Устройство для крепления и последующего разделения ступеней ракеты-носителя пакетной схемы



Устройство для крепления и последующего разделения ступеней ракеты-носителя пакетной схемы
Устройство для крепления и последующего разделения ступеней ракеты-носителя пакетной схемы
Устройство для крепления и последующего разделения ступеней ракеты-носителя пакетной схемы
Устройство для крепления и последующего разделения ступеней ракеты-носителя пакетной схемы

 


Владельцы патента RU 2521888:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" (RU)

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для крепления и разделения ступеней ракеты-носителя пакетной схемы. Устройство для крепления и последующего разделения ступеней ракеты-носителя пакетной схемы содержит пневмотолкатель, узлы крепления, замок. Пневмотолкатель содержит цилиндр со штоком, имеющим поворотные сухари, малый шток, сферический шарнир с шариковым замком и поршнем-фиксатором, силовой штырь, и крепится на силовой конструкции ближней ко второй ступени стенки. Цилиндр содержит дополнительную полость для втягивания штока. Изобретение позволяет повысить надежность и уменьшить массу конструкции. 2 з.п. ф-лы, 9 ил.

 

Изобретение относится к космической технике и может использоваться для разделения ступеней ракеты-носителя пакетной схемы.

Из патентной литературы известны системы крепления, быстрого отделения и отвода боковых ракетных блоков от центрального ракетного блока ракеты-носителя (РН) пакетной схемы с помощью системы тяг (стержней), толкателей и устройств, воспринимающих продольные и тангенциальные усилия, находящихся как в верхней части ракеты носителя, так и в нижней части. Например, из патента РФ №2166463, МКИ B64G 1/00, 2000 г. известно устройство для крепления и последующего разделения ступеней ракеты-носителя пакетной схемы, содержащее пневмотолкатель, узлы крепления, установленные на разделяющихся частях ракеты-носителя пакетной схемы, замок, обеспечивающий силовую связь ступеней до их разделения.

В указанном патенте тяги, воспринимающие радиальные усилия, шарнирно закреплены одними концами на центральном блоке в устройствах, имеющих пироболты, обеспечивающие разрыв силовых связей при разделении, а другими концами на боковых блоках. Система отвода ступеней друг от друга оснащена толкателями - двумя нижними, работающими параллельно, и одним верхним.

Верхний толкатель пропущен через ближнюю к центральному ракетному блоку стенку головного обтекателя и закреплен на силовой конструкции его дальней стенки шарнирно.

Там же, в головном обтекателе, расположен узел крепления, воспринимающий продольные и тангенциальные нагрузки, выполненный по схеме «штырь-гнездо». При этом штырь закреплен на силовой конструкции головного обтекателя бокового блока, а гнездо выполнено во вкладыше. Вкладыш имеет сферическую наружную поверхность, установленную с возможностью поворота в опоре, закрепленной на силовой конструкции центрального блока.

Недостатком такого технического решения является многодельность, требующая помимо многочисленных элементов для крепления и разделения ступеней еще и много ответных силовых элементов в конструкциях отсеков ступеней. Это утяжеляет, удорожает и усложняет конструкции крепления и разделения ступеней и отработку их надежности.

Применение пироболтов для разрыва силовых связей при разделении нецелесообразно в многоразовой системе, а в толкателях для многоразовой системы требуется не только выпускать штоки для расталкивания ступеней, но и убирать их.

Крепление толкателя на силовой конструкции дальней стенки с прохождением его через ближнюю к центральному ракетному блоку стенку головного обтекателя вызывает необходимость выполнить в стенке головного обтекателя отверстие для прохода толкателя. При разделении ступеней их расхождение происходит не только по вектору оси исходного положения толкателя, но и в других направлениях, особенно в плоскости, проходящей через оси ступеней. Поэтому отверстие в ближней стенке, для прохода толкателя с учетом его перемещения в процессе разделения при движении ступеней друг относительно друга, должно быть значительным (и тем больше, чем больше рабочий ход толкателя), а это требует дополнительных конструктивных мер по его перекрытию, что особенно важно для многоразовых ступеней. Иначе на толкатель, в месте его прохода через стенку, будет действовать поперечная сила, которая изгибает толкатель и приводит либо к разрушению толкателя или стенки, либо значительно утяжелит их конструкцию. Большая длина толкателя (шток и цилиндр), особенно в конце выхода штока (работающего на сжатие) из цилиндра, снижает его устойчивость и утяжеляет его.

