RU205988U1 - Rocket compartment separation system - Google Patents

Rocket compartment separation system Download PDF

Info

Publication number
RU205988U1
RU205988U1 RU2021104875U RU2021104875U RU205988U1 RU 205988 U1 RU205988 U1 RU 205988U1 RU 2021104875 U RU2021104875 U RU 2021104875U RU 2021104875 U RU2021104875 U RU 2021104875U RU 205988 U1 RU205988 U1 RU 205988U1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
bolt
frame
movable flange
tightening
tightening bolt
Prior art date
Application number
RU2021104875U
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Александр Сергеевич Стрельников
Original Assignee
Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" filed Critical Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка"
Priority to RU2021104875U priority Critical patent/RU205988U1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU205988U1 publication Critical patent/RU205988U1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/36—Means for interconnecting rocket-motor and body section; Multi-stage connectors; Disconnecting means

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)

Abstract

Система разделения отсеков ракеты включает силовые узлы крепления шпангоутов разделяемых отсеков, пироузлы расфиксации силовых узлов крепления и толкатель отделения, при этом шпангоут одного из разделяемых отсеков содержит подвижный фланец, установленный на направляющих через выполненные в подвижном фланце окна, с возможностью перемещения по направляющим, в направлении, перпендикулярном привалочной плоскости шпангоутов, затяжной болт с упором головки затяжного болта на шпангоут и возможностью прижатия шпангоутов по привалочным поверхностям в процессе затяжки болта, при этом в теле болта выполнена кольцевая канавка с конической боковой стенкой, расположенной со стороны, противоположной направлению затяжки болта, упорная часть головки затяжного болта размещена в цилиндрическом вырезе, выполненном в подвижном фланце, и состоит из отдельных сухариков, частично погруженных в канавку тела затяжного болта, имеющих форму погруженной части, идентичную форме канавки тела затяжного болта, а сам пироузел расфиксации силовых узлов крепления установлен в подвижный фланец и выполнен в виде пневмоцилиндра со сдвигаемым относительно подвижного фланца и шпангоута поршнем с выполненным на нем толкателем отделения, проходящим через вырез, выполненный в шпангоуте, с упором на шпангоут другого из разделяемых отсеков. Система разделения отсеков ракеты позволяет уменьшить аэродинамическое сопротивление конструкции при полете в атмосфере и обеспечить работоспособность в большом диапазоне температур. Рабочая температура, при которой система разделения отсеков ракеты сохраняет свою работоспособность, ограничивается только рабочими температурами материалов, из которых изготовлены ее элементы. Функцию толкателей отделения выполняют пироузлы расфиксации силовых узлов крепления, что позволяет повысить надежность летательного аппарата в целом.The system for separating the rocket compartments includes power units for securing the frames of the divided compartments, pyro-units for releasing the power units of fastening and a compartment pusher, while the frame of one of the divided compartments contains a movable flange mounted on guides through windows made in a movable flange, with the ability to move along the guides, in the direction , perpendicular to the mating plane of the frames, a tightening bolt with an abutment of the head of the tightening bolt on the frame and the possibility of pressing the frames along the mating surfaces during tightening the bolt, while an annular groove is made in the bolt body with a conical side wall located on the side opposite to the direction of bolt tightening, persistent part of the head of the tightening bolt is located in a cylindrical cutout made in the movable flange and consists of individual crackers, partially immersed in the groove of the body of the tightening bolt, having the shape of a submerged part identical to the shape of the groove of the body of the tightening bolt, and The unlocking unit of the power attachment units is installed in a movable flange and is made in the form of a pneumatic cylinder with a piston movable relative to the movable flange and frame with a compartment pusher made on it, passing through a cutout made in the frame, with an emphasis on the frame of another of the divided compartments. The system of separation of the missile compartments allows to reduce the aerodynamic resistance of the structure during flight in the atmosphere and to ensure operability in a wide temperature range. The operating temperature at which the missile compartment separation system remains operational is limited only by the operating temperatures of the materials from which its elements are made. The function of the compartment pushers is performed by pyro-assemblies for releasing the power attachment units, which makes it possible to increase the reliability of the aircraft as a whole.

Description

Полезная модель относится к системам сброса или отделения объектов, преимущественно ступеней ракет, отсеков и полезных нагрузок от несущих конструкций летательного аппарата, на любых участках траектории полета, и может быть использована в области авиационной и ракетной техники.The utility model relates to systems for dropping or separating objects, mainly rocket stages, compartments and payloads from the supporting structures of an aircraft, at any part of the flight path, and can be used in the field of aviation and rocket technology.

Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является система разделения - патент RU 2577157, содержащая силовые узлы в виде двух силовых элементов, охватывающих шпангоуты разделяемых конструкций с обеспечением направления вектора нагрузки через нейтральные оси шпангоутов разделяемых конструкций, бандаж в виде каната из свитых между собой проволок, пироузлы расфиксации силовых узлов крепления, толкатели отделения.The closest technical solution, chosen as a prototype, is a separation system - patent RU 2577157, containing power units in the form of two power elements covering the frames of the separated structures with the provision of the direction of the load vector through the neutral axes of the frames of the separated structures, a bandage in the form of a rope twisted between a wire, pyro-nodes for releasing the power attachment points, pushers of the compartment.

Общими существенными признаками прототипа - системы разделения, совпадающими с существенными признаками предлагаемого устройства, являются следующие: система содержит силовые узлы крепления шпангоутов разделяемых отсеков, пироузлы расфиксации силовых узлов крепления и толкатель отделения.The general essential features of the prototype - the separation system, which coincide with the essential features of the proposed device, are the following: the system contains power units for securing frames of the divided compartments, pyro-units for releasing power units of fastening and a compartment pusher.

Особенностью известного стыка - прототипа является то, что эта система разделения не обеспечивает возможность крепления элементов конструкции без выхода за габариты наружного контура шпангоутов и, тем самым, не позволяет уменьшить аэродинамическое сопротивление конструкции при полете в атмосфере. Толкатели отделения являются отдельными элементами конструкции, наличие которых снижает надежность летательного аппарата в целом. Применяемый бандаж не позволяет использовать систему разделения в большом температурном диапазоне из-за разных коэффициентов температурного расширения шпангоутов разделяемых конструкций и стягивающего каната. При изменении температуры конструкции в одну сторону происходит ослабление стягивающего каната и падение усилия затяжки стыка шпангоутов разделяемых конструкций, в другую - происходит увеличение натяжения каната и уменьшение его запаса прочности.A feature of the known joint - prototype is that this separation system does not provide the possibility of fastening structural elements without going beyond the dimensions of the outer contour of the frames and, thereby, does not allow reducing the aerodynamic resistance of the structure during flight in the atmosphere. Compartment pushers are separate structural elements, the presence of which reduces the reliability of the aircraft as a whole. The applied bandage does not allow the use of the separation system in a large temperature range due to the different coefficients of thermal expansion of the frames of the separated structures and the tie rope. When the temperature of the structure changes in one direction, there is a weakening of the tightening rope and a drop in the tightening force of the joint of the frames of the separated structures, in the other direction, an increase in the tension of the rope and a decrease in its safety margin occurs.

Предлагаемая полезная модель - система разделения отсеков ракеты позволяет уменьшить аэродинамическое сопротивление конструкции при полете в атмосфере и обеспечить работоспособность в большом диапазоне температур. Рабочая температура, при которой система разделения отсеков ракеты сохраняет свою работоспособность, ограничивается только рабочими температурами материалов, из которых изготовлены ее элементы. Функцию толкателей отделения выполняют пироузлы расфиксации силовых узлов крепления, что позволяет повысить надежность летательного аппарата в целом.The proposed utility model - a system of separation of the rocket compartments, allows to reduce the aerodynamic resistance of the structure during flight in the atmosphere and to ensure operability in a wide temperature range. The operating temperature at which the missile compartment separation system remains operational is limited only by the operating temperatures of the materials from which its elements are made. The function of the compartment pushers is performed by pyro-assemblies for releasing the power attachment units, which makes it possible to increase the reliability of the aircraft as a whole.

