RU2631370C1 - Liquid rocket engine with deflector sectors at the nozzle exit - Google Patents

Liquid rocket engine with deflector sectors at the nozzle exit Download PDF

Info

Publication number
RU2631370C1
RU2631370C1 RU2016117376A RU2016117376A RU2631370C1 RU 2631370 C1 RU2631370 C1 RU 2631370C1 RU 2016117376 A RU2016117376 A RU 2016117376A RU 2016117376 A RU2016117376 A RU 2016117376A RU 2631370 C1 RU2631370 C1 RU 2631370C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
deflector
sectors
spherical
equidistant
parts
Prior art date
Application number
RU2016117376A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Павел Викторович Кафарена
Сергей Петрович Хрисанфов
Original Assignee
Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" filed Critical Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики"
Priority to RU2016117376A priority Critical patent/RU2631370C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2631370C1 publication Critical patent/RU2631370C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
    • 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

Landscapes

  • Special Spraying Apparatus (AREA)

Abstract

FIELD: engine devices and pumps.
SUBSTANCE: invention relates to rocket engines in which various control elements located at the nozzle exit or inside of it are used to control the thrust vector in flight. The LRE contains a chamber with cooled supersonic nozzle part, actuators and a frame, four sectors with a spherical outer surface are installed on the outer surface of the cooled supersonic nozzle part, with center on the chamber axis and side walls connecting the spherical surfaces of the sectors with the outer surface of the supersonic nozzle part, on which the deflector parts made of carbon-carbon composite material (CCCM) are installed, whose outer and inner surfaces, equidistant to sectors outer surface, are fixed to spherical sectors using shaped brackets disposed on either side of deflector parts and having inner surfaces, equidistant relative to the external surfaces of the deflector, having a gap between each other for mounting the bracket, placed on the outer surface of deflector parts. All equidistant surfaces of spherical sectors, parts of the deflector and brackets have a graphite coating.
EFFECT: increasing the efficiency, resource of work and reception of greater value of lateral driving effort and reducing the effort on actuators.
3 dwg

Description

Изобретение относится к ракетным двигателям, в которых для управления вектором тяги в полете используются различные органы управления, расположенные у среза сопла или внутри него.The invention relates to rocket engines in which to control the thrust vector in flight, various controls are used located at the nozzle exit or inside it.

Известно, что на заре развития жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) в немецкой ракете ФАУ-2 для управления вектором тяги использовались газовые рули, выполненные из графита и расположенные на срезе сопла. При повороте этих рулей вокруг оси с увеличением площади натекания создается боковое усилие. Развитие ракетной техники потребовало создания более надежных и эффективных органов управления вектором тяги.It is known that at the dawn of the development of liquid-propellant rocket engines (LRE) in the German FAU-2 rocket, gas rudders made of graphite and located at the nozzle exit were used to control the thrust vector. When these rudders rotate around the axis with increasing leakage area, a lateral force is created. The development of rocketry required the creation of more reliable and efficient thrust vector controls.

Известны газовые рули по патенту США №3251555 и по книге «Конструкция ракетных двигателей на твердом топливе» под общей редакцией Л.Н. Лаврова. – М.: Машиностроение, 1993, стр. 145, которые расположены в полости истекающей струи.Known gas rudders according to US patent No. 3251555 and from the book "Design of solid propellant rocket engines" edited by L.N. Lavrov. - M.: Mechanical Engineering, 1993, p. 145, which are located in the cavity of the expiring jet.

Недостатком является условие работы этих газовых рулей:The disadvantage is the working condition of these gas rudders:

- тепловые и эрозионные воздействия высокотемпературного газового потока в течение всего времени работы двигателя;- thermal and erosive effects of high-temperature gas flow during the entire time the engine is running;

- наличие механических нагрузок от сверхзвукового потока в течение всего времени работы двигателя.- the presence of mechanical loads from supersonic flow during the entire time the engine is running.

Известен газовый руль ракетного двигателя, выбранный за прототип, содержащий перо, тарель с цилиндрическим выступом, вал, хвостовик которого с помощью кольцевой выточки через посредство разжимного кольца насажен на выступ тарели. В этой конструкции тарель и перо выполнены из разных деталей (патент России №2251013 F02К 9/80, 2003).Known gas steering wheel of a rocket engine, selected for the prototype, containing a pen, a plate with a cylindrical protrusion, a shaft, the shank of which with the help of an annular groove through a spacer ring is mounted on the protrusion of the plate. In this design, the plate and pen are made of different parts (Russian patent No. 2251013 F02K 9/80, 2003).

