Устройство разделения ступеней двухступенчатой ракеты



Устройство разделения ступеней двухступенчатой ракеты
Устройство разделения ступеней двухступенчатой ракеты
Устройство разделения ступеней двухступенчатой ракеты

 


Владельцы патента RU 2548261:

Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для разделения ступеней. Устройство разделения ступеней двухступенчатой ракеты в виде механизма управлением рулями содержит два звена, кинематически связанные с аэродинамическим и газовым рулями. Звено, связанное с аэродинамическим рулем, содержит кронштейн с пазом и качалку с отверстием, звено, связанное с газовым рулем, содержит качалку с пальцем. Качалки шарнирно соединены с парой тяг. Изобретение позволяет повысить надежность разделения ступеней при эксплуатации ракеты. 3 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, а более конкретно к устройствам разъединения тяг, относящихся к разным, разделяемым между собой ступенями.

Наиболее близким по набору существенных признаков является техническое решение по патенту РФ №2315261, F42B 15/00, F42B 10/62, 2006 г., которое и было принято авторами за аналог.

Данное техническое решение представляет собой устройство стабилизации авиационной крылатой ракеты, оно содержит корпус стартовой ступени, установленный с возможностью отделения на хвостовой части ракеты, кинематически связанных между собой аэродинамических и газовых рулей и механизма управления рулями, который выполнен с возможностью разделения звеньев. Кинематическая система механизма управления рулями состоит из качалки-шестерни, промежуточной шестерни, качалки газового руля.

К недостаткам данного устройства следует отнести то, что данное устройство может быть применено в конструкциях с малыми по габаритам размерами корпуса стартовой ступени. Увеличение габаритов стартовой ступени приведет к увеличению габаритов звеньев механизма управления, размеры которых могут выйти за теоретический обвод изделия, либо к увеличению количества промежуточных шестеренок, что приведет к увеличению углового люфта зубчатой передачи и, как следствие, к большому угловому расхождению аэродинамических рулей с газовыми рулями.

Также, с учетом различия между габаритами корпуса изделия и деталей механизма управления рулями, выполненных, как правило, из различных металлов или сплавов с разными коэффициентами температурного расширения, воздействие повышенных или пониженных температур может привести к увеличению углового люфта в зубчатой передаче, вплоть до разрыва передачи или ее заклиниванию вследствие исчезновения бокового зазора в передаче. Также к увеличению углового люфта приводит значительное изменение габаритов стартовой ступени вследствие образования давления газов горения топлива.

Механизм установлен на корпусе стартовой ступени и хвостовой части ракеты, которые изготавливаются автономно и с применением разного технологического оборудования, что приводит к технологическим погрешностям мест установки элементов механизма и требует сложной и дорогостоящей выставки посадочных мест узлов механизма управления рулями.

Целью предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков.

Указанная цель достигается тем, что устройство разделения ступеней двухступенчатой ракеты представлено в виде установленного на корпусе ракеты с возможностью разъединения двух звеньев в момент разделения ступеней ракеты механизма управлением рулями. Одно звено механизма управления рулями кинематически связано с аэродинамическим рулем, который размещен на маршевой ступени ракеты, а другое звено кинематически связано с газовым рулем, который размещен на стартовой ступени. Звено, связанное с аэродинамическим рулем, содержит кронштейн с пазом, жестко закрепленный на маршевой ступени, и качалку с отверстием, шарнирно соединенную с парой соответствующих тяг, которые связаны с аэродинамическим рулем, и размещенную в пазу кронштейна. Звено, связанное с газовым рулем, содержит качалку с пальцем, шарнирно соединенную парой тяг, установленных на стартовой ступени, которые шарнирно соединены с качалкой газового руля. Данные звенья механизма управления рулями связаны при помощи пальца качалки звена газового руля, установленного в отверстии качалки аэродинамического руля.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1-3 изображен общий вид ЛА, вид сверху и сечение по отдельным элементам.

На фиг.1-3 указаны позиции в следующем порядке:

1 - корпус ракеты;

2 - маршевая ступень;

3 - стартовая ступень;

4 - аэродинамический руль;

5 - газовый руль;

6 - звено;

7 - звено;

8 - тяги маршевой ступени;

9 - тандер;

10 - механизм управления рулями;

11 - качалка;

12 - качалка;

13 - ось;

14 - кронштейн;

15 - паз;

16 - тяги стартовой ступени;

17 - отверстие;

18 - палец;

19 - качалка.

