RU2714416C2 - Развертывание поворотного ракетного двигателя с использованием пружины - Google Patents

Развертывание поворотного ракетного двигателя с использованием пружины Download PDF

Info

Publication number
RU2714416C2
RU2714416C2 RU2016112930A RU2016112930A RU2714416C2 RU 2714416 C2 RU2714416 C2 RU 2714416C2 RU 2016112930 A RU2016112930 A RU 2016112930A RU 2016112930 A RU2016112930 A RU 2016112930A RU 2714416 C2 RU2714416 C2 RU 2714416C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rocket
engine
deployment
rocket engine
spring
Prior art date
Application number
RU2016112930A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2016112930A3 (ru
RU2016112930A (ru
Inventor
Джастин Г. ОЛБРАЙТ
Аарон Дж. КУЦМАН
Original Assignee
Зе Боинг Компани
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 Зе Боинг Компани filed Critical Зе Боинг Компани
Publication of RU2016112930A publication Critical patent/RU2016112930A/ru
Publication of RU2016112930A3 publication Critical patent/RU2016112930A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2714416C2 publication Critical patent/RU2714416C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
    • F02K9/88—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control using auxiliary rocket nozzles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/36—Means for interconnecting rocket-motor and body section; Multi-stage connectors; Disconnecting means
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D1/00—Dropping, ejecting, releasing, or receiving articles, liquids, or the like, in flight
    • B64D1/02—Dropping, ejecting, or releasing articles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
    • B64G1/645—Separators
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/10—Missiles having a trajectory only in the air
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • F05D2260/31—Retaining bolts or nuts
    • F05D2260/311—Retaining bolts or nuts of the frangible or shear type

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Tires In General (AREA)
  • Automatic Assembly (AREA)
  • Braking Arrangements (AREA)

Abstract

Группа изобретений относится к ракете, ступени ракеты, системе ее запуска и способу доставки. Технический результат – повышение надежности работы устройства и эффективности способа. Ракета содержит по меньшей мере один двигательный блок. Этот блок включает в себя поворотный ракетный двигатель. Он выполнен с возможностью поворота между транспортным положением и положением развертывания. При этом обеспечена возможность изменения внешней геометрии ракеты при перемещении ракетного двигателя в положение развертывания. Имеется одноразовый механизм развертывания при помощи пружины для перемещения ракетного двигателя из транспортного положения в положение развертывания при высвобождении механизма развертывания. Для высвобождения механизма развертывания предусмотрен механизм высвобождения. Система запуска ракеты предусматривает самолет-носитель, определяющий границу наружного габарита, и вышеупомянутую ракету, в которой ракетный двигатель в транспортном положении помещен внутри границы наружного габарита. 4 н. и 18 з.п. ф-лы, 8 ил.

