Разъемное устройство транзитной пневмогидравлической магистрали в стыке разделяемых частей космического объекта и способ его сборки



Разъемное устройство транзитной пневмогидравлической магистрали в стыке разделяемых частей космического объекта и способ его сборки
Разъемное устройство транзитной пневмогидравлической магистрали в стыке разделяемых частей космического объекта и способ его сборки
Разъемное устройство транзитной пневмогидравлической магистрали в стыке разделяемых частей космического объекта и способ его сборки

 


Владельцы патента RU 2441822:

Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" (RU)

Изобретение относится к средствам стыковки и разделения пневмогидравлических систем космических объектов (КО). Разъемное устройство имеет направляющие шпильки (1) с фиксирующими элементами и приводы разделения. Шпильки могут быть закреплены на отделяемой части (9) КО, фиксирующие элементы - на основной части (11) КО, а приводы разделения (двигатели) - на ракете-носителе. Транзитная магистраль снабжена первым (4) и вторым (5) переходниками, образующими разъемное соединение в виде наконечника (6) переходника (4) и фланца (7) переходника (5). Наконечник (6) входит во внутреннюю полость фланца (7), и их соединение герметизируется прокладками (8). Переходник (5) присоединен к отделяемой части (9) КО с помощью фланца (7) и крепежных элементов (10), а переходник (4) закреплен на основной части (11) КО кронштейном (12). Опорная часть (13) этого кронштейна закреплена на основной части (11) КО с помощью элементов (10), а регулируемая часть (14) - на резьбовом хвостовике (15) переходника (4) с помощью гаек (16). Для регулировки взаимного положения частей (12) и (14) служат овальные отверстия (17) в местах установки крепежных элементов (10). Смещение кронштейна (12) относительно переходника (4) фиксируется двумя гайками (16) путем их свинчивания по хвостовику (15). Длина цилиндрической части (18) шпилек (1) больше хода расстыковки переходников (4) и (5), чем исключается перекос при расстыковке. После стыковки частей КО второй переходник (5) закрепляют на отделяемой части (9). Затем стыкуют с ним первый переходник (4) и устанавливают на нем кронштейн (12), закрепляя его на основной части (11). Затем к переходникам присоединяют транзитные трубопроводы и производят технологическую расфиксацию соединения переходников. Техническим результатом изобретений является повышение надежности разъемного устройства при минимальных массовых затратах. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к пневмогидравлическим системам, в которых необходимо разделение транзитной магистрали в процессе отделения части космического объекта.

Для разделения пневмогидравлических магистралей используются пневмогидравлические платы. Пневмогидравлические платы имеют в своем составе, как правило, несколько штуцеров, размещенных в корпусе. Корпус платы состоит из двух частей, в каждой части размещены штуцеры, которые соединены между собой и герметизированы с помощью прокладок или манжет. Части корпуса соединены между собой замком, размещенным в центральной части корпуса для равномерного распределения нагрузки на штуцеры в процессе разделения платы. Замок может быть раскрыт до разделения частей космического объекта подачей управляющего давления пневмосистемы или с помощью механического воздействия на замок в процессе движения частей космического объекта при их разделении, например, с помощью троса. В космической технике часто возникает необходимость доставить рабочее тело с наземных устройств в космический аппарат для обеспечения определенных условий работы при подготовке космического объекта к пуску (вентиляция объекта, термостатирование аппаратуры и т.п.). В таких случаях доставка рабочего тела ведется по транзитной магистрали, проходящей по всей длине космического объекта, в том числе и через стыки частей космического объекта, разделяемых в процессе полета. (См. «Ракеты-носители» под общей редакцией проф. С.О. Осипова. Военное издательство МО СССР, Москва - 1981, стр.193, 238-240) - прототип.

При применении платы с одним штуцером и замком разделяемый штуцер должен быть смещен относительно оси симметрии платы, что приводит к перекосу в процессе разделения платы, и, следовательно, отделение части космического объекта будет ненадежным. Если в конструкции платы замковое соединение (например, цанговое устройство) и разделяемый штуцер совмещены и расположены на одной оси, то конструкция платы приобретает избыточную массу.

Задачей предложенного устройства является повышение надежности разъемного устройства транзитной пневмогидравлической магистрали в стыке разделяемых частей космического объекта при минимальных массовых затратах.

