Способ отделения отсека летательгого аппарата

Изобретение относится к системам стыковки летательных аппаратов. Способ отделения отсека летательного аппарата заключается в расфиксации устройства крепления отсека и воздействии усилием толкателя устройства отталкивания на контактную поверхность упорного элемента отделяемого отсека по направлению к положению его центра тяжести до отделения. Воздействуют на отсек с обеспечением свободы флуктуационного перемещения контактного пятна от взаимодействия толкателя с упорным элементом по контактной поверхности упорного элемента при флуктуационном изменении угла наклона корпуса отделяемого отсека к толкателю. При этом до отделения обеспечивают твердость материала упорного элемента больше твердости материала толкателя. В процессе отделения используют упорный элемент отделяемого отсека в виде участка сферы, геометрический центр которой расположен в центре тяжести отделяемого отсека. Изобретение направлено на уменьшение динамической нагрузки на отделяемый отсек. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к летательным аппаратам, транспортируемым другими летательными аппаратами и отделяемым в полете, а также к системам стыковки и расстыковки космических кораблей или их частей.

Известен способ отделения отсека летательного аппарата (заявка Японии 2000-238700 от 05.09.2000), заключающийся в расфиксации устройства крепления отсека и воздействии усилием пары автономных подпружиненных толкателей устройства отталкивания на контактную поверхность упорного элемента отделяемого отсека по направлению к центру тяжести отделяемого отсека в состыкованном положении. За счет автономности подпружиненных толкателей, в процессе их выдвижения обеспечивается возможность их продольного перемещения и свобода для флуктуационных изменений угла наклона корпуса отделяемого отсека к корпусу летательного аппарата (периодическому боковому отклонению), которое возникает вследствие пульсаций параметров воздушного потока и упругих колебаний корпуса летательного аппарата и отделяемого отсека. Недостатком известного способа является то, что вследствие автономности толкателей и наличии флуктуационного изменения угла наклона корпуса отделяемого отсека к толкателю, в момент полного выдвижения одного толкателя, второй толкатель может быть поджат и остаточным усилием от своего поджатия передавать остаточный момент вращения отделяемому отсеку относительно его центра тяжести. Известен также способ отделения отсека летательного аппарата (головной его части), представленный в книге "Теория полета и конструкция баллистических ракет" И.Н. Пенцак, "Машиностроение", Москва, 1974 г. на стр.235 и рис.12.6, принятый за прототип и заключающийся в расфиксации устройства крепления отсека и воздействии усилием толкателя устройства отталкивания на контактную поверхность упорного элемента отделяемого отсека по направлению к центру тяжести отделяемого отсека в состыкованном положении. Толкатель зафиксирован относительно корпуса цилиндра срезной шпилькой, после срезания которой, в процессе выдвижения толкателя, обеспечивается свобода для флуктуационных изменений угла наклона корпуса отделяемого отсека к корпусу летательного аппарата.

Существенными признаками предлагаемого способа отделения отсека летательного аппарата, совпадающими с признаками прототипа, являются следующие: способ отделения отсека летательного аппарата, заключающийся в расфиксации устройства крепления отсека и воздействии усилием толкателя устройства отталкивания на контактную поверхность упорного элемента отделяемого отсека по направлению к положению его центра тяжести до отделения, с обеспечением свободы флуктуационного перемещения контактного пятна от взаимодействия толкателя с упорным элементом по контактной поверхности упорного элемента, при флуктуационном изменении угла наклона корпуса отделяемого отсека к толкателю.

В процессе отделения отсека летательного аппарата, вследствие пульсаций параметров воздушного потока, упругих колебаний корпуса летательного аппарата и отделяемого отсека, направление силы толкателя периодически отклоняется от направления на центр тяжести отделяемого отсека, поэтому на отделяемый отсек действует пульсирующий момент силы отталкивания относительно его центра тяжести, что увеличивает динамические нагрузки, действующие на конструкцию отделяемого отсека и устройства отталкивания, вызывает вращение отделяемого отсека вокруг его центра тяжести и увеличивает погрешность параметров движения отсека после отделения (пространственного положения, скорости полета), и, как следствие, требует дополнительных затрат энергии на стабилизацию параметров отсека после отделения.

Технической задачей, на решение которой направлено изобретение, является увеличение точности отделения отсека летательного аппарата, уменьшение динамических нагрузок на отделяемый отсек и устройство отталкивания и уменьшение затрат энергии на стабилизацию положения отсека после отделения от летательного аппарата.