Description

Данное изобретение выполнено при поддержке правительства по контракту № HR0011-14-C-0051, выданному Агентством оборонных перспективных исследовательских разработок. Правительство обладает определенными правами на данное изобретение.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Ракета может быть запущена с самолета-носителя. Например, ракету высвобождают с указанного самолета-носителя на высоте пуска, и ее двигатели запускаются после отделения от указанного самолета-носителя.
Чтобы установить ракету на указанный самолет-носитель, может потребоваться вписать ее в границы наружного габарита. Например, может потребоваться, чтобы
ракета вписалась в границы наружного габарита, для обеспечения просвета над опорной площадкой и удовлетворения требованиям по креплению. Если двигатели выходят за пределы корпуса ракеты и не могут вписаться в границы наружного габарита, может возникнуть проблема.
РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Согласно варианту осуществления в данном документе, ракета содержит по меньшей мере один двигательный блок, включающий в себя поворотный ракетный двигатель, одноразовый механизм развертывания при помощи пружины и механизм высвобождения. Поворотный ракетный двигатель выполнен с возможностью поворота между транспортным положением и положением развертывания. Когда механизм развертывания высвобождается при помощи механизма высвобождения, одноразовый механизм развертывания при помощи пружины перемещает ракетный двигатель из транспортного положения в положение развертывания. При перемещении ракетного двигателя в положение развертывания внешняя геометрия ракеты изменяется.
Согласно другому варианту осуществления в данном документе, ракетная ступень содержит корпус и множество двигательных блоков. Каждый двигательный блок включает в себя ракетный двигатель, установленный на корпусе при помощи осевого шарнира. Ракетный двигатель выполнен с возможностью поворота между транспортным положением и положением развертывания. Каждый двигательный блок дополнительно включает в себя подпружиненный кожух и хрупкую гайку для блокировки осевого шарнира с ракетным двигателем в транспортном положении. При разрушении хрупкой гайки подпружиненный кожух заставляет осевой шарнир поворачивать ракетный двигатель в положение развертывания. При перемещении ракетного двигателя из транспортного положения в положение развертывания внешняя геометрия ракеты изменяется.
Согласно другому варианту осуществления в данном документе, способ включает в себя доставку ракеты на борту самолета-носителя. Ракета содержит двигатель, выполненный с возможностью поворота и размещенный так, чтобы вписаться в границы
наружного габарита указанного самолета-носителя. Способ дополнительно включает в себя высвобождение ракеты на высоте развертывания, при этом пружинный механизм на борту ракеты заставляет ракетный двигатель поворачиваться в положение развертывания.
Данные признаки и функции могут обеспечиваться независимо друг от друга в различных вариантах осуществления, или могут объединяться в других вариантах осуществления. Дополнительные детали вариантов осуществления можно видеть со ссылкой на следующее описание и чертежи.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Фиг.1 иллюстрирует ракету, включающую в себя один или более поворотных
ракетных двигателей.
Фиг.2A и 2B иллюстрируют ракетный двигатель в транспортном положении и
положении развертывания.
Фиг.2C иллюстрирует различия во внешней геометрии ракеты, когда множество
ее ракетных двигателей находятся в транспортном положении, противопоставленном
положению развертывания.
Фиг.3 иллюстрирует пример ракеты, включающей в себя поворотный ракетный
двигатель, механизм развертывания и механизм высвобождения.
Фиг.4 иллюстрирует механизм развертывания и механизм высвобождения по
фиг.3.
Фиг.5 иллюстрирует ракетный двигатель по фиг.3 в транспортном положении.
Фиг.6 иллюстрирует ракетный двигатель по фиг.3 в положении развертывания.
Фиг.7 иллюстрирует силы, действующие на ракетный двигатель в транспортном
положении и положении развертывания.
Фиг.8 иллюстрирует способ развертывания ракеты с самолета-носителя.
ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Сделана ссылка на фиг. 1, на которой показана ракета 100, включающая в себя корпус 110 ракеты и двигательную установку 120. Ракета 100 может также включать в себя систему 130 наведения и систему 140 полезной нагрузки.
Двигательная установка 120 включает в себя один или более двигательных блоков 121. Двигательный блок 121 включает в себя поворотный ракетный двигатель 122, выполненный с возможностью поворота между транспортным положением и положением развертывания. Двигательная установка 120 может также включать в себя один или более ракетных двигателей, не имеющих возможности поворота между транспортным положением и положением развертывания. Поворотный ракетный двигатель 122 может использовать жидкое топливо, твердое топливо или их комбинацию. В некоторых конфигурациях двигательная установка 120 может включать в себя по меньшей мере один поворотный ракетный двигатель 122, использующий твердое топливо, и по меньшей мере один поворотный ракетный двигатель 122, использующий жидкое топливо.
Как описано в данном документе, поворотный ракетный двигатель 122 включает в себя по меньшей мере сопло и камеру сгорания. Поворотный ракетный двигатель 122, использующий жидкое топливо, может включать сопло, камеру сгорания и подводящий трубопровод. Жидкое топливо (горючий компонент и окислитель) хранится в отдельных резервуарах и подается в камеру сгорания при помощи подводящего трубопровода. Сопло, камера сгорания и участок подводящего трубопровода выполнены с возможностью поворота. В поворотном ракетном двигателе 122, использующем твердое топливо, твердое
топливо хранится в корпусе, образующем камеру сгорания. Таким образом, поворотный ракетный двигатель 122, использующий твердое топливо, может включать в себя сопло и корпус. Сопло и корпус выполнены с возможностью поворота. Ракета 100 может иметь одну ступень или множество ступеней. В ракете 100, имеющей множество ступеней, первая ступень и/или верхняя ступень(и) может нести поворотные ракетные двигатели 122. В ракете 100, содержащей секцию полезной нагрузки, секция полезной нагрузки может содержать по меньшей мере один поворотный ракетный двигатель 122 для приведения полезной нагрузки в положение развертывания.
