Система отделения отсека летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике и может быть использовано для отделения отсека летательного аппарата (ЛА). Система отделения отсека ЛА содержит устройство крепления отсека к ЛА по стыковочным шпангоутам, выполненное с возможностью расфиксации крепления, и устройство отделения, установленное на ЛА и снабженное толкателем. Толкатель контактирует с упорным элементом отсека. На стыковочном шпангоуте отсека выполнен посадочный пояс для стыковочного шпангоута ЛА. В состав устройства отделения введена охватывающая его оболочка с закрепленными на ней передним и задним фланцем. Передним фланцем оболочка закреплена на торце толкателя, задним фланцем установлена в центральном отверстии стыковочного шпангоута отсека с возможностью упора в торец посадочного пояса, являющийся упорным элементом отсека. Техническим результатом изобретения является повышение надежности отделения отсека ЛА. 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Заявляемое техническое решение относится к летательным аппаратам (ЛА) и может быть использовано в системах отделения отсеков ЛА (головных частей, отсеков полезной нагрузки).

Известна система отделения отсека ЛА (головной части), представленная в книге Пенцак И.Н. «Теория полета и конструкция баллистических ракет», М., Машиностроение, 1974 г., стр. 235, рис. 12.6, содержащая устройство крепления, выполненное с возможностью расфиксации крепления, и устройство отделения с центральным пневмотолкателем, ось которого направлена по оси отделяемого отсека до его отделения, отсек снабжен упорным элементом, содержащим контактную поверхность для взаимодействия с толкателем.

Данное устройство имеет следующие недостатки.

Из-за пульсаций параметров воздушного потока, упругих колебаний корпуса ЛА и отделяемого отсека, направление силы толкателя периодически отклоняется от направления на центр тяжести отделяемого отсека, поэтому на отделяемый отсек действует пульсирующий момент силы отталкивания относительно его центра тяжести, что увеличивает динамические нагрузки, действующие на конструкцию отделяемого отсека и устройства отделения, вызывает вращение отделяемого отсека вокруг его центра тяжести и увеличивает погрешность параметров движения отсека после отделения и, как следствие, требует дополнительных затрат энергии на стабилизацию параметров отсека после отделения.

За ближайший аналог авторами принята система отделения отсека ЛА (патент RU 2524755, МПК B64G 1/64, B64D 5/001/64, B64D 5/00), содержащая устройство крепления и устройство отделения, снабженное толкателем, ось которого направлена к центру тяжести отделяемого отсека в состыкованном положении, который при этом снабжен упорным элементом, содержащим контактную поверхность для взаимодействия с толкателем, выполненную в виде участка сферы, геометрический центр которой расположен в центре тяжести отделяемого отсека, а твердость материала упорного элемента превышает твердость материала контактирующей с ним части толкателя, упорный элемент снабжен кольцевым буртиком, расположенным по периферии его контактной поверхности, а внутренняя поверхность кольцевого буртика выполнена с коническим сужением к контактной поверхности упорного элемента.

Устройство отделения может быть снабжено по крайней мере одной парой толкателей, оси которых параллельны, а средняя линия между ними проходит через центр тяжести отделяемого отсека в состыкованном положении, при этом отделяемый отсек снабжен упорными элементами, содержащими контактные поверхности для взаимодействия с соответствующими толкателями. Такой вариант исполнения обеспечивает возможность размещения между толкателями, например, сопла двигателя отделяемого отсека.

Ближайший аналог имеет следующие недостатки.

На фланцевом стыке отсека и ЛА отсутствует посадочный пояс, который обеспечивал бы надежное перемещение вдоль общей оси при отделении отсека от ЛА.

Усилие от толкателя первоначально передается на отделяемый отсек либо в одной точке, лежащей на общей оси, либо по нескольким точкам, расположенным симметрично относительно этой оси. Но далее, в ходе отделения, действие внешних случайных нагрузок на отсек и точечное (уже несимметричное) приложение усилий от толкателей могут привести к образованию момента вращения отсека вокруг его центра тяжести, поэтому необходимы дополнительные энергозатраты на стабилизацию параметров отсека после отделения.

