RU2666031C1 - Roller bearing rocket engine nozzle - Google Patents
Roller bearing rocket engine nozzle Download PDFInfo
- Publication number
- RU2666031C1 RU2666031C1 RU2017132813A RU2017132813A RU2666031C1 RU 2666031 C1 RU2666031 C1 RU 2666031C1 RU 2017132813 A RU2017132813 A RU 2017132813A RU 2017132813 A RU2017132813 A RU 2017132813A RU 2666031 C1 RU2666031 C1 RU 2666031C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- roller
- rotary part
- movable support
- fixed part
- rocket
- Prior art date
Links
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 claims abstract description 15
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims abstract description 7
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 5
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 abstract description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 125000006850 spacer group Chemical group 0.000 description 2
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000008407 joint function Effects 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 230000000284 resting effect Effects 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 1
- 239000000725 suspension Substances 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
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
- F02K9/84—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control using movable nozzles
-
- 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
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Rolling Contact Bearings (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетных двигателей.The invention relates to rocket technology and can be used to create rocket engines.
Из патента РФ №2195564 известно поворотное управляющее сопло (ПУС) ракетного двигателя твердого топлива на шаровой опоре, содержащее неподвижную часть, опертую на нее через кольцевой набор стальных шаров поворотную часть, резиновое уплотнительное кольцо, герметизирующее объем камеры сгорания по сферическому поясу, определяющему совместно с шаровой опорой центр поворота сопла. Шары воспринимают осевую газодинамическую силу, действующую на поворотную часть, и могут перекатываться по выпуклой (на шпангоуте поворотной части) и вогнутой (на шпангоуте неподвижной части) сферическим поверхностям, обеспечивая опорную и шарнирную функции соединения.From the patent of the Russian Federation No. 2195564 it is known a rotary control nozzle (PUS) of a solid fuel rocket engine on a ball bearing, comprising a fixed part, a rotary part supported on it through an annular set of steel balls, a rubber sealing ring that seals the volume of the combustion chamber along a spherical belt, which determines together with ball bearing the center of rotation of the nozzle. Balls perceive axial gas-dynamic force acting on the rotary part, and can roll along the convex (on the frame of the rotary part) and concave (on the frame of the stationary part) spherical surfaces, providing support and articulated joint functions.
Данная конструкция принята за прототип.This design is taken as a prototype.
Недостатком данной конструкции является большая масса шаровой опоры, обусловленная тем, что осевая газодинамическая сила воспринимается шарами под углом ~ 60° к оси сопла (распорный эффект), в местах контакта шаров со сферическими поверхностями имеют место высокие контактные напряжения вследствие точечного характера контакта (требуется значительное количество шаров), силовые шпангоуты на неподвижной и поворотной частях имеют крупные габариты из-за значительного количества шаров и достаточно высокой жесткости для обеспечения требуемой точности отклонения поворотной части на заданный системой управления угол в заданном направлении.The disadvantage of this design is the large mass of the ball bearing, due to the fact that the axial gas-dynamic force is perceived by the balls at an angle of ~ 60 ° to the nozzle axis (spacer effect), high contact stresses occur at the points of contact of the balls with spherical surfaces due to the point nature of the contact (significant the number of balls), power frames on the fixed and rotary parts are large due to the significant number of balls and high enough stiffness to provide the required accuracy deviation rotating part at a predetermined angle control system in a predetermined direction.
Задачей изобретения является снижение массы сопла.The objective of the invention is to reduce the mass of the nozzle.
Технический результат заключается в снижении массы сопла ракетного двигателя твердого топлива за счет применения в качестве тел качения цилиндрических роликов.The technical result consists in reducing the mass of the nozzle of a rocket engine of solid fuel due to the use of cylindrical rollers as rolling elements.