Один или более поворотных ракетных двигателей 122 могут находиться в верхней части или в основании ступени. В одной конфигурации ракеты 100, множество поворотных ракетных двигателей 122 расположены в верхней части ступени в «тяговой» конфигурации. В данной конфигурации оси тяги поворотных ракетных двигателей 122 не точно параллельны продольной оси корпуса 110.
На фиг. 2A показан поворотный ракетный двигатель 122 в транспортном положении. Имеется граница 210 наружного габарита, которая может определяться ракетой 100, самолетом-носителем, обтекателем секции полезной нагрузки или какой-либо другой конструкцией. В транспортном положении поворотный ракетный двигатель 122 расположен полностью внутри границы 210 наружного габарита.
На фиг. 2B показан поворотный ракетный двигатель 122 после того, как он перемещен в положение развертывания. В положении развертывания поворотный ракетный двигатель 122 частично или полностью находится за пределами границы 210 наружного габарита. При развертывании ракетного двигателя 122 внешняя геометрия ракеты 100 изменяется.
Фиг. 2C показывает различие во внешней геометрии ракеты 100 в случае, когда множество ее ракетных двигателей 122 находится в транспортном положении, отличающемся от положения развертывания. Внутренний круг 220 представляет собой внешнюю геометрию ракеты 100 с ракетными двигателями 122 в транспортном положении, а внешний круг 230 представляет собой внешнюю геометрию ракеты 100 с ракетными двигателями 122 в положении развертывания. При перемещении ракетного двигателя 122 в транспортное положение внешний диаметр ракеты 100 уменьшается. Двигательный блок 121 дополнительно включает в себя одноразовый механизм 124 развертывания при помощи пружины и механизм 126 высвобождения. Когда ракетный двигатель 122 сначала перемещают в транспортное положение, одноразовый механизм 124 развертывания при помощи пружины смещается и фиксируется на месте механизмом 126 высвобождения. Когда механизм 124 развертывания высвобождается механизмом 126 высвобождения, механизм 124 развертывания переводит ракетный двигатель 122 из транспортного положения в положение развертывания.
Дополнительно сделана ссылка на фиг. 3, где показан пример ракетной ступени 300, включающей в себя корпус 110 и двигательную установку, включающую в себя множество двигательных блоков 121 (на фиг. 3 показан только один двигательный блок 121). Ракетные двигатели 122 расположены в тяговой конфигурации.
Дополнительно сделана ссылка на фиг. 4. Ракетный двигатель 122 может поворачиваться при помощи осевого шарнира 410, проходящего через опорное кольцо 112 корпуса 110. Осевой шарнир 410 образует ось (HL) вращения. Ось (HL) вращения проходит от корпуса 110 в радиальном направлении. Один конец осевого шарнира 410 установлен на корпусе 110 для поворота, например, при помощи средства удержания тягового типа, например, первой и второй тяговых муфт 400 и 405. Первая тяговая муфта 400 может быть зафиксирована в осевом направлении для обеспечения неподвижной установки. Вторая тяговая муфта 405 может обеспечивать скользящую установку для учета любых отклонений на корпусе 110 ракеты, возникающих в результате воздействия температуры или окружающей среды, тем самым позволяя корпусу 110 ракеты выравниваться, не оказывая влияния на поворот ракетного двигателя 122. Противоположный конец осевого шарнира 410 оканчивается на монтажной опоре двигателя, помещенной внутрь поворотного ракетного двигателя 122 (монтажная опора 510 двигателя показана на фиг. 5 и 6). Ракетный двигатель 122 установлен на монтажной
опоре двигателя. Когда поворачивается осевой шарнир 410, ракетный двигатель 122 также поворачивается. В данном примере, когда поворотный ракетный двигатель 122 находится в 10 транспортном положении, он поддерживается только осевым шарниром 410. Когда ракетный двигатель 122 находится в положении развертывания, он поддерживается осевым шарниром 410, а также жестким упором (жесткий упор 610 показан на фиг.6).
Жесткий упор также воспринимает нагрузку и увеличивает жесткость. Механизм 124 развертывания включает в себя подпружиненный кожух 420. Подпружиненный кожух 420 может включать в себя пружину 422, охватывающую резьбовую тягу (не показана). К одному концу тяги прикреплен наконечник 424, а по противоположному концу тяги скользит хомут 426. Вилка 413 образует соединение между наконечником 424 и рычагом 412, проходящим от осевого шарнира 410 в радиальном направлении. Вилка 413 удерживает наконечник 424 на рычаге 412, обеспечивая механическое соединение для поворота осевого шарнира 410. Механизм 126 высвобождения может включать в себя хрупкую гайку 430. Хрупкая гайка 430 навинчивается на тягу вплотную к хомуту 426. Хомут 426 и хрупкая гайка 430 жестко соединены с корпусом 110. При затягивании хрупкая гайка 430 подтягивается к наконечнику 424, приводя пружину 422 в сжатое состояние. Это также заставляет осевой шарнир 410 поворачиваться и перемещать ракетный двигатель 122 в транспортное положение. Хрупкая гайка 430 удерживает пружину 422 в состоянии с сохраненной энергией до момента развертывания. Хрупкая гайка 430 может включать в себя два или более сегментов, которые удерживаются вместе удерживающим тросом, например, сгораемым тросом. При разрыве удерживающего троса, сегменты гайки разделяются, тем самым разрушая хрупкую гайку 430. Электронная система управления ракеты может определять, когда хрупкая гайка 430 должна быть разорвана. При развертывании хрупкая гайка 430 разрушается, высвобождая тягу и пружину 422. Пружина 422 прикладывает силу к рычагу 412, который поворачивает осевой шарнир 410 и перемещает ракетный двигатель 122 в положение развертывания. Невзрывной механизм 126 высвобождения является более предпочтительным, чем пироустройство (пиротехническое устройство). Пироустройство создает ударные воздействия значительно более высоких уровней, которые необходимо ослаблять (например, при помощи амортизаторов ударов), чтобы не воздействовать на чувствительную электронику на борту ракеты 100. В конфигурации механизма 124 развертывания, показанного на фиг.3 и 4, подпружиненный кожух 420 использует пружину 422 сжатия. В другой конфигурации могут использоваться пружины различного типа, например, пружина кручения, пружина растяжения, или гидравлическая (пневматическая) пружина. Дополнительно сделана ссылка на фиг. 5, где показан поворотный ракетный двигатель 122 в транспортном положении. На фиг. 5 участок ракетного двигателя 122 вырезан для иллюстрации монтажной опоры 510 двигателя. Монтажная опора 510 двигателя прикреплена к концу осевого шарнира 410. Подпружиненный кожух 420 и хрупкая гайка 430 (на фиг.5 не показана) втянуты и зафиксированы. Подпружиненный кожух 420 прикладывает удерживающее усилие к рычагу 412 осевого шарнира 410 для предотвращения поворота осевого шарнира 410. Тяговые муфты 400 и 405 обеспечивают противодействие в направлении других степеней свободы.