Недостатком данной конструкции является:The disadvantage of this design is:

- низкая надежность органов управления, так как они все время находятся в высокотемпературном газовом потоке, что приводит к их эрозии и быстрому выгоранию;- low reliability of the controls, since they are always in the high-temperature gas stream, which leads to their erosion and rapid burnout;

- нахождение газовых рулей все время в потоке сопровождается наличием их лобового сопротивления, что снижает удельные энергетические характеристики;- the presence of gas rudders all the time in the stream is accompanied by the presence of their drag, which reduces the specific energy characteristics;

- невозможность получения большой величины бокового управляющего усилия из-за небольшой рабочей поверхности органов управления;- the impossibility of obtaining a large amount of lateral control effort due to the small working surface of the controls;

- значительные усилия на рулевых органах.- significant effort on the steering organs.

Предлагаемое изобретение устраняет указанные недостатки прототипа и решает техническую задачу повышения эффективности, ресурса работы и получения большей величины бокового управляющего усилия и уменьшения усилия на рулевых органах.The present invention eliminates these disadvantages of the prototype and solves the technical problem of increasing efficiency, service life and obtaining a greater value of the lateral control effort and reduce effort on the steering organs.

Поставленная техническая задача решается тем, что в ЖРД, содержащем камеру с охлаждаемой сверхзвуковой частью сопла, рулевые агрегаты и раму, на наружной поверхности охлаждаемой сверхзвуковой части сопла в районе среза выполнено четыре сектора со сферической наружной поверхностью с центром, расположенным на оси камеры, и боковыми стенками, соединяющими сферические поверхности секторов, с наружной поверхностью охлаждаемой сверхзвуковой частью сопла, на которые установлены части дефлектора, выполненные из углерод-углеродного композиционного материала (УУКМ), наружные и внутренние поверхности которого, эквидистантные наружной поверхности секторов, закреплены к сферическим секторам с помощью фасонных кронштейнов, расположенных по бокам частей дефлектора и имеющих эквидистантные внутренние поверхности относительно наружных поверхностей дефлектора, имеющих зазор между собой для крепления кронштейна, расположенного на наружной поверхности частей дефлектора, при этом все эквидистантные поверхности сферических секторов, частей дефлектора и кронштейнов имеют графитовое покрытие.The stated technical problem is solved in that in a liquid propellant rocket engine containing a chamber with a cooled supersonic part of the nozzle, steering units and a frame, four sectors with a spherical outer surface with a center located on the axis of the chamber and lateral are made on the outer surface of the cooled supersonic part of the nozzle walls connecting the spherical surfaces of the sectors with the outer surface of the supersonic part of the nozzle being cooled, on which deflector parts made of carbon-carbon composite are mounted of material (УУКМ), the outer and inner surfaces of which are equidistant to the outer surfaces of the sectors, are fixed to the spherical sectors using shaped brackets located on the sides of the deflector parts and having equidistant inner surfaces relative to the outer surfaces of the deflector, having a gap between them for mounting the bracket located on the outer surface of the parts of the deflector, while all the equidistant surfaces of the spherical sectors, parts of the deflector and brackets are graphite howl coating.

Такое исполнение ЖРД позволяет реализовать следующие процессы:This performance of the rocket engine allows you to implement the following processes:

- когда не требуется боковое управляющее усилие, сектора дефлектора находятся в исходном положении и не обтекаются газовым потоком;- when lateral control effort is not required, sectors of the deflector are in the initial position and are not surrounded by a gas stream;

- при необходимости получения бокового усилия в определенной плоскости подается команда на соответствующие рулевые агрегаты. Рулевым агрегатом сектор дефлектора погружается в газовый поток.- if it is necessary to obtain lateral force in a certain plane, a command is sent to the corresponding steering units. The steering unit of the deflector sector is immersed in the gas stream.

Боковое управляющее усилие будет реализовываться из двух составляющих: усилия от распределения давления на поверхности дефлектора и усилия от повышения давления в зоне сопла перед дефлектором.Lateral control effort will be realized from two components: efforts from pressure distribution on the deflector surface and efforts from pressure increase in the nozzle area in front of the deflector.

При погружении дефлектора в газовую струю боковое усилие будет реализовываться не только за счет повышения давления на поверхности дефлектора, но также и за счет повышения давления в отрывной зоне на сопловой части перед сектором дефлектора. Причем повышение давления на сопловой части перед сектором дефлектора вносит существенную составляющую в получение бокового управляющего усилия и позволяет значительно уменьшить усилия на рулевом агрегате. За счет этого реализуется эффективное боковое усилие при уменьшенном усилии на рулевом агрегате и уменьшенных осевых потерях импульса тяги.When the deflector is immersed in a gas stream, the lateral force will be realized not only by increasing the pressure on the deflector surface, but also by increasing the pressure in the separation zone on the nozzle part in front of the deflector sector. Moreover, the increase in pressure at the nozzle part in front of the deflector sector makes a significant component in obtaining lateral control effort and can significantly reduce the effort on the steering unit. Due to this, an effective lateral force is realized with a reduced force on the steering unit and reduced axial thrust impulse losses.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемами, показанными на фиг. 1, 2, 3.The essence of the invention is illustrated by the circuits shown in FIG. 1, 2, 3.

