PL241949B1 - Dysza wylotowa silnika rakietowego - Google Patents

Abstract

Dysza wylotowa silnika rakietowego, charakteryzuje się tym, że do korpusu silnika rakietowego, niepokazanego na rysunku, przekręcona jest tarcza kulowa (2) z wewnętrznym ożebrowaniem, przy czym na tarczy kulowej (2) osadzona jest uchylnie panewka kulowa oraz dysza (10), przy czym panewka kulowa połączona jest z tarczą kulową (2) oraz z dyszą (10) za pomocą czterech sworzni oraz łożysk, osadzonych w piastach tarczy kulowej (2) i w deklach (4) przykręconych do dyszy (10). Łożyska osadzone są w deklach (4), a łożyska osadzone są w piastach tarczy kulowej (2), przy czym wewnątrz dyszy (10) w otworach znajdujących się w górnej jej części zamontowane są skrętnie za pośrednictwem czopów (11) łopatki. Na końcach czopów (11) łopatek zamontowane są łączniki (9), które za pomocą przegubów połączone są z siłownikami (8) z wspornikami (3) przykręconymi do tarczy kulowej (2). Korzystnie, pomiędzy korpusem silnika rakietowego a tarczą kulową (3) zainstalowane jest sprężyste uszczelnienie (2).

Description

Opis wynalazku

Przedmiotem wynalazku jest dysza wylotowa silnika rakietowego, sterująca kierunkiem wypadkowej wektora ciągu silnika pocisku rakietowego.

Sterowanie wektorem ciągu silnika rakietowego wykorzystywane jest do zwiększenia skuteczności działania systemu sterowania lotem pocisku rakietowego, zmniejszenia udziału wykorzystania aerodynamicznych powierzchni sterowych (np. ster wysokości, ster kierunku), rozszerzenia możliwości działania podczas lotu oraz zwiększenie bezpieczeństwa lotu pocisku rakietowego.

Sterowanie wektorem ciągu może być realizowane przy użyciu sterów strumieniowych, znajdujące się w strumieniu gazów wylotowych, ruchomego dyfuzora, klap strumieniowych, zasuw sterów gazodynamicznych, klap odchylających ciąg, dysz dwuwymiarowych lub symetrycznych osiowo dysz sterujących, które umożliwiają odchylanie strumienia gazów wylotowych od osi silnika.

Innym sposobem na sterowanie wektorem ciągu było zastosowanie w latach osiemdziesiątych XX wieku dysz dwuwymiarowych. Pomimo zalet, jakie wykazywała taka konstrukcja, miała ona również swoje słabe strony. Jedną z nich jest fakt, że mogą odchylać wektor ciągu silnika tylko w jednej płaszczyźnie, pionowej. Pozwala to na sterowanie pochyleniem pocisku rakietowego. W celu pokonania tej niedogodności opracowano najnowszy rodzaj dysz, a dokładnie symetryczne osiowo dysze sterujące (ang. Axisymetric Vectoring Nozzle - AVEN). Pozwalają one na odchylanie strumienia gazów wylotowych od osi silnika w dowolnym kierunku.

Istnieją rozwiązania, które do sterowania wektorem ciągu silnika rakietowego stosują jedną, a także dwie lub więcej dysz. Rozwiązania mechanizmów z pojedynczymi dyszami do sterowania kierunkiem wektora ciągu silnika rakietowego wykorzystują mechaniczne odchylenie dyszy lub komory ciągu, wprowadzenie do strumienia wylotowego gazów żaroodpornych, ruchomych elementów, które wywołują siły aerodynamiczne i powodują wychylenie części przepływu gazów, wprowadzenie płynu w wydzielonej części dyszy, powodując w ten sposób asymetryczne zniekształcenie naddźwiękowego przepływu gazów, oddzielenie urządzenia wytwarzającego siłę ciągu, które nie jest częścią głównego przepływu przez dyszę.