Фиг. 6 иллюстрирует ракетный двигатель 122 после того как хрупкая гайка 430 разорвана и подпружиненный кожух 420 высвобожден. Подпружиненный кожух 420 передает усилие пружины на рычаг 412 осевого шарнира 410, который поворачивает монтажную опору 510 двигателя до тех пор, пока его сферический жесткий упор 610 не упрется в корпус 110, в результате чего ось тяги ракетного двигателя 122 надлежащим образом выравнивается для эффективного управления во время полета. Поворотный ракетный двигатель 122 теперь находится в положении развертывания. Когда ракетный двигатель 122 запускается, тяга прикладывается вдоль его оси тяги. Сила тяги является намного большей, чем любая другая сила (аэродинамическая, инерционная или конструкционная), действующая на ракету 100. Нагрузкам, противоположным силе тяги, противодействует только подпружиненный кожух 420. Внешние нагрузки воспринимаются только осевым шарниром 410 и первой и второй тяговыми муфтами 400 и 405. Сферический жесткий упор 610 и осевой шарнир 410 воспринимают внутренние нагрузки и вращающиеся нагрузки, противодействующие силе тяги.
Фиг. 7 иллюстрирует силы, приложенные к ракетному двигателю 122 в транспортном положении и положении развертывания. Ракетный двигатель 122 в транспортном положении показан сплошными линиями, а в положении развертывания
показан пунктиром. Стабильная ориентация ракетного двигателя 122 при транспортировке сохраняется за счет аэродинамических сил и моментов, связанных с удерживающей силой зафиксированного подпружиненного кожуха 420. Те же самые силы и моменты преодолеваются усилием пружины, приводящей в положение развертывания, и плечом (d1) момента силы во время развертывания для размещения ракетного двигателя 122 в положение для запуска. Плечо (d1) момента силы может определяться расстоянием от вилки 413 до центра осевого шарнира 410. Плечо (d1) момента силы постоянно на протяжении всего перемещения ракетного двигателя 122 из транспортного положения в положение развертывания. При запуске ракетного двигателя 122 тяга направлена вдоль линии (TL) действия тяги. Сила тяги является намного большей, чем любая другая сила (аэродинамическая, инерционная или конструкционная), действующая на ракету 100. Линия (TL) действия тяги смещена в сторону от оси (HL) вращения на расстояние d2. Благодаря данному расстоянию (d2) смещения в сторону от центра, сила тяги обеспечивает фиксирующую реактивную силу:
фиксирующая реактивная сила = (сила тяги x d2) + (удерживающая сила пружины x d1). Данная фиксирующая реактивная сила устраняет необходимость блокировки ракетного двигателя 122 в положении развертывания. Сила тяги сохраняет ракетный двигатель 122 в положении развертывания.
Ракетный двигатель 122 имеет ось поворота выше линии центра. В оси поворота выше центра подпружиненный кожух 420 выводится из-под реакции конструкции, когда ракетный двигатель 122 обеспечивает тягу. Первичные нагрузки передаются непосредственно от монтажной опоры 510 двигателя на корпус 110 ракеты 100. Механизм 124 развертывания является низкопрофильным и легким. Это решает проблемы ограничений пространства, мощности и веса, чтобы сохранить ракетный двигатель 122 в транспортном положении и затем привести в положение развертывания для запуска двигателя. Ракетный двигатель 122 перемещается простым поворотом на оси. Осевой шарнир 410 имеет диапазон поворота, составляющий по меньшей мере 20 градусов. Преимущество поворота всего ракетного двигателя 122 (вместо поворота только сопла двигателя) состоит в возможности использования коммерчески доступного ракетного двигателя. В отличие от этого создание индивидуального шарового шарнира внутри корпуса должно предполагать индивидуальный ракетный двигатель. Одноразовый механизм 124 развертывания при помощи пружины является пассивным. Для высвобождения механизма 124 развертывания или поворота ракетного двигателя 122 движущая сила не требуется. Механизм 124 развертывания и механизм 126 высвобождения менее сложны, чем система управления и приводное устройство для изменения положения ракетного двигателя. Тем не менее может быть добавлено активное управление. Например, для изменения угла тяги активное управление механизмом 124 развертывания может перемещать ракетный двигатель 122 между данными транспортным положением и положениям развертывания. Сделана ссылка на фиг. 8, где показан способ развертывания ракеты 100 с самолета-носителя. Самолет-носитель определяет границу наружного габарита. В данном примере ракета 100 содержит четыре двигательных блока 121. Четыре поворотных ракетных двигателя 122 четырех двигательных блоков 121 расположены в тяговой конфигурации. На этапе 810 ракетные двигатели 122 перемещают в их транспортные положения, так что ракета 100 может вписаться в пределы границы наружного габарита, чтобы обеспечить просвет между самолетом-носителем и опорной площадкой. Ракетные двигатели 122 могут перемещаться в транспортное положение до сборки ракеты 100. Например, ракетные двигатели 122 могут быть снаряжены в транспортное положение в процессе изготовления. Для каждого двигательного блока 121 хрупкая гайка 430 удерживает подпружиненный кожух 420 в состоянии с сохраненной энергией до момента развертывания. На этапе 820 ракета 100 крепится к нижней части фюзеляжа самолета-носителя. С поворотными ракетными двигатели 122 в транспортном положении, ракета 100 помещается внутри границы наружного габарита. Два поворотных ракетных двигателя обращены к нижней части указанного самолета-носителя, и другие два поворотных ракетных двигателя 122 обращены к опорной площадке. На этапе 830 самолет-носитель взлетает и летит до достижения намеченной высоты, скорости и положения в пространстве. На этапе 840 самолет-носитель высвобождает ракету 100. Когда ракета 100 высвобождена, хрупкие гайки 430 разрушаются, в результате чего подпружиненные кожухи 420 переводят ракетные двигатели 122 в положение развертывания. Аэродинамические силы и моменты наряду с усилием пружины, до развертывания подогнаны для сохранения стабильной ориентаций ракетных двигателей 122 при транспортировке. Те же самые силы и моменты преодолеваются усилием пружины и плечом (d1) силы во время развертывания для перемещения ракетных двигателей 122 в их положение развертывания. На этапе 850, после того как ракетные двигатели 122 перемещены в положение