Для достижения названного технического результата в системе разделения отсеков ракеты имеются: силовые узлы крепления шпангоутов разделяемых отсеков, пироузлы расфиксации силовых узлов крепления и толкатель отделения, при этом шпангоут одного из разделяемых отсеков содержит подвижный фланец, установленный на направляющих через выполненные в подвижном фланце окна, с возможностью перемещения по направляющим, в направлении, перпендикулярном привалочной плоскости шпангоутов, затяжной болт с упором головки затяжного болта на шпангоут и возможностью прижатия шпангоутов по привалочным поверхностям в процессе затяжки болта, при этом в теле болта выполнена кольцевая канавка с конической боковой стенкой, расположенной со стороны, противоположной направлению затяжки болта, упорная часть головки затяжного болта размещена в цилиндрическом вырезе, выполненном в подвижном фланце, и состоит из отдельных сухариков, частично погруженных в канавку тела затяжного болта, имеющих форму погруженной части, идентичную форме канавки тела затяжного болта, а сам пироузел расфиксации силовых узлов крепления установлен в подвижный фланец и выполнен в виде пневмоцилиндра со сдвигаемым относительно подвижного фланца и шпангоута поршнем с выполненным на нем толкателем отделения, проходящим через вырез, выполненный в шпангоуте, с упором на шпангоут другого из разделяемых отсеков.To achieve the named technical result, the system for separating the compartments of the rocket has: power units for securing frames of the divided compartments, pyro-units for unlocking the power units of fastening and a compartment pusher, while the frame of one of the divided compartments contains a movable flange mounted on the guides through windows made in the movable flange, with the ability to move along the guides, in a direction perpendicular to the mating plane of the frames, a tightening bolt with an emphasis on the head of the tightening bolt on the frame and the possibility of pressing the frames along the mating surfaces during tightening the bolt, while in the bolt body there is an annular groove with a conical side wall located on the side opposite to the bolt tightening direction, the thrust part of the tightening bolt head is located in a cylindrical cutout made in the movable flange and consists of separate crackers partially immersed in the groove of the tightening bolt body, having the form of a submerged part, id the identical shape of the groove of the body of the tightening bolt, and the pyro unit for unlocking the power attachment units is installed in a movable flange and is made in the form of a pneumatic cylinder with a piston movable relative to the movable flange and frame with a compartment pusher made on it, passing through the cutout made in the frame, with an emphasis on the frame the other of the shared compartments.

Отличительным признаком предлагаемой системы разделения отсеков ракеты является то, что шпангоут одного из разделяемых отсеков содержит подвижный фланец, установленный на направляющих через выполненные в подвижном фланце окна, с возможностью перемещения по направляющим, в направлении, перпендикулярном привалочной плоскости шпангоутов, затяжной болт с упором головки затяжного болта на шпангоут и возможностью прижатия шпангоутов по привалочным поверхностям в процессе затяжки болта, при этом в теле болта выполнена кольцевая канавка с конической боковой стенкой, расположенной со стороны, противоположной направлению затяжки болта, упорная часть головки затяжного болта размещена в цилиндрическом вырезе, выполненном в подвижном фланце, и состоит из отдельных сухариков, частично погруженных в канавку тела затяжного болта, имеющих форму погруженной части, идентичную форме канавки тела затяжного болта, а сам пироузел расфиксации силовых узлов крепления установлен в подвижный фланец и выполнен в виде пневмоцилиндра со сдвигаемым относительно подвижного фланца и шпангоута поршнем, с выполненным на нем толкателем отделения, проходящим через вырез, выполненный в шпангоуте, с упором на шпангоут другого из разделяемых отсеков.A distinctive feature of the proposed separation system of the rocket compartments is that the frame of one of the divided compartments contains a movable flange mounted on the guides through the windows made in the movable flange, with the ability to move along the guides, in the direction perpendicular to the mating plane of the frames, bolt on the frame and the possibility of pressing the frames along the mating surfaces during bolt tightening, while in the bolt body there is an annular groove with a conical side wall located on the side opposite to the bolt tightening direction, the thrust part of the tightening bolt head is located in a cylindrical cutout made in a movable flange, and consists of individual crackers, partially immersed in the groove of the body of the tightening bolt, having the shape of a submerged part, identical to the shape of the groove of the body of the tightening bolt, and the pyro unit for unlocking the power attachment points is installed in a movable flange and is made in in the form of a pneumatic cylinder with a piston displaced relative to the movable flange and frame, with a compartment pusher made on it, passing through a cutout made in the frame, with an emphasis on the frame of another of the divided compartments.

Благодаря наличию данных отличительных признаков в совокупности с известными, достигается следующее: данная схема позволяет уменьшить аэродинамическое сопротивление и кинетический нагрев элементов конструкции при полете в атмосфере. Рабочая температура, при которой система разделения отсеков ракеты сохраняет свою работоспособность, ограничивается только рабочими температурами материалов, из которых изготовлены ее элементы. Функцию толкателей отделения выполняют пироузлы расфиксации силовых узлов крепления, что позволяет снизить количество исполнительных механизмов и повысить надежность летательного аппарата в целом.Due to the presence of these distinctive features in combination with the known ones, the following is achieved: this scheme makes it possible to reduce the aerodynamic resistance and kinetic heating of structural elements during flight in the atmosphere. The operating temperature at which the missile compartment separation system remains operational is limited only by the operating temperatures of the materials from which its elements are made. The function of the compartment pushers is performed by pyro-assemblies for unlocking the power attachment units, which makes it possible to reduce the number of actuators and increase the reliability of the aircraft as a whole.

