10. Винтовой шток;10. Screw rod;
11. Гайка;11. Nut;
12. Привод;12. Drive;
13. Узел направления перемещения первой выдвижной части сопла;13. The node of the direction of movement of the first sliding part of the nozzle;
14. Трубчатый цилиндр;14. The tubular cylinder;
15. Шток;15. The stock;
16. Узел фиксации первой выдвижной части сопла;16. The fixing unit of the first sliding part of the nozzle;
17. Кольцевая канавка;17. The annular groove;
18. Срез неподвижной части сопла;18. A slice of the fixed part of the nozzle;
19. Цанговое кольцо;19. collet ring;
20. Тонкостенный разрезной конус;20. Thin-walled split cone;
21. Кольцевая канавка;21. The annular groove;
22. Корпус меньшего диаметра первой выдвижной части сопла;22. The case of a smaller diameter of the first sliding part of the nozzle;
23. Механизм выдвижения второй выдвижной части сопла;23. The mechanism of extension of the second sliding part of the nozzle;
24. Профильная винтовая направляющая;24. Profile screw guide;
25. Продольная ось двигателя;25. The longitudinal axis of the engine;
26. Исполнительный механизм выдвижения второй выдвижной части сопла;26. An actuator for extending the second extension of the nozzle;
27. Корпус первой выдвижной части;27. The housing of the first retractable part;
28. Кольцевая обечайка;28. Ring shell;
29. Узел направления перемещения второй выдвижной части сопла;29. The node of the direction of movement of the second sliding part of the nozzle;
30. Трубчатый цилиндр;30. Tubular cylinder;
31. Трубчатая штанга;31. Tubular rod;
32. Узел фиксации второй выдвижной части сопла;32. Node fixing the second sliding part of the nozzle;
33. Кольцевая канавка;33. Annular groove;
34. Срез первой выдвижной части сопла;34. A slice of the first retractable part of the nozzle;
35. Кольцевая канавка;35. Annular groove;
36. Цанговое кольцо;36. collet ring;
37. Тонкостенный разрезной конус;37. Thin-walled split cone;
38. Кольцевая канавка;38. The annular groove;
39. Корпус меньшего диаметра второй выдвижной части сопла;39. The case of a smaller diameter of the second sliding part of the nozzle;
40. Цапфа;40. Axle;
41. Цапфа;41. Axle;
42. Сферический подшипник;42. Spherical bearing;
43. Сферический подшипник;43. Spherical bearing;
44. Внутренние поверхности профильных многозаходных винтовых направляющих;44. The inner surface of the profile multi-helical screw guides;
45. Цапфа;45. Axle;
46. Сферический подшипник;46. Spherical bearing;
47. Шатун;47. Connecting rod;
48. Ступица шатуна;48. The hub of the connecting rod;
49. Первая часть шатуна;49. The first part of the connecting rod;
50. Вторая часть шатуна;50. The second part of the connecting rod;
51. Первый цилиндрический корпус шатуна;51. The first cylindrical connecting rod body;
52. Второй цилиндрический корпус шатуна;52. The second cylindrical connecting rod body;
53. Фиксатор осевого перемещения цилиндрического корпуса шатуна;53. Clamp of axial movement of the cylindrical connecting rod body;
54. Основание цапфы;54. The base of the trunnion;
55. Ось цапфы;55. Axle axle;
56. Ухо основания цапфы;56. The ear of the base of the trunnion;
57. Отверстие уха;57. Ear opening;
58. Ось;58. Axis;
59. Проушина;59. The eye;
60. Основание цапфы;60. The base of the trunnion;
61. Ось цапфы;61. Axle axle;
62. Ухо основания цапфы;62. The ear of the base of the trunnion;
63. Отверстие уха;63. The opening of the ear;
64. Ось;64. Axis;
65. Проушина;65. The eye;
66. Боковая грань первой части шатуна;66. Lateral side of the first part of a rod;
67. Боковая грань второй части шатуна;67. Lateral side of the second part of a rod;
68. Торец цапфы;68. Axle end;
69. Торец цапфы 4;69.
70. Датчик контроля положения первой выдвижной части сопла;70. The sensor controls the position of the first sliding part of the nozzle;
71. Датчик контроля положения второй выдвижной части сопла;71. The sensor controls the position of the second sliding part of the nozzle;
72. Уплотнение;72. Seal;
73. Уплотнение.73. Seal.