Устройство разделения тяг двухступенчатой ракеты состоит из механизма управления рулями 10, установленного на корпусе ракеты 1, содержит звено 6 и звено 7. Звено 6 кинематически связано с аэродинамическим рулем 4, а звено 7 кинематически связано с газовым рулем 5. Звено 6 содержит качалку 11 с отверстием 17, шарнирно соединенную с тягами маршевой ступени 8, ось 13 качалки 11 установлена в пазу 15, кронштейна 14, жестко закрепленного на маршевой ступени 2. Звено 7 содержит качалку 12, которая содержит палец 18, шарнирно соединенную с тягами стартовой ступени 16, которые шарнирно соединены с качалкой 19 газового руля 5. Звено 6 и звено 7 связаны при помощи пальца 18, установленного в отверстии 17.

Устройство работает следующим образом.

При передаче управляющего воздействия на аэродинамические рули 4 происходит его поворот, при этом, воздействуя на тяги маршевой ступени 8 звена 6, вызывает так же поворот качалки 11. Одновременно с ней поворачивается качалка 12, палец 18 которой входит в отверстие 17 качалки 11. Тяги стартовой ступени 16 звена 7, закрепленные на качалке 12, предают поворот качалке 19, жестко закрепленной на газовом руле 5. Для точной передачи углового поворота аэродинамического руля 4 газовому рулю 5 тяги маршевой ступени 8 натянуты с определенным усилием вращением резьбовых тандеров 9. Технологические погрешности при монтаже, температурные деформации корпусов ступеней 2 и 3, а также деформации стартовой ступени 3 компенсируются установкой и перемещением пальца 18 качалки 12 звена 7 в отверстии 17 качалки 11 звена 6.

При разделении ступеней 2 и 3 палец 18 качалки 12 выходит беспрепятственно из отверстия 17 качалки 11, разрывая тем самым связь между звеньями 6 и 7.

Предложенное техническое решение позволяет реализовать конструкцию устройства разделения ступеней двухступенчатой ракеты с возможностью разъединения звеньев механизма управления рулями, а также компенсации технологических погрешностей при монтаже, температурные перемещения корпусов ступеней при эксплуатации и изменение габаритов вследствие образования давления газов горения топлива.

Устройство разделения ступеней двухступенчатой ракеты в виде установленного на корпусе ракеты с возможностью разъединения двух звеньев в момент разделения ступеней ракеты механизма управлением рулями, причем одно звено кинематически связано с аэродинамическим рулем, который размещен на маршевой ступени ракеты, а другое - с газовым рулем, который размещен на стартовой ступени, отличающееся тем, что звено, связанное с аэродинамическим рулем, содержит кронштейн с пазом, жестко закрепленный на маршевой ступени, и качалку с отверстием, шарнирно соединенную с парой соответствующих тяг, которые связаны с аэродинамическим рулем, и размещенную в пазу кронштейна, а звено, связанное с газовым рулем, содержит качалку с пальцем, шарнирно соединенную парой тяг, установленных на стартовой ступени, которые шарнирно соединены с качалкой газового руля, при этом оба звена механизма управления рулями связаны при помощи пальца качалки звена газового руля, установленного в отверстии качалки аэродинамического руля.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области оптических средств измерения параметров относительного сближения космических аппаратов (КА), а именно к оптико-электронным системам контроля скорости.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при разделении стыковочных агрегатов космических аппаратов. Устройство расстыковки содержит стыковочные шпангоуты с системами замков, стыковочными механизмами, направляющими узлами со штырем с заходным конусом и гнездом с заходной фаской, буртиком, крышкой, плунжером с расточкой, пружиной сжатия и фаской, гайки, пружину кручения, пружинные толкатели, штыри с заходными конусами, гнезда с заходными фасками, механические датчики контроля расстыковки с подпружиненными штоками, механизм преобразования перемещения штыря направляющего узла в виде кривошипно-ползунного механизма из кривошипа, шатуна, ползуна и стойки.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при разделении стыковочных агрегатов космических аппаратов. Устройство расстыковки содержит стыковочные шпангоуты с системами замков и стыковочными механизмами, пружинные толкатели, штыри с заходными конусами, гнезда с заходными фасками, механические датчики контроля расстыковки с подпружиненными штоками, механизм преобразования перемещения штыря в виде гильзы с буртиком и механизмом взаимодействия штыря и датчика в виде внешнего стакана с продольными пазами и внутренним стаканом с ограничителями перемещения в виде цилиндрических элементов, пружиной сжатия, расточкой.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано при транспортировке автономной научной аппаратуры, в частности пикоспутников формата CubeSat.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для разделения магистрали разделяемых отсеков. Разъемная магистраль разделяемых отсеков содержит корпус с внутренней отбортовкой и приводным механизмом в виде пиропривода из пиропатронов и их полостей, гайку для ограничения перемещения корпуса, переходник с фланцем, отделяемую часть магистрали с сильфоном.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для соединения и разделения элементов конструкции. Устройство для фиксации и разделения частей конструкции содержит замок на основе болтового соединения, штырь, разрезную гайку, гайку механизма разделения для стягивания стыка двух частей, сепаратор, пружину сжатия, удерживающий шарик, сухарь, изоляторы, токопроводящие нити, пружину кручения.

