Устройство для отделения ракеты



Устройство для отделения ракеты
Устройство для отделения ракеты
Устройство для отделения ракеты
Устройство для отделения ракеты
Устройство для отделения ракеты
Устройство для отделения ракеты
Устройство для отделения ракеты
Устройство для отделения ракеты
Устройство для отделения ракеты

 


Владельцы патента RU 2401414:

ЭЙДЖЕНСИ ФОР ДИФЕНС ДИВЕЛОПМЕНТ (KR)

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для обеспечения отделения двигательной установки от ракеты. Устройство включает блок фиксации, струну и блок расфиксации. Блок фиксации обеспечивает крепление двигательной установки на ракете, а струна распложена так, чтобы пересекать заднюю часть двигательной установки и быть разорванной воздействием теплоты двигательной установки. Блок расфиксации выполнен с возможностью расфиксации ракеты при разрыве струны. Обеспечивается простота конструкции при максимальном снижении количества его компонентов, а также улучшаются эксплуатационные качества ракеты, облегчается ее сборка и снижается стоимость изготовления. 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

1. Область техники

Настоящее изобретение относится к устройствам для отделения ракеты и, более подробно, к устройству, которое отделяет двигательную установку от ракеты.

2. Описание предшествующего уровня техники

Ракета изготавливается так, чтобы отделяться на несколько ступеней для эффективного полета к назначенной точке. Было разработано множество отделяющих устройств для отделения ступеней ракеты. В частности, ракетная система с пусковой установкой требует отделения соединительной системы для соединения ракеты, когда ракета выпускается в ее пусковом направлении.

Обычно используемые типичные механизмы отделения включают в себя механизм, в котором две ступени ракеты соединяются болтами, и взрывчатка, установленная в болтах, взрывается в заданное время так, чтобы разрушать болты для отделения (Патенты США №4648321 или 5400713), ленточный резец, адаптирующий взрывчатые болты (Патент США №4719858), и тому подобное. Такие самостоятельно взрывающиеся пиротехнические устройства хорошо известны как своевременно исполняющие отделение ступеней ракеты в процессе запуска ракеты.

Однако сильный толчок может возникнуть при операции отрезания, и соответственно большая ударная нагрузка может быть приложена на компоненты, расположенные рядом с пиротехническим устройством, таким образом создается вероятность возникновения существенно важной проблемы в точности компонентов или оптических систем. В качестве одного примера, экранирование электромагнитных помех (EMI) требуется для предотвращения детонации боеприпаса из-за электромагнитных волн, создаваемых во время взрыва. Также, даже если пиротехническое устройство очень надежное, сложно исполнить электрическое испытание системы пиротехнического устройства после установки из-за опасности электрических или электромагнитных сигналов, которыми пиротехническое устройство может быть детонировано.

Далее, для получения энергии, требуемой для детонации пиротехнического устройства, может возникнуть перегрузка батареи или необходимо увеличить емкость батареи.

Более того, требуется техническое решение для достаточной защиты пиротехнических устройств от легко оржавляющей среды, например от влаги. Для преодоления таких недостатков были предложены различные схемы или устройства, включающие в себя способ с использованием газогенератора (Патенты США №4171663 или 5253587), параллелограммную структуру (Патент США №4291931), устройство с использованием проволоки или металлической фольги в качестве электрического запала (Патент США №5046426), устройство с использованием нагревающего механизма и составного кабеля (Патент США №6439122) и тому подобное. Однако такие схемы и устройства должны быть снабжены отдельным оборудованием и даже увеличивать минимальную площадь сечения ракеты, что приводит к созданию аэродинамического сопротивления, которое вызывает ухудшение эксплуатационных качеств ракеты или увеличение стоимости изготовления. Более того, система с использованием проволоки или металлической фольги должна быть выполнена так, чтобы все проволоки и металлическая фольга соединялись с электрической цепью соответственно, что усложняет структуру, таким образом снижая производительность и надежность системы.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Для преодоления указанных недостатков одной из задач настоящего изобретения является обеспечение расфиксирующего (отделяющего) механизма, способного гарантировать упрощенную конструкцию и простую сборку ракеты и улучшить эксплуатационные качества ракеты путем минимизации количества дополнительных деталей для отделения ракеты.

Другой задачей настоящего изобретения является предложение эффективного способа, способного преодолеть недостатки, которые могут возникнуть при использовании пиротехнического устройства предшествующего уровня техники, и снижающего стоимость изготовления путем адаптации расфиксирующего (отделяющего) механизма.

