Устройство отвода коммуникаций с разъемными соединениями

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для отвода коммуникаций с разъемными соединениями от борта ракеты. Устройство содержит основание, шарнирно закрепленную на основании стрелу с возможностью поворота в горизонтальной плоскости, две шарнирно установленные рамы на конце стрелы, привод стрелы, систему тяг и рычагов для соединения с разъемными соединениями. Рамы соединены балкой с равноплечим коромыслом с подпружиненными тягами в виде параллелограмма, между одной из рам и стрелой установлен пневмопривод с герметичным кожухом, образующим ресиверную плоскость для соединения с внутренней рабочей полостью пневмопривода. Внутри штока привода стрелы установлен второй шток со смещенным относительно направляющей поршнем для обеспечения ресиверной плоскости. На цилиндре привода стрелы симметрично установлены и соединены траверсой с первым штоком два гидротормоза. Изобретение позволяет снизить нагрузку на ракету при нахождении на стартовом столе и на начальном участке полета. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к машиностроению, а именно к устройствам отвода коммуникаций с разъемными соединениями от борта ракеты, и может быть использовано в стартовых ракетно-космических комплексах.

Известно устройство по патенту США №3805834, МПК B65G 53/40, содержащее основание, поворотную стойку, систему противовесов и тросовых устройств.

Недостатками устройства являются значительные нагрузки на ракету, пропорциональные массе противовесов, незначительная скорость на начальном участке отвода разъемного соединения вследствие инерционности противовесов, что неизбежно приведет к соударению разъемного соединения с бортом ракеты в случае отвода от стартующей ракеты, неопределенной траектории отвода, что неприемлемо в случае отвода нескольких близко расположенных бортовых соединителей на борту ракеты.

Частично указанные недостатки устранены в устройстве по патенту РФ №2124464, МПК B65G 53/40 (прототип). Устройство состоит из основания, стрелы, вращающейся на оси в вертикальной плоскости, что обеспечивает заданную траекторию отвода разъемного соединения, системы тяг и рычагов, соединяющих разъемные соединения со стрелой, что обеспечивает слежение за перемещением ракеты при ее стоянии на пусковом столе и во время старта ракеты. Стрела с коммуникациями уравновешивается пружинным устройством, установленным между основанием и стрелой, что существенно снижает статические нагрузки на ракету. Отвод стрелы с коммуникациями и разъемным соединением осуществляется пневмоприводом, что улучшает динамику отвода на начальном участке отвода.

Недостатками указанного устройства является следующее.

1. Существенная масса подвижных частей, что требует применения пневмопривода со значительным втягивающим усилием, обеспечивающим необходимую динамику отвода в случае отвода от стартующей ракеты, а значит, передачу соответствующего усилия на ракету, которое может достигать нескольких десятков тысяч ньютонов, что зачастую неприемлемо.

2. Стрела, вращающаяся в вертикальной плоскости и уравновешенная пружинным устройством, ограничивает величину отвода 3-6 метрами, т.к. при дальнейшем увеличении отвода соответственно увеличиваются габариты и масса стрелы, а значит, и величина усилия взведения до недопустимых величин.

3. Система тяг и рычагов не позволяет произвести отвод более одного разъемного соединения.

4. В связи с тем, что в устройстве отвода отсутствуют управляемые исполнительные устройства и отвод производится по факту расстыковки разъемного соединения, провести, при необходимости, корректировку динамики отвода возможно только увеличением или уменьшением усилия взведения, поэтому для парирования возможных неучтенных факторов, влияющих на динамику отвода, необходимо заведомо увеличивать усилие взведения на 20-30%, что соответственно приводит к необоснованному увеличению нагрузок на ракету.

Задачами настоящего изобретения являются снижение нагрузок на ракету при стоянии ее на стартовом столе и на начальном участке полета ракеты, где ее устойчивость минимальна, увеличение отвода разъемного соединения от РКН без увеличения нагрузок на ракету, обеспечение возможности одновременного отвода нескольких разъемных соединений и обеспечение возможности корректировки процесса отвода без увеличения нагрузок на ракету.