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано для соединения и отделения малого космического аппарата (МКА) со средством выведения на орбиту. Устройство для соединения малого космического аппарата (МКА) со средством выведения его на орбиту функционирования и последующего отделения содержит основание, удерживающее устройство с переходным элементом, пружинный толкатель с наполненным газом герметичным сильфоном, программно-временное устройство с датчиками, микровыключатель.

Изобретение относится к защитным средствам при транспортировке и стыковке/отделении изделий ракетно-космической техники и их частей, в частности применительно к аппаратуре (пикоспутнику - ПС) типа CubeSat.

Изобретение относится к машиностроительной технике, в частности к разъемным соединениям, разделяемым в процессе эксплуатации. Пирозамок содержит основание, стяжной болт, сухари со штифтами, поршень, цилиндр, крышку и пиропатрон.

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.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для запуска спутников. Устройство управляемого запуска наноспутников и микроспутников содержит платформу с наноспутником или микроспутником, шток, конденсаторы, систему ориентации с внешним и внутренним корпусами, электродвигателями и подшипниками, магнитоиндукционный эжектор с двумя плотно прижатыми поджимной пружиной катушками индуктивности соленоидального типа, размещенными в сердечнике броневого типа из ферромагнитного материала и попарно запрессоваными в стаканы, электронную систему управления запуска с микроконтроллером, коммуникатором, блоком управления зарядом, драйверами электродвигателей, ключевыми устройствами и переключателем выводов обмотки. Изобретение позволяет повысить КПД устройства запуска. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области безопасной эксплуатации опасных изделий, находящихся в окружении агрессивной среды, в частности к предохранительным герметизирующим устройствам, а именно к устройствам с разрушаемым элементом, обеспечивающим автоматическое срабатывание и открытие герметичных воздушных каналов при определенных внешних воздействующих факторах. Защитное устройство включает линейно перемещаемый силовым воздействием предварительно сжатой пружины подвижный элемент, удерживаемый стопором. Механические свойства стопора изменяются под воздействием факторов внешней среды. Подвижный элемент выполнен в виде подпружиненной пробки 1 и расположен внутри корпуса объекта 6. Стопор выполнен в виде фиксатора 4 из легкоплавкого материала, нанесенного на витки сжатой телескопической пружины 3 перед установкой его в корпус. Пробка 1 снабжена уплотнительными элементами 2 и выполнена с высотой по оси меньшей, чем высота пружины 3 в свободном состоянии. Изобретение направлено на упрощение конструкции защитного устройства, на минимизацию размеров защитного устройства, на сокращение количества элементов, на повышение надежности срабатывания устройства. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к крепежным элементам космического аппарата (КА) для установки оборудования наблюдения, размещаемого, как правило, на иллюминаторе стыковочного агрегата КА. Штатив содержит опору, снабженную крепежными стойками с посадочными площадками (8) и элементами их крепления (9) на месте установки. Опора состоит из рамы (5), на которой установлен ползун (6) с адаптером (7), на котором размещены элементы фиксации (2) оборудования наблюдения. Рама (5) на концах имеет посадочный (10) и установочный (14) фланцы. Посадочные поверхности фланца (10) и площадок (8) параллельны. Во фланце (10) выполнено резьбовое отверстие (12), в которое установлен распорный элемент (13). Фланец (14) расположен под заданным углом к фланцу (10), и в нем также выполнено резьбовое отверстие для крепежного элемента (16). Ползун (6) установлен на фланце (14) с возможностью перемещения (в пазу) и вращения относительно элемента (16), которым он и поджимается затем к этому фланцу. На другом конце ползуна (6) выполнена сферическая мембрана с осью, параллельной плоскости фланца (14), а на адаптере (7) выполнена ответная сферическая поверхность. Данные поверхности взаимодействуют через выполненные в них паз и выступ, что позволяет адаптеру (7) перемещаться и вращаться (до фиксации) относительно ползуна (6). Техническим результатом изобретения является обеспечение возможности установки оси оборудования (телекамеры) параллельно оси стыковочного агрегата КА и совмещение его центра с центром ответной мишени. 5 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для доставки на орбиту полезной нагрузки небольшой массы. Транспортно-пусковой контейнер (ТПК) содержит корпус с крышкой и направляющими, узел фиксации полезной нагрузки, механизм выдвижения полезной нагрузки с подвижной кареткой или каретками с синхронизирующей тягой, полиспастом или полиспастами с тяговым элементом из аримидного шнура и пружиной. Изобретение позволяет повысить надежность функционирования ТПК. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

