RU2688869C1 - Expandable nozzle of rocket engine - Google Patents

Expandable nozzle of rocket engine Download PDF

Info

Publication number
RU2688869C1
RU2688869C1 RU2018119065A RU2018119065A RU2688869C1 RU 2688869 C1 RU2688869 C1 RU 2688869C1 RU 2018119065 A RU2018119065 A RU 2018119065A RU 2018119065 A RU2018119065 A RU 2018119065A RU 2688869 C1 RU2688869 C1 RU 2688869C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nozzle
rocket
extension
cylindrical ring
length
Prior art date
Application number
RU2018119065A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Андрей Геннадьевич Ковалев
Алексей Николаевич Кремлев
Владимир Сергеевич Федулов
Original Assignee
Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра"
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 Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" filed Critical Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра"
Priority to RU2018119065A priority Critical patent/RU2688869C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2688869C1 publication Critical patent/RU2688869C1/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
    • F02K9/97—Rocket nozzles
    • F02K9/976—Deployable nozzles

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

FIELD: rocket equipment.SUBSTANCE: invention relates to the field of rocket construction and can be used in the development and manufacture of rocket engines with nozzles of a large degree of expansion for the upper stages of rockets and spacecraft. Sliding nozzle of the rocket engine includes a fixed socket, extendable nozzles, multiple linkage centering mechanisms and a cylindrical ring installed inside the small diameter of the extension nozzle. Lever mechanisms are located inside the gas path of the nozzle and are pivotally connected on one side to a ring freely supported on the conical surface of a large diameter of the inner surface of the fixed socket and the end of the fixed socket associated therewith, and on the other side, they are pivotally connected to the cylindrical ring of the extension nozzle. Length of the links of the lever mechanism is chosen so that the length of the complete displacement along the axis of the nozzle of the end of the link connected with the cylindrical ring of the extension nozzle is longer than the path of the extension of the extension nozzle.EFFECT: invention allows to ensure the discharge of the structural elements of the sliding nozzle, which have fulfilled their function, as well as reduce the length of the step.1 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетостроения, и может быть использовано при разработке и изготовлении ракетных двигателей с соплами большой степени расширения для верхних ступеней ракет и космических аппаратов.The invention relates to the field of rocket production, and can be used in the development and manufacture of rocket engines with nozzles of a high degree of expansion for the upper stages of rockets and spacecraft.

Известны сопла с изменяемой геометрией раструба, имеющие укороченную длину в транспортном положении (режиме «пассажира») и увеличенную длину раструба с выдвинутым телескопическим насадком (насадками) в рабочем положении.Known nozzles with variable geometry of the socket, having a shortened length in the transport position (passenger mode) and an increased length of the socket with the telescopic nozzle (s) extended in the working position.

Известно раздвижное сопло ракетного двигателя, содержащее неподвижный раструб, выдвигаемые насадки, многозвенные рычажные механизмы центрирования насадков (в дальнейшем описании - пантографы) - патент РФ №2345239 от 27.01.2009, (взят за прототип). В этом сопле пантографы расположены с наружной стороны насадков в зазоре между задним днищем двигателя и торцами насадков.Known sliding nozzle of a rocket engine, containing a fixed socket, retractable nozzles, multilink lever mechanisms for centering nozzles (in the further description - pantographs). RF patent №2345239 from 01/27/2009, (taken as a prototype). In this nozzle, pantographs are located on the outer side of the nozzles in the gap between the back of the engine and the ends of the nozzles.

Недостатками такого раздвижного сопла являются:The disadvantages of such a sliding nozzle are:

1. Наличие дополнительного зазора между днищем двигателя и торцами насадков для размещения пантографов. Это уменьшает эффективность применения раздвижного сопла в ракете, т.е. сокращает выигрыш по длине ракеты, Полученный за счет установки на ней раздвижного сопла.1. The presence of additional clearance between the bottom of the engine and the ends of the nozzles to accommodate pantographs. This reduces the effectiveness of the use of a sliding nozzle in a rocket, i.e. reduces the gain on the length of the rocket, obtained by installing a sliding nozzle on it.

