Способ получения дополнительного импульса тяги ракеты и межступенчатый ускоритель для его осуществления (варианты)



Способ получения дополнительного импульса тяги ракеты и межступенчатый ускоритель для его осуществления (варианты)
Способ получения дополнительного импульса тяги ракеты и межступенчатый ускоритель для его осуществления (варианты)
Способ получения дополнительного импульса тяги ракеты и межступенчатый ускоритель для его осуществления (варианты)

 


Владельцы патента RU 2551181:

Закрытое акционерное общество "РК СТАРТ" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для получения дополнительного импульса тяги. Межступенчатый ракетный ускоритель содержит стволы с пиропатронами с электродетонаторами, штоками-толкателями с амортизаторами с функцией смягчения удара при срабатывании пиропатрона, отталкивающего отделяемую часть ракеты в направлении, противоположном направлению полета ракеты и плавного разгона отделяемой ступени до нужной скорости. Преобразуют кинетическую энергию отделяемой отработанной ступени при отсоединении и отталкивании в направлении, противоположном движению отделяемой отработанной ступени в дополнительный импульс тяги, и ускорении головной части ракеты. Изобретение позволяет повысить КПД двигательной установки и летные баллистические характеристики ракеты. 3 н.п. ф-лы, 5 ил.

 

Данное изобретение предназначено для многоступенчатых ракет-носителей различного назначения с различными типами силовых установок. Область применения охватывает ракеты как научно-технического, так и военного применения, с любыми типами реактивных силовых установок. Данный принцип полета и устройство могут иметь применение на всех этапах полета - при отделении ступеней ракет, стартовых ускорителей и для дополнительного ускорения головной космической части. Заявлен принципиально новый способ разделения ступеней ракет с последующим использованием кинетической энергии отделяемой ступени.

Существующие системы и способы полета многоступенчатых ракет основаны на простом принципе уменьшения общей массы ракеты путем поэтапного сброса ее частей (ступеней) с пустыми баками и отработавшими ресурс двигателями. При этом имеющаяся кинетическая энергия отделяемой ступени теряется впустую. За счет этой энергии отработанная ступень по инерции продолжает полет по баллистической траектории до полной потери скорости и последующего падения на землю. Таким образом, значительная часть топлива ракеты тратится впустую - на разгон массивной конструкции ступени, которая после отделения (отстыковки) никак не используется.

Известен способ отделения отработавших частей ракеты по патенту RU 2281234. Устройство разделения в ней выполнено в виде нескольких пиропатронов. Для уменьшения разлета осколков применяется мембрана отражатель.

Недостатки: при срабатывании пиропатронов образуется резкая ударная нагрузка и значительный разлет осколков, которые могут повредить ракету. Кроме того, при применении пиропатронов имеет место задымление, которое может вывести из строя линзы оптических систем ракеты.

Известен патент RU 2291820 на пиротехнический толкатель для отделения створок головного обтекателя - это поршень в цилиндре, который просто раскрывает створки ГО в стороны перед их сбрасыванием. Толкатель обеспечивает сравнительно плавное раскрывание отделяемых створок, отсутствие осколков и задымления, которые могут повредить ракету.

Недостатки: большой вес и сложность конструкции, низкая надежность за счет необходимости применения нескольких разрозненных устройств, которые должны срабатывать строго одновременно.

Известны патенты RU 2441823, RU 2455205 на устройство для разделения элементов конструкции, выполненных в виде пиропатронов с толкателем.

В этой конструкции имеются все вышеперечисленные недостатки.

Известен патент US 6622971. Изобретение относится к конструкции соединения разделяемых в полете частей. Данный способ основан на конструкции, в которой предлагается выполнять соединения частей оболочки ракеты в виде шнуровки прочным жгутом, пропущенным через шкивы на обеих разделяемых частях (это такой же принцип соединения, как в шнурках ботинка). Для разделения частей и их сброса достаточно разрезать шнуровку (например, несколькими пиропатронами).