В соответствии с изобретением поставленные задачи достигаются тем, что:

- стрела установлена с возможностью поворота в горизонтальной плоскости относительно основания и в подведенном к разъемным соединениям положении жестко зафиксирована управляемым замком относительно основания, на конце стрелы на вертикально расположенных осях шарнирно установлены две рамы, соединенные балкой в виде параллелограмма, при этом между одной из рам и стрелой установлен пневмопривод, связанный с источником сжатого газа через управляемый пневмоклапан, а на балке шарнирно закреплено равноплечее коромысло, на котором размещены подпружиненные тяги, предназначенные для сочленения с разъемными соединениями;

- внутри штока привода стрелы через направляющую установлен второй шток с поршнем, при этом поршень второго штока выполнен со смещением относительно направляющей для обеспечения ресиверной полости необходимого объема, причем ход второго штока в 2-3 раза меньше первого, а на цилиндре привода стрелы симметрично установлены два гидротормоза, штоки которых соединены через траверсу с первым штоком привода стрелы;

- на цилиндре пневмопривода, размещенного между рамой и стрелой, герметично установлен кожух, образующий ресиверную полость, которая через трубопровод и управляемый нормально закрытый пневмоклапан соединена с внутренней рабочей полостью пневмопривода;

- управляющая команда на открытие замка и пневмоклапана подается одновременно с командой на расфиксацию разъемных соединений;

- управляющая команда на открытие замка и пневмоклапана подается раньше команды на расфиксацию разъемных соединений, при этом интервал времени между этими командами определяется по формуле:

Δt≥tз.пн., где

Δt - интервал времени от подачи управляющей команды на раскрытие замка и пневмоклапана до подачи команды на расфиксацию разъемных соединений;

tз.пн. - время, необходимое для заполнения пневмопривода после открытия пневмоклапана до избыточного давления, при котором начинается движение штока.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где изображены:

фиг.1 - вид сверху заявляемого устройства отвода коммуникаций с разъемными соединениями,

фиг.2 - общий вид пневмопривода стрелы,

фиг.3 - общий вид привода следящей системы,

фиг.4 - схема управления процессом отвода.

Заявляемое устройство отвода коммуникаций с разъемными соединениями состоит из основания 1, крепящегося к кабель-заправочной башне 2 стартового комплекса, стрелы 3, шарнирно установленной на основании 1 с возможностью поворота в горизонтальной плоскости на оси 4, замка 5, для фиксации стрелы в исходном (подведенном) положении относительно основания 1.

На конце стрелы 3 размещена следящая система, обеспечивающая связь стрелы с разъемными соединениями 6 и 7, установленными на борту ракеты 8.

Следящая система состоит из передней и задней рам 9, 10, соединенных на конце балкой 11 и образующих параллелограмм, шарнирно установленный на осях, закрепленных на конце стрелы 3. К балке 11 шарнирно крепится коромысло 12, которое через малые коромысла 13 и тяги 14 соединяется с разъемными соединениями.

Между рамой 9 и стрелой 3 установлены пневмопривод 15 следящей системы и гидротормоз 16. Между стрелой 3 и основанием 1 установлен пневмопривод стрелы 17. Ограничителем стрелы 3 в отведенном положении является пружинный буфер 18.

Привод стрелы представлен на фиг.2 и состоит из цилиндра 19, с одного конца заглушенного проушиной 20, с помощью которой пневмопривод крепится к основанию устройства отвода. Внутри цилиндра 19 перемещается шток с поршнем 21, во внутренней полости штока 21 перемещается шток 22 с поршнем 23, причем поршень 23 выполнен со смещением от направляющей штока 22, для создания ресиверной полости А необходимого объема. Суммарное перемещение штоков 21 и 22 обеспечивает отвод стрелы на заданную величину, при этом ход штока 22 меньше в 2-3 раза хода штока 21.

Сжатый воздух подается в рабочие полости цилиндров через штуцеры 24 и 25 по раздельным магистралям, давление сжатого воздуха определяется исходя из требуемой динамики отвода стрелы, при этом усилие на штоке 21 должно быть на 10-15% меньше усилия на штоке 22.

Хомутами 26 и 27 к цилиндру 19 крепятся два гидротормоза 28, состоящие из цилиндра 29, веретена 30, штока с поршнем 31. Штоки 31 через траверсу 32 соединяются со штоком 21 пневмоцилиндрами.

Излишки гидравлической жидкости при втягивании штоков 31 гидротормозов 28 перетекают в бак 33.

Пневмопривод соединяется со стрелой устройства отвода посредством проушины 34, навинченной на шток 22.

Пневмопривод следящей системы представлен на фиг.3 и состоит из цилиндра 35, штока с поршнем 36 направляющей 37. Пневмопривод соединяется со стрелой посредством проушины 38, а с передней рамой следящей системы - проушиной 39. Рабочая полость пневмопривода увеличена за счет кожуха 40, надетого на цилиндр 35. Образовавшаяся полость через трубопровод 41 и пневмоклапан 42 соединяется с полостью Б пневмопривода. Подача сжатого воздуха осуществляется через штуцер 43.