2. После раздвижки сопла пантографы остаются на наружной поверхности сопла, что значительно увеличивает полетную массу ступени не только за счет самих пантографов, но и за счет узлов их крепления к неподвижной части и выдвигаемым насадкам (система безударного сброса пантографов с наружной поверхности сопла к настоящему времени не разработана, а техническое решение этого узла представляется весьма сложным и достаточно массивным).2. After expanding the nozzle, the pantographs remain on the outer surface of the nozzle, which significantly increases the flight mass of the stage, not only due to the pantographs themselves, but also due to their attachment points to the fixed part and to the retractable nozzles (the system of unaccented discharge of the pantographs from the outer surface of the nozzle by now not developed, and the technical solution of this site is very complex and quite massive).

Технической проблемой предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков конструкции, повышение энергомассовых характеристик ракеты за счет более рационального размещения пантографов внутри газового тракта сопла и сброса элементов конструкции, обеспечивающих раздвижку сопла.The technical problem of the present invention is to eliminate the indicated design flaws, increase the energy-mass characteristics of the rocket due to a more rational placement of pantographs inside the gas path of the nozzle and dumping of the structural elements ensuring the separation of the nozzle.

Технический результат достигается тем, что в известном раздвижном сопле ракетного двигателя, содержащем неподвижный раструб, выдвигаемый насадок (насадки), многозвенные рычажные центрирующие механизмы, установленное внутри малого диаметра выдвигаемого насадка цилиндрическое кольцо рычажные механизмы размещены внутри газового тракта сопла и соединены шарнирно с одной стороны с кольцом, свободно опертым на коническую поверхность большого диаметра внутренней поверхности неподвижного раструба и сопряженный с ней торец неподвижного раструба, а с другой стороны с цилиндрическим кольцом выдвигаемого насадка. Цилиндрическое кольцо установлено таким образом, что при фиксации насадка в выдвинутом положении связь кольца с насадком снимается. Длина звеньев рычажного механизма выбрана таким образом, что длина полного перемещения вдоль оси сопла конца звена, связанного с цилиндрическим кольцом выдвигаемого насадка, больше пути раздвижки выдвигаемого насадка.The technical result is achieved by the fact that in a known sliding nozzle of a rocket engine containing a stationary socket, retractable nozzles (nozzles), multi-link lever centering mechanisms installed inside a small diameter of the extension nozzle a cylindrical ring lever mechanisms are located inside the gas path of the nozzle and are connected pivotally from one side to ring, freely supported on the conical surface of a large diameter of the inner surface of the fixed socket and the associated end of the fixed p Strube, on the other hand with a cylindrical ring extendable nozzle. The cylindrical ring is installed in such a way that when fixing the nozzle in the extended position, the connection of the ring with the nozzle is removed. The length of the links of the lever mechanism is chosen in such a way that the length of the complete movement along the nozzle axis of the end of the link connected with the cylindrical ring of the extension nozzle is greater than the path of the extension of the extension nozzle.

В процессе раздвижки после фиксации выдвигаемого насадка в выдвинутом положении цилиндрическое кольцо отделяется от выдвигаемого насадка и продолжает движение в сторону среза сопла. За счет набранной цилиндрическим кольцом и рычагами пантографов в процессе раздвижки кинетической энергии вся система раздвижки, включающая в себя цилиндрическое кольцо, пантографы и свободно опертое на неподвижный раструб кольцо, выходит из сопла.In the process of expanding after fixing the extension nozzle in the extended position, the cylindrical ring is separated from the extension nozzle and continues to move in the direction of the nozzle. Due to the accumulated cylindrical ring and pantograph levers in the process of kinetic energy separation, the entire system of separation, including a cylindrical ring, pantographs and a ring freely supported on the fixed socket, leaves the nozzle.

Таким образом, за счет переноса пантографов внутрь сопла достигается уменьшение зазора между днищем двигателя и торцами насадков, что позволяет уменьшить длину ступени и, соответственно ракеты в целом, а за счет сброса элементов конструкции, обеспечивающих раздвижку сопла, достигается значительное снижение полетной массы ступени ракеты.Thus, due to the transfer of pantographs inside the nozzle, a reduction in the gap between the engine bottom and the ends of the nozzles is achieved, which allows to reduce the length of the stage and, accordingly, the rocket as a whole, and due to the discharge of structural elements ensuring the separation of the nozzle, a significant reduction in the rocket flight mass is achieved.