Задача решается за счет того, что в разъемном устройстве транзитной пневмогидравлической магистрали в стыке разделяемых частей космического объекта с использованием в упомянутом стыке направляющих шпилек, фиксирующих элементов и привода разделения в состав транзитной магистрали введено два переходника, состыкованные между собой, образуя разъемное соединение, состоящее из наконечника первого переходника и фланца второго переходника, причем наконечник входит во внутреннюю полость фланца, соединение которых герметизируются резиновыми прокладками. Второй переходник присоединен к отделяемой части космического объекта с помощью фланца второго переходника и крепежных элементов, а первый переходник закреплен на основной части космического объекта кронштейном, который состоит из двух частей, соединенных между собой крепежными элементами, опорная часть кронштейна закреплена на основной части космического объекта с помощью крепежных элементов, а регулируемая его часть закреплена на резьбовом хвостовике первого переходника с помощью двух гаек. Регулировка положения частей кронштейна между собой производится смещением его частей относительно друг друга за счет наличия овальных отверстий во взаимно перпендикулярных направлениях в местах установки крепежных элементов, а смещение кронштейна относительно первого переходника фиксируется двумя гайками путем свинчивания их по резьбовому хвостовику первого переходника. В стыке разделяемых частей космического объекта установлены направляющие шпильки с длиной цилиндрической части больше величины хода расстыковки соединения переходников, чем обеспечивается расстыковка соединения переходников без перекоса.

Задача решается за счет того, что в способе сборки разъемного устройства транзитной пневмогидравлической магистрали в стыке разделяемых частей космического объекта с использованием в упомянутом стыке направляющих шпилек, фиксирующих элементов и привода разделения после стыковки основной части космического объекта с его отделяемой частью второй переходник закрепляют на отделяемой части космического объекта, затем стыкуют первый переходник к второму переходнику, технологически фиксируя их состыкованное положение, далее устанавливают кронштейн на первый переходник, закрепляя его опорную часть на основной части космического объекта с фиксированием регулируемой части кронштейна на резьбовом хвостовике первого переходника, после чего к первому и второму переходникам стыкуют транзитные трубопроводы и производят технологическую расфиксацию соединения переходников.

На фиг.1 изображено расположение разъемного соединения пневмогидравлической магистрали, направляющих шпилек, фиксирующих элементов и приводов разделения на ракете-носителе, на фиг.2 изображено разъемное соединение пневмогидравлической магистрали, на фиг.3 изображен фиксирующий элемент, где:

1 - направляющие шпильки;

2 - фиксирующие элементы;

3 - приводы разделения;

4 - первый переходник;

5 - второй переходник;

6 - наконечник;

7 - фланец;

8 - резиновые прокладки;

9 - отделяемая часть космического объекта;

10 - крепежные элементы;

11 - основная часть космического объекта;

12 - кронштейн;

13 - опорная часть кронштейна;

14 - регулируемая часть кронштейна;

15 - резьбовой хвостовик;

16 - гайки;

17 - овальные отверстия;

18 - длина цилиндрической части;

19 - величина хода расстыковки соединения переходников; 20 - транзитные трубопроводы.

В разъемном устройстве транзитной пневмогидравлической магистрали в стыке разделяемых частей космического объекта с использованием в упомянутом стыке направляющих шпилек 1, фиксирующих элементов 2 и приводов разделения 3 (например, направляющие шпильки 1 могут быть закреплены на отделяемой части космического объекта 9, фиксирующие элементы 2 - на основной части космического объекта, а привода разделения 3 - на ракете-носителе) в состав транзитной магистрали введено два переходника 4 и 5, состыкованные между собой, образуя разъемное соединение, состоящее из наконечника 6 первого переходника 4 и фланца 7 второго переходника 5, причем наконечник 6 входит во внутреннюю полость фланца 7, соединение которых герметизируются резиновыми прокладками 8.

Второй переходник 5 присоединен к отделяемой части космического объекта 9 с помощью фланца 7 второго переходника 5 и крепежных элементов 10, а первый переходник 4 закреплен на основной части космического объекта 11 кронштейном 12, который состоит из двух частей, соединенных между собой крепежными элементами 10, опорная часть кронштейна 13 закреплена на основной части космического объекта 11 с помощью крепежных элементов 10, а регулируемая его часть 14 закреплена на резьбовом хвостовике 15 первого переходника 4 с помощью двух гаек 16.