Жидкостный ракетный двигатель с выдвижным соплом содержит камеру 1 с соплом 2 из трех частей. Одна неподвижная часть сопла 3 смонтирована неподвижно с камерой сгорания 4. Выдвижная часть сопла 5 выполнена, в свою очередь, из двух частей: первой выдвижной части сопла 6, взаимодействующей непосредственно с неподвижной частью сопла 3, и второй выдвижной части сопла 7, взаимодействующей непосредственно с первой выдвижной частью сопла 6 в выдвинутом положении. Механизм выдвижения первой выдвижной части сопла 8 выполнен из исполнительного механизма выдвижения первой выдвижной части сопла 9, состоящего из винтовой пары: винтового штока 10, закрепленного на первой выдвижной части сопла 6 и гайки 11, закрепленной от осевого перемещения на неподвижной части сопла 3, связанной кинематически с приводом 12. На неподвижной части сопла 3 выполнен узел направления перемещения первой выдвижной части сопла 13 в виде равномерно расположенных по окружности сопла нескольких трубчатых цилиндров 14. На первой выдвижной части сопла 6 выполнены равномерно расположенные по окружности поперечного сечения сопла штоки 15, соосные с трубчатыми цилиндрами 14. Узел фиксации первой выдвижной части сопла 16 выполнен на неподвижной части сопла 3 и состоит из кольцевой канавки 17 на периферии среза сопла 18 неподвижной части сопла 3 и расположенного в кольцевой канавке 17 цангового кольца 19 с тонкостенным разрезным конусом 20, большим диаметром ориентированным в сторону среза сопла 18 неподвижной части сопла 3 и входящим в выдвинутом положении в кольцевую канавку 21 на внутренней поверхности корпуса меньшего диаметра 22 первой выдвижной части сопла 6. Вторая выдвижная часть сопла 7 снабжена механизмом выдвижения второй выдвижной части сопла 23, состоящего из выполненных по цилиндрическому контуру на периферии неподвижной части сопла 3 четырех профильных многозаходных винтовых направляющих 24, по одинаковым по окружности равноотстоящим друг от друга и продольной оси двигателя 25 винтовым траекториям, и выполненным исполнительным механизмом выдвижения второй выдвижной части сопла 26, содержащим выполненную на корпусе 27 первой выдвижной части сопла 6 кольцевую обечайку 28, установленную с возможностью вращения и с осевой фиксацией относительно первой выдвижной части сопла 6. На первой выдвижной части сопла 6 выполнена часть узла направления перемещения второй выдвижной части сопла 29 в виде равномерно расположенных по окружности первой выдвижной части сопла и на равном расстоянии от продольной оси двигателя 25 нескольких трубчатых цилиндров 30. На второй выдвижной части сопла 7 выполнена вторая часть узла направления перемещения второй выдвижной части сопла 29 в виде равномерно расположенных по окружности первой выдвижной части сопла и на равном расстоянии от продольной оси двигателя 25 нескольких трубчатых штанг 31, соосных трубчатым цилиндрам 30. Узел фиксации 32 второй выдвижной части сопла 7 выполнен на первой выдвижной части сопла 6 и состоит из кольцевой канавки 33 на периферии среза сопла 34 первой выдвижной части сопла 6 и расположенного в кольцевой канавке 35 цангового кольца 36 с тонкостенным разрезным конусом 37, большим диаметром ориентированным в сторону среза 34 первой выдвижной части сопла 6 и входящим в выдвинутом положении в кольцевую канавку 38 на внутренней поверхности корпуса меньшего диаметра 39 второй выдвижной части сопла 7. Кольцевая обечайка 28 снабжена одной группой направленных к продольной оси сопла 25 четырех цапф 40 и другой группой направленных от продольной оси сопла 25 цапф 41, например четырех, с установленными на них сферическими подшипниками 42. На цапфах 40 установлены сферические подшипники 43, взаимодействующие с внутренними поверхностями 44 профильных многозаходных винтовых направляющих 24. На корпусе меньшего диаметра 39 второй выдвижной части сопла 7 с внешней стороны выполнены цапфы 45, направленные от продольной оси двигателя 25 с установленными на них сферическими подшипниками 46. Кроме того, цапфы 41 и 45 выполнены с возможностью вращения в плоскостях, проходящих через продольную ось двигателя 25. Цапфы 41 через установленные на них сферические подшипники 42 соединены шатунами 47 с цапфами 45 через установленные на них сферические подшипники 46. Кроме того, профильные многозаходные винтовые направляющие 24 выполнены по траектории с переменным шагом, увеличивающимся в направлении выдвижения второй выдвижной части