При наличии двигателя на отделяемом отсеке, не используется внутренний свободный объем его сопла, что снижает плотность компоновки ЛА.

Технической задачей, на решение которой направлено заявляемое техническое решение, является повышение надежности и точности отделения отсека, увеличение плотности компоновки путем размещения устройства отделения ЛА в свободном объеме сопла двигателя отсека без контакта с соплом и, следовательно, без силового воздействия на сопло, а также уменьшение энергозатрат на стабилизацию полетных параметров отсека после отделения.

Поставленная задача достигается тем, что в системе отделения отсека летательного аппарата, содержащей устройство крепления отсека к летательному аппарату по стыковочным шпангоутам, выполненное с возможностью расфиксации крепления, и устройство отделения, установленное на летательном аппарате и снабженное толкателем, контактирующим с упорным элементом отсека, при этом ось толкателя направлена по оси летательного аппарата и отсека до их отделения, на стыковочном шпангоуте отсека выполнен посадочный пояс для стыковочного шпангоута летательного аппарата, а в состав устройства отделения введена охватывающая его оболочка с закрепленными на ней передним и задним фланцем, при этом передним фланцем оболочка закреплена с помощью крепежа на торце толкателя, а задним фланцем установлена в центральном отверстии стыковочного шпангоута отсека с возможностью упора в торец посадочного пояса, являющийся упорным элементом отсека.

На торце посадочного пояса выполнено несколько выступов.

Крепеж установлен с образованием зазора по отношению к отверстиям крепления переднего фланца оболочки к торцу толкателя, при этом величина зазора выбрана из условия обеспечения захода заднего фланца оболочки в центральное отверстие стыковочного шпангоута отсека.

Оболочка выполнена конической.

Между передним фланцем оболочки и торцом толкателя установлены регулировочные шайбы для обеспечения первоначального зазора между задним фланцем оболочки и торцом посадочного пояса.

На стыковочном шпангоуте летательного аппарата выполнены люки для контроля зазора между задним фланцем оболочки и торцом посадочного пояса.

Предложенное техническое решение поясняется чертежами.

На фиг. 1 дан разрез по стыку отсека 2 и ЛА 3 по месту установки одного из пироболтов устройства крепления 1. Пироболты соединяют стыковочные шпангоуты 4 и 5 отсека и ЛА.

На фиг. 2 дан разрез по стыку отсека 2 и ЛА 3 вне зоны расположения пироболтов. Устройство отделения 6, снабженное толкателем 7, установлено на ЛА 3 и расположено внутри оболочки 10 с передним 11 и задним фланцем 12. Оболочка 10 выполнена конической и располагается в свободном объеме сопла 9 маршевого двигателя отсека 2 без контакта с соплом и, следовательно, без передачи на сопло каких-либо усилий. Это позволяет, сохранив массу и габариты сопла, увеличить плотность компоновки ЛА в целом.

На фиг. 3 дан вид на корпус отсека 2 по месту его стыковочного шпангоута 4 с посадочным поясом 8 и центральным отверстием 14. Выступы 16 являются продолжением посадочного пояса 8 и вместе образуют торец 15 шпангоута 4, т.е. являются упорным элементом отсека.

На фиг. 4 дан вид по выноске Б. Показан стык шпангоутов 4 и 5 отсека и ЛА. Видно, что оболочка 10 своим задним фланцем 12 установлена в центральном отверстии 14 шпангоута 4 с возможностью упора в торец 15 шпангоута 4. Видно, что сопло 9 не контактирует с задним фланцем 12 оболочки 10. На шпангоуте 5 ЛА выполнены люки 19 для контроля зазора между задним фланцем 12 оболочки 10 и торцом 15 шпангоута 4.

На фиг. 5 дан вид по выноске В. Передним фланцем 11 оболочка 10 закреплена с помощью крепежа 13 на торце толкателя 7 устройства отделения 6. Крепеж 13 установлен с зазором по отношению к отверстиям 17 для крепления переднего фланца 11 к торцу толкателя 7. Между передним фланцем 11 и торцом толкателя 7 установлены регулировочные шайбы 18 для обеспечения первоначального зазора между задним фланцем 12 оболочки 10 и торцом 15 шпангоута 4.

Устройство работает следующим образом.

При подаче сигнала на пироболты 1, они срабатывают и происходит расфиксация крепления отсека 2 и ЛА 3 по стыковочным шпангоутам 4 и 5. После срабатывания газогенератора устройства отделения 6, толкатель 7 перемещает оболочку 10 до упора (первоначальный зазор необходим для обеспечения тепловой развязки элементов конструкции отсека по отношению к ЛА в ходе аэродинамического нагрева в полете) фланцем 12 в торец 15 шпангоута 4. Таким образом, фланец 12 оболочки 10, во-первых, оперт по периметру окружности торца 15 и, во-вторых, зацентрирован в отверстии 14 шпангоута 4, следовательно, усилие от толкателя 7 будет передаваться по всей площади торца 15 шпангоута 4, создавая условия для надежного перемещения по опорному поясу 8 и выступам 16 в ходе отделения.

Т.к. под воздействием давления нагретых газов от газогенератора устройства отделения 6 находится не только толкатель 7, но и корпус устройства отделения 6, происходит взаимное расталкивание отсека 2 и ЛА 3.

Таким образом, отсек 2 освобождается от ЛА 3 и, соответственно, из сопла 9 двигателя отсека выходит устройство отделения 6, принадлежащее ЛА 3, что создает условия для включения двигателя отсека 2 с целью продолжения полета.

Предложенная конструкция успешно прошла лабораторно-стендовые и летно-конструкторские испытания в составе ЛА в диапазоне температур ±50°С.

Использование предлагаемого технического решения позволит повысить надежность и точность отделения отсека, увеличить плотность компоновки путем размещения устройства отделения в свободном объеме сопла двигателя отсека без крепления непосредственно к соплу и, следовательно, без силового воздействия на сопло, а также уменьшить энергозатраты на стабилизацию полетных параметров отсека после отделения.

1. Система отделения отсека летательного аппарата, содержащая устройство крепления отсека к летательному аппарату по стыковочным шпангоутам, выполненное с возможностью расфиксации крепления, и устройство отделения, установленное на летательном аппарате и снабженное толкателем, контактирующим с упорным элементом отсека, при этом ось толкателя направлена по оси летательного аппарата и отсека до их отделения, отличающаяся тем, что на стыковочном шпангоуте отсека выполнен посадочный пояс для стыковочного шпангоута летательного аппарата, а в состав устройства отделения введена охватывающая его оболочка с закрепленными на ней передним и задним фланцем, при этом передним фланцем оболочка закреплена с помощью крепежа на торце толкателя, а задним фланцем установлена в центральном отверстии стыковочного шпангоута отсека с возможностью упора в торец посадочного пояса, являющийся упорным элементом отсека.

2. Система отделения отсека летательного аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что на торце посадочного пояса выполнено несколько выступов.

3. Система отделения отсека летательного аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что крепеж установлен с образованием зазора по отношению к отверстиям крепления переднего фланца оболочки к торцу толкателя, при этом величина зазора выбрана из условия обеспечения захода заднего фланца оболочки в центральное отверстие стыковочного шпангоута отсека.

4. Система отделения отсека летательного аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что оболочка выполнена конической.

5. Система отделения отсека летательного аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что между передним фланцем оболочки и торцом толкателя установлены регулировочные шайбы для обеспечения первоначального зазора между задним фланцем оболочки и торцом посадочного пояса.

6. Система отделения отсека летательного аппарата по п. 5, отличающаяся тем, что на стыковочном шпангоуте летательного аппарата выполнены люки для контроля зазора между задним фланцем оболочки и торцом посадочного пояса.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам обеспечения непрерывного контроля температуры заправленного окислителя в топливном баке ракеты космического назначения (РКН) «Союз-2».

Изобретение относится к космическим аппаратам (КА), создаваемым на базе CubeSat. КА содержит корпус в форме параллелепипеда, состоящий из боковых панелей (18а,…18г), закрепленных на шпангоуте (17) служебной аппаратуры в виде фрезерованной плиты.