Другой задачей настоящего изобретения является осуществление такого возможного расфиксирующего механизма, который может быть применен для отделения и соединения устройств различных систем помимо исследовательских ракет и боевых ракет.

Для достижения этих и других преимуществ и в соответствии с целью настоящего изобретения, как воплощено и широко описано здесь, обеспечивается расфиксирующее (отделяющее) устройство для силовой установки ракеты, включающее в себя блок фиксации, предназначенный для крепления двигательной установки к ракете; струну, расположенную так, чтобы пересекать заднюю часть двигательной установки, чтобы быть разорванной теплом двигательной установки, и блок расфиксации, предназначенный для отсоединения ракеты путем разрыва струны.

В одном аспекте настоящего изобретения блок фиксации и блок расфиксации сформированы попарно с обеих сторон двигательной установки, и каждый блок расфиксации соединен струной.

В одном аспекте настоящего изобретения блок фиксации включает в себя крепежную раму ракеты, сформированную на задней части ракеты, крепежную раму двигательной установки, сформированную в двигательной установке, крепежную шпильку, предназначенную для соединения крепежной рамы ракеты с крепежной рамой двигательной установки, и первую пружину, поддерживаемую между ракетой и двигательной установкой и расположенную так, чтобы оказывать упругую силу в направлении отсоединения двигательной установки.

В одном аспекте настоящего изобретения крепежная шпилька располагается перпендикулярно струне.

В одном аспекте настоящего изобретения крепежная рама ракеты и крепежная рама двигательной установки выполнены с возможностью перекрытия друг друга, и отверстия под шпильку, в которые вставляется крепежная шпилька, сформированы соответственно на соответствующих перекрывающихся секциях между крепежной рамой ракеты и крепежной рамой двигательной установки.

В одном аспекте настоящего изобретения отверстия под шпильку выполнены как удлиненные отверстия, простирающиеся в направлении расположения струны.

В одном аспекте настоящего изобретения струна сформирована из металла или пластика, имеющего такую точку плавления, чтобы ее можно было расплавить теплотой двигательной установки.

В одном аспекте настоящего изобретения блок расфиксации включает в себя расцепляющую защелку, одна сторона которой соединена со струной, и установленную на орбите относительно ракеты так, чтобы крепежная шпилька выскальзывала из отверстий под шпильку, когда струна разрывается, и вторую пружину, поддерживаемую между ракетой и расцепляющей защелкой, и предназначенную для приложения упругой силы на расцепляющую защелку в направлении отделения крепежной шпильки.

В одном аспекте настоящего изобретения поворотная ось расцепляющей защелки располагается перпендикулярно струне и крепежной шпильке соответственно.

В одном аспекте настоящего изобретения крепежная шпилька снабжена корпусом шпильки и головной частью, имеющей диаметр больше, чем у корпуса шпильки, и шпоночные канавки для сдерживания крепежной шпильки в направлении движения расцепляющей защелки сформированы в корпусе шпильки.

В одном аспекте настоящего изобретения расцепляющая защелка содержит открытое отверстие, сформированное в форме «с» для того, чтобы сцепляться со шпоночными канавками крепежной шпильки.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Фиг.1 изображает вид в перспективе соединенного состояния между ракетой и движущей системой в соответствии с настоящим изобретением;

фиг.2 изображает увеличенный вид части А с фиг.1;

фиг.3 изображает разобранный вид блока фиксации для крепления ракеты и двигательной установки друг к другу;

фиг.4 изображает вид в перспективе, показывающий лишь блок расфиксации в соответствии с настоящим изобретением;

фиг.5А-5С изображают виды, показывающие рабочие состояния блока расфиксации в соответствии с настоящим изобретением, и

фиг.6А и 6В изображают виды, показывающие рабочие состояния после разрушения струны и в ходе отделения двигательной установки в соответствии с настоящим изобретением.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Ниже будет приведено подробное описание устройства для отделения ракеты в соответствии с настоящим изобретением, со ссылкой на прилагаемые чертежи.

Фиг.1 изображает вид в перспективе соединенного состояния между ракетой и движущей системой в соответствии с настоящим изобретением и фиг.2 изображает увеличенный вид части А с фиг.1.

Как показано на фиг.1, ракета 10 соединяется с двигательной установкой 20 для обеспечения энергии для ее полета и предназначена для отделения в определенное время. Двигательная установка 20 служит для выпуска ракеты из пусковой установки, такой как пусковая труба или платформа пуска, или для отделения ступеней многоступенчатой ракеты. Когда ракета 10 отделяется от двигательной установки 20, основное ракетное топливо, установленное в ракете 10, работает так, чтобы вынуждать ракету 10 двигаться к цели.

