RU2705496C1 - Rocket engine nozzle on cylindrical elastic hinges - Google Patents
Rocket engine nozzle on cylindrical elastic hinges Download PDFInfo
- Publication number
- RU2705496C1 RU2705496C1 RU2019101563A RU2019101563A RU2705496C1 RU 2705496 C1 RU2705496 C1 RU 2705496C1 RU 2019101563 A RU2019101563 A RU 2019101563A RU 2019101563 A RU2019101563 A RU 2019101563A RU 2705496 C1 RU2705496 C1 RU 2705496C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- elastic
- fixed
- cylindrical
- rotary part
- intermediate movable
- Prior art date
Links
Images
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.
Известно поворотное управляющее сопло, частично утопленное в камеру сгорания ракетного двигателя, в котором между подвижной и неподвижной частями сопла установлен эластичный опорный шарнир (узел подвески), состоящий из последовательно чередующихся концентричных сферических взаимосвязанных эластичных и жестких колец, соединенных склейкой. Эластичный опорный шарнир обеспечивает пространственное отклонение сопла за счет упругих деформаций (сдвига) элементов из эластомера. (Конструкции ракетных двигателей на твердом топливе. / Под общ. ред. чл.-корр. Российской академии наук, д-ра техн. наук, проф. Л.Н. Лаврова. - М., Машиностроение, 1993. - 215 с, ил.; стр. 154, рис. 3.29).A rotary control nozzle is known, partially recessed into the combustion chamber of a rocket engine, in which an elastic support hinge (suspension unit) is installed between the movable and fixed parts of the nozzle, consisting of successively alternating concentric spherical interconnected elastic and rigid rings connected by gluing. An elastic support hinge provides a spatial deflection of the nozzle due to elastic deformations (shear) of the elements from the elastomer. (Designs of solid propellant rocket engines. / Under the General Ed. Corresponding Member of the Russian Academy of Sciences, Doctor of Technical Sciences, Prof. L.N. Lavrov. - M., Mechanical Engineering, 1993. - 215 p. ill .; p. 154, fig. 3.29).
Наиболее близким к заявленному изобретению по технической сущности и взятым за прототип является поворотное сопло ракетного двигателя (патент RU 170276 от 19.04.2017]), частично утопленное в камеру сгорания, в котором поворотная часть соединена с его неподвижной частью с помощью герметизирующего эластичного опорного шарнира.Closest to the claimed invention in technical essence and taken as a prototype is a rotary nozzle of a rocket engine (patent RU 170276 dated 04/19/2017]), partially recessed into the combustion chamber, in which the rotary part is connected to its stationary part using a sealing elastic support hinge.
Недостатком данной конструкции является большая угловая жесткость.The disadvantage of this design is the large angular rigidity.
Технической проблемой изобретения является снижение угловой жесткости узла подвески в поворотной части сопла.The technical problem of the invention is to reduce the angular stiffness of the suspension unit in the rotary part of the nozzle.
Технический результат заключается в снижении угловой жесткости узла подвески поворотной части сопла за счет применения в конструкции цилиндрических эластичных шарниров.The technical result consists in reducing the angular stiffness of the suspension unit of the rotary part of the nozzle due to the use of cylindrical elastic joints in the design.