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА). ЛА содержит корпус с реактивным двигателем и цилиндром, размещенный в цилиндре поршень, углубление в корпусе, где размещен взаимодействующий с поршнем механический амортизатор, амортизационный упор в конце цилиндра, цилиндрический соленоид в конце углубления в корпусе, блок электропитания соленоидов внутри корпуса, выдающий электрические импульсы для втягивания поршня внутрь соленоида до начала амортизации и отталкивания поршня с корпусом после амортизации.

Изобретение относится к электротехническому оборудованию систем ориентации и стабилизации космических аппаратов (ИСЗ). Электромеханический исполнительный орган (ЭМИО) содержит маховик (1) с ротором (2) обращенного электродвигателя явнополюсного («когтевого») типа, имеющего статор (6) с трехфазной обмоткой (7).

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции двигательных модулей. Двигательный модуль космического летательного аппарата (КЛА) состоит минимум из двух шпангоутов и трех баков для топлива с верхними полюсными элементами, соединенными с верхним шпангоутом, и нижними полюсными элементами, являющимися опорами всего двигательного модуля, взаимодействующими с соответствующими опорами КЛА, минимум одного баллона высокого давления, ракетных двигателей и агрегатов управления.

Изобретение относится к устройствам разделения отсеков летательных аппаратов (ЛА). Узел разделения отсеков ЛА включает силовые элементы отсеков, соединяющий их болт, упорный элемент в посадочном месте хвостовой части тела болта со стороны его боковой поверхности, и сдвигаемый ограничитель положения упорного элемента, сообщенный с источником газа избыточного давления.

Изобретение относится к управлению относительным движением космического аппарата (КА). Разгрузка управляющих двигателей-маховиков (ДМ) в выбранном канале ориентации осуществляется по двухконтурной схеме.

Изобретение относится к стыковочным устройствам космических аппаратов. Механизм герметизации стыка стыковочного агрегата космического корабля содержит стыковочный шпангоут с равномерно распределенными по периметру стыка системами замков, электроприводы, торцевое уплотнение на стыковочной поверхности шпангоута.

Изобретение относится к системе захолаживания и продувки контуров криогенного ракетного топлива летательного аппарата. Объектом изобретения является устройство захолаживания оборудования (6, 7, 8) криогенных контуров летательного аппарата во время полета, содержащее средства забора воздуха снаружи летательного аппарата, средства извлечения азота из этого воздуха при помощи сепаратора азота типа OBIGGS (3) и средства (4, 5) распределения этого азота вокруг указанных компонентов.

Изобретение относится к способу электрических проверок космического аппарата (КА). Для электрической проверки производят включение и выключение КА, подключение и отключение наземных имитаторов бортовых источников электропитания, автоматизированную выдачу команд управления, допусковое телеизмерение и контроль параметров бортовой вычислительной системы, контроль сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формирование директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирование протокола испытаний, отображение текущего состояния процесса испытаний.

Изобретение относится к устройствам разделения отсеков летательных аппаратов (ЛА). Узел разделения отсеков ЛА включает силовые элементы отсеков, соединяющий их болт, упорный элемент в посадочном месте хвостовой части тела болта со стороны его боковой поверхности, и сдвигаемый ограничитель положения упорного элемента, сообщенный с источником газа избыточного давления.

Изобретение относится к стыковочным устройствам космических аппаратов. Механизм герметизации стыка стыковочного агрегата космического корабля содержит стыковочный шпангоут с равномерно распределенными по периметру стыка системами замков, электроприводы, торцевое уплотнение на стыковочной поверхности шпангоута.

Изобретение относится к стыковочным устройствам космических аппаратов. Механизм герметизации стыка стыковочного агрегата космического корабля содержит стыковочный шпангоут с равномерно распределенными по периметру стыка системами замков, электроприводы, торцевое уплотнение на стыковочной поверхности шпангоута.

