RU2707997C1 - Liquid-propellant rocket engine with controlled vector of thrust - Google Patents

Liquid-propellant rocket engine with controlled vector of thrust Download PDF

Info

Publication number
RU2707997C1
RU2707997C1 RU2019102536A RU2019102536A RU2707997C1 RU 2707997 C1 RU2707997 C1 RU 2707997C1 RU 2019102536 A RU2019102536 A RU 2019102536A RU 2019102536 A RU2019102536 A RU 2019102536A RU 2707997 C1 RU2707997 C1 RU 2707997C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nozzle
minimum
chamber
section
liquid
Prior art date
Application number
RU2019102536A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Николай Васильевич Подгорный
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 RU2019102536A priority Critical patent/RU2707997C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2707997C1 publication Critical patent/RU2707997C1/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
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/62—Combustion or thrust chambers
    • F02K9/66—Combustion or thrust chambers of the rotary type
    • 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

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: missiles.
SUBSTANCE: invention relates to rocket engineering. Liquid-propellant engine with controlled thrust vector, comprising a chamber nozzle swinging along main stabilization planes and a gimbal assembly with trunnions in orthogonal planes between traverses and a frame and mounted between the cardan assembly and the outer housing of the nozzle of the chamber in the region of the nozzle minimum section with a split band with trunnions, installed end parts on ends of the annular collars of the nozzle housing to minimum downstream of gases in the nozzle and after the minimum cross-section, wherein between detachable band and chamber housing and aligned therewith are installed conical bushes, oriented by minimum diameters first – to input, and second – to output from minimum nozzle cross-section, wherein minimum diameters fixed on nozzle case ends, and maximum first – on band on side of inlet part of nozzle, and second – on band on side of outlet part of nozzle, wherein in cone walls of bushings there are through radial slots, which form lugs, installed last in slots of bushings without mutual contact lugs.
EFFECT: invention provides higher reliability for liquid rocket engines of large thrusts, reduced radial dimensions of liquid-propellant engine, sealing of engine arrangement and due to this reduction of engine weight.
1 cl, 8 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике, в которой создание жидкостных ракетных двигателей с минимально возможными массой, продольными и радиальными габаритами, что является всегда актуальным, особенно для жидкостных ракетных двигателей верхних ступеней ракет-носителей, а более конкретно к устройству жидкостного ракетного двигателя с управляемым вектором тяги, например однокамерного.The invention relates to rocket technology, in which the creation of liquid rocket engines with the smallest possible mass, longitudinal and radial dimensions, which is always relevant, especially for liquid rocket engines of the upper stages of launch vehicles, and more particularly to a liquid rocket engine with a controlled thrust vector , for example single chamber.

Известны жидкостные ракетные двигатели с управляемым вектором тяги, содержащие с возможностью качания вдоль главных плоскостей стабилизации сопла камер и карданный узел с цапфами в ортогональных плоскостях между траверсами и рамой, смонтированным между карданным узлом и наружным корпусом сопла камеры в районе минимального сечения сопла.Known liquid rocket engines with a controlled thrust vector containing swiveling along the main planes of stabilization of the nozzle of the chambers and a gimbal assembly with pins in orthogonal planes between the traverses and the frame mounted between the cardan assembly and the outer casing of the chamber nozzle in the region of the minimum nozzle section.

На таких двигателях управление вектором тяги обеспечивается за счет качания камеры в двух плоскостях посредством рулевых приводов, расположенных в плоскостях стабилизации ракеты, то есть, в вертикальных плоскостях, проходящих через оси карданного подвеса (см. справочник под редакцией Шустова И.Г. «Двигатели 1944-2000: авиационные, ракетные, морские, наземные», М., изд. «АКС - Конверсалт, 2000 г., стр. 96, РД-0120 и стр. 272, РД-191»).On such engines, thrust vector control is provided by swinging the camera in two planes by means of steering gears located in the rocket stabilization planes, that is, in vertical planes passing through the axis of the gimbal (see reference book edited by I. Shustov, “Engines 1944 -2000: aviation, missile, naval, ground ", Moscow, publ." AKS - Conversalt, 2000, p. 96, RD-0120 and p. 272, RD-191).