Сборки 30, включающие в себя блок фиксации для крепления двигательной установки 20 к ракете 10 и блок расфиксации для отсоединения ракеты, соединяются с обеими сторонами двигательной установки 20 струной 31. Струна 31 пересекает заднюю часть двигательной установки 20 так, чтобы разрываться под действием теплоты двигательной установки 20. Струна 31 может формироваться из металла или пластика, имеющего такую точку плавления, чтобы ее можно было расплавить теплотой двигательной установки 20. Струна 31 может также быть осуществлена как кабель, полоса или в форме, имеющей более тонкую определенную часть. Когда струна 31 плавится теплотой двигательной установки 20, блок расфиксации работает так, что двигательная установка 20 отделяется от ракеты 10.

Фиг.3 изображает разобранный вид блока фиксации для крепления ракеты и двигательной установки друг к другу. Блок фиксации выполнен в паре с обеих сторон двигательной установки 20. Каждый блок фиксации 40 может включать в себя крепежную раму 11 ракеты, сформированную на задней части ракеты 10, крепежную раму 21 двигательной установки, сформированную в двигательной установке 20, крепежную шпильку 41 для присоединения крепежной рамы 11 ракеты к крепежной раме 21 двигательной установки и первую пружину 22, поддерживаемую между ракетой 10 и движущей системой 20, расположенную так, чтобы оказывать упругую силу в направлении для отделения двигательной установки 20.

Крепежная рама 11 ракеты и крепежная рама 21 двигательной установки выполнены с возможностью перекрытия друг друга. Отверстия 11а и 21а под шпильку, в которые вставляется крепежная шпилька 41, сформированы соответственно в соответствующих перекрывающихся секциях между крепежной рамой 11 ракеты и крепежной рамой 21 двигательной установки.

Крепежная шпилька 41 снабжена корпусом 41а шпильки и головной частью 41b, имеющей диаметр, больший, чем у корпуса 41а шпильки. Корпус 41а шпильки вставляется в отверстие 21а под шпильку крепежной рамы 21 двигательной установки и отверстие 11а под шпильку крепежной рамы 11 ракеты с тем, чтобы сдерживать двигательную установку 20. Крепежная шпилька 41 может быть расположена приблизительно перпендикулярно струне 31. Также крепежная шпилька 41 вращается при помощи расцепляющей защелки 51, которая будет объяснена позже, так, чтобы расцеплять соединенное состояние между крепежной рамой 11 ракеты и крепежной рамой 21 двигательной установки. Как показано на фиг.3, отверстия 11а и 21а под шпильку выполнены как удлиненные отверстия, простирающиеся в направлении струны 31, расположенной так, чтобы не мешать движению крепежной шпильки 41.

Первая пружина 22 трансформируется, когда крепежная рама 11 ракеты и крепежная рама 21 двигательной установки соединяются крепежной шпилькой 41. Затем, когда крепежная шпилька 41 отделяется (выскальзывает), первая пружина 22 оказывает упругую силу на крепежную раму 21 двигательной установки в направлении отделения двигательной установки 20. Как показано на фиг.3, первая пружина 22 показательно выполнена как пружина сжатия. Здесь первая пружина 22 может быть осуществлена в различных типах, таких как пружина растяжения, пластинчатая пружина и тому подобное, для приложения упругой силы в том же направлении.

Фиг.4 изображает вид в перспективе, показывающий лишь блок расфиксации в соответствии с настоящим изобретением. Как показано на фиг.4, блок расфиксации 50 может включать в себя расцепляющую защелку 51, одна из сторон которой соединена со струной 31, и вторую пружину 52 для приложения упругой силы на расцепляющую защелку 51.

Расцепляющая защелка 51 установлена на орбите относительно ракеты 10 так, чтобы отделять крепежную шпильку 41 от отверстий 11а и 21а под шпильку, когда струна 31 разрывается. Поворотная ось расцепляющей защелки 51 может выполняться с возможностью нахождения перпендикулярно струне 31 и крепежной шпильке 41 соответственно.

Вторая пружина 52 поддерживается между ракетой 10 и расцепляющей защелкой 51 и установлена так, чтобы оказывать упругую силу на расцепляющую защелку 51 в направлении для отделения крепежной шпильки 41. Как показано на фиг.4, вторая пружина 52 показательно выполнена как пружина растяжения. Здесь, вторая пружина 52 может быть осуществлена в различных типах, таких как пружина растяжения, пластинчатая пружина и тому подобное, для приложения упругой силы в том же направлении.