Результатом является низкая стоимость и высокая прилегаемость частей конструкции. Т.к. шнуровка обеспечивает более плотное прилегание и отсутствие зазоров.

Недостатки: при разделении и сбросе элементов оболочки ракеты (например, головного обтекателя) разлетаются обрывки шнуровки, которые могут зацепиться за элементы конструкции. Высокая зависимость от климатических условий, т.к. шнуровка может намокать или покрываться льдом. Снижение надежности, т.к. для нормальной работы устройства необходимо наличие множества пиропатронов, которые должны сработать строго одновременно и обеспечивать одновременный многократный разрыв шнура.

Известен патент RU 2455204 на способ разделения ступеней ракеты-носителя пакетной схемы, характеризующийся тем, что в расчетный момент времени разрываются нижние узлы связи, которые разворачивают первую ступень вокруг верхних узлов связи за счет силы тяги двигателей первой ступени. Затем разрывается верхний узел связи и производится отвод передней части первой ступени от второй ступени. Устройство отличается тем, что угол и скорость поворота первой ступени относительно верхнего узла связи регулируются углом поворота сопел двигателей первой ступени; а разрыв верхнего узла связи производят в момент, когда ускорение первой ступени становится равным ускорению второй ступени, после чего происходит отвод передней части первой ступени от второй ступени с помощью отталкивающей силы. Эта сила незначительна, не влияет на импульс тяги отбрасываемой ступени и предназначена для отклонения отделяемых частей от траектории ракеты, чтобы устранить возможность столкновения (касания) отделившихся частей и корпуса ракеты.

Способ основан на обычном сбрасывании боковой отработанной ступени, которая отделяется и просто падает вниз, немного отклоняясь вбок под действием реактивной струи работающего двигателя следующей ступени, расположенной в центральной части (ракета-носитель со ступенями пакетной компоновки типа РН «Союз»).

Это решение принято за прототип.

Все вышеперечисленные примеры и прототип - это системы пассивного разделения ступеней. Заявленное изобретение не является системой пассивного разделения ступеней, а представляет собой новую систему активного (кинетического) принципа разделения ступеней, для реализации которого используется межступенчатый ракетный ускоритель, срабатывающий при разделении ступеней.

Целью данного изобретения является принципиально-новый способ получения дополнительного импульса тяги при полете ракет путем преобразования кинетической энергии отработанной ступени в дополнительный импульс тяги, повышающий эффективность полета ракеты. Данный способ реализован в виде устройства межступенчатого ускорителя, которое позволяет использовать кинетическую энергию отработанных (отделяемых) ступеней, преобразовывая ее в дополнительный импульс тяги ракеты. Применение данного изобретения повышает коэффициент полезного действия (КПД) силовой установки, значительно улучшает летные баллистические характеристики ракеты, значительно снижая ее вес и габариты. Это, в свою очередь, положительно влияет на надежность и основные экономические показатели (т.е. ракета становится дешевле в изготовлении, надежнее в эксплуатации и эффективнее в полете). Заявляемое изобретение имеет максимально высокое научно-техническое значение, поскольку описывает новый, более эффективный способ полета многоступенчатых ракет.

Техническим результатом изобретения является относительная простота конструкции, увеличение надежности, уменьшение ударной нагрузки при разделении ступеней, полное отсутствие осколков, быстрый отвод отделяемой ступени на безопасное расстояние и создание дополнительного мощного импульса тяги (ускорения). Это приводит к экономии топлива, уменьшению веса конструкции, снижению стоимости ракеты и значительному повышению эффективности ее силовой установки.

Кроме того, описываемое устройство может быть размещено как на новых, так и на уже существующих ракетах-носителях путем их незначительной модернизации (дооснащения). При этом для модернизации ракет не требуется каких-либо существенных изменений конструкции - устройство размещается в имеющиеся межступенчатые технологические проемы. Применение данного изобретения позволяет очень быстро нарастить мощность и эффективность практически всех уже существующих ракет-носителей, что имеет важное стратегическое значение, например, для повышения военного потенциала страны.

Применение данного изобретения позволяет не только оперативно повысить КПД (эффективность) уже существующих ракетно-космических систем, но и создать принципиально-новую ракету нового поколения с более компактной и значительно более эффективной силовой установкой.

Указанный научно-технический результат достигается за счет того, что способ получения дополнительного импульса тяги ракеты, заключающийся в применении преобразователей кинетической энергии отделяемой отработанной ступени в дополнительный импульс тяги и ускорении головной части ракеты, продолжающей полет, отличающийся тем, что отделяемая часть ракеты или отработанная ступень помимо отсоединия отталкивается (катапультируется) в направлении, противоположном движению, передавая, таким образом, кинетическую энергию и дополнительный импульс тяги от отработанной ступени к головной части ракеты, продолжающей полет.

Межступенчатый ракетный ускоритель, содержащий пиропатроны с электродетонаторами, отличающийся тем, что состоит из нескольких стволов, в каждом из которых имеется пиропатрон с электродетонатором, причем в каждый ствол заложены шток-толкатель с амортизатором для смягчения удара при срабатывании пиропатрона, отталкивающий отделяемую часть (ступень) ракеты в направлении, противоположном направлению полета ракеты.

По второму варианту межступенчатый ракетный ускоритель, содержащий пиропатроны с электродетонаторами, штоки-толкатели, вставленные в направляющие стволы с пиропатронами, соединенные с отделяемыми боковыми ступенями или стартовыми ускорителями ракеты, отличающийся тем, что состоит из не менее чем двух стволов, каждый из которых закреплен на ускорителе или боковой ступени ракеты, в каждом из стволов имеется пиропатрон с электродетонатором, причем в каждый ствол заложен шток-толкатель с амортизатором, с функцией смягчения удара при срабатывании пиропатрона и плавного разгона отделяемой ступени до нужной скорости.

Увеличение надежности работы ускорителей обеспечивается за счет многократного дублирования пиропатронов (например, в каждом ускорителе может быть использовано от 6 стволов и более).

Уменьшение ударной нагрузки достигается за счет плавного разгона отделяемой ступени при помощи направляющих стволов и амортизаторов, размещенных на концах штоков-толкателей.

Полное отсутствие осколков при срабатывании пиропатронов обеспечивается за счет отсутствия разрушаемых частей.

В целом межступенчатый ускоритель обеспечивает не только быстрый отвод отделяемой ступени на безопасное расстояние, но и создание дополнительного мощного импульса тяги (ускорения) ракеты.

Дополнительный импульс тяги при разделении ступеней приводит к экономии топлива, уменьшению общего веса конструкции, снижению себестоимости ракеты и значительному повышению эффективности ее силовой установки.

Краткое описание чертежей

На Фиг.1 показана принципиальная схема трех этапов отделения отработанной ступени ракеты при использовании межступенчатого ускорителя, где 1 - передняя часть ракеты, 2 - импульсная часть ускорителя, 3 - пиропатрон, 4 - отделяемая ступень, 5 - двигатель отделяемой ступени (а - первый этап завершения работы первой ступени; б - второй этап отбрасывания отработанной ступени назад; в - третий этап включения двигателя второй ступени).

На Фиг.2 показана схема продольного ускорителя, где 6 - основание второй ступени ракеты, 7 - амортизаторы, 8 - шток, 9 - основание первой ступени ракеты.

На Фиг.3 показана конструкция межступенчатых ракетных ускорителей, где 10 - головная часть и грузовой отсек ракеты-носителя, 11 - разгонный блок, 12 - межступенчатый ускоритель головной части, 13 - вторая ступень ракеты, 14 - межступенчатый ускоритель второй ступени, 15 - первая ступень ракеты, 16 - стартовые ускорители.

Осуществление изобретения

Представим двухступенчатую ракету, которая движется со скоростью V1 по прямой траектории (Фиг.1). Масса ракеты состоит из суммы масс двух ее частей (масс ступеней) M=M1+M2. Общий импульс движения (количество движения) на данном этапе полета будет: P=(M1+M2)V1.

Если отработанная ступень просто отсоединится на определенном этапе полета (как это происходит во всех современных ракетах), то импульс движения уменьшится на величину отсоединившейся массы, т.е. передняя часть, продолжающая движение, будет иметь импульс P1=M1V1. Схематически это показано на Фиг.1(а).

Отработанная ступень в момент отсоединения будет иметь собственный импульс движения P2=M2V2, где в начальный момент отсоединения ступеней их скорости равны V1=V2. Таким образом, отделяемая ступень оставляет на себе часть общей кинетической энергии и продолжает полет по инерции, расходуя эту энергию впустую. Такое применение кинетической энергии отработанной ступени весьма расточительно, поскольку для ее создания (разгона массы конструкции отделившейся ступени) на предшествующем этапе полета было израсходовано дополнительное топливо. То есть при обычном (пассивном) отделении отработанных ступеней ракет значительная часть топлива расходуется на разгон и увеличение кинетической энергии массы конструкции отделяемой ступени. Эта приобретенная кинетическая энергия после отделения ступени никак не используется и полностью пропадает.

Если сделать так, что отработанная ступень не просто отделится от головной части ракеты, а с силой оттолкнет (катапультирует) ее вперед, например, при помощи специального пиротехнического толкателя, то будет наблюдаться следующее явление.

К импульсу движения, который имела передняя часть ракеты в момент отделения (M1V1), добавляется импульс отделяемой ступени (M2V2), т.е. суммарный импульс движения будет P суммарный = M1V1+M2V2.

Схематически это показано на Фиг.1(б).

В качестве дополнительного пояснительного примера можно рассмотреть явление отдачи при стрельбе из ружья, где сила отдачи направлена в сторону, противоположную направлению пули, и зависит от скорости и массы вылетаемого из ствола снаряда (пули). В этом примере пуля, имеющая небольшую массу, создает значительную силу отдачи за счет разгона в стволе до очень большой скорости.

Следует отметить, что прирост импульса движения может быть очень значительный, т.к. в реальной ракете масса отделяемой ступени всегда значительно больше массы части ракеты, продолжающей полет.

Отсюда следует, что, если отработанную ступень ракеты не просто отделить от ракеты, а оттолкнуть в направлении, противоположном движению, то вся кинетическая энергия этой ступени за счет силы отдачи (как в примере со стрельбой из ружья) передается передней части ракеты, продолжающей полет в заданном направлении. Если точно рассчитать силу отталкивания (в зависимости от скорости полета и массы отделяемой ступени), то можно добиться того, что отделенная ступень остановится в воздухе (V2=0), а вся ее кинетическая энергия полностью перейдет в дополнительную энергию движения передней части ракеты. А если использовать более мощное ускорительное устройство, которое «выстрелит» с большой скоростью отработанной ступенью в направлении, противоположном движению ракеты, то кинетическая энергия головной части ракеты значительно возрастет. Максимальная скорость выстреливания (катапультирования) отработанной ступени ограничивается лишь прочностными характеристиками ракеты и ее способностью выдерживать перегрузки. Чтобы снизить перегрузки, сделать разгон (ускорение) более плавным и добиться максимального дополнительного импульса тяги, в конструкции используются межступенчатые ускорители с амортизатором, встроенным в шток-толкатель (который гасит ударные нагрузки при срабатывании пиропатронов), и относительно длинные направляющие стволы, в которых происходит разгон отделяемой части ракеты до максимальной скорости так же, как происходит разгон пули в стволе ружья. Если отработанную ступень в момент отделения разогнать до максимально возможной скорости (которая ограничивается только прочностными характеристиками ракеты), то можно получить значительный прирост импульса тяги за счет силы отдачи, образующейся при катапультировании отработанной ступени.

Таким образом, если мы используем более мощное межступенчатое устройство (отталкиватель, ускоритель), то можно добиться максимального дополнительного эффекта увеличения импульса тяги, когда отделяемая ступень не просто на мгновение остановится в пространстве, а полетит в обратном направлении. В этом случае головная часть ракеты получит энергию, значительно превышающую суммарную энергию двух частей, которая была до момента разделения. Т.е. при использовании достаточно мощного отталкивающего устройства можно добиться не только сохранения суммарной энергии всех ступеней, которая была до момента разделения, но и значительно увеличить эту энергию. Фактически заявляемое устройство (межступенчатый ускоритель) - это принципиально новый дополнительный двигатель ракеты, использующий принцип увеличения импульса движения, который ранее не применялся. При отталкивании отработанной ступени будет наблюдаться эффект реактивного движения, где «рабочим телом» послужит масса отработанной ступени. При этом, чем больше скорость отталкивания и чем больше масса отталкиваемого тела, тем больше появится дополнительной энергии, преобразуемой в дополнительный импульс движения передней части ракеты. Таким образом, описываемый межступенчатый ускоритель позволяет не только сохранить, но и значительно увеличить суммарный импульс движения ракеты при отделении отработанной ступени.

В данном изобретении реализован принципиально-новый способ полета многоступенчатых ракет, который состоит из следующих трех этапов (Фиг.1).

Этап I: После того как топливо первой ступени полностью израсходовано, включается межступенчатый ускоритель (Фиг.1(а)).

Этап II: В момент разделения межступенчатый ускоритель отталкивает переднюю часть ракеты от массивной отработанной ступени. При этом часть ракеты, продолжающая полет, получает дополнительный импульс движения и дополнительную энергию, значительно превышающую кинетическую энергию отделяемой ступени (Фиг.1(б)).

Этап III: На последующем этапе полета отделившаяся передняя ракеты часть включает собственные двигатели и продолжает полет в обычном режиме (Фиг.1(в)).

Главное преимущество данного изобретения в том, что найден сравнительно простой и эффективный способ значительного повышения КПД (коэффициента полезного действия) практически всех современных многоступенчатых ракет путем применения межступенчатых ускорителей, которые используют кинетическую энергию отработанных ступеней для получения дополнительного импульса тяги. По сути, межступенчатый ускоритель - это легкий и компактный дополнительный двигатель, применение которого позволит снизить габариты и вес многоступенчатых ракет на 20-30% по сравнению с ракетами, не имеющими таких устройств. Например, если трехступенчатая ракета-носитель «Союз» имеет длину около 50 м, то трехступенчатая ракета нового поколения с применением межступенчатых ускорителей может иметь длину около 35 м, при одинаковых летных характеристиках. Столь значительное снижение габаритов ракеты достигается как за счет применения межступенчатых ускорителей и увеличения числа ступеней, так и за счет резкого уменьшения запасов топлива, которые тратятся впустую, и ракета возит сама себя. Использование заявляемого устройства снижает общую массу и габариты ракеты в геометрической прогрессии по отношению к снижению массы топлива.

Главная особенность конструкции межступенчатого ускорителя ракеты в том, что устройство должно иметь с одной стороны достаточно высокую мощность (силу толчка), а с другой стороны мгновенные ударные нагрузки должны быть минимальными, поскольку резкий силовой удар (взрывного типа) может привести к разрушению некоторых элементов конструкции ракеты. Поэтому здесь невозможно применение обычных пиротехнических устройств, и требуются устройства более мягкого действия.

В заявляемом изобретении предлагается простая и надежная конструкция межступенчатого ускорителя, схематически показанная на Фиг.2.

Устройство состоит из нескольких стволов, например 6-8 штук, в каждом из которых имеется пиропатрон 3 с электродетонатором. Для уменьшения взрывного удара в каждый ствол заложены амортизаторы 7. Пиропатроны состоят из вещества, обеспечивающего относительно «мягкий взрыв» (т.е. сравнительно плавную постепенную детонацию), что достигается, например, использованием в составе взрывной смеси ряда «замедлителей горения» на основе минеральных смол или битума. Для обеспечения равномерности давления в стволах, все стволы соединены синхронизирующим кольцевым газовым каналом. В стволы вставлены штоки 8, закрепленные на отделяемой ступени 9. Таким образом, при подаче электрического импульса в каждом стволе устройства воспламеняется пиропатрон 3, который через амортизатор 7 выталкивает шток 8, отталкивающий отработанную ступень. Применение длинного ствола и амортизатора необходимо для смягчения толчка при взрыве пиропатрона и плавного разгона штока при его движении внутри ствола. Для повышения надежности, недопущения перекосов и обеспечения одновременного равного выталкивания штоков-толкателей из стволов, для точного выравнивания давления все стволы соединены у основания газовым синхронизирующим каналом (кольцевой трубкой). Такая конструкция позволяет устройству надежно работать даже при сбое режима воспламенения отдельных пиропатронов. Если, вследствие внештатной ситуации, какой-либо пиропатрон не воспламенится вовремя, то синхронизирующий канал (газовая трубка), соединяющая все стволы, равномерно распределит давление между стволами и обеспечит равную силу выталкивания (ускорение) всех штоков-толкателей, которые, в свою очередь, передают импульс силы (ускорение) отделяемой головной части ракеты.

Межступенчатые ускорители размещаются между всеми ступенями ракеты и включаются в момент отделения отработанных ступеней на всех основных этапах полета.

В случае применения твердотопливных стартовых ускорителей, размещенных по бокам первой ступени, или при необходимости дооснащения межступенчатыми ускорителями существующих ракет с пакетной компоновкой ступеней типа «Союз», межступенчатый ускоритель изготавливается по схеме, показанной на Фиг.3, являющейся вторым вариантом применения заявленного изобретения. В этом случае узел крепления боковых стартовых ускорителей (или боковых ступеней ракет типа «Союз») состоит из двух (или нескольких) стволов с пиропатронами 3, штоками 8 и амортизаторами 7, которые действуют так же, как в описанном выше межступенчатом ускорителе. В данном устройстве два параллельных ствола при помощи пиропатронов 3 выталкивают цилиндрические штоки 8 в направлении, противоположном движению ракеты. Таким образом, передняя часть ракеты отталкивается от массы отделяемой части, получая дополнительный импульс движения.

Заявленный способ получения дополнительного импульса тяги ракет может быть реализован в различных вариантах с различными конструкциями межступенчатых ускорителей, например, в виде описанных выше пиротехнических устройств (зарядов, размещенных в стволах ускорителя), быстродействующей пневматической или гидравлической системы, механического пружинного механизма и других устройств, обеспечивающих эффективное отталкивание отработанной ступени в направлении, противоположном движению ракеты.

1. Способ получения дополнительного импульса тяги ракеты, заключающийся в применении преобразователей кинетической энергии отделяемой отработанной ступени в дополнительный импульс тяги и ускорении головной части ракеты, продолжающей полет, отличающийся тем, что отделяемая часть ракеты или отработанная ступень помимо отсоединения отталкивается (катапультируется) в направлении, противоположном движению, передавая, таким образом, кинетическую энергию и дополнительный импульс тяги от отработанной ступени к головной части ракеты, продолжающей полет.

2. Межступенчатый ракетный ускоритель, содержащий пиропатроны с электродетонаторами, отличающийся тем, что состоит из нескольких стволов, в каждом из которых имеется пиропатрон с электродетонатором, причем в каждый ствол заложены шток-толкатель с амортизатором для смягчения удара при срабатывании пиропатрона, отталкивающий отделяемую часть (ступень) ракеты в направлении, противоположном направлению полета ракеты.

3. Межступенчатый ракетный ускоритель, содержащий пиропатроны с электродетонаторами, штоки-толкатели, вставленные в направляющие стволы с пиропатронами, соединенные с отделяемыми боковыми ступенями или стартовыми ускорителями ракеты, отличающийся тем, что состоит из не менее чем двух стволов, каждый из которых закреплен на ускорителе или боковой ступени ракеты, в каждом из стволов имеется пиропатрон с электродетонатором, причем в каждый ствол заложен шток-толкатель с амортизатором, с функцией смягчения удара при срабатывании пиропатрона и плавного разгона отделяемой ступени до нужной скорости.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к устройствам для пуска летательных аппаратов (ЛА). ЛА содержит корпус с силовой обшивкой, силовые рамы, прикрепленные к обшивке, и агрегаты, закрепленные на силовых рамах, включая стартовую двигательную установку с реактивным соплом, прикрепленную к корпусу устройством, выполненным с возможностью расфиксации крепления, и систему управления.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в боевых отсеках ракет. Система отделения и стабилизации для боевого отсека снаряда содержит оболочку с дном, узел отделения, вытяжной фал, парашютную систему стабилизации с контейнером с дном, крышкой с узлом форсирования, парашютом с вертлюгом, вытягивающим звеном в виде поршня с центральным газоводом, устройством разделения отсеков замедленного действия, фиксатором в виде распорного пружинного кольца.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в стационарных стендах сборки частей ракет-носителей. Стационарный стенд сборки головного блока ракетно-космического носителя содержит силовую раму в виде прямоугольника коробчатого сечения с выступающими узлами для скрепления со стрелой и гидроцилиндрами, площадку обслуживания с лестничными переходами и выдвижными трапами, анкерный крепеж, грузоподъемную стрелу с устройством для размещения и скрепления головного блока, гидроцилиндры подъема и опускания стрелы, гидросистему питания, электрооборудование с мотор-редукторами, опорно-поворотное кольцо в виде полого цилиндра с отверстиями под болты, подшипник вращения, упоры.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к системе разделения и стабилизации головной части. Система разделения и стабилизации головной части представляет собой боевой отсек и оболочку с дном.

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 авиационной технике, в частности к узлу разделения отсеков летательного аппарата. Узел разделения отсеков летательного аппарата содержит основной отсек, отталкиваемый отсек, корпус, пиропатрон, болт, раздвигающийся фиксатор и поддерживающий его сдвигаемый поршень.

Способ стрельбы пулей, соединенной с отделяемым метательным устройством, включает удержание пули и метательного устройства, запуск метательного устройства и выход пули из пусковой трубы.

Управляемая пуля содержит отделяемый двигатель и кольцевой насадок с резьбовой втулкой, установленный на кормовой части маршевой ступени и соединенный с двигателем посредством разрезного кольца, выполненного в виде кольцевых секторов.

Способ стрельбы пулей, соединенной с отделяемым метательным устройством, включает удержание пули и метательного устройства, запуск метательного устройства и выход пули из пусковой трубы.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке реактивных снарядов с отделяющимися головными частями. Разделяющийся реактивный снаряд содержит ракетный двигатель с дном, отделяемую головную часть, парашютный отсек, а также взрывательное устройство.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в системах разделения для соединения двух или нескольких объектов с последующим их отделением. Исполнительный элемент замкового устройства с безударным разъединением конструкции, имеющий форму полого тела вращения и изготовленный из материала с эффектом памяти формы, выполнен в виде втулки с прорезями и сквозными отверстиями. Внутренняя полость втулки разделена на две части вкладышем. С левого торца втулки образована камера нагревателя с наружной резьбой, с правого торца установлена разрезная гайка. Способ изготовления исполнительного элемента заключается в получении исходной заготовки в виде цилиндрического прутка из сплава с эффектом памяти формы, при этом заготовка выполнена из гранул сплава с эффектом памяти формы методом гранульной металлургии с использованием горячего изостатического прессования и последующей радиально-сдвиговой деформации. Техническим результатом изобретения является повышение надежности срабатывания замкового устройства. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 6 ил., 2 табл.