Задачей данного изобретения является создание устройства для крепления и разделения ступеней ракеты-носителя пакетной схемы с достижением технического результата в виде повышения надежности, уменьшения массы конструкции и расширения арсенала технических средств.

Эта задача решается тем, что в устройстве для крепления и последующего разделения ступеней ракеты-носителя пакетной схемы, содержащем пневмотолкатель, узлы крепления, установленные на разделяющихся частях ракеты-носителя пакетной схемы, замок, обеспечивающий силовую связь ступеней до их разделения, в соответствии с изобретением, пневмотолкатель для разделения ступеней ракеты-носителя крепится на силовой конструкции первой ступени, на стенке, ближней ко второй ступени, с помощью находящегося на переднем торце цилиндра толкателя сферического шарнира, внутри которого расположен цилиндр с шариковым замком и поршнем-фиксатором, при стыковке запирающим, при помощи пружин, шарики шарикового замка, на силовом штыре, закрепленном на второй ступени и введенном в сферический шарнир.

При этом цилиндр толкателя, являющийся также аккумулятором давления рабочего тела, имеет дополнительную полость для втягивания штока и в штоке толкателя вмонтированы дополнительный шток с малым ходом и сухари, имеющие возможность качания на осях в стенке штока с уходом в пазы, выполненные в стенке пневмоцилиндра со стороны его внутренней поверхности, упирающиеся в выемки цилиндра толкателя и удерживаемые в таком положении спрофилированной поверхностью силового штыря.

Далее предлагаемое устройство поясняется более подробно с использованием схемных чертежей, где на фиг.1 показано устройство для крепления и последующего разделения ступеней ракеты-носителя пакетной схемы, выполненное по схеме «штырь-гнездо», воспринимающее продольные, тангенциальные и радиальные нагрузки, на фиг.2 показано взаимное положение ступеней РН друг относительно друга, в разные моменты процесса их отталкивания при разделении. На фиг.3 показано исходное состояние толкателя перед разделением ступеней. На фиг.4 показано расталкивание ступеней на половину длины хода толкателя и на полный ход толкателя.

Устройство крепления и последующего разделения бокового блока с центральным блоком ракеты-носителя (РН) пакетной схемы состоит из толкателя, включающего в себя цилиндр 1 со штоком 2 (фиг.1), имеющим поворотные сухари 3, малый шток 4, сферический шарнир 5 с шариковым замком и поршнем-фиксатором 6, силовой корпус 7 сферического шарнира, установленного на конструкции первой ступени 8, на стенке, ближней ко второй ступени, силового штыря 9, смонтированного на конструкции второй ступени 10, и системы клапанов.

Устройство для крепления и последующего разделения бокового блока с центральным блоком функционирует следующим образом.

Перед стыковкой ступеней подается давление в полость 11, поршень-фиксатор 6, сжимая пружины 12, перемещается и освобождает шарики 13, позволяя ввести силовой штырь 9 в сферический шарнир 5.

При стыковке силовой штырь 9 второй ступени вводится в сферический шарнир 5 цилиндра толкателя, разводя сухари 3 так, чтобы они вошли в пазы, выполненные во внутренней поверхности цилиндра 1, после чего давление из полости 11 стравливается, поршень-фиксатор пружинами возвращается в исходное положение и запирает шарики на штыре. Производится заправка сжатым газом полости 14 цилиндра толкателя до необходимого давления.