развертывания и ракета 100 находится на безопасном расстоянии от самолета-носителя, ракетные двигатели 122 запускаются. После запуска ракетного двигателя 122 его сила тяги становится намного больше, чем любая другая сила (аэродинамическая, инерционная или конструкционная), действующая на ракету 100. Таким образом, во время полета сохраняется стабильная ориентация ракетного двигателя 122. Иллюстративные не исключающие примеры предмета изобретения согласно настоящему изобретению описаны ниже в пунктах А1-С22: A1. Ракета 100, содержащая по меньшей мере один двигательный блок 121, включающий в себя: поворотный ракетный двигатель 122, выполненный с возможностью поворота между транспортным положением и положением развертывания, причем внешняя геометрия ракеты изменяется при перемещении ракетного двигателя в положение развертывания; одноразовый механизм 124 развертывания при помощи пружины для перемещения ракетного двигателя из транспортного положения в положение развертывания при высвобождении механизма развертывания; и механизм 126 высвобождения для высвобождения механизма развертывания.
A2. Ракета 100 по п. A1, в которой внешний диаметр ракеты увеличивается при перемещении ракетного двигателя 122 в положение развертывания.
A3. Ракета 100 по любому из пунктов A1-A2, в которой ракетный двигатель 122 включает в себя по меньшей мере сопло и камеру сгорания.
A4. Ракета 100 по любому из пунктов A1-A3, в которой указанный по меньшей мере один двигательный блок 121 включает в себя множество двигательных блоков,
расположенных в тяговой конфигурации.
A5. Ракета 100 по любому из пунктов A1-A4, в которой механизм 124 развертывания включает в себя пружину 422, которая сохраняет механическую энергию, если ракетный двигатель 122 находится в транспортном положении; и в которой механизм высвобождения включает в себя хрупкую гайку 430, которая до тех пор, пока не разорвана, удерживает пружину в состоянии запасенной энергии, а ракетный двигатель в транспортном положении, и которая при разрушении позволяет пружине перевести ракетный двигатель в положение развертывания.
A6. Ракета 100 по любому из пунктов A1-A5, в которой механизм 126 высвобождения является невзрывным.
A7. Ракета 100 по любому из пунктов A1-A6, дополнительно содержащая корпус 110, имеющий опорное кольцо 112; причем поворотный ракетный двигатель 122 включает в себя осевой шарнир 410, который проходит через опорное кольцо и оканчивается на монтажной опоре 510 двигателя, при этом ракетный двигатель установлен на монтажной опоре двигателя.
A8. Ракета 100 по п. A7, в которой осевой шарнир 410 проходит в радиальном направлении наружу от корпуса 110.
A9. Ракета 100 по любому из пунктов A7-A8, в которой механизм 124 развертывания установлен на опорном кольце 112 корпуса 110.
A10. Ракета 100 по любому из пунктов A7-A9, в которой монтажная опора 510 двигателя включает в себя сферический жесткий упор 610 для правильного выравнивания линии (TL) действия тяги ракетного двигателя 122 в положении развертывания.
A11. Ракета 100 по любому из пунктов A7-A10, в которой осевой шарнир 410 образует ось (HL) вращения, причем ракетный двигатель 122 имеет линию (TL) действия тяги, которая смещена в сторону от оси вращения, благодаря чему тяга ракетного двигателя удерживает ракетный двигатель в положении развертывания.
A12. Ракета 100 по любому из пунктов A7-A11, в которой от осевого шарнира 410 в радиальном направлении проходит рычаг 412; причем механизм 124 развертывания прикладывает к рычагу усилие пружины.
A13. Ракета 100 по любому из пунктов A7-A12, в которой ракетный двигатель 122 выполнен с возможностью поворота по меньшей мере на двадцать градусов из транспортного положения в положение развертывания.
A14. Система запуска, содержащая: самолет-носитель, определяющий границу 210 наружного габарита; и ракету 100 по любому из пунктов A1-A13, в которой ракетный двигатель 122 в транспортном положении помещается внутри границы наружного габарита.
B15. Ракетная ступень 300, содержащая: корпус 110 и множество двигательных блоков 121, каждый из которых включает в себя:
ракетный двигатель 122, установленный на корпусе при помощи осевого шарнира 410 и выполненный с возможностью поворота между транспортным положением и положением развертывания; и
подпружиненный кожух 420 и хрупкую гайку 430 для блокировки осевого шарнира 410 с ракетным двигателем в транспортном положении, при этом при разрушении хрупкой гайки подпружиненный кожух заставляет осевой шарнир поворачивать ракетный двигатель в положение развертывания;
при этом внешняя геометрия ракеты изменяется при перемещении ракетного двигателя из транспортного положения в положение развертывания.
B16. Ракетная ступень 300 по п. B15, в которой каждый ракетный двигатель 122 включает в себя по меньшей мере сопло и камеру сгорания.
B17. Ракетная ступень 300 по любому из пунктов B15-B16, в которой каждый двигательный блок 121 включает в себя монтажную опору 510 двигателя на конце осевого шарнира 410, при этом ракетный двигатель 122 установлен на монтажной опоре двигателя.
B18. Ракетная ступень 300 по п. B17, в которой монтажная опора 510 двигателя включает в себя сферический жесткий упор 610 для правильного выравнивания линии (TL) действия тяги ракетного двигателя 122 в положении развертывания.
B19. Ракетная ступень 300 по любому из пунктов B15-B18, в которой осевой шарнир 410 образует ось (HL) вращения и в которой ракетный двигатель 122 имеет линию (TL) действия тяги, которая смещена в сторону от оси вращения.
C20. Способ, включающий:
доставку 820 ракеты 100 на борту самолета-носителя, при этом ракета содержит двигатель 122, выполненный с возможностью поворота и размещенный так, чтобы вписаться в пределы границы 210 наружного габарита самолета-носителя;
высвобождение 840 ракеты на высоте развертывания, при этом пружинный механизм 124 на борту ракеты заставляет ракетный двигатель поворачиваться в положение развертывания.
C21. Способ по п. C20, в котором силы, действующие на ракету (100) при ее транспортировке самолетом-носителем, сохраняющим ракетный двигатель 122 в его транспортном положении, включают в себя аэродинамические силы.
C22. Способ по любому из пунктов C20-C21, в котором тяга, создаваемая ракетным двигателем 122, удерживает ракетный двигатель в положении развертывания.
Хотя в данном документе были описаны конкретные варианты осуществления изобретения, объем не ограничивается этими конкретными вариантами осуществления. В значительной степени объем определяется следующей формулой изобретения и
любыми ее эквивалентами.