W rozwiązaniach posiadających układ przegubowy lub kardanowy, gdzie przegub umożliwia obrót tylko wokół jednej osi, podczas gdy przegub kardanowy jest zasadniczo przegubem uniwersalnym, cały silnik jest obracany na łożysku. W ten sposób następuje zmiana kierunku wektora ciągu. Zaletą takiego rozwiązania jest to, że dla małych kątów system ten ma znikome straty dla impulsu właściwego. Rozwiązanie to posiada wadę, ponieważ wymaga stosowania elastycznych zestawów paliwowych, tak zwanych mieszków, aby umożliwić przepływ paliwa ze zbiorników obiektu do ruchomego silnika.

Kolejnym rozwiązaniem stosowanym do sterowania kierunkiem wektora ciągu silnika rakietowego są łopatki strumieniowe, które stanowią pary żaroodpornych, aerodynamicznych elementów w kształcie skrzydła umiejscowionych w strumieniu gazów wylotowych dla stałej, nieruchomej dyszy rakietowej. Wadą tego rozwiązania jest to, że wychylenie łopatek powoduje dodatkowy opór tzw. opór aerodynamiczny. Opór zwiększa się przy większych odchyleniach łopatek. Występuje również zjawisko erozji powierzchni łopatek. Grafitowe łopatki odrzutowe były używane w niemieckiej rakiecie V-2 w czasie II wojny światowej oraz w pociskach rakietowych Scud.

Innego typu rozwiązaniem konstrukcyjnym są klapy strumieniowe. Ważnym czynnikiem termicznym tego typu konstrukcji jest oddzielenie systemów silnika na paliwo stałe (ang. solid rocket motor SRM) i TVC oraz modułowość. Uzyskanie efektywnej w działaniu konstrukcji w postaci klap strumieniowych, wpływa na zwiększenie jej objętości oraz utracie ciągu.

Konstrukcje z ruchomymi klapami charakteryzuje możliwość sterowania kątem przechylania oraz brak utraty ciągu. Ale ich największą wadą jest złożoność konstrukcyjna.

W pociskach Thor i wczesnej wersji rakiety Atlas użyto małych pomocniczych komór ciągu. Zapewniają one kontrolę podczas pracy głównego silnika rakietowego. Są one zasilane z tego samego systemu zasilania, co główny silnik rakietowy.

Strumień wtórnego płynu wprowadzonego przez ścianę dyszy do głównego strumienia gazów powoduje powstanie skośnych drgań w rozchodzącej się części dyszy, powodując niesymetryczny rozkład głównego strumienia gazu, w wyniku czego powstaje siła boczna. Wtórna ciecz może być gromadzona w postaci cieczy lub gazu z oddzielnego generatora gorącego gazu, bezpośredniego odpowietrzania z komory lub wtrysku katalizowanego monopropylenu. Kiedy wychylenia są małe mamy system

PL 241 949 B1 niskich strat, ale w przypadku dużych momentów, duże siły boczne, ilość wtórnej cieczy staje się nadmierna. System ten znalazł zastosowanie w kilku dużych rakietach na paliwo stałe, takich jak Titan III C oraz jednej wersji Minuteman.

Spośród wszystkich typów wychyleń mechanicznych, najbardziej wydajne są dysze ruchome oraz silnik z zawieszeniem kardanowym. Nie zmniejszają one znacząco ciągu i są stosunkowo lekkie w porównaniu z innymi typami mechanizmów. Używany w silnikach na paliwo stałe system TVC ma uformowany, wielowarstwowy zespół łożysk, który działa jak uszczelnienie, łożysko przenoszące obciążenie i wiskoelastyczne zginanie. Wykorzystywana jest deformacja ułożonego zestawu podwójnie zakrzywionych elastomerowych (gumowych) warstw pomiędzy blachami sferycznymi w celu przeniesienia obciążeń i umożliwienia odchylenia kątowego osi dyszy. Elastyczna dysza uszczelniająca została zastosowana w rakietach nośnych i dużych strategicznych pociskach rakietowych, gdzie ekstremalne temperatury środowiska są umiarkowane.