Регулировка положения частей кронштейна 12 и 14 между собой производится смещением его частей относительно друг друга за счет наличия овальных отверстий 17 во взаимно перпендикулярных направлениях в местах установки крепежных элементов 10, а смещение кронштейна 12 относительно первого переходника 4 фиксируется двумя гайками 16 путем свинчивания их по резьбовому хвостовику 15 первого переходника 4. В стыке разделяемых частей космического объекта установлены направляющие шпильки 1 с длиной цилиндрической части 18 больше величины хода расстыковки соединения переходников 4 и 5, чем обеспечивается расстыковка соединения переходников 4 и 5 без перекоса.

После стыковки первого переходника 4 с вторым переходником 5 необходима фиксация положения наконечника 6 относительно фланца 7 (например, технологическим приспособлением) с тем, чтобы сохранить величину хода расстыковки соединения переходников 19 неизменной в процессе дальнейших операций с космическим объектом (монтажные работы, кантование, перекладка, транспортирование и т.п.). После закрепления переходников 4 и 5 и подсоединения транзитных трубопроводов 20, которые входят в состав транзитной магистрали, подающей рабочее тело (например, от наземного устройства в космический аппарат), необходима расфиксация соединения переходников 4 и 5 (например, путем демонтажа технологического приспособления). В некоторых случаях расфиксацию переходников 4 и 5 целесообразно производить на последней стадии подготовки космического объекта к пуску, исключив тем самым влияние нагрузок на соединение переходников 4 и 5 в процессе кантования, перекладок и транспортирования материальной части.

В способе сборки разъемного устройства транзитной пневмогидравлической магистрали в стыке разделяемых частей космического объекта с использованием в упомянутом стыке направляющих шпилек 1, фиксирующих элементов 2 и приводов разделения 3 после стыковки основной части космического объекта 11 с его отделяемой частью 9 второй переходник 5 закрепляют на отделяемой части космического объекта 9, затем стыкуют первый переходник 4 к второму переходнику 5, технологически фиксируя их состыкованное положение, далее устанавливают кронштейн 12 на первый переходник 4, закрепляя его опорную часть 13 на основной части космического объекта 11 с фиксированием регулируемой части кронштейна 14 на резьбовом хвостовике 15 первого переходника 4, после чего к первому и второму переходникам 4 и 5 стыкуют транзитные трубопроводы 20 и производят технологическую расфиксацию соединения переходников 4 и 5.

Разъемное устройство транзитной пневмогидравлической магистрали в стыке разделяемых частей космического объекта с использованием в упомянутом стыке направляющих шпилек 1, фиксирующих элементов 2 и приводов разделения 3 функционирует следующим образом.

После подачи команды на отделение отделяемой части космического объекта 9 от основной части космического объекта 11 разрывается жесткая связь фиксирующих элементов 2 (например, срабатыванием замков или пироболтов, расположенных в стыке разделяемых частей 9 и 11) и происходит начальное плоскопараллельное движение (например, под действием приводов разделения 3, размещенных на одной из разделяемых частей) отделяемой части космического объекта 9 относительно основной части космического объекта 11 по направляющим шпилькам 1, которые расположены равномерно по периметру стыка разделяемых частей 9 и 11.

Так как длина цилиндрической части 18 направляющих шпилек 1 больше величины хода расстыковки соединения переходников 19, то поперечные и угловые смещения в соединении переходников 4 и 5 на ходе расстыковки транзитной магистрали отсутствуют.

При необходимости, в переходники 4 и 5 могут быть встроены устройства (например, обратные клапаны), препятствующие выходу рабочего тела из полостей после расстыковки соединения.

Предложенное разъемное устройство транзитной пневмогидравлической магистрали в стыке разделяемых частей космического объекта с использованием в упомянутом стыке направляющих шпилек 1, фиксирующих элементов 2 и привода разделения 3 разделяется в процессе движения отделяемой части космического объекта 9 от основной части космического объекта 11 за счет использования расположенных в стыке разделяемых частей 9 и 11 направляющих шпилек 1, длина цилиндрической части 18 которых больше величины хода расстыковки соединения переходников 19, при этом разъемное устройство не имеет замковых средств, чем и обеспечивается повышение надежности устройства при минимальных массовых затратах.