Claims (31)

1. Ракета (100), содержащая по меньшей мере один двигательный блок (121), включающий в себя:
поворотный ракетный двигатель (122), выполненный с возможностью поворота между транспортным положением и положением развертывания, при этом внешняя геометрия ракеты изменяется при перемещении ракетного двигателя в положение развертывания;
одноразовый механизм (124) развертывания при помощи пружины для перемещения ракетного двигателя из транспортного положения в положение развертывания при высвобождении механизма развертывания и механизм (126) высвобождения для высвобождения механизма развертывания.
2. Ракета (100) по п. 1, в которой внешний диаметр ракеты увеличивается при перемещении ракетного двигателя (122) в положение развертывания.
3. Ракета (100) по п. 1, в которой ракетный двигатель (122) включает в себя по меньшей мере сопло и камеру сгорания.
4. Ракета (100) по п. 1, в которой указанный по меньшей мере один двигательный блок (121) включает в себя множество двигательных блоков, расположенных в тяговой конфигурации.
5. Ракета (100) по п. 1, в которой механизм (124) развертывания включает в себя пружину (422), которая сохраняет механическую энергию, когда ракетный двигатель (122) находится в транспортном положении; и в которой механизм высвобождения включает в себя хрупкую гайку (430), которая, пока она не разрушена, удерживает пружину в состоянии запасенной энергии, а ракетный двигатель в транспортном положении, и которая при разрушении позволяет пружине перевести ракетный двигатель в положение развертывания.
6. Ракета (100) по п. 1, в которой механизм (126) высвобождения является невзрывным.
7. Ракета (100) по п. 1, дополнительно содержащая корпус (110), имеющий опорное кольцо (112); причем поворотный ракетный двигатель (122) включает в себя осевой шарнир (410), который проходит через опорное кольцо и оканчивается в монтажной опоре (510) двигателя, при этом ракетный двигатель установлен на монтажной опоре двигателя.
8. Ракета (100) по п. 7, в которой осевой шарнир (410) проходит в радиальном направлении наружу от корпуса (110).
9. Ракета (100) по п. 7, в которой механизм (124) развертывания установлен на опорном кольце (112) корпуса (110).
10. Ракета (100) по п. 7, в которой монтажная опора (510) двигателя включает в себя сферический жесткий упор (610) для правильного выравнивания линии (TL) действия тяги ракетного двигателя (122) в положении развертывания.
11. Ракета (100) по п. 7, в которой осевой шарнир (410) образует ось (HL) вращения, причем ракетный двигатель (122) имеет линию (TL) действия тяги, которая смещена в сторону от оси вращения, благодаря чему тяга ракетного двигателя удерживает ракетный двигатель в положении развертывания.
12. Ракета (100) по п. 7, в которой рычаг (412) проходит от осевого шарнира (410) в радиальном направлении, причем механизм (124) развертывания прикладывает к рычагу усилие пружины.
13. Ракета (100) по п. 7, в которой ракетный двигатель (122) выполнен с возможностью поворота по меньшей мере на двадцать градусов из транспортного положения в положение развертывания.
14. Система запуска, содержащая:
самолет-носитель, определяющий границу (210) наружного габарита; и
ракету (100) по п. 1, в которой ракетный двигатель (122) в транспортном положении помещается внутри границы наружного габарита.
15. Ракетная ступень (300), содержащая: корпус (110) и множество двигательных блоков (121), каждый из которых включает в себя:
ракетный двигатель (122), установленный на корпусе при помощи осевого шарнира (410) и выполненный с возможностью поворота между транспортным положением и положением развертывания; и
подпружиненный кожух (420) и хрупкую гайку (430) для блокировки осевого шарнира (410) с ракетным двигателем в транспортном положении, при этом при разрушении хрупкой гайки подпружиненный кожух заставляет осевой шарнир поворачивать ракетный двигатель в положение развертывания, при этом внешняя геометрия ракеты изменяется при перемещении ракетного двигателя из транспортного положения в положение развертывания.
16. Ракетная ступень (300) по п. 15, в которой каждый ракетный двигатель (122) включает в себя по меньшей мере сопло и камеру сгорания.
17. Ракетная ступень (300) по п. 15, в которой каждый двигательный блок (121) включает в себя монтажную опору (510) двигателя на конце осевого шарнира (410), ракетный двигатель (122) установлен на монтажной опоре двигателя.
18. Ракетная ступень (300) по п. 17, в которой опора (510) двигателя включает в себя сферический жесткий упор (610) для правильного выравнивания линии (TL) действия тяги ракетного двигателя (122) в положении развертывания.
19. Ракетная ступень (300) по п. 15, в которой осевой шарнир (410) образует ось (HL) вращения и в которой ракетный двигатель (122) имеет линию (TL) действия тяги, которая смещена в сторону от оси вращения.
20. Способ развертывания ракеты, включающий:
доставку (820) ракеты (100) по п. 1 на борту самолета-носителя, при этом двигатель (122) ракеты (100) размещен так, чтобы вписаться в пределы границы (210) наружного габарита указанного самолета-носителя;
высвобождение (840) ракеты на высоте развертывания, при этом пружинный механизм (124) на борту ракеты заставляет ракетный двигатель поворачиваться в положение развертывания.
21. Способ по п. 20, в котором силы, действующие на ракету (100) при ее транспортировке указанным самолетом-носителем, сохраняющим ракетный двигатель
(122) в его транспортном положении, включают в себя аэродинамические силы.
22. Способ по п. 20, в котором тяга, создаваемая ракетным двигателем (122), удерживает ракетный двигатель в его положении развертывания.
RU2016112930A 2015-04-13 2016-04-05 Развертывание поворотного ракетного двигателя с использованием пружины RU2714416C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US14/685,585 2015-04-13
US14/685,585 US10094646B2 (en) 2015-04-13 2015-04-13 Spring-assisted deployment of a pivotable rocket motor