Если для двигателей малых и средних тяг возможно использование прототипов из-за небольшого различия в их нагружении и перемещении несущих частей, то для двигателей больших тяг простое заимствование конструктивного исполнения узла качания приводит к значительному увеличению габаритов и массы за счет того, что при равенстве относительных перемещений абсолютные перемещения имеют значительную величину и для уменьшения перемещений приходится значительно увеличивать жесткость узлов, что приводит к увеличению массы.While prototypes can be used for small and medium thrust engines due to the small difference in their loading and movement of the bearing parts, for large thrust engines, a simple borrowing of the design of the swing unit leads to a significant increase in dimensions and mass due to the fact that, when the relative displacements are equal absolute displacements are significant and in order to reduce displacements it is necessary to significantly increase the stiffness of the nodes, which leads to an increase in mass.

В жидкостных ракетных двигателях больших тяг при увеличении тяги камеры увеличивается диаметр минимального сечения сопла камеры. При выполнении цапф даже на корпусе сопла в его минимальном сечении с помощью сварки из-за увеличения диаметра минимального сечения сопла камеры все линейные размеры увеличиваются пропорционально увеличению диаметра минимального сечения сопла, в том числе цапфы, кардан и участок корпуса имеют значительную массу, что не всегда целесообразно и приводит к росту общей массы камеры и двигателя в целом.In liquid propulsion engines of large thrusts, with an increase in the thrust of the chamber, the diameter of the minimum section of the nozzle of the chamber increases. When trunnions are made even on the nozzle body in its minimum section by welding due to an increase in the diameter of the minimum section of the chamber nozzle, all linear dimensions increase in proportion to the increase in the diameter of the minimum section of the nozzle, including the trunnions, cardan and the body section, which have a significant mass, which is not always appropriate and leads to an increase in the total mass of the chamber and the engine as a whole.

Известен также жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги, содержащий с возможностью качания вдоль главных плоскостей стабилизации сопло камеры и карданный узел с с цапфами в ортогональных плоскостях между траверсами и рамой и смонтированным между карданным узлом и наружным корпусом сопла камеры в районе минимального сечения сопла разъемным бандажом с цапфами, установленным торцевыми частями на торцах кольцевых буртов корпуса сопла (см. патент РФ №2160376 от 21.12.1998 г. по МПК F02K 9/66) - прототип.Also known is a liquid-propellant rocket engine with a controlled thrust vector, comprising a camera nozzle and a gimbal assembly with trunnions in orthogonal planes between the yoke and the frame and a detachable bandage mounted between the cardan assembly and the outer housing of the chamber nozzle in the region of the minimum nozzle section with trunnions installed with end parts at the ends of the annular collars of the nozzle body (see RF patent No. 2160376 dated 12/21/1998 according to IPC F02K 9/66) - prototype.

В приведенном жидкостном ракетном двигателе за счет применения разъемного бандажа между корпусом камеры и карданом можно снизить массу жидкостного ракетного двигателя, применяя более легкий титановый или алюминиевый сплав разъемного бандажа по сравнению со стальным корпусом сопла камеры в минимальном сечении, что позволяет избежать сварки разнородных материалов: стального корпуса камеры и разъемного бандажа из другого более легкого материала, например алюминиевого сплава или сплава из титана. Сварка легких сплавов разъемного бандажа и наружного корпуса сопла не всегда целесообразна, особенно при многократном использовании камеры в многоразовом жидкостном ракетном двигателе большой тяги с управляемым вектором тяги.In a given liquid rocket engine, due to the use of a detachable bandage between the camera body and the universal joint, the mass of a liquid rocket engine can be reduced by using a lighter titanium or aluminum alloy of the detachable bandage in comparison with the steel body of the nozzle chamber in a minimum cross section, which avoids welding of dissimilar materials: steel a camera body and a detachable bandage of another lighter material, for example, an aluminum alloy or an alloy of titanium. Welding light alloys of a detachable brace and the outer nozzle body is not always advisable, especially when the camera is used repeatedly in a reusable liquid propellant large thrust engine with a controlled thrust vector.