1. Разъемное устройство транзитной пневмогидравлической магистрали в стыке разделяемых частей космического объекта, содержащее в упомянутом стыке направляющие шпильки, фиксирующие элементы и приводы разделения, отличающееся тем, что в состав транзитной магистрали введено два переходника, состыкованных между собой и образующих разъемное соединение, состоящее из наконечника первого переходника и фланца второго переходника, причем указанный наконечник входит во внутреннюю полость указанного фланца, а указанное соединение герметизируются резиновыми прокладками, второй переходник присоединен к отделяемой части космического объекта с помощью фланца второго переходника и крепежных элементов, а первый переходник закреплен на основной части космического объекта кронштейном, который состоит из двух частей, соединенных между собой крепежными элементами так, что опорная часть кронштейна закреплена на основной части космического объекта с помощью крепежных элементов, а регулируемая его часть закреплена на резьбовом хвостовике первого переходника с помощью двух гаек, при этом регулировка положения частей кронштейна между собой производится смещением его частей относительно друг друга за счет наличия овальных отверстий во взаимно перпендикулярных направлениях в местах установки крепежных элементов, а смещение кронштейна относительно первого переходника фиксируется двумя гайками путем свинчивания их по резьбовому хвостовику первого переходника, при этом направляющие шпильки, установленные в стыке разделяемых частей космического объекта, выполнены с длиной цилиндрической части, большей величины хода расстыковки соединения переходников, чем обеспечивается расстыковка соединения переходников без перекоса.

2. Способ сборки разъемного устройства транзитной пневмогидравлической магистрали в стыке разделяемых частей космического объекта с использованием в упомянутом стыке направляющих шпилек, фиксирующих элементов и приводов разделения, отличающийся тем, что после стыковки основной части космического объекта с его отделяемой частью второй указанный переходник закрепляют на отделяемой части космического объекта, затем стыкуют первый указанный переходник ко второму переходнику, технологически фиксируя их состыкованное положение, далее устанавливают указанный кронштейн на первый переходник, закрепляя его опорную часть на основной части космического объекта с фиксированием регулируемой части кронштейна на резьбовом хвостовике первого переходника, после чего к первому и второму переходникам стыкуют транзитные трубопроводы и производят технологическую расфиксацию соединения переходников.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к операциям стыковки, в частности, пилотируемого космического корабля с международной космической станцией. .

Изобретение относится к операциям стыковки, в частности, пилотируемого космического корабля с международной космической станцией. .

Изобретение относится к средствам аэродинамического торможения спутника, используемым для снятия спутников с орбиты после окончания срока их службы. .

Изобретение относится к управлению атмосферным полетом космических исследовательских аппаратов. .

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА) и посадочным платформам, завершающим полет приземлением на поверхность планеты с использованием парашютов. .

Изобретение относится к аэрокосмической технике и может использоваться для доставки различных полезных нагрузок в отдаленные точки поверхности Земли с применением авиационно-ракетного старта.

Изобретение относится к теплозащите поверхности космического аппарата, производящего спуск в атмосфере планеты. .

Изобретение относится к способам доставки грузов с помощью спускаемых аппаратов (СА), взаимодействующих с атмосферой. .

Изобретение относится к аэрокосмической технике, а именно к возвращаемым с орбиты малым автоматическим космическим аппаратам (капсулам) с целью повторного их применения.

Изобретение относится к ракетной технике

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при спуске космического аппарата (КА) в атмосфере планет. В процессе спуска КА измеряют температуру (Т), скорость (первая производная Т') и ускорение (вторая производная Т") изменения Т нагрева КА в критической области. Если Т'>0 и Т"<0, то увеличивают угол атаки до выполнения условия Т'=0 и затем устанавливают значения углов крена и атаки для обеспечения условия спуска КА по изотемпературному участку (Т'=Т'=0), затем при достижении Т<0 устанавливают нулевой угол атаки, а угол крена устанавливают для достижения максимального значения аэродинамического качества и завершения участка торможения КА. Изобретение позволяет снизить максимальную Т нагрева КА в критической области. 1 ил.

Изобретение относится к космическому оборудованию и может быть использовано для спасения отработанных ступеней ракет-носителей при спуске в атмосферу. При отделении ракетного блока (РБ) на высоте более 70 км применяют воздушно-космическую парашютную систему из термостойких материалов и средства пассивной ориентации, стабилизации, торможения и тепловой защиты, на высоте ниже 10 км применяют парашютную систему и на высоте ниже 3 км применяют вертолетный подхват РБ. Изобретение позволяет снизить аэродинамическое и тепловое нагружения на РБ. 2 ил.