Для решения задачи в способе отделения отсека летательного аппарата, заключающемся в расфиксации устройства крепления отсека и воздействии усилием толкателя устройства отталкивания на контактную поверхность упорного элемента отделяемого отсека по направлению к положению его центра тяжести до отделения, с обеспечением свободы флуктуационного перемещения контактного пятна от взаимодействия толкателя с упорным элементом по контактной поверхности упорного элемента, при флуктуационном изменении угла наклона корпуса отделяемого отсека к толкателю, до отделения выбором материала обеспечивают твердость материала упорного элемента больше твердости материала толкателя, а в процессе отделения используют упорный элемент отделяемого отсека в виде участка сферы, геометрический центр которой расположен в центре тяжести отделяемого отсека.

Дополнительно, для уменьшения влияния на процесс отделения случайных факторов (неоднородности атмосферы, порывов ветра), в процессе отделения буртиком, расположенным по периферии упорного элемента, ограничивают свободу перемещения толкателя по поверхности упорного элемента.

Отличительными признаками предлагаемого способа отделения отсека летательного аппарата являются следующие: до отделения выбором материала обеспечивают твердость материала упорного элемента больше твердости материала толкателя, а в процессе отделения используют упорный элемент отделяемого отсека в виде участка сферы, геометрический центр которой расположен в центре тяжести отделяемого отсека; в процессе отделения буртиком, расположенным по периферии упорного элемента, ограничивают свободу перемещения толкателя по поверхности упорного элемента.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными достигается следующий технический результат - уменьшаются: динамические нагрузки, действующие на конструкцию отделяемого отсека и устройства отталкивания, погрешность параметров движения отсека после отделения (пространственного положения, скорости полета), и, как следствие, затраты энергии на стабилизацию параметров отсека после отделения.

Предложенные технические решения могут найти применение в авиационной космической технике для преимущественно беспилотных летательных аппаратов с разгонными и отделяемыми отсеками.

Изобретение поясняется системой отделения отсека летательного аппарата, представленной на чертеже.

Представленная на чертеже система отделения отсека 1 летательного аппарата 2 содержит устройство 3 крепления, выполненное с возможностью расфиксации крепления и устройство 4 отделения, снабженное толкателем 5, ось которого направлена к центру 6 тяжести отсека 1 в состыкованном положении, который при этом снабжен упорным элементом 7 для взаимодействия с толкателем 5. Контактная поверхность упорного элемента 7 выполнена в виде участка сферы, геометрический центр которой расположен в центре 6 тяжести отделяемого отсека 1, при этом твердость материала упорного элемента 7 превышает твердость материала контактирующей с ним части толкателя 5. Например, материалом упорного элемента 7 может быть выбрана сталь 40Х, закаленная, с твердостью HБ=(372,5-396,5)·107 н/м2, а материалом толкателя выбрана сталь 10 с твердостью HБ=134,1·107 н/м2 ("Таблицы физических величин", спр. под редакцией ак. И.К. Кикоина, М., Атомиздат, 1976, табл.4.2, стр.38). Упорный элемент 7 снабжен кольцевым буртиком 8, расположенным по периферии его контактной поверхности. Боковая поверхность кольцевого буртика 8 выполнена с коническим сужением к контактной поверхности упорного элемента 7.