Технический результат достигается тем, что в сопле ракетного двигателя на цилиндрических эластичных шарнирах, содержащем неподвижный корпус сопла, поворотную часть, соединенную с неподвижной частью через промежуточный подвижный корпус, охватывающий поворотную часть вдоль ее оси, герметизирующий эластичный шарнир с сферическим центром в центре вращения поворотной части, соединенный с неподвижным корпусом сопла по скользящей герметичной посадке, поворотная часть соединена с промежуточным подвижным корпусом парой расположенных на противоположных сторонах промежуточного подвижного корпуса цилиндрических эластичных шарниров, имеющих общую, проходящую через центр вращения поворотной части ось, и состоящих из двух одинаковых, не связанных между собой, диаметрально противоположных цилиндрических секторов, представляющих собой пакеты из чередующихся тонких цилиндрических эластичных и жестких слоев, при этом цилиндрические секторы шарниров, расположенные спереди оси вращения поворотной части, крепятся к последней эластичными слоями с большим радиусом и крепятся к промежуточному подвижному корпусу эластичными слоями с меньшим радиусом, и наоборот, цилиндрические секторы шарниров, расположенные сзади оси вращения поворотной части, крепятся к ней эластичными слоями с меньшим радиусом и крепятся эластичными слоями с большим радиусом к промежуточному подвижному корпусу, который, в свою очередь, аналогично крепится к неподвижному корпусу сопла аналогичными парами цилиндрических эластичных шарниров, причем цилиндрические секторы этих шарниров, расположенные спереди оси поворота промежуточного подвижного корпуса, крепятся к нему эластичными слоями с большим радиусом и крепятся к неподвижному корпусу сопла эластичными слоями с меньшим радиусом, и наоборот, цилиндрические секторы, расположенные сзади оси поворота промежуточного подвижного корпуса, крепятся к нему эластичными слоями с меньшим радиусом и крепятся к неподвижному корпусу сопла эластичными слоями с большим радиусом.The technical result is achieved in that in the nozzle of the rocket engine on cylindrical elastic hinges containing a fixed nozzle body, a rotary part connected to the stationary part through an intermediate movable body, covering the rotary part along its axis, sealing the elastic hinge with a spherical center in the center of rotation of the rotary part connected to the fixed nozzle body in a sliding tight fit, the rotary part is connected to the intermediate movable body by a pair located on the opposite sides of the intermediate movable body of cylindrical elastic joints having a common axis passing through the center of rotation of the rotary part, and consisting of two identical, unconnected, diametrically opposed cylindrical sectors, which are packets of alternating thin cylindrical elastic and rigid layers, while the cylindrical sectors of the hinges located in front of the axis of rotation of the rotary part are attached to the latter by elastic layers with a large radius and are attached to to the intermediate movable body with elastic layers with a smaller radius, and vice versa, the cylindrical sectors of the hinges located behind the axis of rotation of the rotary part are attached to it by elastic layers with a smaller radius and are attached by elastic layers with a large radius to the intermediate movable body, which, in turn, is similar attached to the fixed nozzle body by similar pairs of cylindrical elastic hinges, and the cylindrical sectors of these hinges located in front of the axis of rotation of the intermediate casing, are attached to it by elastic layers with a large radius and attached to the fixed nozzle body by elastic layers with a smaller radius, and vice versa, cylindrical sectors located behind the axis of rotation of the intermediate movable body are attached to it by elastic layers with a smaller radius and attached to the fixed case nozzles with elastic layers with a large radius.
Отличительные признаки технического решения являются существенными.Distinctive features of a technical solution are significant.
Требуемый угол отклонения поворотной части реализуется за счет ее одновременного поворота в двух взаимно перпендикулярных плоскостях - одна плоскость внутри промежуточного подвижного корпуса, вторая плоскость - это плоскость отклонения самого промежуточного подвижного корпуса в перпендикулярном направлении. В каждой из плоскостей отклонение обеспечивается парой цилиндрических эластичных шарниров, расположенных по противоположным сторонам промежуточного подвижного корпуса соответственно в местах соединения его с поворотной частью и с неподвижным корпусом сопла. Пары цилиндрических эластичных шарниров, кроме шарнирной функции, выполняют еще и опорную функцию, т.е. обеспечивают передачу осевой выталкивающей газодинамической силы, действующей на поворотную часть вдоль ее оси, сначала на промежуточный подвижный корпус, а затем с него на неподвижную часть сопла. С точки зрения обеспечения опорной функции существенны только участки цилиндра, где тонкие эластичные слои работают на сжатие. Эти участки представляют собой цилиндрические секторы с углом раствора порядка 90…120°. Их работа на сжатие обеспечивается указанным выше порядком крепления их крайних эластичных слоев к соединяемым деталям сопла, при котором все цилиндрические секторы из одной плоскости отклонения сжимаются под действием осевой силы на одну и ту же величину. Угловая жесткость узла подвески сопла в каждой из двух базовых плоскостей отклонения поворотной части равна сумме угловых жесткостей цилиндрических секторов, обеспечивающих поворот в этой плоскости, плюс угловая жесткость герметизирующего эластичного шарнира.The required deviation angle of the rotary part is realized due to its simultaneous rotation in two mutually perpendicular planes - one plane inside the intermediate movable housing, the second plane is the deviation plane of the intermediate movable housing itself in the perpendicular direction. In each of the planes, the deviation is provided by a pair of cylindrical elastic joints located on opposite sides of the intermediate movable housing, respectively, at its junction with the rotary part and with the stationary nozzle body. Pairs of cylindrical elastic hinges, in addition to the hinge function, also perform a support function, i.e. provide the transmission of the axial buoyant gas-dynamic force acting on the rotary part along its axis, first to the intermediate movable housing, and then from it to the fixed part of the nozzle. From the point of view of providing the support function, only portions of the cylinder are significant, where thin elastic layers work in compression. These sections are cylindrical sectors with a solution angle of about 90 ... 120 °. Their compression work is provided by the above procedure for attaching their extreme elastic layers to the nozzle parts to be joined, in which all cylindrical sectors from the same deflection plane are compressed under the same axial force. The angular stiffness of the nozzle suspension assembly in each of the two base deflection planes of the rotary part is equal to the sum of the angular stiffnesses of the cylindrical sectors providing rotation in this plane, plus the angular stiffness of the sealing elastic joint.