Указанное техническое решение обеспечивает уменьшение радиальных габаритов двигателя и уменьшение массы узла камеры, бандажа и кардана в целом при применении двигателя в стесненных условиях модернизируемых ракет-носителей при их форсировании в прежних размерах, что очень важно с точки зрения удешевления форсирования. Однако, на нестационарном режиме запуска камеры корпус сопла камеры нагревается и температура его повышается, в то время как бандаж нагревается с отставанием уровня температур от температуры корпуса из-за замедления передачи тепла теплопроводностью от корпуса сопла камеры, в связи с чем абсолютные линейные значения температурных расширений корпуса камеры, пропорциональные размеру диаметра минимального сечения сопла камеры, особенно для двигателей больших тяг вдоль продольной оси, и бандажа на нестационарном режиме так же получаются разные, в связи, с чем может нарушаться целостность разъемного их соединения даже с применением предварительного линейного натяга вдоль продольной оси.The specified technical solution provides a reduction in the radial dimensions of the engine and a decrease in the mass of the camera, bandage and cardan assembly as a whole when the engine is used in the cramped conditions of modernized launch vehicles when they are forced in the same dimensions, which is very important from the point of view of cheaper forcing. However, in the non-stationary mode of starting the camera, the chamber of the chamber of the nozzle heats up and its temperature rises, while the bandage heats up with a lag in the temperature level from the temperature of the casing due to the deceleration of heat transfer by the thermal conductivity from the chamber of the nozzle of the chamber, and therefore the absolute linear values of temperature expansions camera housings proportional to the size of the diameter of the minimum section of the nozzle of the chamber, especially for large thrust engines along the longitudinal axis, and the brace in non-stationary mode also obtained Various in connection with what may be violated the integrity of releasable connections, even with the use of the linear pre-load along the longitudinal axis.

Задачей предполагаемого изобретения является устранение вышеуказанных недостатков и расширения номенклатуры применяемых материалов для уменьшения массы и обеспечения гарантированного сопряжения бандажа с корпусом камеры, повышения надежности особенно для жидкостных ракетных двигателей больших тяг, уменьшение радиальных габаритов жидкостного ракетного двигателя, уплотнение компоновки двигателя и за счет этого уменьшение массы двигателя.The objective of the proposed invention is to eliminate the above drawbacks and expand the range of materials used to reduce weight and ensure a guaranteed pairing of the bandage with the camera body, increase reliability especially for liquid rocket engines of large thrusts, reduce the radial dimensions of a liquid rocket engine, seal the engine layout and thereby reduce weight engine.

Приведенные выше недостатки исключены в предполагаемом изобретении.The above disadvantages are excluded in the proposed invention.

Указанная задача изобретения достигается тем, что в известном жидкостном ракетном двигателе между разъемным бандажом и корпусом камеры и соосно им установлены конические втулки, ориентированные минимальными диаметрами первая на входное, а вторая на выходное от минимального сечение сопла, причем минимальными диаметрами закрепленными на торцах корпуса сопла, а максимальными -, первая на разъемном бандаже со стороны входной части сопла, а вторая - на разъемном бандаже со стороны выходной части сопла, причем в конусных стенках конических втулок выполнены сквозные радиальные пазы, образующие проушины, установленные последними в пазах втулок без взаимного соприкосновения проушин.The specified objective of the invention is achieved by the fact that in the known liquid rocket engine between the detachable bandage and the camera body and coaxially mounted there are conical bushings oriented by the minimum diameters of the first to the input and the second to the output from the minimum section of the nozzle, with minimum diameters fixed to the ends of the nozzle body, and maximum -, the first on a detachable bandage from the side of the nozzle inlet, and the second - on the detachable bandage from the side of the nozzle outlet, and in the conical walls of the conical ulok performed through the radial grooves forming lugs installed the latest in slots sleeves without contact between the lugs.