Система отделения отсека 1 летательного аппарата 2 работает следующим образом. Задействуются устройства 3 и 4. При этом толкатель 5 создает усилие в направлении центра 6 тяжести на контактную поверхность упорного элемента 7. Под действием усилия толкателя 5 устройства 4 отделения со стороны летательного аппарата 2 и ответной реакции со стороны упорного элемента 7 отделяемый отсек 1 и летательный аппарат 2 подвергаются ускорению в противоположных направлениях с увеличением расстояния между ними. Благодаря меньшей твердости материала части толкателя 5, взаимодействующей с контактной поверхностью упорного элемента 7, контактное пятно при их взаимодействии образуется за счет деформации материала толкателя 5 в виде элемента поверхности сферы радиуса R, копируя форму поверхности упорного элемента 7. При флуктуации угла наклона корпуса отделяемого отсека 1 к направлению оси толкателя 5 (периодическом изменении угла наклона в произвольном направлении), контактное пятно от взаимодействия толкателя 5 с упорным элементом 7 будет произвольно перемещаться в пределах контактной поверхности упорного элемента 7. Благодаря тому, что контактное пятно образовано в виде элемента поверхности сферы радиуса R, его положение будет всегда нормально к центру тяжести отделяемого отсека, а результирующая сила от давления, создаваемого в контактном пятне толкателем 5, при любом положении контактного пятна на контактной поверхности упорного элемента 7, будет направлена по радиусу сферы R, проведенному из центра контактного пятна в геометрический центр сферы, расположенный в центре тяжести 6 отделяемого отсека 1. Поэтому во время от начала до полного выхода толкателя 5 из устройства 4 отделения импульсы момента от силы воздействия толкателя 5 на упорный элемент 7 относительно центра тяжести 6 отсека 1 не возникают, что уменьшает динамические нагрузки на систему отделения отсека 1 и предотвращает вращение отделяемого отсека 1 вокруг его центра тяжести 6. При перемещении контактного пятна по контактной поверхности упорного элемента 7 ее нормальное положение к центру тяжести отделяемого отсека 6 в зоне расположения контактного пятна может быть реализовано и при другой конструкции упорного элемента 7, например, при снабжении его упорной поверхностью в виде подвижного плоского круга, подпружиненного по его периферии (на чертеже не показано). Представленная на чертеже конструкция упорного элемента 7 является наиболее простой, поскольку не содержит подвижных деталей. При воздействии случайных факторов (порывы ветра, прохождение летательного аппарата через зоны нестационарности атмосферы), в случае выхода угла наклона корпуса отделяемого отсека 1 к толкателю 5 за пределы диапазона флуктуационных отклонений этого угла, толкатель 5 упирается в кольцевой буртик 8, что обеспечивает создание момента силы противодействия относительно центра тяжести 6, препятствующего дальнейшему повороту отсека 1 вокруг его центра тяжести 6, и ограничивает максимальный угол поворота корпуса отсека 1 относительно направления оси толкателя 5. Благодаря тому, что внутренняя поверхность кольцевого буртика 8 выполнена с коническим сужением к контактной поверхности упора 7, при флуктуационном вращении отделяемого отсека 2 вокруг его центра тяжести 6 в любую произвольную сторону, в момент приближения толкателя 5 к внутренней поверхности буртика 8 угол между ними уменьшается, вплоть до нулевого значения, при максимальном значении угла наклона корпуса отсека 1 к толкателю 5. Это обеспечивает увеличение площади контактного пятна при взаимодействии толкателя 5 с буртиком 8 и, соответственно, обратно пропорционально площади контактного пятна уменьшается удельное давление от силы взаимодействия в пятне контакта, а несущая способность буртика 8 (способность выдерживать большие усилия взаимодействия) увеличивается.

1. Способ отделения отсека летательного аппарата, заключающийся в расфиксации устройства крепления отсека и воздействии усилием толкателя устройства отталкивания на контактную поверхность упорного элемента отделяемого отсека по направлению к положению его центра тяжести до отделения, с обеспечением свободы флуктуационного перемещения контактного пятна от взаимодействия толкателя с упорным элементом по контактной поверхности упорного элемента, при флуктуационном изменении угла наклона корпуса отделяемого отсека к толкателю, отличающийся тем, что до отделения выбором материала обеспечивают твердость материала упорного элемента больше твердости материала толкателя, а в процессе отделения используют упорный элемент отделяемого отсека в виде участка сферы, геометрический центр которой расположен в центре тяжести отделяемого отсека.

2. Способ отделения по п.1, отличающийся тем, что в процессе отделения буртиком, расположенным по периферии упорного элемента, ограничивают свободу перемещения толкателя по поверхности упорного элемента.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам стыковки космических объектов и их отделения друг от друга. Система отделения космического аппарата (КА), установленная между несущей конструкцией ракеты-носителя и КА, содержит корпус с замками, толкателем и узлами крепления крыла солнечной батареи.

Группа изобретений относится к устройствам захвата свободно летящих объектов, устанавливаемым на борту космического аппарата (КА), в частности космического корабля.

Изобретения относятся к устройству герметизации люков космических объектов и к способу его эксплуатации. Устройство герметизации люков космических объектов содержит средство герметизации, выполненное в виде герметичного рукава из эластичного газонепроницаемого материала.

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Система отделения отсека летательного аппарата содержит устройство крепления, состоящее из разрывных болтов и направляющих шпилек, и устройство отделения в виде пневматического механизма отделения, состоящего из баллона с газом, пневмотолкателя со штоком, продольная ось которого совпадает с продольной осью отделяемой части.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкции космических транспортных средств для выведения на околоземную орбиту полезных грузов.