Шток 2 через сухари 3 упирается в наклонные торцы пазов, выполненных во внутренней поверхности цилиндра 1, и в профилированную боковую поверхность силового штыря 9, а малый шток 4 упирается в торец силового штыря. Таким образом, в момент разделения дополнительная нагрузка на шариковый замок от давления в цилиндре толкателя значительно уменьшается, так как она передается только через малый шток 4.

Для разъединения ступеней давление подается в полость 11 цилиндра замка, поршень-фиксатор, сжимая пружины, перемещается, освобождая шарики, шток малый выталкивает силовой штырь второй ступени из сферического шарнира силового корпуса первой ступени, освобождает сухари и дальнейшее расталкивание ступеней производится штоком 2. После полного рабочего хода штока 2 давление из полости 14 перепускается в полость 15, а давление из полости 14 стравливается. Шток 2 возвращается в исходное состояние.

Процесс расталкивания поясняется на фигурах 2-4. Предлагаемая конструкция устройства «отслеживает» только штоком толкателя взаимное положение ступеней РН друг относительно друга при расталкивании без изгиба и позволяет, при необходимости, увеличить еще рабочий ход толкателя.

Наличие сферического шарнира, находящегося на переднем торце цилиндра толкателя, наружная поверхность которого установлена с возможностью поворота в опоре, закрепленной на силовой конструкции первой ступени, позволяет также совместить в нем:

- узел крепления, воспринимающий продольные и тангенциальные нагрузки, выполненный по схеме «штырь-гнездо»;

- узел крепления с шариковым замком, воспринимающий радиальные усилия и обеспечивающий разрыв силовых связей при разделении.

Таким образом, крепление, разделение и отвод верхних частей ступеней ракеты-носителя (РН) пакетной схемы с помощью системы тяг (стержней), толкателей, устройств, воспринимающих продольные, тангенциальные и радиальные усилия, и пиросредств разрыва силовых связей, заменяется единым узлом, выполняющим вышеуказанные функции.

Такая конструкция с совмещением функций позволяет уменьшить массу конструкции, провести ее автономную отработку и осуществить надежный контроль при изготовлении и испытаниях, что повышает надежность конструкции.

1. Устройство для крепления и последующего разделения ступеней ракеты-носителя пакетной схемы, содержащее пневмотолкатель, узлы крепления, установленные на разделяющихся частях ракеты-носителя пакетной схемы, замок, обеспечивающий силовую связь ступеней до их разделения, отличающееся тем, что пневмотолкатель для разделения ступеней ракеты крепится на силовой конструкции ближней ко второй ступени стенки с помощью находящегося на переднем торце цилиндра толкателя, сферического шарнира, внутри которого расположен цилиндр с шариковым замком и поршнем-фиксатором, при стыковке запирающим, при помощи пружин, шарики шарикового замка на силовом штыре, закрепленном на второй ступени и введенном в сферический шарнир.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что в штоке толкателя вмонтированы дополнительный шток с малым ходом и сухари, имеющие возможность качания на осях в стенке штока с уходом в пазы, выполненные в стенке пневмоцилиндра со стороны его внутренней поверхности, упирающиеся в выемки цилиндра толкателя и удерживаемые в таком положении спрофилированной поверхностью силового штыря.