При последующем описании приняты следующие условности и упрощения:In the following description, the following conventions and simplifications are adopted:

1. Условно показан привод раздвижки, при этом очевидно, что целесообразно разместить привод на сбрасываемых элементах конструкции: на цилиндрическом кольце, установленном в сдвигаемом насадке (например, малоразмерные РДТТ), или на пантографах (например, пружины кручения, установленные на средней оси рычажных механизмов, как показано на графической части).1. Conditionally shows the sliding gear drive, while it is obvious that it is advisable to place the drive on the ejected structural elements: on a cylindrical ring installed in a sliding nozzle (for example, small-sized solid rocket motors), or on pantographs (for example, torsion springs mounted on the middle axis of the lever mechanisms , as shown in the graphic part).

2. Учитывая то, что в процессе раздвижки сопла каждый выдвигаемый насадок для последующего выполняет роль неподвижного раструба, в описании будет показываться работа только одного насадка.2. Considering that in the process of expanding the nozzle, each extending nozzle for the following plays the role of a fixed socket, the description will show the work of only one nozzle.

3. Узел отстыковки цилиндрического кольца от насадка может быть решен различными способами (например, как в патентах РФ №№2180405, 2276280) и показан условно в виде сдвигаемого фиксирующего кольца, как в патенте РФ №2624683.3. The node detaching the cylindrical ring from the nozzle can be solved in various ways (for example, as in patents of the Russian Federation No. 2180405, 2276280) and shown conventionally in the form of a shifting fixing ring, as in the patent of Russian Federation No. 2624683.

4. Цилиндрическое кольцо условно показано в виде сплошного цилиндра, хотя конструктивно оно может быть выполнено и другим образом, например, в виде двух кольцевых шпангоутов, соединенных продольными стрингерами (с целью уменьшения массы).4. A cylindrical ring is conventionally shown in the form of a solid cylinder, although structurally it can be performed in other ways, for example, in the form of two annular frames connected by longitudinal stringers (in order to reduce mass).

На фиг. 1 изображен внешний вид раздвижного сопла с выдвигаемым насадком в сложенном положении. На фиг. 2 показано сопло с раздвинутым зафиксированным насадком, элементы системы раздвижки от сопла не отстыкованы. На фиг. 3 показано сопло с выдвинутым зафиксированным насадком, элементы системы раздвижки отстыкованы от сопла и выходят из него.FIG. 1 shows the appearance of a sliding nozzle with an extension nozzle in the folded position. FIG. 2 shows the nozzle with the fixed apart nozzle, the elements of the separation system from the nozzle are not undocked. FIG. 3 shows a nozzle with a fixed fixed nozzle, the components of the separation system undocked from the nozzle and out of it.

Раздвижное сопло (см. фиг. 1) содержит неподвижный раструб 1, выдвигаемый насадок 2. На неподвижном раструбе установлено кольцо 3, свободно опертое на торец 4 большого диаметра и внутреннюю коническую поверхность 5 неподвижного раструба. Внутри малого диаметра выдвигаемого насадка установлено цилиндрическое кольцо 6, зафиксированное в нем сдвигаемым кольцом 7. Частью кольца 3 и цилиндрического кольца 6 являются кронштейны 8 и 9 соответственно, с которыми шарнирно соединены пантографы 10, состоящие из двух шарнирно соединенных звеньев 11 и 12. В сложенном положении насадок удерживается фиксаторами 13. На средней оси 14 пантографа установлен привод раздвижки 15 в виде пружины кручения. На неподвижном раструбе установлены цанги 16 для фиксации выдвигаемого насадка в раздвинутом положении.Sliding nozzle (see Fig. 1) contains a stationary socket 1, extending nozzles 2. A ring 3 is mounted on a stationary socket, freely supported on the end 4 of a large diameter and the inner conical surface 5 of the stationary socket. Inside the small diameter of the extension nozzle, there is a cylindrical ring 6 fixed in it with a sliding ring 7. The part of the ring 3 and the cylindrical ring 6 are the brackets 8 and 9, respectively, with which the pantographs 10 are pivotally connected, consisting of two pivotally connected links 11 and 12. In the folded the position of the nozzles is held by latches 13. On the middle axis 14 of the pantograph, a separation valve 15 is actuated in the form of a torsion spring. On the fixed socket mounted collet 16 for fixing the extended nozzle in the extended position.