Технический результат достигается тем, что в сопле ракетного двигателя на роликовой опоре, содержащем неподвижную часть, поворотную часть, резиновое уплотнительное кольцо, герметизирующее объем камеры сгорания по сферическому поясу на поворотной части, определяющему центр вращения последней, поворотная часть опирается на неподвижную часть через промежуточную подвижную опору, выполненную в виде охватывающей поворотную часть рамки, соединенной с поворотной частью парой расположенных на противоположных сторонах рамки роликовых шарниров, каждый из которых представляет собой ряд цилиндрических роликов, перекатывающихся по цилиндрическим дорожкам, выпуклой, расположенной на поворотной части, и вогнутой, расположенной на промежуточной подвижной опоре, соединенной, в свою очередь, с неподвижной частью аналогичной парой роликовых шарниров с выпуклыми дорожками на промежуточной подвижной опоре и с вогнутыми дорожками на неподвижной части.The technical result is achieved by the fact that in the nozzle of a rocket engine on a roller support containing a fixed part, a rotary part, a rubber o-ring sealing the volume of the combustion chamber along a spherical belt on the rotary part determining the center of rotation of the latter, the rotary part is supported on the fixed part through an intermediate movable part a support made in the form of a roller hinge covering the rotary part of the frame, connected to the rotary part by a pair of roller joints located on opposite sides of the frame s, each of which is a series of cylindrical rollers rolling along cylindrical tracks, convex, located on the rotary part, and concave, located on the intermediate movable support, connected, in turn, with the fixed part of a similar pair of roller hinges with convex tracks on the intermediate movable support and with concave tracks on the fixed part.
Применение цилиндрических роликов вместо шаров ведет, за счет перехода от контакта в точке к контакту по линии, к существенному повышению допустимой нагрузки на одно тело качения, что позволяет уменьшить их общее количество и увеличить кривизну контактных поверхностей. Это обеспечивает уменьшение массы и габаритов узла подвески поворотной части сопла. Однако контактные поверхности при этом должны быть цилиндрическими, что достигается механическим выделением двух составляющих угла отклонения поворотной части, каждая из которых реализуется путем перекатывания двух симметрично расположенных относительно плоскости отклонения наборов цилиндрических роликов по аналогичным образом расположенным цилиндрическим дорожкам. Дорожки, расположенные ближе к соответствующей оси вращения, являются выпуклыми, по ним определяется контактная прочность опоры. Из условия контактной прочности с учетом количества тел качения выбираются радиусы дорожек и роликов, по возможности минимальные. Распределение нагрузки по телам качения определяется по методике, используемой при расчете подшипников. Чем меньше радиусы дорожек, тем меньше сопротивление опоры при отклонении, меньше путь роликов при отклонении, меньше габариты и масса опоры. Дорожки с роликами в паре располагаются симметрично относительно соответствующей плоскости отклонения в параллельных ей плоскостях по бокам поворотной части, что обеспечивает небольшие распорные углы для усилий, действующих на отдельные тела качения. Это выгодно отличает роликовую опору от шаровой опоры, где распорные углы имеют значение порядка 60°. При необходимости увеличить количество тел качения в роликовой опоре можно произвести замену роликов, аналогичную замене шаров на шаростержни в шаровой опоре. При малых углах отклонения в контакт с дорожками вступает не вся поверхность тела качения, что позволяет удалить часть его объема, включающую поверхность, не вступающую в контакт, и освободить пространство для увеличения количества тел качения.The use of cylindrical rollers instead of balls leads, due to the transition from contact at a point to contact along the line, to a significant increase in the allowable load on one rolling body, which reduces their total number and increases the curvature of the contact surfaces. This reduces the mass and dimensions of the suspension unit of the rotary part of the nozzle. However, the contact surfaces must be cylindrical, which is achieved by mechanical separation of the two components of the deflection angle of the rotary part, each of which is realized by rolling two sets of cylindrical rollers symmetrically located relative to the deflection plane along cylindrical tracks located in a similar manner. The tracks located closer to the corresponding axis of rotation are convex, they determine the contact strength of the support. From the condition of contact strength, taking into account the number of rolling bodies, the radii of the tracks and rollers are selected, as small as possible. The load distribution on the rolling elements is determined by the technique used in the calculation of bearings. The smaller the radii of the tracks, the lower the resistance of the support when deflecting, the less the path of the rollers when deflecting, the smaller the dimensions and mass of the support. Tracks with rollers in pairs are arranged symmetrically with respect to the corresponding deflection plane in parallel planes on the sides of the rotary part, which provides small spacing angles for the forces acting on individual rolling bodies. This distinguishes the roller bearing from the ball bearing, where the spacer angles are of the order of 60 °. If it is necessary to increase the number of rolling bodies in the roller bearing, it is possible to replace the rollers, similar to replacing the balls with spherical rods in the ball bearing. At small deviation angles, not the entire surface of the rolling body comes into contact with the tracks, which allows you to remove part of its volume, including the surface that does not come into contact, and free up space to increase the number of rolling bodies.