3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что цилиндр толкателя имеет дополнительную полость для втягивания штока.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к конструкции и терморегулированию космических аппаратов (КА), преимущественно массой до 100 кг, запускаемых как попутные полезные нагрузки. В негерметичном контейнере КА, выполненном в форме параллелепипеда, на сотопанелях (СП) (3,4,5) установлены приборы (2).
Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано для обеспечения безопасности Земли от столкновения с опасным космическим телом. Лунный пусковой ракетный комплекс содержит стартовый стол, размещенный непосредственно на поверхности Луны, тепловой кожух, размещенный на стартовом столе, с открывающейся крышкой в верхней части, зеркальной наружной поверхностью и покрытой теплоизоляционным материалом (тефлон, политетрафторэтилен, политрифторхлорэтилен, кристаллический сополимер этилена с тетрафторэтиленом) внутренней поверхностью, систему терморегулирования с тепловыми аккумуляторами и устройством подогрева, источник питания, реактивную твердотопливную ракету с полезным грузом 5-9 тонн и стартовой массой 20-30 тонн.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для повышения радиационной безопасности экипажа космического корабля (КК). КК содержит возвращаемый аппарат, рабочий отсек, двигательную установку с запасами топлива, переходный тоннель.
Изобретение относится к области космонавтики и может быть использовано в лунных пусковых ракетных комплексах (ЛПРК). На поверхности Луны в непосредственной близости от ЛПРК размещают тепловой кожух (наружная поверхность покрыта светоотражающей пленкой, внутренняя - теплоизоляционными панелями) с тепловыми аккумуляторами, насосную станцию, солнечные батареи, электроаккумулятор.

Настоящее изобретение относится к простым тиоэфирам, пригодным для использования в композиции герметика, содержащим структуру, описывающуюся формулой (I): -[-S-(RX)p-(R1X)q-R2-]n- (I), в которой (a) каждый из R, которые могут быть идентичными или различными, обозначает C2-10 н-алкиленовую группу; C2-10 разветвленную алкиленовую группу; C6-8 циклоалкиленовую группу; C6-14 алкилциклоалкилен; или C8-10 алкилариленовую группу; (b) каждый из R1, которые могут быть идентичными или различными, обозначает C1-10 н-алкиленовую группу; C2-10 разветвленную алкиленовую группу; C6-8 циклоалкиленовую группу; C6-14 алкилциклоалкилен; или C8-10 алкилариленовую группу; (c) каждый из R2, которые могут быть идентичными или различными, обозначает C2-10 н-алкиленовую группу; C2-10 разветвленную алкиленовую группу; C6-8 циклоалкиленовую группу; C6-14 алкилциклоалкилен; или C8-10 алкилариленовую группу; (d) X обозначает O; (e) p имеет значение в диапазоне от 1 до 5; (f) q имеет значение в диапазоне от 0 до 5; (g) n имеет значение в диапазоне от 1 до 60; и (h) R и R1 являются отличными друг от друга.

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).

Группа изобретений относится к космической технике, в частности к перемещению в межпланетном пространстве с использованием ресурсов космоса, и может быть использована для ударного воздействия на опасные космические объекты (ОКО).

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Многоступенчатая ракета-носитель пакетной схемы состоит из многоразовой первой ступени, оснащенной крылом и вертикальным оперением, одноразовой второй ступени, передней и задней силовых конструкций с замками, связывающими ступени воедино.