Уменьшение угловой жесткости узла подвески сопла по сравнению с прототипом обеспечивается:The reduction in angular rigidity of the nozzle suspension unit in comparison with the prototype is provided by:
1 За счет уменьшения опорной площади резиновых слоев вследствие уменьшения осевой силы на поворотную часть сопла благодаря уменьшению диаметра герметизирующего эластичного шарнира по сравнению с диаметром эластичного опорного шарнира прототипа, а также благодаря исполнению цилиндрических эластичных шарниров в виде одного или двух не связанных между собой секторов.1 By reducing the supporting area of the rubber layers due to a decrease in the axial force on the rotary part of the nozzle due to a decrease in the diameter of the sealing elastic hinge in comparison with the diameter of the elastic supporting hinge of the prototype, as well as due to the execution of cylindrical elastic hinges in the form of one or two unconnected sectors.
2 За счет уменьшения плеча сил упругого сопротивления эластичных слоев отклонению поворотной части сопла вследствие уменьшения их радиуса по сравнению с радиусом эластичных слоев прототипа.2 By reducing the shoulder forces of elastic resistance of the elastic layers to the deviation of the rotary part of the nozzle due to a decrease in their radius compared with the radius of the elastic layers of the prototype.
На фиг. 1 приведена схема конструкции поворотного управляющего сопла ракетного двигателя на цилиндрических эластичных шарнирах.In FIG. 1 shows a design diagram of a rotary control nozzle of a rocket engine on cylindrical elastic joints.
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. 1 разрез Б-Б, на котором показана горизонтальная проекция схемы подвески.In FIG. 3 is shown in FIG. 1 section BB, which shows a horizontal projection of the suspension scheme.
На фиг. 4 приведен показанный на фиг. 1 разрез сопла В-В, на котором показана схема соединения поворотной части с промежуточным подвижным корпусом.In FIG. 4 is shown in FIG. 1 is a section through a nozzle BB showing a connection diagram of a rotary part with an intermediate movable housing.