Данное техническое решение может найти применение в качестве узла стыковки ступеней ракет, отсеков и полезных нагрузок, которые необходимо отделить во время полета.This technical solution can be used as a docking unit for rocket stages, compartments and payloads, which must be separated during flight.

Полезная модель поясняется фиг. 1-6.The utility model is illustrated in FIG. 1-6.

На фиг. 1 представлена система разделения отсеков ракеты в изометрии.FIG. 1 shows the system of separation of the missile compartments in isometric view.

На фиг. 2 представлен вид сзади на систему разделения отсеков ракеты.FIG. 2 is a rear view of the missile compartment separation system.

На фиг. 3, сеч. А-А (фиг. 2), представлен пироузел расфиксации силовых узлов крепления в состыкованном состоянии отсеков.FIG. 3, sec. A-A (Fig. 2), a pyro-assembly for unlocking the power attachment points in the docked state of the compartments is presented.

На фиг. 4, сеч. Б-Б (фиг. 2), представлен затяжной болт в состыкованном состоянии отсеков.FIG. 4, sec. B-B (Fig. 2), shows the tightening bolt in the docked state of the compartments.

На фиг. 5, сеч. В-В (фиг. 2), представлена направляющая в состыкованном состоянии отсеков.FIG. 5, sec. B-B (Fig. 2), the guide is shown in the docked state of the compartments.

На фиг. 6, сеч. Г-Г (фиг. 4), представлена упорная часть головки затяжного болта, состоящая из отдельных сухариков.FIG. 6, sec. G-G (Fig. 4), shows the persistent part of the head of the tightening bolt, consisting of individual crackers.

Система разделения отсеков ракеты, изображенная на фиг. 1-6 содержит пироузлы расфиксации 1 (фиг. 2, фиг. 3) силовых узлов крепления и толкатель отделения 2 (фиг. 3), при этом шпангоут 3 (фиг. 1, фиг. 3, фиг. 4, фиг. 5, фиг. 6) одного из разделяемых отсеков содержит подвижный фланец 4 (фиг. 2, фиг. 3, фиг. 4, фиг. 5, фиг. 6), установленный на направляющих 5 (фиг. 2, фиг. 5) через выполненные в подвижном фланце 4 окна с возможностью перемещения по направляющим 5 в направлении, перпендикулярном привалочной плоскости шпангоутов 3 и 6 (фиг. 1, фиг. 3, фиг. 4, фиг. 5), затяжной болт 7 (фиг. 2, фиг. 4, фиг. 6) с упором головки затяжного болта 7 на шпангоут 3 и возможностью прижатия шпангоутов 3 и 6 по привалочным поверхностям в процессе затяжки болта 7, при этом в теле болта 7 выполнена кольцевая канавка 8 (фиг. 4, фиг. 6) с конической боковой стенкой, расположенной со стороны, противоположной направлению затяжки болта 7, упорная часть головки затяжного болта 7 размещена в цилиндрическом вырезе 9 (фиг. 4, фиг. 6), выполненном в подвижном фланце 4, и состоит из отдельных сухариков 10 (фиг. 4, фиг. 6), частично погруженных в канавку 8 тела затяжного болта 7, имеющих форму погруженной части, идентичную форме канавки 8 тела затяжного болта 7, а сам пироузел расфиксации 1 силовых узлов крепления установлен в подвижный фланец 4 и выполнен в виде пневмоцилиндра со сдвигаемым относительно подвижного фланца 4 и шпангоута 3 поршнем 11 (фиг. 3) с выполненным на нем толкателем отделения 2, проходящим через вырез, выполненный в шпангоуте 3, с упором на шпангоут 6 другого из разделяемых отсеков.The missile compartment separation system shown in FIG. 1-6 contains pyro-nodes unlocking 1 (Fig. 2, Fig. 3) of the power attachment nodes and the pusher of the compartment 2 (Fig. 3), while the frame 3 (Fig. 1, Fig. 3, Fig. 4, Fig. 5, Fig. 6) of one of the divided compartments contains a movable flange 4 (Fig. 2, Fig. 3, Fig. 4, Fig. 5, Fig. 6), installed on the guides 5 (Fig. 2, Fig. 5) through the movable flange 4 of the window with the ability to move along the guides 5 in the direction perpendicular to the mating plane of frames 3 and 6 (Fig. 1, Fig. 3, Fig. 4, Fig. 5), a tightening bolt 7 (Fig. 2, Fig. 4, Fig. 6) with an emphasis of the head of the tightening bolt 7 on the frame 3 and the possibility of pressing the frames 3 and 6 along the mating surfaces in the process of tightening the bolt 7, while in the body of the bolt 7 there is an annular groove 8 (Fig. 4, Fig. 6) with a conical with a side wall located on the side opposite to the tightening direction of the bolt 7, the thrust part of the head of the tightening bolt 7 is placed in a cylindrical cutout 9 (Fig. 4, Fig. 6) made in the movable flange 4 , and consists of individual croutons 10 (Fig. 4, figs. 6), partially immersed in the groove 8 of the body of the tightening bolt 7, having the shape of a submerged part, identical to the shape of the groove 8 of the body of the tightening bolt 7, and the pyrotechnical unit of unlocking 1 of the power attachment units is installed in a movable flange 4 and is made in the form of a pneumatic cylinder with a movable relative to the movable flange 4 and the frame 3 by the piston 11 (Fig. 3) with the compartment pusher 2 made on it, passing through the cutout made in the frame 3, with an emphasis on the frame 6 of the other of the divided compartments.