Изобретение относится к строительству сооружений на небесных телах. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для увода отделяющихся частей ступеней ракет космического назначения. Получают импульс путем выброса газифицированных жидких остатков невыработанных компонентов ракетного топлива (РТ), обеспечивают импульс за счет сгорания невыработанных компонентов РТ в камере газового ракетного двигателя, ограничивают объем невыработанных остатков РТ, разделяют секундный массовый расход теплоносителя (ТН) на 2 части (одну часть подают в объем, ограниченной сеткой, другую - во вторую часть топливного бака), определяют количество подаваемого ТН из условия испарения оставшихся капель компонентов РТ. Устройство для увода отделяющейся части ракеты-носителя содержит топливные баки окислителя и горючего, систему наддува баков, газовый ракетный двигатель с системами питания и газификации, магистрали с акустическими излучателями (рассчитанными из условия минимальных массовых затрат на газификацию заданными количеством топлива и давления), разделительную сетку (рассчитанную от значения силы поверхностного натяжения). Изобретение позволяет снизить энергетические затраты на газификацию заданного количества остатков компонентов РТ. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к средствам обеспечения деятельности космонавтов в условиях невесомости. Фиксатор предметов в невесомости содержит проволоку (из материала, обладающего свойством остаточной пластической деформации) в неметаллической оболочке, кольца на концах фиксатора диаметром, соизмеримым с размерами пальцев наддутой перчатки скафандра. Изобретение позволяет повысить безопасность фиксации предметов космонавтом в условиях открытого космоса. 3 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к средствам обеспечения деятельности космонавтов в условиях невесомости. Устройство фиксации предметов в невесомости содержит фиксатор в виде проволоки (из материала, обладающего свойством остаточной пластической деформации) в неметаллической оболочке, кольца на концах фиксатора диаметром, соизмеримым с размерами пальцев наддутой перчатки скафандра, рычаг с щелевым отверстием диаметром, соизмеримым с диаметром фиксатора. Изобретение позволяет повысить безопасность фиксации предметов космонавтом в условиях открытого космоса. 3 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в ракетах-носителях. Многоступенчатая ракета-носитель содержит головной блок с полезным грузом, параллельно расположенные разделяемые ракетные блоки ступеней с многокамерными двигательными установками с топливными баками (ТБ) в форме тора, крылья, хвостовую часть конической формы, укороченное центральное тело (УЦТ) на первой ступени, единое тарельчатое сопло (ЕТС) на второй ступени, донную часть в виде внешнего и внутреннего усеченных конусов, образованных внешней поверхностью обечайки УЦТ и внутренней поверхностью обечайки ЕТС. ТБ и ЕТС расположены во внутренней полости УЦТ между баками первой ступени. Изобретение позволяет уменьшить донное сопротивление, увеличить удельный импульс. 4 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к атомной энергетике и ракетно-космической технике. Технический результат - повышение эффективности и надежности функционирования ядерной энергодвигательной установки космического аппарата. ЯЭДУ КА содержит нагреватель - газоохлаждаемый ядерный реактор, холодильник, рекуператор, систему трубопроводов с газообразным рабочим телом (ГРТ), соосные турбину-компрессор-электрогенератор (ТКГ), электроракетные двигатели (ЭРД), систему автоматического управления (САУ) со средствами измерения и контроля. Количество контуров ТКГ с равной электрической мощностью кратно двум с противоположным направлением вращения роторов ТКГ в каждой паре, при этом система трубопроводов соединяет выход нагревателя - газоохлаждаемого ядерного реактора с входом каждой турбины, выход турбины с входом тракта нагретого ГРТ своего рекуператора, выход тракта нагретого ГРТ рекуператора с входом своего холодильника, выход холодильника с входом своего компрессора, выход компрессора с входом тракта холодного ГРТ своего рекуператора, выход тракта холодного ГРТ каждого рекуператора с входом нагревателя - газоохлаждаемого ядерного реактора. 18 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к межорбитальным, в т.ч. межпланетным, перелетам космических аппаратов (КА) с реактивным двигателем. Способ построения оптимальной траектории перемещения КА основан на решении двухточечной краевой задачи принципа максимума Понтрягина и учитывает особенности макро- и микроструктуры функции стоимости. В качестве последней могут служить время перелета или расход топлива на перелет. Установлены аналитические основания для эффективного поиска начальных областей значений множителей Лагранжа на каждой итерации. Тем самым облегчено построение последовательности субоптимальных решений задачи, сходящихся к оптимальному. Соответствующий алгоритм дает это последнее либо - при его недостижимости (наличными ресурсами КА) - наиболее близкое к нему. Предложены также электронный процессор для реализации способа и КА с данным процессором. Техническим результатом группы изобретений являются повышение быстродействия, улучшение сходимости, снижение квалификационных требований и расширение сферы применения предложенного алгоритма и сопутствующих средств. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для управления движением жидкостной ракеты космического назначения (РКН). После команды на выключение маршевого двигателя (МД) отработавшей ступени переводят МД на режим пониженной тяги и окончательно выключают МД, управляют движением ракеты по крену с помощью двух пар газовых сопел, осуществляют прогноз момента времени окончательного выключения МД, включают одну из пар газовых сопел до спрогнозированного момента времени окончательного выключения МД для создания управляющего момента по крену, выключают пару газовых сопел в спрогнозированный момент времени, при этом величину промежутка времени работы пары газовых сопел определяют перед началом полета в зависимости от момента инерции вращающейся части турбонасосного агрегата с учетом присоединенной массы компонентов топлива относительно оси вращения, абсолютной величины момента по крену, создаваемого каждой парой газовых сопел при их включении, абсолютной величины угловой скорости вращения ротора турбонасосного агрегата на режиме пониженной тяги, угла между осью вращения ротора турбонасосного агрегата и продольной осью ракеты. Изобретение позволяет повысить безопасность полёта РКН. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в разгонных блоках ракет-носителей (РН). Ракетный криогенный разгонный блок (РБ), выполненный по тандемной схеме, содержит бак горючего с приборным отсеком и переходной системой для крепления космического аппарата, бак окислителя (БО), проставку межбаковую, маршевый двигатель (МД) РБ, промежуточный отсек, систему пожаровзрывопредупреждения, средства обеспечения теплового режима с блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием и разделяемых подводящих трубопроводов, коллекторы продувки застойных зон и обеспеспечения теплового режима зоны и аппаратуры РБ, разделительную мембрану, сбрасываемый головной обтекатель (ГО) с окнами сброса системы пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима газов продувки зоны РБ, дополнительной теплоизоляцией зоны РБ, частью разделяемых подводящих труб коллекторов с разъемными стыками и блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием, межбаковой проставкой, сопряженной с межбаковой фермой для крепления БО с МД и сопряженной с верхней проставкой отделяемого промежуточного отсека с узлами соединения и разделения с РН и ГО. Изобретение позволяет повысить пожаровзрывобезопасность РБ. 2 ил.