Предполагаемое изобретение представлено на чертеже фиг. 1-8, где показаны следующие узлы и детали:The alleged invention is presented in the drawing of FIG. 1-8, which shows the following components and parts:

1. Сопло камеры;1. Camera nozzle;

2. Карданный узел;2. Cardan node;

3. Цапфа;3. Axle;

4. Цапфа;4. Axle;

5. Плоскость стабилизации сопла;5. The stabilization plane of the nozzle;

6. Плоскость стабилизации сопла;6. The plane of stabilization of the nozzle;

7. Траверса;7. Traverse;

8. Рама;8. Frame;

9. Наружный корпус сопла камеры;9. The outer housing of the nozzle chamber;

10. Минимальное сечение сопла камеры;10. The minimum cross section of the nozzle chamber;

11. Разъемный бандаж;11. Detachable bandage;

12. Цапфа разъемного бандажа;12. Axle of detachable brace;

13. Первая торцевая часть разъемного бандажа;13. The first end part of the split brace;

14. Вторая торцевая часть разъемного бандажа;14. The second end part of the split brace;

15. Первый торец кольцевого бурта корпуса сопла;15. The first end of the annular shoulder of the nozzle body;

16. Второй торец кольцевого бурта корпуса сопла;16. The second end of the annular collar of the nozzle body;

17. Первый кольцевой бурт корпуса сопла;17. The first annular collar of the nozzle body;

18. Второй кольцевой бурт корпуса сопла;18. The second annular collar of the nozzle body;

19. Первая часть разъемного бандажа;19. The first part of a detachable brace;

20. Вторая часть разъемного бандажа;20. The second part of the split brace;

21. Болт;21. The bolt;

22. Шайба;22. Washer;

23. Гайка;23. Nut;

24. Первая коническая втулка;24. The first conical sleeve;

25. Вторая коническая втулка;25. The second conical sleeve;

26. Первая часть первой конической втулки с минимальным диаметром сечения;26. The first part of the first conical sleeve with a minimum diameter;

27. Входной участок сопла камеры;27. Inlet section of the nozzle chamber;

28. Первая часть второй конической втулки с минимальным диаметром сечения;28. The first part of the second conical sleeve with a minimum cross-sectional diameter;

29. Выходной участок сопла камеры;29. The output section of the nozzle chamber;

30. Вторая часть первой конической втулки с максимальным диаметром сечения;30. The second part of the first conical sleeve with a maximum cross-sectional diameter;

31. Выходной участок минимального сечения сопла;31. The output section of the minimum section of the nozzle;

32. Вторая часть второй конической втулки с максимальным диаметром сечения;32. The second part of the second conical sleeve with a maximum cross-sectional diameter;

33. Входной участок минимального сечения сопла камеры;33. The input section of the minimum section of the nozzle of the chamber;

34. Конусная стенка первой конической втулки;34. The conical wall of the first conical sleeve;

35. Сквозной радиальный паз;35. Through radial groove;

36. Проушина;36. The eye;

37. Конусная стенка второй конической втулки;37. The conical wall of the second conical sleeve;

38. Сквозной радиальный паз;38. Through radial groove;

39. Проушина;39. The eye;