Znany jest z publikacji opisu patentowego US3142153 system do kierowania wektora ciągu silnika rakietowego, realizowany przez zespół czterech dyszy silnika rakietowego, zamontowanyc h na końcu pocisku. Każdą z tych dysz można podłączyć do oddzielnego lub wspólnego silnika rakietowego w zależności od konkretnej wydajności i wymagań projektowych systemu. Każda z dysz posiada dyfuzor, który może być odchylany w płaszczyźnie prostopadłej do płaszczyzny zawierającej oś centralną pocisku oraz dysze.

Znany jest z publikacji opisu patentowego US3069852 układ do wektoryzacji ciągu realizujący odchylenie strumienia gazów od osi dyszy silnika rakietowego. Wokół poszerzonego końca dyszy znajduje się pusty zawór kulowy, który jest otwarty na przeciwstawnych końcach i zamontowany obrotowo. Serwomotor obraca zawór wokół osi tak, aby wychylać strumień gazu wychodzący z dyszy w jednym lub drugim kierunku. W wyniku tych wychyleń strumienia gazów możliwa jest zmiana kierunku lotu pocisku rakietowego. Układ ten nie posiada uszczelek pierścieniowych, charakteryzuje się stosunkowo dużymi szczelinami, w celu wyeliminowania zamarzania, zmniejszenia ciężaru i kosztów konstrukcji, przy jednoczesnym utrzymaniu wysokiej sprawności urządzenia. Inny ważnym elementem konstrukcji jest to, że mechanizm napędowy do przesuwania lotek może być umieszczony na zewnątrz kadłuba, ponieważ występuje przestrzeń pomiędzy dyszą a osłoną gorącej dyszy.

Znany jest z publikacji opisu patentowego US3090198 system sterowania dyszy obrotowej z dyfuzorem, która jest wychylana w celu osiągnięcia zadanego położenia przez dysze pomocnicze. Ruchoma połowa dyszy i dyfuzora jest połączona obrotowo z drugą nieruchomą połową dyszy za pomocą pierścienia kardanowego z możliwością wykonania 360-stopniowego obrotu ruchomej części dyszy.

Znany jest z publikacji opisu patentowego US3230708 sterowany silnik rakietowy z kulistymi dyszami i środkami chłodzącymi. Rozwiązanie dotyczy silników reakcyjnych, a w szczególności do ulepszonej osiowo dyszy wylotowej. Rozwiązanie umożliwia obracanie dysz wylotowych strumienia gazów w celu sterowania wektorem ciągu. Ruchoma dysza silnika rakietowego wyposażona jest w przegub kardanowy na końcu komory ciągu i składa się z pierścienia kardanowego, który obraca się w płaszczyźnie pionowej za pomocą rozmieszczonych na średnicy sworzni obrotowych. Pary ramion podporowych dyszy zamontowanych na sworzniu połączonych z pierścieniem kardanowym w celu umożliwienia ruchu w płaszczyźnie poziomej z wykorzystaniem rozmieszczonych na średnicy sworzni obrotowych. W ten sposób dysza silnika, może być łatwo przesuwana lub obracana do pożądanego położenia kątowego względem osi komory ciągu za pomocą zdalnie sterowanych siłowników do zmiany wektora ciągu silnika rakietowego.

Z publikacji opisu patentowego US3659788 znany jest zespół dysz strumieniowych, składający się z korpusu o zakrzywionej powierzchni nośnej zapewniającej miejsce osadzenia dla wychylnego elementu dyszy, wewnątrz którego podczas pracy może przepływać strumień napędowy. Dodatkowe elementy zespołu stanowią siłownik, który powoduje obracanie się elementu dyszy względem korpusu, kanał doprowadza płyn chłodzący i/lub smarujący powierzchni oraz element kołnierzowy przymocowany do dyszy. Obudowa posiada wspornik, na którym znajduje się zamontowany co najmniej jeden siłownik, za pomocą którego nachylenie elementu dyszy do osi podłużnej obudowy może być zmieniane. W przypadku, gdy siłownik działa dwukierunkowo, pojedynczy siłownik może być wystarczający do nachylenia i obrotu elementu dyszy. Dla przypadku, gdy mamy do dyspozycji siłowniki jednostronnego działania, wymagana jest para takich siłowników rozmieszczonych naprzeciwko elementu dyszy.