На фиг. 1-4 приняты следующие обозначения:In FIG. 1-4 the following notation:
1 - неподвижный корпус сопла;1 - fixed nozzle body;
2 - поворотная часть;2 - rotary part;
3 - промежуточный подвижный корпус;3 - intermediate movable housing;
4 - герметизирующий эластичный шарнир;4 - sealing elastic joint;
5 - цилиндрический эластичный шарнир (2 шт.), состоящий из одного или двух, не связанных между собой цилиндрических секторов;5 - a cylindrical elastic hinge (2 pcs.), Consisting of one or two cylindrical sectors not connected among themselves;
6 - цилиндрический эластичный шарнир (2 шт.), аналогичный шарнирам 5;6 - cylindrical elastic hinge (2 pcs.), Similar to
7, 8 - упоры цилиндрических секторов цилиндрических эластичных шарниров 5, жестко связанные с поворотной частью 2;7, 8 - stops cylindrical sectors of cylindrical
9, 10 - упоры цилиндрических секторов цилиндрических эластичных шарниров 6, жестко связанные с неподвижным корпусом сопла 1;9, 10 - stops cylindrical sectors of cylindrical
11 - центрирующие площадки (2 места), фиксирующие плоскость отклонения поворотной части 2 относительно промежуточного подвижного корпуса 3;11 - centering pads (2 places), fixing the plane of deviation of the
12 - центрирующие площадки (2 места), фиксирующие плоскость отклонения промежуточного подвижного корпуса 3 относительно неподвижного корпуса сопла 1.12 - centering pads (2 places), fixing the deflection plane of the intermediate
На рисунках XYZ - правая прямоугольная система координат с началом в центре поворота сопла О, жестко связанная с промежуточным подвижным корпусом 3, выполненным в виде рамы, охватывающей поворотную часть 2 вдоль оси ОХ;In the figures, XYZ is a right-angled coordinate system with a beginning at the center of rotation of the nozzle O, rigidly connected to the intermediate
R1 - начальный сферический радиус герметизирующего эластичного шарнира 4;R 1 - the initial spherical radius of the sealing
R2 - начальный цилиндрический радиус цилиндрических эластичных шарниров (всего 4 шарнира, состоящих из двух цилиндрических секторов каждый).R 2 is the initial cylindrical radius of the cylindrical elastic hinges (total 4 hinges, consisting of two cylindrical sectors each).
Предполагается, что все цилиндрические эластичные шарниры попарно состоят из одинаковых цилиндрических секторов, что обеспечивает требуемую симметрию упругих свойств узла подвески. Поворотная часть 2 может вращаться только вокруг оси OZ (перпендикулярна плоскости рисунка на фиг. 1), а промежуточный подвижный корпус 3 - только вокруг оси OY. Неподвижный корпус сопла 1, утопленный в корпус двигателя, показан на фиг. 1 в разрезе по плоскости симметрии XOY при нулевых положениях поворотной части 2 и промежуточного подвижного корпуса 3. По его поверхности, обращенной внутрь корпуса двигателя, действует внутрикамерное давление Р. Детали теплозащиты со стороны камеры сгорания не показаны. Конструкция узла подвески имеет две базовых плоскости симметрии - XOY и XOZ, а цилиндрические эластичные шарниры располагаются симметрично еще и относительно плоскости YOZ. Частично, до волнистой линии вырыва, в разрезе по плоскости XOY на фиг. 1 показаны промежуточный подвижный корпус 3, герметизирующий эластичный шарнир 4, и соединение цилиндрического эластичного шарнира 6 с неподвижным корпусом сопла 1 и промежуточным подвижным корпусом 3.It is assumed that all cylindrical elastic hinges in pairs consist of identical cylindrical sectors, which provides the required symmetry of the elastic properties of the suspension unit. The
Поворотная часть 2 через жестко связанные с ней упоры 7, 8 и цилиндрические сектора цилиндрических эластичных шарниров 5 опирается на вертикальные стойки промежуточного подвижного корпуса 3 (фиг. 1, фиг. 2, фиг. 4). При этом цилиндрические сектора шарниров 5, будучи одинаковыми, воспримут осевую газодинамическую силу, действующую на поворотную часть 2, в равных долях и обеспечат совместно с центрирующими площадками 11 отклонение поворотной части 2 относительно промежуточного подвижного корпуса 3 в плоскости XOY. В свою очередь, промежуточный подвижный корпус 3 через цилиндрические сектора цилиндрических эластичных шарниров 6 опирается на упоры 9, 10, жестко связанные с неподвижным корпусом сопла 1. Аналогично шарнирам 5 шарниры 6 воспримут осевую силу, действующую со стороны промежуточного подвижного корпуса 3, и совместно с центрирующими площадками 12 обеспечат отклонение корпуса 3 относительно неподвижного корпуса сопла 1 в плоскости XOZ.The
С точки зрения минимизации угловой жесткости увеличение площади резиновых слоев лучше делать за счет увеличения ширины слоев, т.е. без увеличения их радиусов и длин в окружном направлении.From the point of view of minimizing angular stiffness, it is better to increase the area of rubber layers by increasing the width of the layers, i.e. without increasing their radii and lengths in the circumferential direction.