После подачи команды на раздвижку фиксаторы 13 освобождают выдвигаемый насадок, и он под действием пантографов 10, разворачиваемых пружиной привода раздвижки 15, выдвигается в раздвинутое положение. На фиг. 2 показано сопло с раздвинутым зафиксированным насадком, при этом цанги 16 уже зафиксировали насадок 2 в раздвинутом положении, фиксирующее кольцо 7 сдвинулось и сняло жесткую связь цилиндрического кольца 6 с насадком 2, но кольцо 6 от насадка еще не отстыковалось. В этом положении насадок 2 и цилиндрическое кольцо 6 прошли путь раздвижки насадка L, но до разворачивания пантографов в конечное положение 17 осталось еще расстояние L1 (конечное положение разворачивания пантографов, или длина полного перемещения вдоль оси сопла конца звена 11, связанного с цилиндрическим кольцом 6, равная L+L1, определяется расположением осей 18, 19, 20 шарниров пантографа на одной прямой или имеющимися конструктивными ограничениями).After issuing the command for sliding the latches 13 release the extendable nozzles, and under the action of the pantographs 10, deployed by the spring of the actuator of the sliding mechanism 15, it is extended into the extended position. FIG. 2 shows a nozzle with an extended fixed nozzle, while the collet 16 has already fixed the nozzles 2 in the extended position, the locking ring 7 has moved and removed the rigid connection of the cylindrical ring 6 with the nozzle 2, but the ring 6 has not been undocked from the nozzle. In this position, the nozzles 2 and the cylindrical ring 6 have traveled the extension path L, but before the pantographs are deployed to the final position 17, there is still a distance L 1 (the final position of the pantograph deployment, or the full displacement length along the nozzle axis of the end of the link 11 connected to the cylindrical ring 6 equal to L + L 1 , is determined by the location of the axes 18, 19, 20 of the pantograph hinges on one straight line or the existing design constraints).

После этого на длине L1 под действием привода раздвижки кольцо 6 отстыковывается от насадка 2 и продолжает движение в сторону среза сопла. По достижению пантографами конечного положения сила инерции снимает кольцо 3 с неподвижного раструба, и вся система раздвижки, включающая в себя кольца 3 и 6 и пантографы 10, вылетает из сопла, как показано на фиг. 3.After that, the length of L 1 under the action of the actuator sliding apart ring 6 detaches from the nozzle 2 and continues to move in the direction of the nozzle. When the end position is reached by the pantographs, the inertia force removes the ring 3 from the fixed socket, and the whole system of separation, including rings 3 and 6 and pantographs 10, flies out of the nozzle, as shown in FIG. 3

Таким образом, предлагаемая конструкция раздвижного сопла ракетного двигателя обеспечивает, во-первых, значительное снижение полетной массы ступени ракеты за счет сброса выполнивших свою функцию элементов конструкции, во-вторых уменьшение длины ступени и, соответственно ракеты в целом, за счет уменьшения зазора между днищем двигателя и торцами насадков.Thus, the proposed design of a sliding nozzle of a rocket engine provides, firstly, a significant reduction in the flight mass of the rocket stage due to the discharge of structural elements that fulfilled their function, secondly, a decrease in the stage length and, accordingly, the rocket as a whole, by reducing the gap between the engine bottom and the ends of the nozzles.

Claims (1)