На фиг. 1 приведен эскиз поворотного управляющего сопла ракетного двигателя на роликовой опоре.In FIG. 1 shows a sketch of a rotary control nozzle of a rocket engine on a roller support.
На фиг. 2 приведен показанный на фиг. 1 разрез А-А сопла плоскостью, перпендикулярной продольной оси двигателя (оси ОХ).In FIG. 2 is shown in FIG. 1 section AA nozzle plane perpendicular to the longitudinal axis of the engine (axis OX).
На фиг. 3 приведен показанный на фиг. 2 разрез Б-Б по соединенной с неподвижной частью стороне, промежуточной подвижной опоре.In FIG. 3 is shown in FIG. 2 section BB on the side connected to the fixed part, an intermediate movable support.
На рисунках XYZ - правая прямоугольная система координат с началом в центре поворота сопла О, жестко связанная с промежуточной подвижной опорой 3, выполненной в виде рамки, охватывающей поворотную часть 2 по плоскости, перпендикулярной оси ОХ. Поворотная часть 2 может вращаться только вокруг оси OZ (перпендикулярна плоскости рисунка на фиг. 1), а промежуточная подвижная опора 3 - только вокруг оси OY. Неподвижный корпус сопла 1, утопленный в корпус двигателя, показан в разрезе по плоскости XOY при нулевых положениях поворотной части 2 и промежуточной подвижной опоры 3. По его поверхности, обращенной внутрь корпуса двигателя, действует внутрикамерное давление Р. Детали теплозащиты на фиг. 1 не показаны. Частично, до волнистой линии вырыва, в разрезе по плоскости XOY показаны промежуточная подвижная опора 3, неподвижная опора 4, соединенная с промежуточной подвижной опорой 3 роликовым шарниром 8, обеспечивающим в паре с таким же симметрично расположенным относительно плоскости XOZ шарниром 8, вращение промежуточной подвижной опоры 3 относительно оси OY.In the figures, XYZ is the right-angled coordinate system with the origin at the center of rotation of the nozzle O, rigidly connected to the intermediate
Требуемый угол отклонения поворотной части 2 в пространстве механически реализуется за счет ее одновременного отклонения в двух плоскостях - XOY вокруг оси OZ и XOZ вокруг оси OY. Первое отклонение обеспечивается за счет вращения вокруг оси OZ поворотной части 2 относительно промежуточной подвижной опоры 3 на двух роликовых шарнирах 8, расположенных симметрично относительно плоскости XOY. Второе отклонение обеспечивается за счет вращения самой промежуточной подвижной опоры 3 вокруг оси OY на идентичных роликовых шарнирах 8, расположенных симметрично относительно плоскости XOZ. В данном описании радиусы вращения R (фиг. 1) роликовых шарниров, обеспечивающих углы поворота вокруг взаимно перпендикулярных осей OZ и OY, приняты одинаковыми, что, в принципе, не обязательно, но унифицирует роликовые шарниры 8. Для уменьшения габаритов конструкции и ее массы промежуточная подвижная опора 3 устанавливается как можно ближе к центру поворота О. Так как в обеих плоскостях отклонения для роликовых шарниров 8 приняты одинаковые радиусы вращения R, то стороны промежуточной подвижной опоры 3, опирающиеся на неподвижные опоры 4 для обеспечения вращения опоры 3 вокруг оси OY, имеют П-образный излом, как показано на фиг. 3 (положение сечения Б-Б показано на фиг. 2). Для фиксации плоскости отклонения поворотной части 2 относительно промежуточной подвижной опоры 3 вокруг оси OZ на поворотной части 2 и с внутренней стороны промежуточной подвижной опоры 3 предусмотрены расположенные симметрично относительно плоскости XOY две пары центрирующих площадок 6, контактирующих по скользящей посадке. Аналогичные две пары центрирующих площадок 7, расположенных симметрично относительно плоскости XOZ на жестко связанных с неподвижным корпусом 1 выступах 5 и с наружной стороны промежуточной подвижной опоры 3, предусмотрены для фиксации плоскости отклонения промежуточной подвижной опоры 3 относительно неподвижного корпуса 1 вокруг оси OY. Такое центрирование исключает вращение поворотной части 2 вокруг оси ОХ и обеспечивает выполнение команд системы управления по направлению и величине угла отклонения поворотной части 2 с высокой точностью. Следует иметь в виду, что внутрикамерное давление Р сжимает неподвижный корпус 1, что может привести к уменьшению зазоров между центрирующими площадками 7. Промежуточная подвижная опора 3 через роликовые шарниры 8 опирается на неподвижные опоры 4, жестко связанные через выступы 5 с неподвижным корпусом 1.The required deflection angle of the