Изобретение относится к системам отделения полезной нагрузки (ПН) от несущих конструкций при выводе на расчетную орбиту. Устройство отделения состоит из цилиндрического корпуса, силовых элементов - стержней, шарнирно установленных в цилиндрическом корпусе, устройства их фиксации, толкателя, обеспечивающего параметры отделения ПН.

Группа изобретений относится к построению и управлению космическими аппаратами на орбитах ИСЗ. Система включает в себя орбитальную станцию, целевые (ЦМ) и обеспечивающие модули на компланарных орбитах.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ проведения летно-конструкторских испытаний (ЛКИ) автономного стыковочного модуля (АСМ) для очистки орбит от крупногабаритного космического мусора основан на выборе мишени из имеющихся на орбитах для их увода на орбиты утилизации, выведении с помощью ракеты-носителя, разгонного блока (РБ) и АСМ в область орбиты очистки от объектов космического мусора (мишеней), маневрах дальнего и ближнего наведения для стыковки и захвата мишени, сведении на орбиту утилизации.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для освобождения отделяемых в процессе эксплуатации и многоразовой отработки силовых крупногабаритных агрегатов, например головных обтекателей, отсеков и ступеней ракет-носителей, подвесных баков летательных аппаратов, космических аппаратов и других полезных нагрузок (ПН).

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для освобождения отделяемых в процессе эксплуатации и многоразовой отработки силовых крупногабаритных агрегатов, например головных обтекателей, отсеков и ступеней ракет-носителей, подвесных баков летательных аппаратов, космических аппаратов и других полезных нагрузок (ПН).

Изобретение относится к устройствам стыковки и управления относительным движением космических объектов. Устройство (1) включает в себя корпус (10) с отсеком (11) и вал (20), выполненный с возможностью вращения вокруг первой оси (А1).

Изобретение относится к бортовой автоматике изделий ракетной, ракетно-космической, авиационной, специальной техники, главным образом к агрегатам и системам стыковки и разделения частей летательных аппаратов, в частности к системам разведения детонационных команд от инициирующих устройств к исполнительным узлам, например системам разделения, а также к устройствам взрывной логики - пиротехническим временным устройствам.

Траектория полета двухступенчатой ракеты (1) периодически прогнозируется в течение полета, и прогнозируемая точка падения, когда блок (11) первой ступени ракеты или обтекатель (15) отделяется и отбрасывается от второй ступени (13) ракеты, периодически прогнозируется в каждой промежуточной запланированной точке на прогнозируемой траектории полета. До тех пор, пока существует промежуточная запланированная точка, такая, что обе прогнозируемые точки падения блока (11) первой ступени ракеты или обтекателя (15) находятся в пределах безопасной области, процесс периодически выполняется для того, чтобы назначить промежуточную запланированную точку, наиболее удаленную от места запуска двухступенчатой ракеты (1) в качестве точки отделения-и-отбрасывания блока (11) первой ступени ракеты, и когда двухступенчатая ракета (1) достигает этой точки отделения-и-отбрасывания, блок (11) первой ступени ракеты или обтекатель (15) отделяется и отбрасывается. Обеспечивается возможность сбросить отбрасываемый объект, такой как отбрасываемый блок n-ой ступени ракеты или одноступенчатая ракета, двигатель которой выключился, таким образом, чтобы упасть в пределах безопасной области во время расходования как можно большего объема переносимого топлива для того, чтобы расширить возможность запуска. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике и может быть использовано для отделения отсека летательного аппарата. Система отделения отсека ЛА содержит устройство крепления отсека к ЛА по стыковочным шпангоутам, выполненное с возможностью расфиксации крепления, и устройство отделения, установленное на ЛА и снабженное толкателем. Толкатель контактирует с упорным элементом отсека. На стыковочном шпангоуте отсека выполнен посадочный пояс для стыковочного шпангоута ЛА. В состав устройства отделения введена охватывающая его оболочка с закрепленными на ней передним и задним фланцем. Передним фланцем оболочка закреплена на торце толкателя, задним фланцем установлена в центральном отверстии стыковочного шпангоута отсека с возможностью упора в торец посадочного пояса, являющийся упорным элементом отсека. Техническим результатом изобретения является повышение надежности отделения отсека ЛА. 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Наверх