40. Рулевой привод40. Steering gear

Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги содержит сопло камеры 1 и карданный узел 2 цапфами 3 и 4 с возможностью качания вдоль главных плоскостей стабилизации 5 и 6 между траверсами 7 и рамой 8 и смонтированным между карданным узлом 2 и наружным корпусом 9 сопла камеры 1 в районе минимального сечения 10 сопла камеры 1 разъемным бандажом 11 с цапфами 12, соосными с цапфами карданного узла 3, установленным торцевыми частями 13 и 14 на торцах 15 и 16 кольцевых буртов 17 и 18 корпуса сопла 9 до минимального сечения 10 по потоку газов в сопле и после минимального сечения 10. Между разъемным бандажом 11, состоящим из двух частей 19 и 20 и более и корпусом сопла камеры 9, скрепленных друг с другом с помощью болтового соединения из болтов 21, шайб 22 и гаек 23, и соосно корпусу 9 сопла камеры 1 установлены конические втулки 24 и 25, ориентированные таким образом, что первая коническая втулка 24 своей первой частью с минимальным диаметром сечения 26 закреплена за корпус сопла 9 на входном участке 27 сопла камеры. Вторая коническая втулка 25 своей второй частью с минимальным диаметром сечения 28 закреплена за корпус сопла 9 на выходном участке 29. Первая коническая втулка 24 своей второй частью с максимальным диаметром сечения 30 закреплена за корпус разъемного бандажа 11 в его торцевой части 13 со стороны выходного участка 29 минимального сечения сопла камеры. Вторая коническая втулка 25 своей частью с максимальным диаметром сечения 32 закреплена за корпус разъемного бандажа 11 в его торцевой части 14 на входном участке 33 минимального сечения сопла камеры. В конусной стенке 34 первой конической втулки 24 выполнены сквозные радиальные пазы 35, образующие проушины 36. В конусной стенке 37 второй конической втулки 25 выполнены сквозные радиальные пазы 38, образующие проушины 39. Проушины 36 первой конической втулки 24 установлены в радиальных пазах 38 второй конической втулки 25 без соприкосновения проушин 36 и 39. Проушины 39 второй конической втулки 25 установлены в радиальных пазах 35 первой конической втулки 24 без соприкосновения проушин 39 и 36. Один из вариантов сборки конической втулок 24 и 25 с наружным корпусом сопла 9 и разъемным бандажом 11 заключается в следующем. Перед сборкой выходной части сопла с входной частью сопла на входную часть сопла монтируется первая коническая втулка 24 первой частью с минимальным диаметром сечения 26. После сборки выходного участка сопла 29 и входного участка сопла 27 с помощью сварки посредством накладки (из двух частей) монтируется вторая коническая втулка 25 своей первой частью с минимальным диаметром 28 за участок выходной части сопла 29, а второй частью с максимальным диаметром сечения 30 ориентирована в сторону входной части сопла 27. Разъемный бандаж 11 и конические втулки 24 и 25 на второй части первой конической втулки 30 и второй части второй конической втулки 32 с максимальными диаметрами сечения имеют фиксаторы, например в виде пазов и ответных выступов, препятствующих окружному проворачиванию корпуса сопла камеры 1 относительно разъемного бандажа 11. В разъемном бандаже 11 в одной плоскости стабилизации 5 выполнены цапфы 3 для соединения с карданным узлом 2, а в перпендикулярной плоскости стабилизации 6 в карданном узле 2 выполнены цапфы 4. Цапфы 4 далее соединены с посадочными местами в траверсах 7, соединенных с рамой 8. В жидкостном ракетном двигателе установлены рулевые приводы 40 для качания сопла камеры 1 в плоскостях стабилизации 5 и 6.A thrust-controlled liquid-propellant rocket engine contains a nozzle of the chamber 1 and a universal joint assembly 2 with pins 3 and 4 with the possibility of swinging along the main stabilization planes 5 and 6 between the traverses 7 and the frame 8 and mounted between the universal joint assembly 2 and the outer casing 9 of the chamber 1 nozzle in the region the minimum cross section 10 of the nozzle of the chamber 1 is a detachable bandage 11 with trunnions 12 coaxial with the trunnions of the universal joint assembly 3 installed by the end parts 13 and 14 at the ends 15 and 16 of the annular collars 17 and 18 of the nozzle body 9 to the minimum cross section 10 for the gas flow in the nozzle and e of the minimum cross section 10. Between the detachable bandage 11, consisting of two parts 19 and 20 or more, and the casing of the nozzle of the chamber 9, fastened to each other by a bolt connection of bolts 21, washers 22 and nuts 23, and coaxially to the casing 9 of the nozzle of the chamber 1 conical sleeves 24 and 25 are installed, oriented so that the first conical sleeve 24 is fixed with its first part with a minimum diameter of section 26 to the nozzle body 9 at the inlet portion 27 of the chamber nozzle. The second conical sleeve 25 with its second part with a minimum diameter of 28 is fixed to the nozzle body 9 at the output section 29. The first conical sleeve 24 with its second part with a maximum diameter of 30 is fixed to the body of the split band 11 in its end part 13 from the side of the output section 29 minimum section of the nozzle chamber. The second conical sleeve 25 with its part with a maximum diameter of 32 is fixed to the housing of the split band 11 in its end part 14 at the inlet section 33 of the minimum section of the nozzle of the chamber. In the conical wall 34 of the first conical sleeve 24, through radial grooves 35 are formed that form the eyes 36. In the conical wall 37 of the second conical sleeve 25 are made through radial grooves 38 forming the eyes 39. The eyes 36 of the first conical sleeve 24 are installed in the radial grooves 38 of the second conical sleeve 25 without touching the eyes 36 and 39. The eyes 39 of the second conical sleeve 25 are installed in the radial grooves 35 of the first conical sleeve 24 without touching the eyes 39 and 36. One of the options for assembling the conical bushings 24 and 25 with the outer core whisker nozzle 9 and detachable shroud 11 is as follows. Before assembling the nozzle exit with the nozzle inlet, the first conical sleeve 24 is mounted on the nozzle inlet 24 with the first part with a minimum diameter of 26. After assembling the nozzle exit section 29 and the nozzle inlet 27, the second conical is mounted by means of a patch (in two parts). the sleeve 25 with its first part with a minimum diameter of 28 for the portion of the outlet part of the nozzle 29, and the second part with a maximum diameter of section 30 is oriented towards the inlet part of the nozzle 27. The split band 11 and the conical The ki 24 and 25 on the second part of the first conical sleeve 30 and the second part of the second conical sleeve 32 with maximum cross-section diameters have clamps, for example, in the form of grooves and reciprocal protrusions that prevent the nozzle housing of the chamber 1 from turning around relative to the detachable band 11. In the detachable band 11 in on one stabilization plane 5, trunnions 3 are made for connection with the gimbal unit 2, and in the perpendicular stabilization plane 6, trunnions 4 are made on the cardan unit 2. The trunnions 4 are further connected to the seats in traverses 7, connected GOVERNMENTAL with the frame 8. The liquid rocket engine control actuators 40 mounted for rocking the nozzle chamber 1 in the stabilization planes 5 and 6.

Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги работает следующим образом. При запуске жидкостного ракетного двигателя с управляемым вектором тяги высокотемпературные продукты сгорания поступают во входной участок сопла камеры 27, проходя минимальное сечение сопла камеры 10 и далее поступая в выходное сечение сопла камеры 29, нагревая наружный корпус сопла камеры 9 от нагреваемого охладителя и через ребра двухслойной оболочки (на фиг. 1 - не показаны) в нестационарном режиме до температуры, превышающей по величине температуру нагрева первой конической втулки 24 и температуру нагрева второй конической втулки 25, контактирующими с корпусом сопла камеры 9 только через первую часть первой конической втулки с минимальным диаметром сечения 26 и первую часть второй конической втулки с минимальным диаметром сечения 28 и тем более превышающей по величине температуру нагрева разъемного бандажа 11. За счет продольного температурного расширения наружного корпуса сопла 9 первая коническая втулка 24 первой частью первой конической втулки с минимальным диаметром сечения 26 и второй частью первой конической втулки с максимальным диаметром сечения 30 получает продольное встречное перемещение к второй части второй конической втулки с максимальным диаметром сечения 34 навстречу друг к другу, сжимая разъемный бандаж 11 со стороны первой торцевой части 13 разъемного бандажа 11 и второй торцевой части 14 разъемного бандажа 11, из-за чего в соединении отсутствует образование зазора и обеспечивается гарантированный натяг. В процессе дальнейшего разогрева всех составляющих соединения их температуры приближаются к стационарному распределению с сохранением гарантированного натяга между разъемным бандажом 11 и наружным корпусом сопла камеры 9. Как показали результаты расчетов нестационарного разогрева наружного корпуса сопла, конических втулок 24 и 25, разъемного бандажа 11 получен гарантированный натяг между сопрягаемыми разъемным бандажом 11 и коническими втулками 24 и 25, обеспечивающий возможность выполнения разъемного бандажа из материала с меньшей массой, отличающегося от материала корпуса сопла, например из титанового или алюминиевого сплава с меньшей массой, что снижает массу жидкостного ракетного двигателя и его радиальные габариты. Это позволяет уменьшить радиальные габариты и массу жидкостного ракетного двигателя и ракеты-носителя в целом.A liquid-propellant rocket engine with a controlled thrust vector operates as follows. When starting a liquid-propellant rocket engine with a controlled thrust vector, high-temperature combustion products enter the inlet section of the nozzle of the chamber 27, passing the minimum section of the nozzle of the chamber 10 and then entering the outlet section of the nozzle of the chamber 29, heating the outer casing of the chamber 9 from the heated cooler and through the ribs of the two-layer shell (not shown in Fig. 1) in an unsteady mode to a temperature exceeding the heating temperature of the first conical sleeve 24 and the heating temperature of the second conical sleeve 25, con activating with the nozzle body of the chamber 9 only through the first part of the first conical sleeve with a minimum cross-sectional diameter 26 and the first part of the second conical sleeve with a minimum cross-sectional diameter 28 and even higher than the heating temperature of the detachable band 11. Due to the longitudinal temperature expansion of the outer shell of the nozzle 9 the first conical sleeve 24 with the first part of the first conical sleeve with a minimum cross-sectional diameter of 26 and the second part of the first conical sleeve with a maximum cross-sectional diameter of 30 receives a longitudinal opposite movement to the second part of the second conical sleeve with a maximum cross-sectional diameter 34 towards each other, compressing the split band 11 from the side of the first end part 13 of the split band 11 and the second end part 14 of the split band 11, due to which there is no gap in the connection and guaranteed tightness is ensured. In the process of further heating of all the components of the compound, their temperatures approach a stationary distribution while maintaining a guaranteed tightness between the detachable bandage 11 and the outer casing of the nozzle of the chamber 9. As shown by the results of calculations of unsteady heating of the outer casing of the nozzle, tapered bushings 24 and 25, and the split bandage 11, a guaranteed tightness is obtained between the mating detachable bandage 11 and the conical bushings 24 and 25, providing the ability to perform a detachable bandage of material with a lower mass d, different from the material of the nozzle body, for example, of a titanium or aluminum alloy with a lower mass, which reduces the mass of the liquid rocket engine and its radial dimensions. This allows you to reduce the radial dimensions and weight of the liquid rocket engine and the launch vehicle as a whole.