Opisane powyżej rozwiązania odznaczają się jedną wspólną niedogodnością, a mianowicie w celu szybkiej zmiany toru lotu pocisku rakietowego musi nastąpić odchylenie strumienia gazów od osi dyszy silnika rakietowego przez wychylenie kątowe dyszy. Manewrowość pocisku rakietowego w tych

PL 241 949 B1 przypadkach zależy od szybkości realizowania tego wychylenia oraz kąta wychylenia osi dyszy względem osi pocisku rakietowego. Są to dwa warunki, które posiadają ograniczenia, ponieważ większy kąt wychylenia wiąże się z koniecznością przebycia większej drogi przez napęd, co wydłuża czas reakcji układu sterowania. Ponadto zakresy wychyleń kątowych dysz w pociskach rakietowych ze względu na ich konstrukcje posiadają ograniczenia, a dodatkowo napędy układów wykorzystywanych w układach sterowania posiadają ograniczenia w prędkości działania. Kolejną niedogodnością jest zastosowanie systemów napędowych na korpusie rakiety lub układu wykonawczego co wydłuża całą konstrukcję i wymaga zastosowanie dodatkowych elementów np. w postaci ramion dźwigni i cięgien. Większa liczba ruchomych elementów mechanicznych może podnosić awaryjność systemów sterowania.

Znana jest z publikacji zgłoszenia wynalazku US2005016158 obrotowa dysza silnika rakietowego, która zawiera ruchomą część rozbieżną i część statyczną przymocowaną do tylnej ściany końcowej komory spalania silnika. Łącznik przegubowy z mocowaniem Cardana łączy ruchomą część rozbieżną dyszy z częścią statyczną, przy czym ruchoma część rozbieżna i część statyczna są we wzajemnym kontakcie za pośrednictwem odpowiednich powierzchni kulistych. Sprężyste elementy powrotne są umieszczone pomiędzy ruchomą rozbieżną częścią dyszy a statyczną częścią i działają na ruchomą rozbieżną część w celu popychania jej w kierunku statycznej części tak, aby zachować kuliste powierzchnie stykające się ze sobą dla dowolnej pożądanej orientacji dyszy.

Ciągły rozwój techniki stwarza nieustającą potrzebę konstruowania układów wykonawczych sterowania w tym kierunkiem wektora ciągu silnika rakietowego. W systemach rakietowych istnieje zapotrzebowanie na opracowanie układów wykonawczych sterowania kierunkiem lotu pocisku, które będzie można wykorzystywać w różnych typach pocisków rakietowych poprawiając ich manewrowość, bez znaczącego zwiększania objętości korpusu pocisku rakietowego i jednocześnie przy zminimalizowaniu ilości ruchomych układów napędowych.

Celem niniejszego wynalazku jest opracowanie konstrukcji dyszy wylotowej silnika rakietowego charakteryzującej się minimalną długością przy jednoczesnym zwiększeniu manewrowości pocisku rakietowego, przy minimalnej liczbie układów napędowych oraz niewielkich kątach wychylenia dyfuzora i łopatek strumieniowych.

Rozwiązanie, według wynalazku eliminuje wyżej wymienione ograniczenia. Dzięki konstrukcji dyszy, możliwe będzie sterowanie kierunkiem wektora ciągu silnika rakietowego, w którym odchylenie strumienia gazów od osi dyszy silnika rakietowego, realizowane będzie za pomocą skrętnej dyszy oraz uchylnych łopatek strumieniowych. Pozwoli to na skrócenie czasu reakcji układu sterowania, poprawi manewrowość pocisków rakietowych oraz pozwoli na stosowanie napędów o mniejszych przemieszczeniach liniowych lub kątowych.