Однако, вновь со ссылкой на фиг.3, шпоночные канавки 42 могут быть выполнены в корпусе 41а шпильки, так что крепежная шпилька 41 может сдерживаться в направлении движения расцепляющей защелки 51. Как показано на фиг.4, расцепляющая защелка 51 может иметь открытое отверстие 51а в форме «с» для того, чтобы сцепляться со шпоночными канавками 42 крепежной шпильки 41. Соответственно, крепежная шпилька 41 не может случайно выскользнуть из отверстий 11а и 21а под шпильку крепежной рамы 11 ракеты и крепежной рамы 21 двигательной установки во время управления ракетой 10.

Фиг.5А-5С изображают виды, показывающие рабочие состояния блока расфиксации в соответствии с настоящим изобретением. Как показано на фиг.5А, в подвешенном состоянии ракеты 10 струна 31 и вторая пружина 52 сохраняют баланс сил. Таким образом, крепежная шпилька 41 поддерживает соединенное состояние между крепежной рамой 11 ракеты и крепежной рамой 21 двигательной установки.

Как показано на фиг.5В и 5С, когда струна 31 разрывается под действием теплоты двигательной установки 20, расцепляющая защелка 51 движется по орбите лишь под действием упругой силы второй пружины 52 так, чтобы оказывать силу в направлении выскальзывания крепежной шпильки 41. В течение этого процесса крепежная шпилька 41 может перемещаться по орбите для выскальзывания, и отверстия 11а и 21а под шпильку, выполненные как удлиненные отверстия, способствуют отделению крепежной шпильки 41. Альтернативным образом часть расцепляющей защелки 51, входящая в контакт с головной частью 41b крепежной шпильки 41, может формироваться циркулярно так, чтобы позволять крепежной шпильке 41 прямо подниматься вдоль ее направления соединения.

Фиг.6А и 6В изображают виды, показывающие рабочие состояния после того, как струна разорвалась, и в ходе отделения двигательной установки в соответствии с настоящим изобретением. Когда струна 31 разрывается под действием теплоты двигательной установки 20, расцепляющие защелки 51 с обеих сторон движутся по орбите под действием упругой силы второй пружины 52 так, чтобы отделять крепежную шпильку 41 из отверстий 11а и 21а под шпильку.

После выскальзывания крепежной шпильки 41 крепежная рама 21 двигательной установки разбирается от крепежной рамы 11 ракеты, и движущая система 20 затем отделяется от ракеты 10 под действием упругой силы первой пружины 22.

Как указано выше, устройство для отделения ракеты в соответствии с настоящим изобретением может расцеплять присоединенную двигательную установку при помощи струны, которая разрывается под действием теплоты двигательной установки, при этом ряд дополнительных компонентов расфиксирующей системы может быть максимально снижен с тем, чтобы упростить конфигурацию установки, таким образом гарантируя улучшенные эксплуатационные качества ракеты, простоту сборки ракеты и снижение стоимости изготовления.

В другом аспекте, в отличие от пиротехнического устройства, используемого в качестве расфиксирующего аппарата в предшествующем уровне техники, двигательная установка отсоединяется под действием собственной теплоты. Соответственно, проблема рабочей среды, такая как большая ударная волна, которая может возникнуть в ходе работы, не может быть причиной чего-либо, а также отдельная стоимость изготовления может изначально быть снижена. Дополнительно, в отличие от использования отдельного двигателя для создания отделяющей силы в существующих расфиксирующих устройствах, расфиксирующее устройство для двигательной установки ракеты в соответствии с настоящим изобретением может использовать существующую двигательную установку в качестве воспламенителя и соответственно может создавать силу отделения с использованием механического механизма, в результате чего стоимость снижается и эффективность повышается.

Такое расфиксирующее устройство для двигательной установки ракеты может быть приложено для устройств отделения и устройств соединения разных систем, помимо исследовательских ракет и боевых ракет.

Как указано выше, устройство для отделения ракеты в соответствии с настоящим изобретением было описано со ссылкой на прилагаемые чертежи, настоящее изобретение не может ограничиваться предпочтительными воплощениями и чертежами. Также, по меньшей мере одно или несколько предпочтительных воплощений могут быть скомбинированы, и изменения и модификации могут быть произведены специалистами в данной области техники в пределах настоящего изобретения.

1. Устройство для отделения ракеты, содержащее блок фиксации, выполненный с возможностью крепления двигательной установки к ракете, струну, расположенную так, чтобы пересекать заднюю часть двигательной установки и быть разорванной воздействием теплоты двигательной установки, и блок расфиксации, выполненный с возможностью расфиксации ракеты при разрыве струны.