Схема управления процессом отвода представлена на фиг.4.

Управление отводом коммуникаций с разъемными соединениями осуществляется бортовой 45 и наземной 46 системами управления ракетой по сигналу, формируемому контактом подъема 44. Команды на отвод выдаются по трем каналам: по одному каналу подается команда на открытие замка стрелы 5, по второму каналу - на открытие пневмоклапана 42 пневмопривода следящей системы, а по третьему - команда на пирозамки разъемных соединений ракеты. При такой схеме управления становится возможным управлять процессом отвода путем установки оптимального времени выдачи команд на исполнительные устройства, а также появляется возможность корректировки этого времени в процессе отладки, испытаний и эксплуатации.

Устройство отвода подсоединяется к разъемным соединениям следующим образом. При отведенной в сторону основания устройства отвода следящей системе подводится стрела 3 (фиг.1) к замку стрелы 5 и фиксируется им. Затем подводится к разъемным соединениям ракеты следящая система и тяги 14 соединяются с разъемными соединениями 6 и 7.

Перед пуском ракеты за 10-20 минут в штуцеры пневмоприводов по трем раздельным магистралям подается сжатый воздух необходимого давления, при этом пневмопривод стрелы 17 взводится и передает усилие на зафиксированную стрелу, равное усилию, развиваемую штоком 22 (фиг.2).

Поданный сжатый воздух в пневмопривод следящей системы отсечен от полости Б (фиг.3) закрытым пневмоклапаном 42, в результате чего при слежении за ракетой во время стояния на стартовом столе и на начальном участке полета шток с поршнем 36 свободно перемещается в цилиндре 35, тем самым обеспечивает слежение за перемещениями ракеты без передачи усилия на нее. Таким образом, на ракету передается только усилие от сил трения в шарнирах, пневмоприводе и гидротормозе следящей системы и сил сопротивления гибких элементов коммуникаций.

Отвод коммуникаций с разъемными соединениями осуществляется по командам автоматизированной системы управления, которая выдает команды по заданной циклограмме на открытие замка стрелы 5 (фиг.1) и открытие клапана пневмопривода следящей системы 15 и на одновременную расстыковку разъемных соединений ракеты.

За счет значительно меньшей массы следящей системы, под действием сжатого воздуха, поданного в полость Б (фиг.3) при открытии пневмоклапана 42, первой начинает перемещаться от ракеты следящая система, затем, преодолев инерционность, начинает двигаться стрела, под действием усилия, развиваемого штоком 22 (фиг.2). При контакте проушины 34 с траверсой 32 начинает двигаться шток 21 совместно со штоками 31 гидротормозов 28. Дальнейшая динамика отвода стрелы определяется заданными характеристиками гидротормозов.

В конце отвода стрелы непогашенная кинетическая энергия движущихся частей гасится пружинным буфером 18 (фиг.1).

Заложенные в конструкцию заявляемого устройства отвода технические решения обеспечивают отвод коммуникаций с несколькими разъемными соединениями от стартующей ракеты на начальном участке полета без соударения с ней, полностью исключается передача усилия от взведенных пневмоприводов на ракету, при этом достигнута возможность управления процессом отвода за счет введения управляемых исполнительных устройств, что позволяет производить отвод по оптимальной циклограмме и, при необходимости, производить ее корректировку.

В соответствии с заявляемым изобретением в настоящее время разработаны и изготовлены два устройства отвода. Одно устройство обеспечивает отвод двух разъемных соединений, а второе - трех. Проведенные расчеты и испытания на заводе-изготовителе подтвердили эффективность и возможность получения при осуществлении изобретения вышеупомянутого технического результата.

1. Устройство отвода коммуникаций с разъемными соединениями, содержащее основание, шарнирно закрепленную на нем стрелу, привод стрелы, а также систему тяг и рычагов для соединения с разъемным соединением, отличающееся тем, что стрела установлена с возможностью поворота в горизонтальной плоскости относительно основания и в подведенном к разъемным соединениям положении жестко зафиксирована управляемым замком относительно основания, на конце стрелы на вертикально расположенных осях шарнирно установлены две рамы, соединенные балкой в виде параллелограмма, при этом между одной из рам и стрелой установлен пневмопривод, связанный с источником сжатого газа через управляемый пневмоклапан, а на балке шарнирно закреплено равноплечее коромысло, на котором размещены подпружиненные тяги, предназначенные для сочленения с разъемными соединениями.