сопла 7, а шатуны 47 выполнены из двух ступиц 48 и двух симметричных частей 49 и 50, смонтированных цилиндрическими корпусами 51 и 52 концентрично друг относительно друга с возможностью поворота одной части относительно другой и снабженных фиксаторами 53 взаимного продольного перемещения. Основание 54 цапфы 41 содержит два симметричных относительно продольной оси цапфы 55 уха 56 с отверстиями 57, через вставленную в них ось 58 соединенные с установленной на корпусе кольцевой обечайки 28 с внешней ее стороны выполненной проушиной 59, образующей с основанием 54 цапфы 41 кардан для передачи усилия от шатуна 47 через первый цилиндрический корпус 51. Основание 60 цапфы 45 содержит два симметричных относительно продольной оси цапфы 61 уха 62 с отверстиями 63, через вставленную в них ось 64 соединенные с установленной на корпусе меньшего диаметра 39 второй выдвижной части сопла 7 с внешней стороны выполненной проушиной 65, образующей с основанием 60 цапфы 45 кардан для передачи усилия от шатуна 47 через второй цилиндрический корпус 52. За счет образования карданов проушин 59 с одним и вторым ухом 56 оснований 54 цапф 41, а также за счет образования карданов проушин 65 с основаниями 60 цапф 45 шатуны 47 своими боковыми гранями первых частей шатунов 66 и боковыми гранями вторых частей шатунов 67 при выдвижении второй выдвижной части сопла 7 получают возможность располагаться практически параллельно торцам 68 и 69 цапф 41 и 45, что позволит уменьшить осевые габариты цапф 41, 45, сферических подшипников 42 и 43 и сопрягаемых с ними частей шатунов 49 и 50 и снизить массу исполнительного механизма выдвижения 26 второй выдвижной части сопла 7. На корпусе меньшего диаметра первой выдвижной части сопла 22 расположен датчик контроля положения первой выдвижной части сопла 70, а на корпусе меньшего диаметра второй выдвижной части сопла 39 расположен датчик контроля положения второй выдвижной части сопла 71, по которым регистрируется выдвижная части сопла 5 в выдвинутом положении и прекращается подача команды на работу привода 12. Для обеспечения плотного соединения выдвижных частей сопла 6 и 7 установлены уплотнения 72 и 73.A liquid propellant rocket engine with a retractable nozzle comprises a
При таком выполнении жидкостного ракетного двигателя с выдвижным соплом и размещении подвижной обечайки 28 на периферии двигателя, где с точки зрения уменьшения массы двигателя нецелесообразно размещать агрегаты двигателя, предназначенные для работы в соответствии с его пневмогидравлической схемой, а целесообразно размещать их на меньшем диаметре, чем диаметр среза выдвижной части сопла 7, снижаются радиальные габариты жидкостного ракетного двигателя. На конечном участке выдвижения сопла за счет кинематики движения шатунов 47 их части, сопрягаемые через цапфы 45, сферические подшипники 43 через ступицы 48, выдвижная часть сопла 7 выполнена с возможностью перемещения с переменной падающей скоростью, в то время как подвижная обечайка 28 установлена с возможностью вращения от взаимодействия с профильными многозаходными винтовыми направляющими 24 с постоянной или убывающей скоростью за счет увеличивающегося по мере выдвижения переменного шага профильных многозаходных винтовых направляющих 24. Ускорение осевого перемещения выдвижной части сопла 7 вдоль продольной оси 25 сопла 2 на конечном участке выдвижения также снижается, за счет чего ударное воздействие на первую выдвижную часть сопла 6 не превышает допустимого значения. В этом случае срез сопла 18 первой выдвижной части сопла 6 и расположенный в нем узел фиксации второй выдвижной части сопла (цанговое кольцо 36, тонкостенный разрезной конус 37, кольцевые канавки 35 и 38) можно выполнять с меньшими габаритными размерами, используя остальные габариты для размещения на корпусах сопла узлов уплотнения 72 и 73, что позволяет уменьшить массу двигателя.With this embodiment of a liquid propellant rocket engine with a retractable nozzle and placing a