Раздвижное сопло ракетного двигателя, включающее в себя неподвижный раструб, выдвигаемый насадок, многозвенные рычажные центрирующие механизмы, установленное внутри малого диаметра выдвигаемого насадка цилиндрическое кольцо, отличающееся тем, что рычажные механизмы размещены внутри газового тракта сопла и шарнирно соединены с одной стороны с кольцом, свободно опертым на коническую поверхность большого диаметра внутренней поверхности неподвижного раструба и сопряженный с ней торец неподвижного раструба, а с другой стороны шарнирно соединены с цилиндрическим кольцом выдвигаемого насадка, при этом длина звеньев рычажного механизма выбрана таким образом, что длина полного перемещения вдоль оси сопла конца звена, связанного с цилиндрическим кольцом выдвигаемого насадка, больше пути раздвижки выдвигаемого насадка.Sliding rocket nozzle of the rocket engine, which includes a fixed socket, extendable nozzles, multi-link lever centering mechanisms, a cylindrical ring installed inside the small diameter of the extension nozzle, characterized by the fact that the lever mechanisms are located inside the gas path of the nozzle and are pivotally connected to one ring with a ring freely supported on the conical surface of the large diameter of the inner surface of the fixed bell and the associated end of the fixed bell, and on the other side of the hinged connected to the cylindrical ring of the extendable nozzle, while the length of the links of the lever mechanism is chosen so that the length of complete movement along the nozzle axis of the end of the link connected with the cylindrical ring of the extendable nozzle is longer than the extension path of the extendable nozzle.
RU2018119065A 2018-05-23 2018-05-23 Expandable nozzle of rocket engine RU2688869C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018119065A RU2688869C1 (en) 2018-05-23 2018-05-23 Expandable nozzle of rocket engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018119065A RU2688869C1 (en) 2018-05-23 2018-05-23 Expandable nozzle of rocket engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2688869C1 true RU2688869C1 (en) 2019-05-22

Family

ID=66636984

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018119065A RU2688869C1 (en) 2018-05-23 2018-05-23 Expandable nozzle of rocket engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2688869C1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4706886A (en) * 1984-08-27 1987-11-17 Rockwell International Corporation Extendible rocket-engine nozzle
RU2175725C1 (en) * 2000-06-15 2001-11-10 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Rocket engine expandable nozzle
RU2246025C1 (en) * 2003-06-03 2005-02-10 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Extensible nozzle of rocket engine
RU2478818C1 (en) * 2011-11-18 2013-04-10 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Expandable nozzle of rocket engine
RU2624683C1 (en) * 2016-09-12 2017-07-05 Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Expandable nozzle of rocket engine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4706886A (en) * 1984-08-27 1987-11-17 Rockwell International Corporation Extendible rocket-engine nozzle
RU2175725C1 (en) * 2000-06-15 2001-11-10 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Rocket engine expandable nozzle
RU2246025C1 (en) * 2003-06-03 2005-02-10 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Extensible nozzle of rocket engine
RU2478818C1 (en) * 2011-11-18 2013-04-10 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Expandable nozzle of rocket engine
RU2624683C1 (en) * 2016-09-12 2017-07-05 Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Expandable nozzle of rocket engine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP7072370B2 (en) Single axle semi-lever landing gear with shortening mechanism
JP6742114B2 (en) Reverse thrust device and method
KR102491100B1 (en) Aircraft landing gear, aircraft, and related methods
JP7120808B2 (en) Semi-lever retractable landing gear
US4212442A (en) Thrust reverser
US9650917B2 (en) Nacelle with hinged cowl doors enabling access to the engine
JP2010018269A (en) Landing device of aircraft
RU2140558C1 (en) Thrust reversing device for dual-flow turbojet engine with stream deflecting obstacles associated with primary casing
KR102476747B1 (en) Aircraft landing gear, aircraft, and related methods
US6360990B1 (en) Landing gear
US3526365A (en) Collapsible nozzle extension for rocket engines
KR102481424B1 (en) Aircraft landing gear, aircraft, and related methods
JP2017203457A (en) Gas turbine engine with thrust reverser and operating method
JP2016098820A (en) Gas turbine engine and method of assembling the same
GB2279629A (en) Vectorable nozzle for aircraft.
US6824100B1 (en) Airplane landing gear
RU2688869C1 (en) Expandable nozzle of rocket engine
JP2000502773A (en) Extendable tail tube for propulsion device
US2967682A (en) Landing gear shortening mechanism
CN108657446A (en) The locking device of sleeve is translated for trhrust-reversal device
US6349901B1 (en) Landing gear
US11913406B2 (en) Hidden door thrust reverser system for an aircraft propulsion system
US11427341B2 (en) Linkage supporting a door of an aircraft propulsion system
CN108725757B (en) Aircraft landing gear assembly and method of assembling the same
US2484919A (en) Landing gear

Legal Events

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

Effective date: 20200524