2. Устройство отвода коммуникаций с разъемными соединениями по п.1, отличающееся тем, что внутри штока привода стрелы через направляющую установлен второй шток с поршнем, при этом поршень второго штока выполнен со смещением относительно направляющей для обеспечения ресиверной полости необходимого объема, причем ход второго штока в 2-3 раза меньше первого, а на цилиндре привода стрелы симметрично установлены два гидротормоза, штоки которых соединены через траверсу с первым штоком привода стрелы.

3. Устройство отвода коммуникаций с разъемными соединениями по п.1, отличающееся тем, что на цилиндре пневмопривода, размещенного между рамой и стрелой, герметично установлен кожух, образующий ресиверную полость, которая через трубопровод и управляемый нормально закрытый пневмоклапан соединена с внутренней рабочей полостью пневмопривода.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области транспортного машиностроения, в частности к транспортно-установочному оборудованию ракетного комплекса. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к наземному подъемно-установочному оборудованию, и может быть использовано при подготовке ракет-носителей к пуску на высокоавтоматизированном стартовом комплексе.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к устройствам отвода коммуникаций с разъемным соединением от борта ракеты. .

Изобретение относится к транспортно-установочному оборудованию универсальных стартовых комплексов космических ракетных комплексов и предназначено для подъема в вертикальное положение ракет космического назначения.

Изобретение относится к машиностроению, а именно к устройствам защиты разъемов коммуникаций, установленных на механизмах стыковки и отвода коммуникаций, от воздействия внешней среды, и может быть использовано в стартовых ракетно-космических комплексах.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано на стартовом комплексе ракетно-космической системы (РКС), включающей многоступенчатую ракету-носитель (РН) и космический разгонный блок (РБ), при заправке криогенными компонентами ракетного топлива кипящим кислородом и переохлажденным кислородом баков окислителя двигательных установок РН и РБ соответственно.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается устройства и способа для многоразового вывода в космос космических объектов. .

Изобретение относится к наземным электрическим испытаниям, преимущественно космических аппаратов (КА). .

Изобретение относится к наземному оборудованию, в частности, для заправки баков космических аппаратов (КА) гидразином. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике (РКТ) - именно, к технике и технологии подготовки ракеты-носителя (РН) и космической головной части (КГЧ) к пуску: доставке, сборке, тестированию на техническом комплексе (ТК) космодрома для пуска РН, выведения космического аппарата (КА) на орбиту и может быть использовано для подготовки к пуску экологически безопасных ракет-носителей легкого, среднего и тяжелого класса с космическими головным частями, на технических комплексах любых космодромов, в частности, например, на космическом ракетном комплексе (КРК) космодрома «Байтерек» (Казахстан)и на проектируемом космодроме «Восточный»

Изобретение относится к ракетно-космической технике (РКТ), именно к технике и технологии подготовки к пуску ракеты-носителя (РН) с космической головной частью (КГЧ), содержащей разгонный блок (РБ) и космический аппарат (КА), и может быть использовано для подготовки к пуску ракет-носителей легкого, среднего и тяжелого класса с космическими головным частями на технических комплексах космодромов

Изобретение относится к космической промышленности

Изобретение относится к ракетно-космической отрасли, а именно к наземному вспомогательному оборудованию

Изобретение относится к космической технике, а именно к колонизации космических объектов (КО). Космический корабль (КК) содержит посадочный (модуль длительно действующей базы (ДДБ)) (ПМ) и взлётный модули (ВМ). ПМ содержит посадочные устройства, гермоотсек с системой обеспечения экипажа, исследовательским оборудованием и устройствами автономного или буксировочного перемещения по поверхности КО, герметичный отсек с системой стыковки и перевода взлётного модуля в стартовое положение, топливные баки для дозаправки взлётного модуля, средства стыковки с ДДБ. ВМ содержит поворотные ЖРД. ВМ и ПМ соединены переливными топливными магистралями. Производят мягкую посадку в ручном или автоматическом режиме КК на КО в горизонтальном положении с помощью бортовой ЖРД ПМ с использованием топлива ВМ, и двигателей ВМ, дозаправляют ВМ топливом из ПМ, переводят ВМ в стартовое положение, производят отлёт ВМ, вводят ПМ в состав ДДБ. Изобретение позволяет расширить эксплуатационные возможности ПМ. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к наземным испытаниям электротехнических систем космических аппаратов (КА). Способ состоит в проведении включения и выключения КА, в т.ч. подключения к КА (10) или отключения от него имитаторов солнечных (8) и аккумуляторных (9) батарей. Имитаторы связаны с КА, соответственно, через соединители (2-1, 3-1) и (5-1) с коммутатором (5-3), а также - через стабилизированный преобразователь напряжения (4). Питание имитаторов (8, 9) осуществляется от промышленной сети через кабели (8-1) и (9-1). При этом солнечная батарея (1), как правило, отстыкована от КА (соединители 2 и 2-1, 3 и 3-1 разомкнуты). Аккумуляторная батарея (5) со стороны своего плюса отсоединена (соединители 5-2 и 5-1 разомкнуты) от зарядного (6) и разрядного (7) преобразователей. К КА (10) подключен автоматизированный испытательный комплекс (11) с заложенными в него циклограммами различных электрических проверок КА и его включения-выключения. В ходе проверок производят контроль поставленных на слежение параметров, в т.ч. выходного тока имитаторов (9). Величина данного тока служит дополнительным свидетельством о факте включения и выключения КА. Техническим результатом изобретения является повышение надежности и расширение функциональных возможностей процесса электрических проверок КА. 1 ил.