Изобретение относится к лазерным локационным системам (ЛЛС), используемым, в частности, в процессе стыковки космических аппаратов (КА). Способ включает сканирование пространства путем разворота активного КА с жестко установленной на нем ЛЛС по каналу тангажа или курса до обнаружения пассивного КА.

Заявленное устройство может быть использовано в областях машиностроения, где необходимо осуществить разделение элементов конструкций. Устройство разделения элементов конструкций, содержащее корпус с цилиндрической полостью, поршень, хвостовик, канал подведения сжатого газа, а так же разделяемый элемент, отличающееся тем, что во внутренних цилиндрических полостях размещены два дополнительных поршня, расположенные симметрично относительно оси устройства и включающие двухсторонние штоки, при этом на штоках, обращенных к оси устройства, выполнены скошенные участки, сопрягаемые с замковым элементом, выполненным в виде усеченного конуса, образующие которого параллельны скошенным участкам штоков, а замковый элемент связан хвостовиком с разделяемым объектом, при этом поршни взаимодействуют с пружинами, которые упираются в крышки корпуса, а на штоках, выходящих из цилиндра наружу, с двух сторон выполнены лыски, при этом ход поршней определяется зависимостью хП=12-11 а значение хода удовлетворяет условию: xП>δ, где: 11 и 12 - расстояние от оси симметрии устройства до вершины скоса штока соответственно до и после разделения конструкции; δ - величина перекрытия поверхности сопрягаемого элемента с цилиндрической поверхностью скошенного штока; при этом между корпусом и замковым элементом выполнен зазор Δ.

Изобретение относится к космической технике (КТ) и может быть использовано для расчековки элементов КТ. Расфиксатор содержит перфорированный теплопроводящий цилиндрический корпус, крышку, линейно перемещаемый подвижный элемент в виде подпружиненного поршня, стопор из двух термопластичных вставок, пружину, направляющую, подвижный элемент (ПЭ), зуб ПЭ, чеку с возможностью линейного перемещения вдоль направляющей.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для управления космическим кораблем при причаливании. .

Группа изобретений относится к области авиации. Высотная платформа включает связку из летательных аппаратов, которые соединены между собой посредством гибкого кабель-троса, обеспечивающего передачу усилий и содержащего каналы передачи электроэнергии и информационного управляющего сигнала от одного аппарата к другому.

Изобретение относится к способам управления самолетами при выполнении боевых задач. Способ сопровождения боевых самолетов включает взлет и полет основного боевого самолета, а также боевых самолетов уменьшенных размеров с компьютерным управлением и со своим боевым комплектом.

Изобретение относится к авиационным ракетным системам и предназначено для осуществления полетов в атмосфере. .

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано для осуществления безаэродромных посадок и взлетов летательных аппаратов (ЛА). .

Изобретение относится к авиации, а именно к установке для запуска летательного объекта, к системе для запуска летательного объекта и к способам запуска летательного объекта.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и, в частности, к устройствам для запуска в космос космических объектов. .
Изобретение относится к области воздухоплавания. .
Изобретение относится к области ракетно-космической техники. .

Изобретение относится к летательным аппаратам легче воздуха. .

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА) и может быть использовано для отделения отсека. Система отделения ЛА содержит устройство крепления с возможностью расфиксации, устройство отделения с толкателем (парой параллельных толкателей) с упорным элементом (УЭ) в виде участка сферы. УЭ содержит кольцевой буртик с внутренней поверхностью в виде конического сужения. Геометрический центр участка сферы расположен в центре тяжести отделяемого отсека, твердость материала УЭ превышает твердость материала контактирующей с ним части толкателя. Изобретение позволяет увеличить точность отделение отсека ЛА, уменьшить затраты энергии на стабилизацию отсека после отделения и динамические нагрузки на отделяемый отсек. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к системам стыковки летательных аппаратов. Способ отделения отсека летательного аппарата заключается в расфиксации устройства крепления отсека и воздействии усилием толкателя устройства отталкивания на контактную поверхность упорного элемента отделяемого отсека по направлению к положению его центра тяжести до отделения. Воздействуют на отсек с обеспечением свободы флуктуационного перемещения контактного пятна от взаимодействия толкателя с упорным элементом по контактной поверхности упорного элемента при флуктуационном изменении угла наклона корпуса отделяемого отсека к толкателю. При этом до отделения обеспечивают твердость материала упорного элемента больше твердости материала толкателя. В процессе отделения используют упорный элемент отделяемого отсека в виде участка сферы, геометрический центр которой расположен в центре тяжести отделяемого отсека. Изобретение направлено на уменьшение динамической нагрузки на отделяемый отсек. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх