Узел стыковки разделяемых объектов летательных аппаратов

Изобретение относится к ракетной технике и может найти применение в конструкциях систем разделения объектов летательных аппаратов (ЛА), где требуется снижение ударных нагрузок и импульса от действия средства разделения на точность выведения конечных ступеней объекта, в частности в заднем узле крепления разгонных блоков крылатых ракет. Узел стыковки разделяемых объектов ЛА содержит корпус с фиксаторами для крепления отделяемого элемента по сферической поверхности. Каждый фиксатор представляет собой гильзу, содержащую плунжер-упор, удерживаемый в гильзе шариковым замком. Плунжер-упор базируется в гильзе по сопрягаемым диаметрам, образующим дифференциальную площадь привода снятия фиксации узла стыковки разделяемых объектов. Срабатывание фиксаторов обеспечивается одновременной подачей давления в шариковые замки, которые освобождают плунжеры-упоры. Разделение объектов осуществляется перемещением плунжеров-упоров. Технический результат - надежная стыковка объектов ЛА без напряжений от допускаемых и возможных отклонений стыкуемых объектов. 2 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может найти применение в конструкциях систем разделения объектов летательных аппаратов (ЛА) - ступеней крылатых ракет, космических аппаратов и др. В современных системах разделения объектов ЛА большое внимание уделяется снижению ударных нагрузок и импульса от действия средства разделения на конечные ступени объекта, что влияет на точность его выведения на расчетные параметры траектории полета. На это оказывает влияние также и конструктивное исполнение узла стыковки разделяемых объектов при равномерном быстродействии с коллекторным задействованием пиромеханических устройств.

Известны устройства узлов стыковки разделяемых объектов ЛА, обеспечивающие крепление их между собой, содержащие механизмы фиксации от произвольного разделения и программное разделение объектов при задействовании пиромеханических устройств:

1. Быстроразъемный шариковый замок [1. А.с. 516847, МПК F16B 2/16. Быстроразъемный шариковый замок / Ю.Г. Шлепнева, В.В. Вольский, А.Н. Вольцифер. - Опубл. 12.07.77.].

Недостатки устройства следующие:

- соединение по цилиндрическому сопряжению разделяемых объектов не исключает боковых составляющих силы и возмущений при отделении, особенно при больших нагрузках;

- многорядные шариковые замки не дают стабильных результатов по функции разделения (по опыту отработки подобных конструкций авторами);

2. Замок-толкатель [2. А.с. 576443, МПК F16B 2/16. Замок-толкатель / Э.И. Алексеев, B.C. Огнев. - Опубл. 20.10.77.].

Недостатки устройства:

- не исключает боковых сил и возмущений при отделении;

- для больших нагрузок в соединении не предназначен.

3. Устройство, описанное в статье [3. Совершенствование систем разделения современных КА по снижению ударных нагрузок. Рис. 1. Схема пирозамка-толкателя с шаровыми запирающими элементами. / В.В. Ефанов, А.С. Бирюков, О.Г. Деменко, В.В. Горовцов // «Полет». - 2014. - №4. - С. 30-36.].

Недостаток устройства: конструкция демпфирует силы, но не исключает ударных нагрузок при отделении.

4. Устройство для разделения элементов космического аппарата [4. Пат. RU 2167796 С1, МПК B64G 1/64, F16B 2/16. Устройство для разделения элементов космического аппарата / Д.Д. Самусев, Л.К. Дерюжкин, А.С. Аверьянов. - Опубл. 27.05.2001.].

Недостатки устройства:

- конструкция не обеспечивает безударного разделения объектов;

- вкладыши с зацеплением по кольцевым зубьям и цилиндрическая гильза не обеспечат стабильности разделения объектов вследствие возможных перекосов при перемещении.

Ближайшее техническое устройство, выбранное в качестве прототипа, описано в патенте на изобретение [5. Пат. RU 2196712 С2, МПК B64G 1/64, F16B 2/16. Устройство для разделения элементов космического аппарата Д.Д. Самусев, С.Н. Штукатуркин. - Опубл. 20.01.2003.].

Устройство представляет собой шарнирное разъемное соединение по сферической поверхности, закрепленное с корпусом при помощи фиксатора.

Прототип обладает следующим недостатком: разделение выполняется по траектории отделяемого элемента в одной плоскости, обеспечиваемой шарнирным соединением с космическим аппаратом; в случае применения устройства при полном отделении объекта, может возникнуть боковая сила, перпендикулярная плоскости разделения, исключающая безударное отделение объекта. Это ограничивает варианты применения устройства в ЛА, особенно при необходимости жесткого крепления, устраняющего перекосы и обеспечивающего разделение объектов без взаимного влияния возмущающих сил.

Целью предлагаемого изобретения является создание надежного узла стыковки разделяемых объектов ЛА, исключающего перекосы и неточности изготовления при креплении разделяемых объектов между собой и обеспечивающего их свободное разделение при линейном и угловом перемещениях относительно осей X, Y, Z без взаимного влияния возмущающих сил.

Осуществление поставленной цели достигается тем, что узел стыковки разделяемых объектов ЛА представляет собой разъемное соединение по сферической поверхности при помощи фиксаторов в виде быстроразъемных шариковых замков, где разделение объектов ЛА обеспечивается освобождением крепления объектов ЛА фиксаторами по стыкуемым разделяемым поверхностям одновременно по линейным и угловым перемещениям относительно осей X, Y, Z.

Изобретение поясняется чертежами, где на фиг. 1 представлен узел стыковки разделяемых объектов ЛА в рабочем положении, содержащий корпус 1 отделяемого объекта, фиксаторы 2, расположенные симметрично относительно кронштейна 3 крепления отделяемого объекта. Фиксатор 2 аналогичен известному [2] и содержит гильзу 4 с каналами 5 и 6, плунжер-упор 7 с каналами 8 и отверстиями (сепаратором) 9, а гильза 4 и плунжер-упор 7 разностью сопрягаемых диаметров D и d образуют канал 10, шарики-замки 11, расположенные в отверстиях 9 плунжера-упора 7, шток 12, запирающий шарики-замки 11 в кольцевые проточки 13 гильзы 4, посредством чего гильза 4 соединена с плунжером-упором 7. Шток 12 связан с плунжером-упором 7 срезаемой чекой 14 и содержит коническую проточку 15, взаимодействующую при разделении узла с цилиндром-ловушкой 16 втулки 17, являющейся одновременно и уплотнением в соединении между опорной гайкой 18 и гильзой 4, а также кольцевую проточку 19 под выкатывание шариков-замков 11. Монтаж (подвес) отделяемого объекта обеспечивается установкой фиксаторов 2 по резьбе 20 на герметике для резьб, например, Анатерм 117, до упора плунжером-упором 7 в кронштейн 3 по сфере 21. Корпус 1 отделяемого объекта содержит коллектор 22 для подачи рабочего газа в фиксатор 2 с патрубком 23 под пиропатрон, газогенератор или другой тип источника давления.

На фиг. 2 показано взаимодействие элементов конструкции узла в отстыкованном положении отделяемого объекта.

Принцип действия устройства. Исходное положение соответствует фиг. 1. При подаче давления (способ не указывается) в фиксатор 2 через патрубок 23, коллектор 22, каналы 5, 6, 10, 8 происходит перемещение штока 12 и срезание чеки 14. Дальнейшее движение штока 12 сопровождается соединением штока 12 с втулкой 17 при развальцовке цилиндра-ловушки 16 по конической проточке 15 и выкатыванием шариков-замков 11 в проточку 19, в результате чего снимается фиксация соединения плунжера-упора 7 по гильзе 4. Далее, под действием силы от давления на дифференциальную площадь по плунжеру-упору 7, равную

плунжеры-упоры 7 одновременно перемещаются до упора в гайки 18, освобождая при этом крепление отделяемого объекта по стыкуемым разделяемым поверхностям 21 без возмущающих сил при линейных и угловых перемещениях относительно осей X, Y, Z.

Узел стыковки разделяемых объектов ЛА обеспечивает:

- надежную стыковку объектов без напряжений от допускаемых и возможных отклонений стыкуемых объектов;

- компенсацию отклонений осей разделяемых объектов;

- свободное, без взаимных возмущений, разделение объектов;

Предлагаемое устройство может быть выполнено с помощью стандартного оборудования и материалов отечественного производства. Таким образом, заявленное устройство соответствует критерию «промышленная применимость».

Источники, принятые во внимание

1. А.с. 516847, МПК F16B 2/16. Быстроразъемный шариковый замок / Ю.Г. Шлепнева, В.В. Вольский, А.Н. Вольцифер. - Опубл. 12.07.77.

2. А.с. 576443, МПК F16B 2/16. Замок-толкатель / Э.И. Алексеев, B.C. Огнев. - Опубл. 20.10.77.

3. Совершенствование систем разделения современных КА по снижению ударных нагрузок. Рис. 1. Схема пирозамка-толкателя с шаровыми запирающими элементами. / В.В. Ефанов, А.С. Бирюков, О.Г. Деменко, B.В. Горовцов. // «Полет». - 2014. - №4. - С. 30-36.

4. Пат. RU 2167796 С1, МПК B64G 1/64, F16B 2/16. Устройство для разделения элементов космического аппарата / Д.Д. Самусев, Л.К. Дерюжкин, А.С. Аверьянов. - Опубл. 27.05.2001.

5. Пат. RU 2196712 С2, МПК B64G 1/64, F16B 2/16. Устройство для разделения элементов космического аппарата / Д.Д. Самусев, C.Н. Штукатуркин. - Опубл. 20.01.2003.

6. А.с. 699244, М. Кл. F16B 2/20. Замок-толкатель / Р.Ф. Ахтареев, A.Д. Горбачев. - Опубл. 30.11.1979.

7. А.с. 836396, М. Кл. F16B 2/16. Замок-толкатель / Р.Ф. Ахтареев. - Опубл. 10.06.1981.

8. А.с. 889917, М. Кл. F16B 2/16. Замок-толкатель / Л.К. Мельников, B.И. Порошина, B.C. Смирнов. - Опубл. 15.12.1981.

9. А.с. SU 1767243, М. Кл. F16B 2/16. Шариковый замок / В.И. Геров, В.Я. Хохлов, А.В. Ручкин. - Опубл. 07.10.1992.

10. А.с. 134060, М. Кл. 42k, 20. Устройство для дистанционного разъединения двух элементов объекта в полете при аэродинамических исследованиях / Е.Я. Пивкин, А.П. Чернышев, Ю.А. Меренков. - Опубл. - 1960. - Бюл. №23.

11. А.с. 195893, Кл. 62В, 24/02. Замок для крепления съемных деталей корпуса летательного аппарата / Ю.П. Андреев. - Опубл. 4.07.1967.

12. А.с. 364767, М. Кл. F16B 2/16. Фиксатор / С.А. Горяйнов, Н.И. Галкин, И.С. Пустовалов. - Опубл. 23.02.1973.

13. А.с. 436181, М. Кл. F16B 2/16. Устройство для взаимной фиксации охватывающей и охватываемой деталей. / Г.И. Коновалов, А.И. Ценципер. - Опубл. 09.12.1974.

14. А.с. 458662, М. Кл. F16B 2/16. Шариковый замок / Ю.В. Назаров, А.С. Воронин. - Опубл. 07.03.1975.

15. А.с. 540064, М. Кл. F16B 2/16. Замковое устройство / Ю.Г. Шлепнева и др. - Опубл. 07.02.1977.

16. А.с. 731101, М. Кл. F16B 2/16. Фиксирующее устройство / А.Е. Кохан и др. - Опубл. 30.04.1980.

17. А.с. 1808105, М. Кл. F16B 2/16. Быстроразъемный агрегат / М.В. Лузгачев, И.А. Мордвинников, В.В. Вольский. - Опубл. 07.04.1993.

18. Пат. RU 2 509 682, М. Кл. В64С 3/56, F16B 2/16 Механизм соединения-разделения элевона складываемого крыла летательного аппарата / С.А. Шестаков, В.А. Земсков. - Опубл. 20.03.2014.

Узел стыковки разделяемых объектов летательного аппарата, содержащий корпус с фиксаторами для крепления отделяемого элемента по сферической поверхности, отличающийся тем, что каждый фиксатор представляет собой гильзу, содержащую плунжер-упор, удерживаемый в гильзе шариковым замком, плунжер-упор базируется в гильзе по сопрягаемым диаметрам, образующим дифференциальную площадь привода снятия фиксации узла стыковки разделяемых объектов.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к способам доставки полезного груза - комплекса научной аппаратуры к небесным телам (планетам, астероидам, кометам и др.) для их исследования и пенетраторам - устройствам с полезным грузом, отделяемым от основного космического аппарата и представляющим собой ударный проникающий зонд, внедряющийся в грунт небесного тела для исследования его параметров и параметров его грунта.

Изобретение относится к многосредным транспортным средствам и может применяться, в частности, для исследований в ближнем и дальнем космосе. Аквааэрокосмический летательный аппарат включает в себя корпус в виде двояковыпуклой линзы, накрытой снизу и сверху полусферами титановых обтекателей.

Изобретение относится к конструктивным элементам средств выведения полезных нагрузок (ПН), в частности, микроспутников. Адаптер включает ферму с двумя ярусами треугольных решеток: верхний ярус выполнен в форме цилиндра, а нижний - в форме усеченного конуса.

Изобретение относится к способам управления движением ракет космического назначения (РКН). Способ управления угловым движением РКН заключается в управлении углами тангажа и рыскания путем отклонения в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях установленной в карданном подвесе камеры сгорания основного двигателя, в управлении углом крена с помощью двух пар газовых сопел и двух аэродинамических рулей, отклоняемых с помощью своих электрогидравлических сервоприводов (ЭГС).

Изобретение относится к космической технике, а именно к малым космическим модулям (КМ). КМ содержит силовой корпус блочного типа в виде скрепленных ребер правильной призмы с торцевыми панелями, имеющими вырезы для корпуса оптико-электронного модуля (ОЭМ) и для крепления блока реактивной двигательной установки (ДУ).

Изобретение относится к области машиностроения, где необходимо осуществить мягкую посадку объекта с помощью посадочного устройства по вертикальной схеме. Посадочное устройство содержит посадочные опоры с центральными стойками, содержащими главный цилиндр с сотовым энергопоглотителем и узел крепления к корпусу космического корабля, телескопический шток с механизмом выдвижения, шарнирно связанную с телескопическим штоком опорную тарель.

Изобретение относится к космической технике. В узле крышки транспортно-пускового контейнера (ТПК), состоящем из поворотной крышки, закрепленной на неподвижном элементе ТПК, размещено по меньшей мере по одному установленному на оси вращения поворотному упору с выступами, один из которых плоский, а другой сферический.

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Воздушно-реактивная стартовая система космической ракеты содержит основание, выполненное из верхнего невращающегося кольца, к которому крепятся опорные штанги для космической ракеты.

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Воздушно-реактивная с электрическим запуском стартовая система космической ракеты содержит основание, выполненное из верхнего невращающегося кольца, к которому крепятся одними своими концами опорные штанги для космической ракеты.

Группа изобретений относится к технологиям осуществления сверхбыстрых полетов в атмосфере планет. Конструкция и рабочие режимы летательных аппаратов для этой цели обеспечивают высокую синергию теплофизических и газодинамических процессов взаимодействия с атмосферой.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Способ управления движением ракеты космического назначения при выведении космических объектов на орбиту заключается в том, что в заданные моменты времени определяют текущее положение ракеты космического назначения с помощью навигационной системы, прогнозируют с помощью бортовой цифровой вычислительной машины оставшуюся траекторию полета с прежним управлением и определяют выполнимость условия обеспечения с заданной точностью терминальных условий полета и, при невыполнимости этих условий, выбирают новое управление и реализуют его с помощью исполнительных органов до следующего, заданного момента времени полета, кроме того, выбирают новые терминальные условия, находящиеся в области достижимости ракеты космического назначения, и новое управление движением ракеты космического назначения и реализуют его с помощью исполнительных органов до следующего, заданного момента времени полета. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности функционирования выводимого космического объекта. 1 ил.
Изобретение относится к области обеспечения долговременного устойчивого развития космической деятельности и может быть использовано для предупреждения столкновений космического аппарата с преднамеренно сближающимся активным объектом. Cпособ защиты космического аппарата от столкновения с преднамеренно сближающимся активным объектом, согласно которому экран выпускают при обнаружении непрерывной последовательности сигналов с нарастающей амплитудой, а направление движения экрана определяют по данным о пространственной ориентации детекторов с максимальными показаниями амплитуды регистрируемых сигналов среди набора плоских детекторов на поверхности двух сферических оболочек, которые устанавливают на защищаемом космическом аппарате и на малом космическом аппарате, сопровождающем защищаемый космический аппарат. Техническим результатом является обеспечение высокой надежности идентификации потенциально опасных ситуаций и повышение оперативности выполнения защитных мероприятий.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции двигательных установок (ДУ) космического назначения. ДУ состоит из топливных баков с газовой и топливной горловинами, системы подачи топлива, системы исполнительных органов, включающей, как минимум, отклоняющие двигатели со смесительной головкой и двигатели стабилизации и ориентации. Согласно изобретению баки жестко и герметично соединены топливными горловинами со смесительной головкой отклоняющих двигателей с помощью разъемного либо неразъемного соединения. При этом часть соединения, расположенного в смесительной головке, образует коллектор распределения топлива по каналам, выполненным в смесительной головке к отклоняющим двигателям, а смесительная головка отклоняющих двигателей обеспечивает жесткое крепление баков между собой. Техническим результатом заявленного изобретения является снижение массы ДУ и обеспечение живучести конструкции ДУ и КА в целом. 5 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится, главным образом, к конструкции высокоскоростных двухступенчатых ракет. Первой ступенью может служить носовой обтекатель, а второй – остальная часть ракеты. Предлагаемое устройство включает в себя устройство отделения и узел электрической стыковки. Данный узел установлен перпендикулярно внешней поверхности второй ступени и содержит закрепленную в корпусе втулку с электрическим разъемом. На верхней части втулки закреплена крышка с пазом для размещения жгута. Верхняя поверхность крышки повторяет внешний обвод ракеты. Устройство отделения выполнено из двух частей: одна представляет собой срезной механизм, а другая содержит жестко соединенную с корпусом первой ступени трубку с ограничителем, параллельную оси ракеты, и кассету для размещения сложенного жгута. Кассета шарнирно соединена с трубкой и закреплена на корпусе первой ступени. Тяга срезного механизма установлена с возможностью продольного перемещения в трубке до контакта с ограничителем. Техническим результатом изобретения является снижение динамических нагрузок, в частности, на обтекатель при его отделении, а также улучшение обтекаемости ракеты. 6 ил.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к транспортно-пусковым контейнерам (ТПК). В ТПК для запуска малых космических аппаратов, выполненном в виде корпуса с четырьмя боковыми стенками, из которых две противоположные стенки имеют направляющие, задней стенкой, переходной рамкой и поворотной крышкой. Поворотная крышка крепится к переходной рамке и оснащена по меньшей мере одной пружиной, переводящей в свободном состоянии поворотную крышку в открытое положение, а также расположенными внутри корпуса стартовой пружиной и толкателем с размещенным на нем магнитом. На переходной рамке корпуса установлен узел фиксации поворотной крышки, подпружиненными стопорами взаимодействующий с пазами поворотной крышки в момент ее открытия на заданный угол. На толкателе размещены подшипники, взаимодействующие с направляющими корпуса. Техническим результатом изобретения является повышение надежности ТПК и точности запуска малых космических аппаратов. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Использование: в области электротехники в системах электроснабжения (СЭС) космических аппаратов (КА). Технический результат - обеспечение штатного отключения сеансной нагрузки при нештатной ситуации. Способ управления автономной системой электроснабжения, которая содержит солнечную батарею и n аккумуляторных батарей, стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батарей и нагрузкой и по n зарядных и разрядных устройств заключается в управлении стабилизатором напряжения и зарядно-разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы, контроле степени заряженности и разряженности аккумуляторных батарей, запрете на работу соответствующего зарядного устройства при достижении предельного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, снятии этого запрета при достижении определенного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи, запрете на работу соответствующего разрядного устройства при достижении предельного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи и снятии этого запрета при достижении определенного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи. Нагрузку делят на дежурную и сеансную составляющие и при достижении предельного уровня разряженности какой-либо аккумуляторной батареи проводят отключение сеансной части нагрузки, а запрет на работу соответствующего разрядного устройства устанавливают после отключения сеансной части нагрузки. 1 ил.

Изобретение относится к космическим аппаратам (КА) для научных исследований физических явлений и отработки различных систем и элементов КА на орбите ИСЗ и при спуске в атмосфере. Возвращаемый КА (ВКА) содержит лабораторный отсек (1), соединенный с корпусом приборного отсека (2), лобовой аэродинамический экран (3) сегментально-конической формы и тормозную двигательную установку (4). Экран (3) состоит из жесткой центральной части (5) и периферийной части в виде основного надувного тормозного устройства (6), покрытого снаружи гибкой теплозащитой. На жесткой части (5) могут быть размещены испытуемые объекты, например образцы теплозащиты. Для снижения скорости посадки ВКА снабжен дополнительным надувным тормозным устройством (7) торовой формы. Устройство (7) соединено с корпусом отсека (1) силовой конической оболочкой из тканевого материала со слабой газопроницаемостью. Оно раскрывается на дозвуковых скоростях полета. В транспортном положении ВКА имеет малые габариты благодаря плотной укладке герметичных оболочек тормозных устройств. Технический результат заключается в расширении комплекса решаемых исследовательским ВКА научных и технологических задач как на орбите, так и при спуске в атмосфере. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для создания современных, экономически эффективных средств выведения малых космических аппаратов (МКА) массой от 100 кг до 1000 кг на орбиты с высотой Нкр, от 200 км до 1500 км без ограничений по азимутам трасс запуска. Авиационный ракетно-космический комплекс (АРКК) состоит из твердотопливной ракеты космического назначения (РКН) на базе утилизируемой МБР «Тополь-М» и штатного военно-транспортного самолета-носителя (СН) ИЛ-76МФ. Для десантирования РКН с облегченной транспортно-пусковой платформы применятся комплекс парашютных систем на базе подъемно-стабилизирующего парашюта. Изобретение обеспечивает оптимальные массово-габаритные параметры ракетного сегмента, с сохранением штатных условий эксплуатации РКН и СН. 4 ил.
Изобретение относится к области медицины, а именно к урологии, андрологии и сексопатологии. Для лечения эректильной дисфункции ежедневно однократно в течение 10-12 минут проводят гравитационное воздействие на пациента в направлении голова-нижние конечности. Скорость вращения при первых двух сеансах составляет 32 оборота в минуту. С каждым последующим сеансом скорость вращения увеличивают на один оборот, доводя ее до 36 оборотов в минуту и сохраняя до окончания курса лечения. Мощность мышечной нагрузки постепенно увеличивают индивидуально от 10 до 50 Вт к концу курса лечения. Общий курс лечения составляет 10-15 дней. Способ повышает эффективность лечения больных с эректильной дисфункцией за счет гравитационного воздействия в совокупности с активной мышечной работой нижних конечностей, улучшающих кровоснабжение, микроциркуляцию и трофику тканей. 2 пр.

Изобретение относится к космической технике. В стартовой системе для космических летательных аппаратов старт летательного аппарата, закрепленного на стартовой платформе с электродвигателем, осуществляется из горизонтального положения. Разгонный импульс летательный аппарат получает при движении по направляющей конструкции, имеющей нисходящую и восходящую ветви с радиусами кривизны, обеспечивающими допустимые уровни перегрузок. Направляющая конструкция может содержать прямолинейные участки, располагаться в тоннелях и эстакадах. Стартовая платформа может состоять из двух секций – верхней и нижней. Нижняя секция оборудована электродвигателем, а верхняя секция имеет самолетную конструкцию и имеет складные крылья. Техническим результатом изобретения является экономия топлива на начальном этапе полета космического летательного аппарата. 23 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может найти применение в конструкциях систем разделения объектов летательных аппаратов, где требуется снижение ударных нагрузок и импульса от действия средства разделения на точность выведения конечных ступеней объекта, в частности в заднем узле крепления разгонных блоков крылатых ракет. Узел стыковки разделяемых объектов ЛА содержит корпус с фиксаторами для крепления отделяемого элемента по сферической поверхности. Каждый фиксатор представляет собой гильзу, содержащую плунжер-упор, удерживаемый в гильзе шариковым замком. Плунжер-упор базируется в гильзе по сопрягаемым диаметрам, образующим дифференциальную площадь привода снятия фиксации узла стыковки разделяемых объектов. Срабатывание фиксаторов обеспечивается одновременной подачей давления в шариковые замки, которые освобождают плунжеры-упоры. Разделение объектов осуществляется перемещением плунжеров-упоров. Технический результат - надежная стыковка объектов ЛА без напряжений от допускаемых и возможных отклонений стыкуемых объектов. 2 ил.

Наверх