Изобретение относится к наземным имитационным испытаниям космических аппаратов (КА), а именно многозвенных маложестких механических систем изделий космической техники. Устройство для обезвешивания многозвенной механической системы КА содержит закрепленные на КА поворотные секции, расположенные в плане над соответствующими звеньями механической системы и связанные с ними посредством регулируемых пружин обезвешивания, трансформируемую опорную конструкцию из горизонтальных несущих штанг с кронштейнами, поворотные секции. Наименее удаленная от КА несущая штанга закреплена на КА, а наиболее удаленная от КА несущая штанга посредством опорной стойки опирается на пол помещения. Трансформируемая опорная конструкция снабжена фиксаторами взаимного положения несущих штанг, несущие штанги снабжены Г-образными упорами, опирающимися на пол помещения, кронштейны размещены на несущих штангах с возможностью взаимодействия и фиксации с поворотными секциями в их наиболее удаленных от космического аппарата концах. КА с закрепленным на нем устройством для обезвешивания многозвенной механической системы устанавливают на место проведения испытаний, проводят установку и фиксацию необходимой конфигурации опорной трансформируемой конструкции в горизонтальной плоскости, последовательно фиксируют положения поворотных секций системы обезвешивания в горизонтальной плоскости. Изобретение позволяет повысить функциональные и эксплуатационные характеристики устройств для испытаний многозвенных маложестких механических систем изделий космической техники. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 8 ил.
Изобретение относится к космонавтике и может быть применено для обеспечения безопасности Земли от столкновения с опасным космическим телом. Центр обеспечения управления системы астероидной безопасности, размещенный на Земле, содержит средства связи и управления, оптическую и радиолокационную аппаратуру контроля и наблюдения с измерительными и телематическими приборами, три и более лунных летательных аппарата, выполненных в лунном, грузовом, пилотируемом вариантах, пять и более летательных топливных заправщиков, стартово-посадочный комплекс с заправочным комплексом, двумя и более взлетно-посадочными полосами, заводом жидкого водорода, средствами радиационной безопасности. Изобретение позволяет повысить астероидную безопасность Земли. 3 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к космической технике. Устройство для проверки пульта космонавта включает в себя одноплатный компьютер VME VP9, операционную панель, рабочую консоль, источники питания. Дополнительно в устройство введены интерфейсная система и видеоинформационная система, а в компьютере VME VP9 реализовано программно-математическое обеспечение, выполненное с возможностью реализации загрузки аппаратной конфигурации устройства, проверки физического наличия устройств, организации программного интерфейса для проверки по каналу MIL 1553 В, организации обмена между интерфейсной системой и пультом космонавта, организации обмена между программно-математическим обеспечением и интерфейсной системой, функционирования видеоинформационной системы, проверки аналоговых и дискретных параметров, например, таких как «Ph2o». Решение направлено на сокращение времени проверки пульта космонавта. 5 ил.

Изобретение относится к наземным проверкам космических аппаратов (КА) и их подготовке к штатной эксплуатации. Способ заключается в проведении включения и выключения КА, в т.ч. бортовых источников его электропитания, в частности аккумуляторных батарей (АБ). Перед включением КА к АБ подключают наземные стабилизированные источники электроэнергии, а после выключения КА дополнительно контролируют токи подзаряда АБ от указанных источников. По этим токам судят о штатном завершении процесса выключения КА. Кроме того, по величине токов подзаряда оценивают величину токов утечки АБ в выключенном состоянии КА, которая не должна превышать заранее заданной величины. Техническим результатом изобретения является повышение надежности и расширение функциональных возможностей процесса электрических проверок КА. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для отвода коммуникаций с разъемными соединениями от борта ракеты

Наверх