ЖРД (фиг. 1) содержит камеру 1 с охлаждаемой сверхзвуковой частью сопла, сферические сектора 2, боковые стенки 3, части дефлектора 4, кронштейны 5, проушины (кронштейны) 6, рулевые агрегаты 7, раму двигателя 8.LRE (Fig. 1) contains a chamber 1 with a cooled supersonic part of the nozzle, spherical sectors 2, side walls 3, parts of the deflector 4, brackets 5, eyes (brackets) 6, steering units 7, engine frame 8.

На фиг. 2 показано расположение четырех частей дефлектора 4, фасонных кронштейнов 5, проушин (кронштейнов) 6, рулевых агрегатов 7In FIG. 2 shows the location of the four parts of the deflector 4, shaped brackets 5, eyes (brackets) 6, steering units 7

На фиг. 3 показана физическая картина получения бокового усилия. При погружении сектора дефлектора 4 в газовую струю на охлаждаемую сверхзвуковую часть сопла камеры 1 действует повышенное давление P1 за скачком уплотнения А перед сектором дефлектора 4, при этом на сектор дефлектора 4 действует давление Р2.In FIG. 3 shows a physical picture of lateral force production. When the sector of the deflector 4 is immersed in a gas stream, the cooled supersonic part of the nozzle of the chamber 1 is affected by an increased pressure P 1 behind the shock wave A in front of the sector of the deflector 4, while the pressure of P 2 acts on the sector of the deflector 4.

ЖРД с органами управления вектором тяги (частями дефлектора) работает следующим образом.LRE with thrust vector controls (parts of the deflector) works as follows.

По команде «Запуск» ЖРД начинает работать по штатной циклограмме. Происходит подача компонентов топлива в камеру 1 и на их воспламенение, образуя внутри камеры газовую струю. При необходимости поворота на определенный угол от системы управления РН подается сигнал на соответствующие рулевые агрегаты 7, которые через проушину 6 поворачивают часть дефлектора 4 вокруг оси, расположенной на оси камеры 1. В результате погружения части дефлектора 4 в газовую струю на поверхности сектора дефлектора и охлаждаемой сверхзвуковой части сопла, примыкающей к сектору дефлектора, повышается статическое давление, которое существенно выше давления на противоположной части охлаждаемого сопла, в результате создается боковое управляющее усилие.At the “Launch” command, the liquid propellant rocket engine begins to work according to the standard cyclogram. The components of the fuel are fed into the chamber 1 and ignited, forming a gas stream inside the chamber. If it is necessary to turn a certain angle from the PH control system, a signal is sent to the corresponding steering units 7, which through the eye 6 turn part of the deflector 4 around an axis located on the axis of the chamber 1. As a result of immersion of the part of the deflector 4 in a gas stream on the surface of the deflector sector and cooled the supersonic part of the nozzle adjacent to the deflector sector, the static pressure rises, which is significantly higher than the pressure on the opposite part of the cooled nozzle, resulting in a lateral up shearing force.

Таким образом, использование частей дефлектора со сферической поверхностью, выполненных из УУКМ и расположенных в районе среза сопла, позволяет получить большое управляющее усилие, уменьшение потерь в осевой тяге при получении бокового усилия, уменьшение усилия на рулевые агрегаты и повышение надежности работы и ресурса работы конструкции.Thus, the use of parts of the deflector with a spherical surface made of CCCM and located in the region of the nozzle exit allows to obtain a large control force, a decrease in axial thrust losses when receiving lateral forces, a decrease in the effort on the steering units and an increase in the reliability of the work and the service life of the structure.

Claims (1)