Изобретение относится к системе доставки различных видов полезной нагрузки в верхние слои атмосферы и выше. Система пуска ракет (1) включает трубчатую тележку пуска ракет (2) с фрикционными приводами кабельного/тросового пути (26), перемещаемую ниже двухосевого шарнира (63), прикрепленного к земле, поднимаемую в коаксиальную переносную трубу (124, 143), ведущую к трем основным привязным кабелям/тросам (27), вес которых компенсируется аэростатами (164). Тележка затем перемещается на стыковочную станцию (166), удерживаемую над землей в стратосфере парой вторичных кабелей/тросов (184), подвешенных под крепежной рамой (162) для натяжения аэростатов. Тележка удерживается концевым захватом тележки (196), направляемым по двум вторичным и двум третичным кабелям/тросам (186), и поднимаемым нижним подъемником (198), направляемым вторичными кабелями. Этот нижний подъемник удерживается верхним подъемником (168), подвешенным на крепежной раме натяжных аэростатов. Тележка, зацепляющаяся за подъемное кольцо (183), направляющееся по двум вторичным кабелям/тросам, поднимается дальше, вращается в необходимом направлении, со сбросом ракеты и практически безоткатным выбросом во время свободного падения тележки вниз и зажиганием двигателя на безопасном расстоянии. В результате создана пусковая установка для частой, безопасной и экологически чистой отправки полезных грузов в космос. 49 з.п. ф-лы, 67 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в последних ступенях ракет-носителей. Ракетно-космическая система (РКС) содержит ракету-носитель с последней ступенью с внешним корпусным отсеком с силовым промежуточным опорным шпангоутом с состыкованными между собой с помощью крепежных элементов наружным и внутренним шпангоутами, космический аппарат с головным обтекателем с торцевым шпангоутом. Внешний диаметр силового промежуточного опорного шпангоута соответствует диаметру торцевого шпангоута головного обтекателя. Изобретение позволяет обеспечить стыковку различных типоразмеров головных обтекателей с ракетами-носителями без увеличения времени сборки подготовки к старту РКС. 2 ил.
Наверх