Система разделения отсеков ракеты работает следующим образом.The missile compartment separation system works as follows.

При подаче электрического сигнала в пироузле расфиксации 1 возникает избыточное давление, при котором подвижный фланец 4 перемещается по направляющим 5 относительно поршня 11 и шпангоута 3 одного из разделяемых отсеков, высвобождая отдельные сухарики 10, которые перемещаясь по конической боковой стенке кольцевой канавки 8 в радиальном направлении, высвобождают затяжной болт 7, позволяя поршню 11 (фиг. 3) с выполненным на нем толкателем отделения 2 (фиг. 3) перемещаться в перпендикулярном привалочной плоскости шпангоутов 3 и 6 направлении, отталкивая шпангоуты 3 и 6 разделяемых отсеков друг от друга.When an electrical signal is applied to the unlocking unit 1, an overpressure arises, at which the movable flange 4 moves along the guides 5 relative to the piston 11 and frame 3 of one of the divided compartments, releasing individual crackers 10, which move along the conical side wall of the annular groove 8 in the radial direction, release the tightening bolt 7, allowing the piston 11 (Fig. 3) with the pusher of the compartment 2 (Fig. 3) made on it to move in the direction perpendicular to the mating plane of the frames 3 and 6, pushing the frames 3 and 6 of the divided compartments from each other.

Claims (1)

Система разделения отсеков ракеты, содержащая силовые узлы крепления шпангоутов разделяемых отсеков, пироузлы расфиксации силовых узлов крепления и толкатель отделения, отличающаяся тем, что шпангоут одного из разделяемых отсеков содержит подвижный фланец, установленный на направляющих через выполненные в подвижном фланце окна, с возможностью перемещения по направляющим, в направлении, перпендикулярном привалочной плоскости шпангоутов, затяжной болт с упором головки затяжного болта на шпангоут и возможностью прижатия шпангоутов по привалочным поверхностям в процессе затяжки болта, при этом в теле болта выполнена кольцевая канавка с конической боковой стенкой, расположенной со стороны, противоположной направлению затяжки болта, упорная часть головки затяжного болта размещена в цилиндрическом вырезе, выполненном в подвижном фланце, и состоит из отдельных сухариков, частично погруженных в канавку тела затяжного болта, имеющих форму погруженной части, идентичную форме канавки тела затяжного болта, а сам пироузел расфиксации силовых узлов крепления установлен в подвижный фланец и выполнен в виде пневмоцилиндра со сдвигаемым относительно подвижного фланца и шпангоута поршнем с выполненным на нем толкателем отделения, проходящим через вырез, выполненный в шпангоуте, с упором на шпангоут другого из разделяемых отсеков.The system of separation of the rocket compartments, containing the power units for securing the frames of the divided compartments, pyro-units for releasing the power units of fastening and the pusher of the compartment, characterized in that the frame of one of the divided compartments contains a movable flange mounted on the guides through the windows made in the movable flange, with the ability to move along the guides , in the direction perpendicular to the mating plane of the frames, a tightening bolt with an abutment of the head of the tightening bolt on the frame and the possibility of pressing the frames along the mating surfaces during tightening of the bolt, while an annular groove is made in the bolt body with a conical side wall located on the side opposite to the direction of tightening bolt, the thrust part of the head of the tightening bolt is located in a cylindrical cutout made in the movable flange, and consists of individual crackers, partially immersed in the groove of the body of the tightening bolt, having the shape of a submerged part identical to the shape of the groove of the body of the tightening bolt about the bolt, and the pyrolysis unit for unlocking the power attachment units is installed in a movable flange and is made in the form of a pneumatic cylinder with a piston that is movable relative to the movable flange and frame with a compartment pusher made on it, passing through a cutout made in the frame, with an emphasis on the frame of another of the divided compartments ...
RU2021104875U 2021-02-26 2021-02-26 Rocket compartment separation system RU205988U1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021104875U RU205988U1 (en) 2021-02-26 2021-02-26 Rocket compartment separation system