Держатель // 2558960
Изобретение относится к средствам временной фиксации различных устройств на космическом аппарате (КА), в частности панелей солнечных батарей. Держатель имеет корпус, из которого выступает стягивающий штырь (2), удерживающий элементы (4.1-4.n). Для блокировки-разблокировки оголовка штыря служат рычаги (14), личинка (17) с роликами (13), пружина (16) и поворотное основание (12). Нажимной элемент (18) после разблокировки штыря нажимает на шток датчика (19) срабатывания держателя. По команде от системы управления КА происходит поворот основания (12). Упоры (20) основания соскальзывают с подшипников (28) личинки (17). Последняя под действием пружин (16) отпускается вниз. Вторые плечи рычагов (14) прокатываются по роликам (13), освобождаются от ограничения поворота, проворачиваются и освобождают оголовок штыря (2). Штырь (2) под действием пружин (6) поднимается вверх и освобождает набор удерживаемых элементов (4.1-4.n). Вместе с личинкой (17) перемещается элемент (18), нажимая на шток датчика (19). Техническим результатом изобретения является повышение надежности и технологичности изделия, а также качества диагностирования состояния КА на орбите. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для герметизации стыков стыковочных агрегатов. Механизм герметизации стыка стыковочных агрегатов содержит стыковочные шпангоуты с системами замков с пассивными крюками и активными крюками на эксцентриковых валах со шкивами с зубьями, электроприводы, торцевое уплотнение на шпангоуте, тяги в виде сегментов зубчатого колеса с цилиндрическими элементами на торцах и торцевыми зубьями для соединения шкивов и выходного вала привода, замки, стяжки в виде стержня со сферическими элементами по торцам и накидными гайками для соединения сегментов зубчатого колеса. Количество сегментов зубчатого колеса равно количеству замков. Изобретение позволяет повысить надежность связи между шкивами замков и электропривода и исключить обрыв тяг. 7 ил.

Изобретение относится к средствам стыковки частей космических аппаратов и их оборудования, в частности, радиолокационной антенны (РЛА). Устройство содержит расположенные по осям симметрии РЛА опорные узлы (ОУ) и узлы связи (УС). ОУ снабжены подпружиненными роликами, охваченными вилками, закрепленными на РЛА. УС установлены на силовых поясах и закреплены на РЛА (7) через теплоизолирующие прокладки (6). Жесткая связь РЛА (7) с рамой (1) выполнена в точке пересечения осей симметрии РЛА. УС выполнены в виде кривошипов (16) с осями (17, 18) в подшипниках качения (19, 20), закрепленных в корпусах (21, 22). Один из корпусов закреплен на раме (1), а другой на РЛА (7). Радиусы кривошипов выбираются, исходя из допустимых напряжений в РЛА. Техническим результатом изобретения является расширение функциональных возможностей, упрощение конструкции и повышение надежности устройства. 7 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для соединения и разъединения частей космического аппарата. Механический рычажный замок содержит кронштейн, закрепленный на первом отделяемом элементе, коромысло с возможностью поворота на оси и зафиксированное по цилиндрической поверхности второго отделяемого элемента или накладки, рычаг с возможностью поворота на кронштейне, штырь с резьбовой частью, гайкой, пружиной и опорой, контактирующей с кронштейном, пружину, расположенную на оси соединения рычага с кронштейном, с концами, выведенными наружу или внутрь и упруго поджимающими поверхности рычага и кронштейна, опору замка, контактирующую с первым отделяемым элементом. Поверхность соприкосновения рычага и коромысла выполнена под углом относительно горизонтальной поверхности и зависящим от вектора сил, коэффициента трения, вектора силы трения, усилия от пружины и коэффициента запаса. Изобретение позволяет исключить ослабление основных несущих элементов в углепластиковых конструкциях и уменьшить начальную силу для срабатывания замка. 3 н.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для крепления пиротехнических узлов с остаточной деформацией после их срабатывания, преимущественно пироножей. Устройство содержит опору, на которой установлен пиротехнический узел при помощи крепежных элементов, причем в местах крепления между пиротехническим узлом и опорой установлены пластины со скосом в направлении деформации пиротехнического узла. Угол скоса каждой из пластин равен или больше максимального угла деформации пиротехнического узла в поперечном сечении после его срабатывания. Толщина пластины больше максимальной величины деформации пиротехнического узла, причем в пластине и опоре соответственно выполнены отверстия под крепежные элементы. Техническим результатом изобретения является сохранение целостности опоры и крепежного элемента и обеспечение безопасности при разделении конструкции. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к устройствам отделения космического аппарата. Устройство отделения КА содержит разъединяемое удерживающее устройство между несущей конструкцией с отверстием и КА с отверстием с выступами для фиксации упора, механические замки со стержнем с шайбой и гайкой, упором и отверстием со смещением относительно оси стержня, фиксирующее звено, удерживающее звено с выемкой на оси вращения. Изобретение позволяет повысить надежность отделения полезной нагрузки. 4 ил.
Наверх