Таким образом, конструкция узла подвески на цилиндрических эластичных шарнирах обладает всеми основными свойствами узла подвески на эластичном опорном шарнире, обеспечивая при этом меньшую по сравнению с ним угловую жесткость.Thus, the design of the suspension unit on the cylindrical elastic hinges has all the basic properties of the suspension unit on the elastic support hinge, while providing lower angular stiffness compared to it.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019101563A RU2705496C1 (en) | 2019-01-21 | 2019-01-21 | Rocket engine nozzle on cylindrical elastic hinges |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019101563A RU2705496C1 (en) | 2019-01-21 | 2019-01-21 | Rocket engine nozzle on cylindrical elastic hinges |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2705496C1 true RU2705496C1 (en) | 2019-11-07 |
Family
ID=68500768
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2019101563A RU2705496C1 (en) | 2019-01-21 | 2019-01-21 | Rocket engine nozzle on cylindrical elastic hinges |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2705496C1 (en) |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3390899A (en) * | 1965-03-15 | 1968-07-02 | Lockheed Aircraft Corp | Flexible joint means |
US3759446A (en) * | 1971-01-21 | 1973-09-18 | Secr Defence | Rocket motors having angularly movable exhaust nozzles |
US4121861A (en) * | 1977-04-29 | 1978-10-24 | Lord Corporation | Flexible sealing joint |
RU2309281C2 (en) * | 2002-07-04 | 2007-10-27 | Снекма Пропюльсьон Солид | Rocket engine rotating nozzle |
RU170276U1 (en) * | 2016-02-24 | 2017-04-19 | Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Rocket engine nozzle |
RU2666031C1 (en) * | 2017-09-19 | 2018-09-05 | Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Roller bearing rocket engine nozzle |
-
2019
- 2019-01-21 RU RU2019101563A patent/RU2705496C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3390899A (en) * | 1965-03-15 | 1968-07-02 | Lockheed Aircraft Corp | Flexible joint means |
US3759446A (en) * | 1971-01-21 | 1973-09-18 | Secr Defence | Rocket motors having angularly movable exhaust nozzles |
US4121861A (en) * | 1977-04-29 | 1978-10-24 | Lord Corporation | Flexible sealing joint |
RU2309281C2 (en) * | 2002-07-04 | 2007-10-27 | Снекма Пропюльсьон Солид | Rocket engine rotating nozzle |
RU170276U1 (en) * | 2016-02-24 | 2017-04-19 | Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Rocket engine nozzle |
RU2666031C1 (en) * | 2017-09-19 | 2018-09-05 | Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Roller bearing rocket engine nozzle |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US3915482A (en) | Externally supported internally stabilized flexible duct joint | |
US11078933B2 (en) | Passive follow-up hydraulic rotary joint | |
KR102183520B1 (en) | Fluid transfer device and apparatus including such a device | |
US3787102A (en) | Stabilized tubular compressive load carrying laminated bearing | |
RU2705496C1 (en) | Rocket engine nozzle on cylindrical elastic hinges | |
US3811713A (en) | Fluid-tight high temperature flexible joint | |
US3446437A (en) | Rocket nozzle support and pivoting system | |
US20230272872A1 (en) | Expansion joint and balancing device | |
US3361362A (en) | Mounting comprised of interconnected piston and cylinder assemblies | |
CA3001804C (en) | Large angle flexible pivot | |
JPH0359301B2 (en) | ||
JP6053530B2 (en) | Friction damper | |
JP2015102244A (en) | Isolators having nested flexure devices and methods for production thereof | |
JPH0811080A (en) | Drive device having 3 degrees of freedom in space | |
RU2666031C1 (en) | Roller bearing rocket engine nozzle | |
JPS6038258A (en) | Protective cover setting structure for rack-and-pinion type steering device | |
JP6894700B2 (en) | Ball joints and dampers | |
US3101621A (en) | Reciprocating engines | |
JPH01120450A (en) | Elastic bush | |
US4810079A (en) | Positionally adjustable mirror arrangement | |
RU2160376C2 (en) | Swinging assembly of liquid-propellant rocket engine | |
US11971069B2 (en) | Large angle flexible pivot | |
JPS63503473A (en) | Piston and cylinder equipment | |
JP6689827B2 (en) | Sealing system and turbo pump equipped with such a system | |
JPS6335845B2 (en) |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20210122 |