Роликовый шарнир 8 состоит из роликов 9, сепаратора 10, пары пружин 11, выпуклой и вогнутой по отношению к роликам 9 цилиндрических дорожек 12 и 13, выполненных по аналогии с роликовыми подшипниками из сплава повышенной твердости и с буртами у рабочих поверхностей, обеспечивающих требуемое положение роликов и дополнительное центрирование шарнирно-упорного узла. Пружины 11 совместно с традиционным стопорно-фиксирующим устройством поворотной части 2 (на схеме не показано) обеспечивают требуемое положение роликов 9 в процессе сборки и транспортировки двигателя. Необходимо отметить, что в роликовых шарнирах 8 предпочтительней использовать четное количество роликов 9, так как при нечетном их количестве средние ролики оказываются в неустойчивом положении по отношению к плоскости, образованной соответствующей осью вращения и осью поворотной части 2. Считается, что выталкивающая газодинамическая сила действует на поворотную часть 2 вдоль ее оси, а при смещении средних роликов из указанной выше плоскости может произойти нежелательное отклонение упругой реакции опоры пары роликовых шарниров от оси поворотной части 2, что приведет к отклонению вектора тяги двигателя от заданного направления.The
На поворотной части 2 сопла имеется сферический пояс 14, обеспечивающий с уплотнением на неподвижном корпусе 1 герметизацию объема камеры сгорания при всех возможных положениях поворотной части 2. Далее по оси ОХ на поворотной части 2 идет пара жестко связанных с ней симметричных относительно плоскости XOY упоров 15 для установки роликовых шарниров 8 на выпуклые дорожки 12. Соответственно на промежуточной подвижной опоре 3 предусмотрены гнезда для вогнутых дорожек 13 роликовых шарниров 8.On the
На фиг. 2 показан разрез А-А (фиг. 1), на котором обозначен разрез Б-Б (показан на фиг. 3) по стороне промежуточной подвижной опоры 3 с П-образным выступом для роликовых шарниров 8, соединяющих промежуточную подвижную опору 3 с неподвижными опорами 4, жестко связанными с неподвижным корпусом 1, через местные выступы 5 на нем.In FIG. 2 shows a section A-A (Fig. 1), which shows a section B-B (shown in Fig. 3) on the side of the intermediate
Таким образом, предложена конструкция поворотного управляющего сопла ракетного двигателя, в которой для отклонения поворотной части используется роликовая опора, позволяющая за счет применения для тел качения контакта по линии уменьшить контактные напряжения, количество тел качения, габариты опорного узла и, как следствие, массу конструкции.Thus, a design of a rotary control nozzle of a rocket engine is proposed, in which a roller bearing is used to deflect the rotary part, which makes it possible to reduce contact stresses, the number of rolling bodies, the dimensions of the support unit and, as a result, the mass of the structure due to the use of rolling contact bodies along the line.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017132813A RU2666031C1 (en) | 2017-09-19 | 2017-09-19 | Roller bearing rocket engine nozzle |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017132813A RU2666031C1 (en) | 2017-09-19 | 2017-09-19 | Roller bearing rocket engine nozzle |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2666031C1 true RU2666031C1 (en) | 2018-09-05 |
Family
ID=63460041