Изобретение относится к космической технике, преимущественно к космическим тросовым системам. Способ доставки с орбитальной станции на Землю спускаемого аппарата с использованием пассивного развертывания космической тросовой системы включает расстыковку двух соединенных тросом объектов, сообщение спускаемому аппарату начальной скорости расхождения, свободный выпуск троса при удалении спускаемого аппарата, фиксацию длины троса в конце реверсного участка, попутное маятниковое движение и отрезание троса в момент прохождения спускаемым аппаратом линии местной вертикали орбитальной станции. Отделение спускаемого аппарата производят против вектора орбитальной скорости без управления силой натяжения троса при удалении спускаемого аппарата. На реверсном участке траектории производят выборку свободного троса. Достигается упрощение практической реализации и повышение эффективности развертывания тросовой системы. 4 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к посадочным устройствам космического корабля (КК). Посадочное устройство КК содержит опорную тарель, откидную раму, два подкоса, кронштейн, датчик угла поворота рамы, цилиндрические шарниры с замковыми элементами, четыре посадочные опоры, центральную стойку с главным цилиндром, сотовым энергопоглотителем, телескопическим штоком (в виде неподвижных поршня и штока) с пневматическим механизмом выдвижения, узлом крепления к корпусу КК. Посадочные опоры (ПО) расположены в корпусе КК азимутально через 90˚. ПО содержит пневмопривод вращательного типа. Изобретение позволяет повысить надежность раскрытия ПО при штатной посадке КК. 8 ил.

Изобретение относится к конструкциям, предназначенным для снижения скорости спускаемых космических объектов в атмосфере. Развертываемое тормозное устройство состоит из жесткого лобового экрана, к которому крепится гибкая оболочка, покрытая с внешней стороны гибким теплозащитным чехлом. Внутри гибкой оболочки размещены герметичные эластичные торовые оболочки. На внутренней поверхности жесткого лобового экрана размещены газовые баллоны системы наддува торовых оболочек. Стенки герметичных торовых оболочек имеют внешний герметичный слой и внутренний эластичный слой, который после развертывания и наддува оболочек затвердевает под действием компонентов газовой смеси наддува. Изобретение направлено на повышение динамической устойчивости и надежности. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере планеты путем регулирования его аэродинамического качества (АК). Способ заключается в выборе условий переключения угла крена на нулевое значение, с обеспечением перевода КА с изотемпературного участка (ИТУ) спуска на рикошетирующую траекторию. При движении КА по ИТУ сначала увеличивают угол крена (γ), снижая АК и поддерживая постоянную температуру в критической области поверхности КА. Затем, по мере снижения скорости полета, угол γ уменьшают от его максимального значения. На ИТУ увеличение АК не приводит к последующему росту температуры сверх ее первого максимума. Поэтому выбором момента переключения на γ=0 можно достичь эффективного гашения скорости КА на последующем этапе полета. Наилучшим является сход КА с ИТУ в момент достижения углом γ максимального значения. В этот момент устанавливают угол атаки КА соответствующим максимальному АК. Этим увеличивают продолжительность заключительного участка полета и интенсивность торможения КА. Возрастание угла атаки после схода КА с ИТУ и завершения набора высоты полета приводит к увеличению коэффициента лобового сопротивления и, тем самым, к большему снижению скорости на момент ввода системы мягкой посадки КА. Техническим результатом изобретения является минимизация конечной скорости КА и максимальной температуры в критической области его поверхности, и снижение тем самым массы теплозащитного покрытия КА и потребных энергетических затрат. 2 ил.

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере планеты путем регулирования его аэродинамического качества (АК). На начальном участке полета скорость КА в атмосфере увеличивается (КА движется к условному перицентру орбиты). Плотность атмосферы еще мала и не вызывает значительного торможения КА. При достижении КА плотных слоев атмосферы его скорость начинает уменьшаться, и в момент достижения ею скорости входа в атмосферу переключают угол крена (γ) со значения γ=π на γ=0. Этим маневром обеспечивают перевод КА на траекторию движения с максимальным АК. В режиме полета с γ=0 реализуют продолжительную рикошетирующую траекторию, на которой скорость КА монотонно уменьшается. При достижении максимальной высоты рикошета происходит увеличение угла атаки КА и, следовательно, более интенсивное торможение КА. Техническим результатом изобретения является снижение конечной скорости КА при вводе системы мягкой посадки и сокращение тем самым расхода топлива на осуществление мягкой посадки КА. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в отделяемых ракетных двигателях (ОРД). Устройство торможения ОРД содержит парашют в контейнере в виде тонкостенной трубы с заглушкой, пирозамедлитель, пороховую навеску, канат для соединения ОРД и поршня со стропами парашюта, узел фиксации парашюта в виде срезного элемента, пенал. Изобретение позволяет снизить массу конструкции и повысить надежность устройства торможения ОРД. 1 з.п. ф-лы, 7 ил.
Наверх