Жидкостный ракетный двигатель с выдвижным соплом работает следующим образом. При работе в земных условиях или нахождении жидкостного ракетного двигателя с выдвижным соплом в отсеке верхней, например второй ступени ракеты-носителя выдвижная часть сопла 7 находится в исходном положении (рис. 1). При подъеме ракеты-носителя с работающим двигателем или при необходимости работы в составе верхней ступени ракеты-носителя после отделения предыдущей ступени привод 12 механизма выдвижения 8 первой выдвижной части сопла 6 и исполнительный механизм выдвижения 9 первой выдвижной части сопла 6 за счет привода 12, закрепленного корпусом за неподвижную часть сопла 3, начинает работу, вращая гайку 11, передавая осевое усилие через винтовой шток 10 на первую выдвижную часть сопла 6. Узел направления перемещения первой выдвижной части сопла 13 посредством трубчатого цилиндра 14 и штока 15 препятствует вращению первой выдвижной части сопла 6, позволяя перемещаться первой выдвижной части сопла 6, а следовательно, и кольцевой обечайке 28 вдоль продольной оси симметрии 25 сопла 2. Кольцевая обечайка 28 при своем движении вместе с первой выдвижной частью сопла 6 цапфами 40 с установленными на них сферическими подшипниками 42 взаимодействует с внутренними поверхностями 44 профильных многозаходных винтовых направляющих 24 и совершает только вращательное движение относительно первой выдвижной части сопла 6, с которой также совершают только вращательное движение вокруг продольной оси симметрии сопла 25 цапфы 41, увлекая во вращательное движение первые части 49 шатунов 47 и шатуны 47 в целом. Узел направления перемещения второй выдвижной части сопла 29 посредством трубчатых цилиндров 30 и трубчатых штоков 31 препятствует вращению второй выдвижной части сопла 7, позволяя перемещаться второй выдвижной части сопла 7 вдоль продольной оси симметрии 25 сопла 2 за счет осевой составляющей силы от шатунов 47 через вторые цилиндрические части 50 шатунов 47 на корпус меньшего диаметра 39 второй выдвижной части сопла 7. Сферические подшипники 43 и 46 в цапфах 41 и 45 и в шатунах 47 позволяют преобразовать вращательное движение подвижной обечайки 28 в поступательное движение выдвижной части сопла 7 и обеспечивают самоустановку шатунов 47 по мере выдвижения. В конечном положении выдвижения вторая выдвижная часть сопла 7 фиксируется с помощью узла фиксации выдвижной части сопла 32, а разъем между участками сопел герметизируется с помощью уплотнения 73. В конечном положении второй выдвижной части сопла 7 шатуны 47 занимают положение под острым углом (определяется с применением известных методов проектирования) относительно плоскости, проходящей через продольную ось симметрии 25 сопла 2, не достигая положения "мертвой" точки, что потребовало бы больших усилий привода 12, механизма выдвижения 8 первой выдвижной части сопла 6, механизма выдвижения второй выдвижной части сопла 23 для установки сопла 2 в узле фиксации 16 первой выдвижной части сопла 6 и в узле фиксации 32 второй выдвижной части сопла 7 при сопряжении частей сопла 2 с уплотнениями 72 и 73. В конечном положении выдвижной части сопла 5 датчик контроля выдвинутого положения 70 первой выдвижной части сопла 6, взаимодействуя с корпусом меньшего диаметра 22 первой выдвижной части сопла 6, а также датчик контроля положения 71 второй выдвижной части сопла 7, взаимодействуя с корпусом меньшего диаметра 39 второй выдвижной части сопла 7, позволяют регистрировать положение сопла 2 на новом режиме работы двигателя и дают команду системе управления о переводе ее на новый алгоритм управления жидкостным ракетным двигателем. Далее жидкостный ракетный двигатель работает в высотных условиях с увеличенной степенью расширения сопла, обеспечивая повышенную экономичность двигателя с выдвинутым удлиненным соплом.A liquid rocket engine with a retractable nozzle operates as follows. When working in terrestrial conditions or when a liquid propellant rocket engine with a sliding nozzle is located in the upper compartment, for example, the second stage of the launch vehicle, the sliding part of the
Предварительная компоновка однокамерного жидкостного ракетного двигателя с выдвижным соплом, предназначенного для верхней ступени ракеты-носителя «Ангара-5» вместо четырехкамерного двигателя РД-0124А, без увеличения как осевых, так и радиальных размеров отсека размещения двигателя, показала целесообразность и эффективность предлагаемого технического решения для уменьшения радиальных габаритов и массы двигателя.The preliminary layout of the single-chamber liquid propellant rocket engine designed for the upper stage of the Angara-5 launch vehicle instead of the four-chamber RD-0124A engine, without increasing both the axial and radial dimensions of the engine compartment, showed the feasibility and effectiveness of the proposed technical solution for reduction of radial dimensions and engine mass.