Предварительные проработки предлагаемого технического решения для вновь разрабатываемого двигателя показали эффективность предлагаемого технического решения для значительного уменьшения радиальных габаритов и массы жидкостного ракетного двигателя, особенно для жидкостного ракетного двигателя большой тяги.Preliminary studies of the proposed technical solution for the newly developed engine showed the effectiveness of the proposed technical solution for significantly reducing the radial dimensions and mass of the liquid propellant rocket engine, especially for liquid propellant rocket engines.

Claims (1)

Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги, содержащий с возможностью качания вдоль главных плоскостей стабилизации сопло камеры и карданный узел с цапфами в ортогональных плоскостях между траверсами и рамой и смонтированным между карданным узлом и наружным корпусом сопла камеры в районе минимального сечения сопла разъемным бандажом с цапфами, установленным торцевыми частями на торцах кольцевых буртов корпуса сопла до минимального по потоку газов в сопле и после минимального сечения, отличающийся тем, что в нем между разъемным бандажом и корпусом камеры и соосно им установлены конические втулки, ориентированные минимальными диаметрами первая - на входное, а вторая - на выходное от минимального сечение сопла, причем минимальными диаметрами, закрепленными на торцах корпуса сопла, а максимальными первая - на бандаже со стороны входной части сопла, а вторая - на бандаже со стороны выходной части сопла, причем в конусных стенках втулок выполнены сквозные радиальные пазы, образующие проушины, установленные последними в пазах втулок без взаимного соприкосновения проушин.A liquid-propellant rocket engine with a controlled thrust vector, comprising, with the possibility of rocking along the main stabilization planes, a chamber nozzle and a gimbal assembly with trunnions in orthogonal planes between the traverses and the frame and a detachable bandage with trunnions mounted between the gimbal assembly and the outer chamber of the chamber nozzle, installed end parts at the ends of the annular collars of the nozzle body to a minimum gas flow in the nozzle and after a minimum section, characterized in that between p tapered bushings oriented with minimum diameters, the first to the inlet and the second to the outlet from the minimum nozzle cross section, with the minimum diameters fixed to the ends of the nozzle body and the maximum first on the bandage from the input part nozzles, and the second on the brace from the outlet part of the nozzle, and in the conical walls of the bushings there are made radial grooves forming the eyes installed last in the grooves of the bushings without mutual contact Nia eyelets.
RU2019102536A 2019-01-29 2019-01-29 Liquid-propellant rocket engine with controlled vector of thrust RU2707997C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019102536A RU2707997C1 (en) 2019-01-29 2019-01-29 Liquid-propellant rocket engine with controlled vector of thrust