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2016112930A RU2016112930A (ru) 2017-10-06
RU2016112930A3 RU2016112930A3 (ru) 2019-09-11
RU2714416C2 true RU2714416C2 (ru) 2020-02-14

Family

ID=57112132

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016112930A RU2714416C2 (ru) 2015-04-13 2016-04-05 Развертывание поворотного ракетного двигателя с использованием пружины

Country Status (4)

Country Link
US (1) US10094646B2 (ru)
CN (1) CN106052489B (ru)
GB (1) GB2538375B (ru)
RU (1) RU2714416C2 (ru)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108408076B (zh) * 2018-01-30 2023-05-05 南京航天猎鹰飞行器技术有限公司 一种无人机用助推火箭固定与导向分离机构

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2668026A (en) * 1949-10-12 1954-02-02 Lockheed Aircraft Corp Orientable jet-propulsion system for aircraft
RU2227106C2 (ru) * 1997-12-10 2004-04-20 Франко КАПАННА Гибридный летательный аппарат аэродинамически самоподдерживаемого горизонтального полета с вертикальным взлетом и посадкой
RU2289084C2 (ru) * 2004-10-11 2006-12-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный ракетный центр "КБ им. академика В.П. Макеева" Способ старта ракеты с самолета для выведения полезного груза на орбиту (варианты)
RU2436715C2 (ru) * 2010-02-16 2011-12-20 Владимир Владимирович Киселев Аэрокосмический летательный аппарат