W rozwiązaniu, według wynalazku, przedstawiono połączenie ruchomej dyszy z łopatkami znajdującymi się w strumieniu gazów wylotowych silnika rakietowego. W konstrukcji układu wykonawczego zastosowano siłowniki, które w sposób proporcjonalny odchylają dyszę oraz łopatki strumieniowe.

Dysza wylotowa silnika rakietowego, posiadająca korpus w kształcie tulei z kołnierzem, do którego przykręcona jest tarcza kulowa, przy czym na tarczy kulowej osadzona jest uchylnie panewka kulowa oraz dysza, zaś panewka kulowa połączona jest z tarczą kulową oraz z dyszą za pomocą czterech sworzni, przy czym w otworach znajdujących się w górnej części dyszy zamontowane są skrętnie czopy, a na końcach czopów zamontowane są łączniki, które za pomocą przegubów połączone są kolumnami teleskopowymi ze wspornikami przykręconymi do tarczy kulowej, charakteryzuje się tym, że panewka kulowa połączona jest z tarczą kulową z wewnętrznym ożebrowaniem oraz z dyszą dodatkowo za pomocą łożysk, osadzonych w piastach tarczy kulowej i w deklach przykręconych do dyszy, przy czym łożyska osadzone są w deklach, a łożyska osadzone są w piastach tarczy kulowej, przy czym wewnątrz dyszy zamontowane są skrętnie łopatki.

Korzystnie, pomiędzy korpusem rakiety, niepokazanym na rysunku, a tarczą kulową znajduje się element sprężysty w postaci uszczelki, którego zadaniem jest uszczelnienie przestrzeni pomiędzy dyszą i tarczą kulową.

Wynalazek umożliwia sterowanie lotem pocisku rakietowego przez zastosowanie wychylnej dyszy oraz skrętnych łopatek znajdujących się w jej wnętrzu. Zależność geometryczna oparta na zamocowaniu dolnej części siłownika w połowie długości między osią obrotu dyszy a osią obrotu czopu łopatki wpływa na wychylanie się łopatki względem płaszczyzny symetrii dyszy. Każda łopatka wychyla się o właściwą wartość kątową zgodnie z tą zależnością. Wychylenie dyszy w dowolną stronę powoduje dodatkowe odchylenie się łopatek strumieniowych od płaszczyzny symetrii dyszy. Układ wykonawczy

PL 241 949 B1 sterowania kierunkiem lotu pocisku rakietowego umożliwia dzięki zamontowaniu w uchylnej dyszy skrętnych łopatek strumieniowych stosowanie mniejszych kątów wychylenia elementów sterujących lotem pocisku rakietowego oraz znacznie skraca długość całego układy wykonawczego. Wynalazek, dzięki swojej modułowej konstrukcji oraz swojej uniwersalności, może być stosowany w większości sterowanych pocisków rakietowych. Ożebrowanie powierzchni wewnętrznej tarczy kulowej stabilizuje temperaturowo całą konstrukcję, wzmacnia i zmniejsza masę.

Przedmiot wynalazku uwidoczniono w przykładach wykonania na rysunku, na którym fig. 1 przedstawia widok z góry dyszy wylotowej silnika rakietowego, fig. 2 - widok z boku dyszy, fig. 3 - przekrój A-A z fig. 1, fig. 4 - przekrój B-B z fig. 1, a fig. 5 - przekrój C-C z fig. 2.