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019102536A RU2707997C1 (en) 2019-01-29 2019-01-29 Liquid-propellant rocket engine with controlled vector of thrust

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2707997C1 true RU2707997C1 (en) 2019-12-03

Family

ID=68836462

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019102536A RU2707997C1 (en) 2019-01-29 2019-01-29 Liquid-propellant rocket engine with controlled vector of thrust

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2707997C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112727638A (en) * 2020-12-29 2021-04-30 西安中科宇航动力技术有限公司 Mortise and tenon type frame for liquid rocket engine
RU2768637C1 (en) * 2021-04-16 2022-03-24 Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" Thrust vector control system of a liquid rocket engine

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2073451A7 (en) * 1969-12-05 1971-10-01 Messerschmitt Boelkow Blohm
RU2160376C2 (en) * 1998-12-21 2000-12-10 Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" Swinging assembly of liquid-propellant rocket engine
RU2391546C1 (en) * 2008-12-17 2010-06-10 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" Control method of thrust vector of liquid propellant engine
RU2431756C1 (en) * 2010-05-18 2011-10-20 Николай Борисович Болотин Liquid propellant engine with controlled thrust vector, and nozzle block of roll

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2073451A7 (en) * 1969-12-05 1971-10-01 Messerschmitt Boelkow Blohm
GB1326277A (en) * 1969-12-05 1973-08-08 Messerschmitt Boelkow Blohm Rocket propelled missile
RU2160376C2 (en) * 1998-12-21 2000-12-10 Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" Swinging assembly of liquid-propellant rocket engine
RU2391546C1 (en) * 2008-12-17 2010-06-10 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" Control method of thrust vector of liquid propellant engine
RU2431756C1 (en) * 2010-05-18 2011-10-20 Николай Борисович Болотин Liquid propellant engine with controlled thrust vector, and nozzle block of roll

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112727638A (en) * 2020-12-29 2021-04-30 西安中科宇航动力技术有限公司 Mortise and tenon type frame for liquid rocket engine
RU2768637C1 (en) * 2021-04-16 2022-03-24 Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" Thrust vector control system of a liquid rocket engine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US2705399A (en) Combustion chambers
RU2707997C1 (en) Liquid-propellant rocket engine with controlled vector of thrust
US2958183A (en) Rocket combustion chamber
RU2158838C2 (en) Liquid-propellant rocket engine
US20160230576A1 (en) Vane assemblies for gas turbine engines
US2938336A (en) Gas flow straightening vanes
US5832719A (en) Rocket thrust chamber
RU2524483C1 (en) Liquid propellant rocket engine
US2466602A (en) Mounting of jet pipes in gas-turbine or jet-propulsion units
US3940067A (en) Axisymmetrical annular plug nozzle
US3104525A (en) Mounting structure
US4201048A (en) Exhaust system connector
US4063415A (en) Apparatus for staged combustion in air augmented rockets
RU2490508C1 (en) Liquid-propellant engine with afterburning of generator gas
RU2579294C1 (en) Liquid rocket engine with baffle at nozzle section
US3050938A (en) Rocket nozzles
US2408112A (en) Rocket motor cooling system
RU2459971C1 (en) Carrier rocket, liquid-propellant rocket engine and roll nozzle block
RU2611707C1 (en) Multi-chambered liquid-propellant rocket engine
US2880574A (en) By-pass turbo jet engine construction
US3910038A (en) Afterburner fuel injection devices for jet engines
RU2703883C1 (en) Liquid rocket engine chamber rocking assembly with generator gas afterburning
RU2657400C1 (en) Liquid rocket engine with a nozzle of carbon-carbon composite material (cccm)
US3126702A (en) newcomb
RU2698780C1 (en) Propulsion system