Claims (4)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016112258A RU2612691C1 (en) | 2016-03-31 | 2016-03-31 | Liquid-propellant rocket engine with extendable nozzle |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016112258A RU2612691C1 (en) | 2016-03-31 | 2016-03-31 | Liquid-propellant rocket engine with extendable nozzle |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2612691C1 true RU2612691C1 (en) | 2017-03-13 |
Family
ID=58458040
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2016112258A RU2612691C1 (en) | 2016-03-31 | 2016-03-31 | Liquid-propellant rocket engine with extendable nozzle |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2612691C1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2682466C1 (en) * | 2018-06-21 | 2019-03-19 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Combustion chamber of a dual-mode liquid propellant engine, working on a generator-free scheme |
RU2712561C1 (en) * | 2018-11-20 | 2020-01-29 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | Rocket engine extension nozzle (versions) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4169555A (en) * | 1977-07-25 | 1979-10-02 | United Technologies Corporation | Extendible exit cone |
US4383407A (en) * | 1981-02-02 | 1983-05-17 | Thiokol Corporation | Extendible thrust nozzle for rockets |
RU2180405C2 (en) * | 2000-05-26 | 2002-03-10 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Extensible nozzle for rocket engine |
RU2478818C1 (en) * | 2011-11-18 | 2013-04-10 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Expandable nozzle of rocket engine |
RU2531009C2 (en) * | 2009-09-10 | 2014-10-20 | Снекма | Rocket engine with sliding diffuser |
-
2016
- 2016-03-31 RU RU2016112258A patent/RU2612691C1/en active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4169555A (en) * | 1977-07-25 | 1979-10-02 | United Technologies Corporation | Extendible exit cone |
US4383407A (en) * | 1981-02-02 | 1983-05-17 | Thiokol Corporation | Extendible thrust nozzle for rockets |
RU2180405C2 (en) * | 2000-05-26 | 2002-03-10 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Extensible nozzle for rocket engine |
RU2531009C2 (en) * | 2009-09-10 | 2014-10-20 | Снекма | Rocket engine with sliding diffuser |
RU2478818C1 (en) * | 2011-11-18 | 2013-04-10 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Expandable nozzle of rocket engine |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
RU 2478818 C1, 10/04/2013. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2682466C1 (en) * | 2018-06-21 | 2019-03-19 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Combustion chamber of a dual-mode liquid propellant engine, working on a generator-free scheme |
RU2712561C1 (en) * | 2018-11-20 | 2020-01-29 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | Rocket engine extension nozzle (versions) |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2612691C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine with extendable nozzle | |
CN105857646B (en) | A kind of spherical locking separating mechanism | |
JP5815200B2 (en) | Steering system for aircraft landing gear | |
US8752785B2 (en) | Semi-levered articulated landing gear system | |
CN104709473B (en) | A kind of aerospace craft section segregation apparatus | |
CN109184948B (en) | Steering spray pipe for short-distance or vertical take-off and landing aircraft | |
US7262394B2 (en) | Mortar shell ring tail and associated method | |
US20170363250A1 (en) | Linear actuator with multi-degree of freedom mounting structure | |
KR101413498B1 (en) | Decoupling bearing module for guided missile | |
CN104976088A (en) | Axial piston engine with inclined axes | |
US4810166A (en) | Controllable pitch marine propeller | |
RU2546792C2 (en) | Rocket steering drive unit | |
US20170101171A1 (en) | Rolling bearing for blade root, oscillating system, and rotating system | |
ITUB20153038A1 (en) | GROUP FOR TIRE FORMING | |
RU2595006C1 (en) | Liquid propellant rocket engine with nozzle | |
JP7032934B2 (en) | Aircraft landing gear assembly and its assembly method | |
JP7225519B2 (en) | moving body | |
US20160106278A1 (en) | Vacuum Air Pump and Glass-Wiping Apparatus | |
US10661910B2 (en) | Aircraft comprising a turbine engine incorporated into the rear fuselage comprising a system for blocking the fans | |
US10458768B1 (en) | Protection covering for folded tail fin of projectile | |
RU2309086C2 (en) | Device for securing the engine to flying vehicle body | |
CN110901901A (en) | Undercarriage winding and unwinding devices | |
KR101193444B1 (en) | Deployment apparatus, missile having the same and method of deploying a missile fin | |
KR20160000500U (en) | Length variable power shaft and vessel including the same | |
RU2017143289A (en) | SPACE DEVICE WITH OPENING TRANSFORMABLE AND ADAPTIVE STRUCTURAL SYSTEM |