шарнирный подвес для установки реактивной камеры на летательном аппарате

Формула изобретения

Шарнирный подвес для установки реактивной камеры на летательном аппарате, включающий охватывающий реактивную камеру силовой пояс, первую пару шарниров с общей осью вращения для крепления силового пояса к борту летательного аппарата, вторую пару шарниров с общей осью вращения для крепления реактивной камеры к силовому поясу, причем одна из указанных общих осей перпендикулярна плоскости образуемой другой общей осью и осью реактивной камеры, отличающийся тем, что общая ось вращения второй пары шарниров смещена относительно уровня первой пары в направлении выходного сечения реактивной камеры при помощи пары расположенных по ее сторонам тяг-качалок, соединяющих вторую пару шарниров с размещенной на силовом поясе парой шарнирных узлов, оси вращения которых параллельны общей оси первой пары шарниров, причем на уровне второй пары шарниров по оси, параллельной оси первой пары шарниров, расположена крепящаяся к борту пара опор с поверхностями вращения, которые контактируют с крепящейся по сторонам реактивной камеры параллельно ее оси парой направляющих.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области реактивных двигателей, точнее к устройству шарнирных подвесов (ШП), обеспечивающих поворот реактивной камеры (РК) относительно борта летательного аппарата (ЛА) с целью управления полетом.

Известен ШП для установки РК на ЛА, включающий охватывающий РК силовой пояс, первую пару шарниров с общей осью вращения для крепления силового пояса к борту ЛА, вторую пару шарниров с общей осью вращения для крепления РК к силовому поясу, причем одна из указанных общих осей перпендикулярна плоскости, образуемой другой общей осью и осью РК (Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей // Под ред. Г. Г. Гахуна, М. Машиностроение, 1989. С. 374, 375).

Известный ШП имеет ограниченную применимость: в частности, он малопригоден для двигателей жидкого ракетного топлива с крупноразмерными реактивными соплами ввиду необходимости в этом случае размещения всей конструкции ШП в зоне критического сечения РК (в районе горловины сверхзвукового сопла); в противном случае существенно возрастают размеры и масса ШП, а при многокамерной двигательной установке и диаметральный габарит всего ЛА. При указанном выше размещении ШП центр вращения РК отдален от выходного сечения РК и соответственно приближен к центру масс ЛА, что ведет к большим потерям энергии на управление полетом.

Изобретение решает техническую задачу создания легкой и малогабаритной конструкции ШП, обеспечивающей расположение центра вращения РК вблизи ее выходного сечения. От применения изобретения ожидается получить технический результат, состоящий в снижении потерь энергии на управление полетом ЛА.

Указанная техническая задача решается за счет того, что в ШП для установки РК на ЛА, включающем охватывающий РК силовой пояс, первую пару шарниров с общей осью вращения для крепления силового пояса к борту ЛА, вторую пару шарниров с общей осью вращения для крепления РК к силовому поясу, причем одна из указанных общих осей перпендикулярна плоскости, образуемой другой общей осью и осью РК, согласно изобретению, общая ось вращения второй пары шарниров смещена относительно уровня первой пары в направлении выходного сечения реактивной камеры при помощи пары расположенных по ее сторонам тяг-качалок, соединяющих вторую пару шарниров с размещенной на силовом поясе парой шарнирных узлов, оси вращения которых параллельны общей оси первой пары шарниров, причем на уровне второй пары шарниров по оси, параллельной оси первой пары шарниров, расположена крепящаяся к борту пара опор с поверхностями вращения, которые контактируют с крепящейся по сторонам РК параллельно ее оси парой направляющих.

Существо изобретения иллюстрируется фигурами, на которых представлены:

реактивная камера, установленная в предложенном шарнирном подвесе, в нейтральном положении (фиг. 1);

реактивная камера, установленная в предложенном шарнирном подвесе, в отклоненном положении (фиг. 2);

кинематическая схема предложенного ШП (фиг. 3).

Предложенный ШП включает силовой пояс 1, который охватывает РК 2 и крепится к борту ЛА 3 посредством пары шарниров (цапф) 4а, 4б с общей осью вращения. В перпендикулярной ей плоскости по сторонам силового пояса размещена пара тяг-качалок 5а, 5б, сопряженных с силовым поясом посредством сферических подшипников 6, образующих шарнирные узлы с осями вращения а-а и б-б, параллельными оси 4а-4б. С противоположных концов тяги-качалки снабжены сферическими шарнирами 7а, 7б для крепления РК к силовому поясу 1; общая ось указанных шарниров параллельна плоскости, образованной осями а-а, б-б, и проекция на эту плоскость указанной общей оси перпендикулярна шарнирной оси 4а-4б. В параллельной этой оси плоскости, проходящей через ось 7а-7б, на борту смонтирована пара цапф 8а, 8б с общей осью, параллельной оси 4а-4б. Указанные цапфы размещены в закрепленных на РК направляющих 9а, 9б, параллельных оси камеры к-к. Эта ось пересекается с осями 7а-7б и 8а-8б в общей точке О, определяющей центр вращения ШП и РК.

Описанный ШП, подобно устройству-прототипу, монтируется на борту ЛА таким образом, что в нейтральном положении ШП и РК (фиг. 1), ось к-к реактивной камеры соосна или параллельна продольной оси ЛА. Для простоты пояснения работы ШП примем, что на борту ЛА содержится одна (одиночная) РК, установленная по оси ЛА, и оси цапф 4а-4б, 8а-8б располагаются в плоскости рысканья ЛА (плоскость чертежа). В таком случае управление ЛА по рысканью достигается отклонением (поворотом) РК (при помощи известных, не показанных на фиг. рулевых приводов) вокруг оси 7а-7б (см. фиг. 2). При этом РК наклоняется внутри силового пояса 1, и ось ее переходит из положения к-к в положение к₁-к₁, а направляющие 9а, 9б перемещаются (в плоскости чертежа) вместе с РК по неподвижным цапфам 8а, 8б. При необходимости осуществить управление ЛА по тангажу РК отклоняют в ШП вокруг оси 8а-8б; при этом тяги-качалки 5а, 5б вращаются вокруг шарниров 7а, 7б и шарнирных осей а-а, б-б, что приводит к повороту (наклону) силового пояса 1 вокруг оси 4а-4б.

Как явствует из описания изобретения, предложенный ШП характеризуется конструктивной простотой, малыми габаритами и массой, при этом обеспечивается расположение центра вращения РК вблизи ее выходного сечения. Таким образом, применение изобретения позволяет получить ожидаемый результат, состоящий в снижении энергетических потерь на управление полетом ЛА.

Возвращаясь к описанию предложенного ШП, необходимо отметить, что представленная на фиг. 1, 2, 3 конкретная конструкция не является строго обязательной в рамках существа изобретения: например, геометрическая форма опорного пояса 1 и равно как тяг-качалок 5а, 5б может быть различной; вместо попарно установленных сферических подшипников 6, образующих оси вращения а-а и б-б, могут использоваться одностепенные шарниры типа дверной петли; вместо опорных цапф 8а, 8б с цилиндрическими контактными поверхностями могут использоваться опоры другой конструкции с контактными поверхностями в форме тора и сферы.

Наиболее целесообразной областью применения изобретения являются двигатели жидкого ракетного топлива с крупноразмерными (высотными) соплами; такие двигатели широко используются в ракетно-космической технике.