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017132813A RU2666031C1 (en) | 2017-09-19 | 2017-09-19 | Roller bearing rocket engine nozzle |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2666031C1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2705496C1 (en) * | 2019-01-21 | 2019-11-07 | Андрей Павлович Рябков | Rocket engine nozzle on cylindrical elastic hinges |
RU2819485C1 (en) * | 2023-03-22 | 2024-05-21 | Андрей Павлович Рябков | Rocket engine shift control nozzle |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3046736A (en) * | 1958-02-10 | 1962-07-31 | Thompson Ramo Wooldridge Inc | Direction control for gelatin monopropellant rocket engine |
US3759446A (en) * | 1971-01-21 | 1973-09-18 | Secr Defence | Rocket motors having angularly movable exhaust nozzles |
US3811713A (en) * | 1958-11-28 | 1974-05-21 | Us Army | Fluid-tight high temperature flexible joint |
RU2195564C1 (en) * | 2001-07-31 | 2002-12-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Rocket engine rotary control nozzle |
US6948307B2 (en) * | 2002-07-04 | 2005-09-27 | Snecma Propulsion Solide | Rocket engine nozzle that is steerable by means of a moving diverging portion on a cardan mount |
-
2017
- 2017-09-19 RU RU2017132813A patent/RU2666031C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3046736A (en) * | 1958-02-10 | 1962-07-31 | Thompson Ramo Wooldridge Inc | Direction control for gelatin monopropellant rocket engine |
US3811713A (en) * | 1958-11-28 | 1974-05-21 | Us Army | Fluid-tight high temperature flexible joint |
US3759446A (en) * | 1971-01-21 | 1973-09-18 | Secr Defence | Rocket motors having angularly movable exhaust nozzles |
RU2195564C1 (en) * | 2001-07-31 | 2002-12-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Rocket engine rotary control nozzle |
US6948307B2 (en) * | 2002-07-04 | 2005-09-27 | Snecma Propulsion Solide | Rocket engine nozzle that is steerable by means of a moving diverging portion on a cardan mount |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2705496C1 (en) * | 2019-01-21 | 2019-11-07 | Андрей Павлович Рябков | Rocket engine nozzle on cylindrical elastic hinges |
RU2819485C1 (en) * | 2023-03-22 | 2024-05-21 | Андрей Павлович Рябков | Rocket engine shift control nozzle |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US20200284352A1 (en) | Shaft Seal Assembly | |
US3915482A (en) | Externally supported internally stabilized flexible duct joint | |
US10260586B2 (en) | Adjustable negative stiffness systems | |
US10557550B2 (en) | Flexible joint | |
RU2666031C1 (en) | Roller bearing rocket engine nozzle | |
US10309503B2 (en) | Preloading device for a roller screw mechanism guided in rotation | |
US20150240950A1 (en) | Bellows Seal | |
RU2309281C2 (en) | Rocket engine rotating nozzle | |
US10604244B2 (en) | Combination elastomeric and ellipsoidal plain bearing | |
KR20130127485A (en) | Bearing assembly for a marine turbine shaft, and marine turbine including such a bearing assembly | |
RU95117963A (en) | SELF-INSTALLING SHAFT SUPPORT | |
US3610711A (en) | Tilting pad bearing and seal | |
US20040159229A1 (en) | System for elevation and directional angle aiming of a weapon | |
US3361362A (en) | Mounting comprised of interconnected piston and cylinder assemblies | |
US20230272872A1 (en) | Expansion joint and balancing device | |
JPH0686918B2 (en) | Flexible joint means | |
US3266855A (en) | Self-aligning journal bearings | |
RU2705496C1 (en) | Rocket engine nozzle on cylindrical elastic hinges | |
JP2016186241A (en) | Valve device | |
CN205639844U (en) | Adjust and equip with sealing device | |
US10215229B2 (en) | Mechanism for maintaining a clearance gap | |
CN207687527U (en) | A kind of non-maintaining type steel mill ball sealing articulated joint | |
RU2559220C1 (en) | Liquid propellant engine swing assembly | |
US3936058A (en) | Transverse stiffness augmentation bearing | |
US3414340A (en) | Journal bearing assemblies |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190920 |