Dysza wylotowa silnika rakietowego przykręcona jest do korpusu silnika rakietowego, niepokazanego na rysunku, za pomocą tarczy kulowej 2 posiadającej wewnątrz ożebrowanie 13. Na tarczy kulowej 2 osadzono uchylnie panewkę kulową 7, w punkcie obrotu 16 następnie dyszę 10. W punkcie obrotu 16 przecina się oś dyszy 15 oraz oś rakiety 17. Panewka kulowa 7 połączona jest z tarczą kulową 2 oraz z dyszą 10, za pomocą czterech sworzni 5 oraz łożysk 6, 18 osadzonych w dwóch piastach 19 tarczy kulowej 2 i w dwóch deklach 4 przykręconych do dyszy 10. Łożyska 6 osadzone są w deklach 4, a łożyska 18 osadzone są w piastach 19 tarczy kulowej 2. Wewnątrz dyszy 10 w otworach znajdujących się w górnej jej części zamontowane są skrętnie za pośrednictwem czopów 11 łopatki 12. Na końcach czopów 11 łopatek 12 zamontowane są łączniki 9, które za pomocą przegubów połączone są siłownikami 8 z wspornikami 3 przykręconymi do tarczy kulowej 2. Pomiędzy korpusem silnika rakietowego, niepokazanego na rysunku, a tarczą kulową 3 znajduje się w sprężyste uszczelnienie 1 w postaci uszczelki, którego zadaniem jest uszczelnienie przestrzeni pomiędzy dyszą i tarczą kulową. Wewnątrz dyszy 10 zamontowana jest wymienna zwężka 14 wykonana w postaci tulei z materiału odpornego na wysoką temperaturę oraz niskiej rozszerzalności cieplnej.

Podczas sterowania kierunkiem lotu pocisku rakietowego dysza steruje kierunkiem wektora ciągu silnika rakietowego przez zmianę położenia osi dyszy 10 względem osi rakiety 17 za pomocą czterech siłowników 8, których ruch jest odpowiednio sterowany w celu zrealizowania trajektorii lotu pocisku rakietowego.

Jednocześnie podczas zmiany położenia dyszy 10 proporcjonalnie realizowana jest zmiana położenia łopatek 12, które dodatkowo zmieniają kierunek gazów wylotowych. Proporcjonalna zmiana położenia łopatek 12 względem położenia dyszy 10 realizowana jest za pomocą łącznika 9 osadzonego na czopie steru 11 połączonego przegubem z siłownikiem 8, który połączony jest przegubem ze wspornikiem 3 przykręconym do tarczy kulowej 2.

Wykaz oznaczeń:

1. Uszczelnienie, element sprężysty

2. Tarcza kulowa

3. Wspornik

4. Dekiel

5. Sworzeń

6. Łożysko

7. Panewka kulowa

8. Siłownik

9. Łącznik

10. Dysza

11. Czop steru

12. Łopatki

13. Ożebrowanie

14. Zwężka (przekrój krytyczny)

15. Oś dyszy

16. Punkt obrotu

17. Oś rakiety

18. Łożysko

19. Piasta.

Claims (2)

1. Dysza wylotowa silnika rakietowego, posiadająca korpus w kształcie tulei z kołnierzem, do którego przykręcona jest tarcza kulowa, przy czym na tarczy kulowej osadzona jest uchylnie panewka kulowa oraz dysza, zaś panewka kulowa połączona jest z tarczą kulową oraz z dyszą za pomocą czterech sworzni, przy czym w otworach znajdujących się w górnej części dyszy zamontowane są skrętnie czopy, a na końcach czopów zamontowane są łączniki, które za pomocą przegubów połączone są kolumnami teleskopowymi ze wspornikami przykręconymi do tarczy kulowej, znamienna tym, że panewka kulowa (7) połączona jest z tarczą kulową (2) z wewnętrznym ożebrowaniem oraz z dyszą (10) dodatkowo za pomocą łożysk (6, 18), osadzonych w piastach (19) tarczy kulowej (2) i w deklach (4) przykręconych do dyszy (10), przy czym łożyska (6) osadzone są w deklach (4), a łożyska (18) osadzone są w piastach (19) tarczy kulowej (2), przy czym wewnątrz dyszy (10) zamontowane są skrętnie łopatki (12).

2. Dysza, według zastrz. 1, znamienna tym, że pomiędzy korpusem silnika rakietowego a tarczą kulową (3) zainstalowane jest sprężyste uszczelnienie (1).