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2868474A (en) 1955-11-02 1959-01-13 Coulter & Mckenzie Machine Co Multiple speed coiler
US3230708A (en) 1961-10-27 1966-01-25 Thiokol Chemical Corp Steerable rocket motor with gimballed nozzle means and cooling means
US3249306A (en) 1962-09-14 1966-05-03 Aerojet General Co Automatically adjustable rocket nozzle
US3146669A (en) * 1962-10-24 1964-09-01 Calvin J Wolf Collapsible nozzle exit cone for tube launched missile
US3208215A (en) 1964-09-04 1965-09-28 Richard L Brown Gimbaled, partially submerged rocket nozzle
US3270505A (en) 1964-10-21 1966-09-06 Norman L Crabill Control system for rocket vehicles
US3282538A (en) 1965-08-16 1966-11-01 Thiokol Chemical Corp Ejection device
US3446437A (en) 1967-05-05 1969-05-27 Thiokol Chemical Corp Rocket nozzle support and pivoting system
US3526365A (en) 1968-05-21 1970-09-01 T O Paine Collapsible nozzle extension for rocket engines
US3726480A (en) 1971-02-24 1973-04-10 Us Navy Thrust vectoring control system for rocket nozzles
US3711027A (en) 1971-03-17 1973-01-16 Textron Inc Extendible nozzle for rocket engines
SE396135B (sv) 1972-07-31 1977-09-05 Bofors Ab Styranordning for raketmotordrivna projektiler
US3951342A (en) * 1973-02-15 1976-04-20 Aerojet-General Corporation Extendible nozzle for a rocket motor or the like
FR2457390A1 (fr) * 1979-05-23 1980-12-19 Europ Propulsion Divergent deployable de tuyere pour propulseur fusee
US4313567A (en) * 1979-12-03 1982-02-02 Rockwell International Corporation Cam-lock rocket securing mechanism
US4676436A (en) * 1984-11-02 1987-06-30 Unidynamics Phoenix, Inc. Rocket motor nozzle extension system
FR2841939B1 (fr) 2002-07-04 2006-09-22 Snecma Propulsion Solide Tuyere orientable par divergent mobile sur cardan pour moteur fusee
DE10312776B4 (de) * 2003-03-21 2008-10-02 Eads Space Transportation Gmbh Ausfahrbare Schubdüsenglocke für ein Raketentriebwerk
CN101017077A (zh) * 2006-12-05 2007-08-15 周林 炮射火箭增速尾翼稳定脱壳穿甲弹
CN102226671B (zh) * 2011-05-26 2013-03-13 浙江理工大学 冗余锁定式折叠翼纵向展开机构
US20150102129A1 (en) 2013-10-11 2015-04-16 Reaction Engines Ltd Mounting assembly

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2668026A (en) * 1949-10-12 1954-02-02 Lockheed Aircraft Corp Orientable jet-propulsion system for aircraft
RU2227106C2 (ru) * 1997-12-10 2004-04-20 Франко КАПАННА Гибридный летательный аппарат аэродинамически самоподдерживаемого горизонтального полета с вертикальным взлетом и посадкой
RU2289084C2 (ru) * 2004-10-11 2006-12-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный ракетный центр "КБ им. академика В.П. Макеева" Способ старта ракеты с самолета для выведения полезного груза на орбиту (варианты)
RU2436715C2 (ru) * 2010-02-16 2011-12-20 Владимир Владимирович Киселев Аэрокосмический летательный аппарат

Also Published As

Publication number Publication date
US20160298948A1 (en) 2016-10-13
CN106052489A (zh) 2016-10-26
GB2538375A (en) 2016-11-16
US10094646B2 (en) 2018-10-09
GB2538375B (en) 2018-11-28
RU2016112930A3 (ru) 2019-09-11
CN106052489B (zh) 2019-12-13
RU2016112930A (ru) 2017-10-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11505338B2 (en) Systems and methods for launching a plurality of spacecraft
US5605308A (en) Space vehicle dispenser
US8047472B1 (en) Ram booster
AU693968B2 (en) Space launch vehicles configured as gliders and towed to launch altitude by conventional aircraft
US8814097B2 (en) Mounting set, system and method
US6029928A (en) Space launch vehicles configured as gliders and towed to launch altitude by conventional aircraft
US9745063B2 (en) Airborne rocket launch system
US7429017B2 (en) Ejectable aerodynamic stability and control
US7004425B2 (en) Flying body for firing from a tube with over-caliber stabilizers
RU2714416C2 (ru) Развертывание поворотного ракетного двигателя с использованием пружины
US9403605B2 (en) Multiple stage tractor propulsion vehicle
ITTO20010394A1 (it) Meccanismo di bloccaggio e sbloccaggio per aletta stabilizzatrice di missile, includente un amplificatore di forza meccanico.
US10371495B2 (en) Reaction control system
FR3116512A1 (fr) Système de transport spatial réutilisable
US3515360A (en) Pivot system for folding control surfaces
RU2547963C1 (ru) Способ старта летательного аппарата (варианты)
US20220397150A1 (en) Hinge with internal on-axis rotational stop and shearing mechanisms
Sivolella Boosting the Booster
August et al. Ring wing missile for compressed carriage on an aircraft
Stockinger et al. Delta IV evolved expendable launch vehicle ordnance overview
CN114715425A (zh) 一种弹载无人机投送系统结构
Sivolella et al. Power to orbit: solid rocket booster
Rabenhorst et al. a Simplified Passive Spacecraft Separation System
Bolster et al. Design, development, and testing of a series of air-launched sounding rockets.
Keller Is Hydraulics Out of this World?