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.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для разделения и сброса головного обтекателя (ГО) ракеты-носителя (РН). Устройство разделения и сброса ГО РН содержит створки с возможностью вращения, толкатели, опирающиеся на фитинги РН, хвостовик со сферическими законцовками, пружины с противоположным направлением навивки и установленные одна в другую. Толкатель содержит телескопически соединенные между собой внешний цилиндр с гильзой с жестко закрепленной нижней крышкой с малым стаканом и внутренний цилиндр со штоком с жестко закрепленной верхней крышкой со стаканом. Стаканы телескопически соединены между собой с образованием полости между нижней и верхней крышками. Изобретение позволяет повысить надёжность разделения и сброса ГО. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в устройствах разделения элементов ракет. Безимпульсный делитель, установленный на разделяемой оболочке пространственной формы, содержит детонирующий удлиненный заряд (ДУЗ), инициатор ДУЗа, вставку в виде выступа П-образной формы с завулканизированным эластомером, Г-образную разрезную пластмассовую втулку. Изобретение позволяет упростить конструкцию узла разделения, повысить уровень защиты внутренней полости разделяемых частей от действия ДУЗа. 1 ил.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в агрегатах, например, в ракетно-космической технике. Техническим результатом является повышение надежности и долговечности. Устройство фиксации разделяемых элементов конструкции содержит корпус с двумя пневмоцилиндрами и размещенными в них пневмопоршнями, имеющими шток, оканчивающийся скошенным клиновидным торцем, а также замковый элемент, взаимодействующий со штоками пневмопоршней, имеющий фланец с конической образующей, которая параллельна скосу торца штока в плоскости, проходящей через оси замкового элемента и пневмопоршня. Каждый пневмоцилиндр взаимодействует с пружиной сжатия. Пневмопоршень имеет узел предотвращения окружного проворота. В нем выполнены радиусные скругления, а на штоке каждого пневмопоршня выполнена лыска, обращенная к нижнему основанию конуса замкового элемента, параллельная последнему, с расположенным на пересечении с плоскостью скоса клиновидного торца радиусным скруглением. Каждая пружина снабжена узлом регулировки поджатия, а ход X пневмопоршня определяется соотношением: G>Х>В-K+(D-L-r-R) tgα, где: G - длина лыски; В - радиус окружности при пересечении конической образующей фланца ее замкового элемента с плоскостью лыски на штоке пневмопоршня; K - максимальное расстояние от оси замкового элемента до точки пересечения скоса клиновидного торца штока пневмопоршня с его цилиндрической поверхностью; D - диаметр штока пневмопоршня; L - глубина лыски на штоке пневмопоршня; r - радиус скругления конической образующей замкового элемента при нижнем основании конуса; R - радиус скругления штока пневмопоршня при пересечении плоскостей лыски и скоса клиновидного торца; α - угол наклона конической образующей фланца замкового элемента к его оси. 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в системах отделения космических аппаратов (КА). Система отделения КА, установленная между несущей конструкцией ракеты-носителя (РН) и КА, содержит корпус, состоящий из силовых опор и стенок с замками и толкателями, болтовые соединения, дискретно размещенные по периметру корпуса демпфирующие узлы, состоящие из резиновых прокладок и пластинчатых упоров с резьбовыми отверстиями, промежуточную раму, элементы крепления, резьбовые стыковочные элементы. Устанавливают на верхнюю часть корпуса системы отделения замки и толкатели, устанавливают демпфирующие узлы на промежуточную раму, обжимают демпфирующие узлы, контролируют величину усилия обжатия демпфирующих узлов, фиксируют демпфирующие узлы в обжатом состоянии относительно промежуточной рамы, закрепляют посредством замков и толкателей промежуточную раму к верхней части корпуса к нижнему торцу корпуса, стыкуют КА к верхней части корпуса, корпус с состыкованным КА через промежуточную раму устанавливают и закрепляют затяжкой болтовых соединений на несущую конструкцию РН через демпфирующие узлы. Изобретение позволяет уменьшить нагрузки на КА упростить установку КА на РН. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 11 ил.
Наверх