2. Устройство по п.1, в котором блок фиксации и блок расфиксации сформированы попарно с обеих сторон двигательной установки, причем каждый блок расфиксации соединен со струной.

3. Устройство по п.1, в котором блок фиксации содержит крепежную раму ракеты, сформированную на задней части ракеты, крепежную раму двигательной установки, сформированную на двигательной установке, крепежную шпильку, выполненную с возможностью соединения крепежной рамы ракеты с крепежной рамой двигательной установки, и первую пружину, поддерживаемую между ракетой и двигательной установкой и расположенную для приложения упругой силы в направлении расфиксации двигательной установки.

4. Устройство по п.3, в котором крепежная шпилька расположена перпендикулярно струне.

5. Устройство по п.4, в котором крепежная рама ракеты и крепежная рама двигательной установки выполнены с возможностью перекрытия друг друга, а отверстия под шпильку, в которые вставляется крепежная шпилька, сформированы соответственно в соответствующих перекрывающихся секциях между крепежной рамой ракеты и крепежной рамой двигательной установки.

6. Устройство по п.5, в котором отверстия под шпильку выполнены как удлиненные отверстия, простирающиеся в направлении расположения струны.

7. Устройство по п.1, в котором струна сформирована из металла или пластика, имеющего такую точку плавления, чтобы ее можно было расплавить воздействием теплоты двигательной установки.

8. Устройство по п.5, в котором блок расфиксации содержит расцепляющую защелку, имеющую одну сторону, соединенную со струной, и установленную на орбите относительно ракеты так, чтобы крепежная шпилька выскальзывала из отверстий под шпильку, когда струна разрывается, и вторую пружину, поддерживаемую между ракетой и расцепляющей защелкой и выполненную с возможностью приложения упругой силы на расцепляющую защелку в направлении отделения крепежной шпильки.

9. Устройство по п.8, в котором поворотная ось расцепляющей защелки выполнена с возможностью быть перпендикулярно струне и крепежной шпильке соответственно.

10. Устройство по п.9, в котором крепежная шпилька снабжена корпусом шпильки и головной частью, имеющей диаметр, больший чем у корпуса шпильки, и шпоночные канавки для ограничения крепежной шпильки в направлении движения расцепляющей защелки сформированы в корпусе шпильки.

11. Устройство по п.10, в котором расцепляющая защелка содержит открытое отверстие, сформированное в форме «с» так, чтобы сцепляться со шпоночными канавками крепежной шпильки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике, может быть использовано в других отраслях народного хозяйства, где необходимо соединение и последующее разделение элементов конструкций.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, более конкретно, к устройствам разделения створок головного обтекателя. .

Изобретение относится к средствам мгновенного разделения элементов конструкций ракетно-космической техники, но может быть использовано в авиационной и других отраслях промышленности, где необходимо мгновенное дистанционное разделение элементов конструкции.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к конструкции «сухих» отсеков ракет-носителей, например межбаковых и хвостовых, в которых могут быть размещены приборы, аппаратура различных систем ракет-носителей (системы управления, телеметрического контроля и др.).

Изобретение относится к области ракетной и космической техники и может быть использовано для соединения и последующего разъединения ступеней ракеты, сброса головного обтекателя или отделения полезной нагрузки (например, космического аппарата).

Изобретение относится к области ракетной и космической техники и может быть использовано в составе систем разделения для соединения и последующего разъединения частей (ступеней) летательного аппарата, например отделения отбрасываемых ракетных блоков составных ракетоносителей.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкции ракет малого калибра для ступеней и других составных частей ракеты. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при изготовлении обтекателей ракет, разделяемых на отдельные панели. .

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к средствам разъединения ступеней ракеты. .

Изобретение относится к монтажно-стыковочному оборудованию и может быть использовано в ракетно-космической отрасли для стыковки головной части с ракетой-носителем в вертикальном положении

Изобретение относится к области ракетной техники

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к реактивным снарядам

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к сверхзвуковым реактивным снарядам с отделяемой головной частью реактивных систем залпового огня

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции космической головной части

Изобретение относится к ракетной технике

Изобретение относится к монтажно-стыковочному оборудованию ракетно-космической отрасли и может быть использовано для стыковки головной части с ракетой-носителем, находящейся в вертикальном положении

Изобретение относится к ракетно-космической технике

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к устройствам для соединения элементов конструкции и их быстрого последующего разделения в процессе эксплуатации, и преимущественно может быть использовано в ракетно-космической технике для стыковки ступеней ракеты-носителя

Изобретение относится к средствам разделения элементов конструкции космических кораблей и их частей
Наверх