ЖРД, содержащий камеру с охлаждаемой сверхзвуковой частью сопла, рулевые агрегаты и раму, отличающийся тем, что на наружной поверхности охлаждаемой сверхзвуковой части сопла в районе среза выполнено четыре сектора со сферической наружной поверхностью с центром, расположенным на оси камеры, и боковыми стенками, соединяющими сферические поверхности секторов, с наружной поверхностью охлаждаемой сверхзвуковой частью сопла, на которые установлены части дефлектора, выполненные из углерод-углеродного композиционного материала, наружные и внутренние поверхности которого, эквидистантные наружной поверхности секторов, закреплены к сферическим секторам с помощью фасонных кронштейнов, расположенных по бокам частей дефлектора и имеющих эквидистантные внутренние поверхности относительно наружных поверхностей дефлектора, имеющих зазор между собой для крепления кронштейна, расположенного на наружной поверхности частей дефлектора, при этом все эквидистантные поверхности сферических секторов, частей дефлектора и кронштейнов имеют графитовое покрытие.A liquid-propellant rocket engine containing a chamber with a cooled supersonic part of the nozzle, steering units and a frame, characterized in that on the outer surface of the cooled supersonic part of the nozzle in the region of the cut there are four sectors with a spherical outer surface with a center located on the axis of the chamber and side walls connecting the spherical the surface of sectors, with the outer surface of the supersonic part of the nozzle being cooled, on which the deflector parts made of carbon-carbon composite material are mounted, external and the inner surfaces of which are equidistant to the outer surface of the sectors are fixed to the spherical sectors using shaped brackets located on the sides of the deflector parts and having equidistant inner surfaces relative to the outer surfaces of the deflector having a gap between themselves for mounting the bracket located on the outer surface of the deflector parts, while all equidistant surfaces of spherical sectors, deflector parts and brackets are graphite coated.
RU2016117376A 2016-05-04 2016-05-04 Liquid rocket engine with deflector sectors at the nozzle exit RU2631370C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016117376A RU2631370C1 (en) 2016-05-04 2016-05-04 Liquid rocket engine with deflector sectors at the nozzle exit

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016117376A RU2631370C1 (en) 2016-05-04 2016-05-04 Liquid rocket engine with deflector sectors at the nozzle exit

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2631370C1 true RU2631370C1 (en) 2017-09-21

Family

ID=59931088

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016117376A RU2631370C1 (en) 2016-05-04 2016-05-04 Liquid rocket engine with deflector sectors at the nozzle exit

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2631370C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2783307C1 (en) * 2022-04-18 2022-11-11 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Lre with peripheral rudders at nozzle cut

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5067316A (en) * 1988-11-21 1991-11-26 Societe Europeene De Propulsion Rocket engine expansion nozzle with complementary annular nozzle
RU2251013C2 (en) * 2003-07-08 2005-04-27 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Rocket engine jet vane
GB2509349A (en) * 2012-09-21 2014-07-02 France Roxel Mixing tube for solid charge propulsion unit
RU2579294C1 (en) * 2015-06-16 2016-04-10 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Liquid rocket engine with baffle at nozzle section

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5067316A (en) * 1988-11-21 1991-11-26 Societe Europeene De Propulsion Rocket engine expansion nozzle with complementary annular nozzle
RU2251013C2 (en) * 2003-07-08 2005-04-27 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Rocket engine jet vane
GB2509349A (en) * 2012-09-21 2014-07-02 France Roxel Mixing tube for solid charge propulsion unit
RU2579294C1 (en) * 2015-06-16 2016-04-10 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Liquid rocket engine with baffle at nozzle section

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2783307C1 (en) * 2022-04-18 2022-11-11 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Lre with peripheral rudders at nozzle cut

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US3726480A (en) Thrust vectoring control system for rocket nozzles
US5806791A (en) Missile jet vane control system and method
US2846844A (en) Variable area thrust deflectoraugmenter for jet engines
RU2579294C1 (en) Liquid rocket engine with baffle at nozzle section
US3094072A (en) Aircraft, missiles, missile weapons systems, and space ships
US7690309B1 (en) Supercavitating vehicle control
CA2754855A1 (en) Method and apparatus for variable exhaust nozzle exit area
US3192714A (en) Variable thrust rocket engine incorporating thrust vector control
US3132476A (en) Thrust vector control apparatus
US2753684A (en) Thrust reversal and variable orifice for jet engines
US9500456B2 (en) Combined steering and drag-reduction device
RU2631370C1 (en) Liquid rocket engine with deflector sectors at the nozzle exit
US7631486B2 (en) Thrust orienting nozzle
RU2657400C1 (en) Liquid rocket engine with a nozzle of carbon-carbon composite material (cccm)
US3210937A (en) Thrust control apparatus
US3292865A (en) Thrust vector control with clustered nozzles
US7406821B2 (en) Adapter device for a rocket engine nozzle having a movable diverging portion
US2879955A (en) Airborne bodies and in particular self propelled missiles
US3004734A (en) Hydraulic power supply
RU2686367C1 (en) Liquid-propellant rocket engine with deflector inside nozzle
US3430445A (en) Combined rocket-ramjet aircraft
Lloyd et al. A review of thrust vector control systems for tactical missiles
RU2657300C1 (en) Bicaliber rocket
RU2783307C1 (en) Lre with peripheral rudders at nozzle cut
RU2626617C1 (en) Liquid propellant rocket for the first launch vehicle stage

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20180505