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021104875U RU205988U1 (en) 2021-02-26 2021-02-26 Rocket compartment separation system

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU205988U1 true RU205988U1 (en) 2021-08-13

Family

ID=77348892

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2021104875U RU205988U1 (en) 2021-02-26 2021-02-26 Rocket compartment separation system

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU205988U1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5370343A (en) * 1993-03-04 1994-12-06 General Dynamics Corporation Space Systems Division Arrangement for attachment and quick disconnect and jettison of rocket booster from space vehicle
RU94030025A (en) * 1994-08-09 1996-06-20 Государственный ракетный центр КБ им.акад.В.П.Макеева Gear separating compartment of ballistic rocket
RU2349516C1 (en) * 2007-09-20 2009-03-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" Thrust-pneumatic pusher
RU171804U1 (en) * 2017-02-20 2017-06-16 Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" AIRCRAFT COMPARTMENT SEPARATION NODE
RU2724337C1 (en) * 2019-09-03 2020-06-23 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации System for separation of structural elements

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5370343A (en) * 1993-03-04 1994-12-06 General Dynamics Corporation Space Systems Division Arrangement for attachment and quick disconnect and jettison of rocket booster from space vehicle
RU94030025A (en) * 1994-08-09 1996-06-20 Государственный ракетный центр КБ им.акад.В.П.Макеева Gear separating compartment of ballistic rocket
RU2349516C1 (en) * 2007-09-20 2009-03-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" Thrust-pneumatic pusher
RU171804U1 (en) * 2017-02-20 2017-06-16 Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" AIRCRAFT COMPARTMENT SEPARATION NODE
RU2724337C1 (en) * 2019-09-03 2020-06-23 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации System for separation of structural elements

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2724337C1 (en) System for separation of structural elements
US6776373B1 (en) Aircraft escape cabin
US10072915B2 (en) Method and device for connecting and separating two elements, with connecting plates
US9845158B2 (en) Aircraft battery containment pods
US20090014587A1 (en) Aircraft safety system
US20090206193A1 (en) Ballistically deployed telescoping aircraft wing
RU205988U1 (en) Rocket compartment separation system
CN106123709B (en) Aircraft interstage separation device
US2755042A (en) Ejection seat catapult
RU2755424C1 (en) Rocket compartment separation unit
US5887825A (en) Multi-stage parachute release
RU2754612C1 (en) Method for separating rocket sections
US10184766B2 (en) Method and device for connecting and separating two elements, with combined connecting and separating means
RU2754611C1 (en) Hydrodynamic system of separation of structural elements
RU153012U1 (en) DEVICE FOR RACFIXING COMPARTMENTS OF Aircraft
RU178825U1 (en) Pirozamok docking and undocking compartments of the aircraft
RU182345U1 (en) A device for separating a group of unmanned aerial vehicles from a carrier aircraft
RU205848U1 (en) Rocket stage separation unit
RU207991U1 (en) Payload Drop Node
KR101265090B1 (en) Separation apparatus for cap of flight vehicle and flight vehicle having the same
RU2500591C1 (en) Aircraft compartment separation system
US3352192A (en) Split nut separation system
RU2700643C1 (en) Pyrofixator for docking and detachment of compartments of aircraft
RU2763222C1 (en) Method for manufacturing the rocket stage separation system
RU205854U1 (en) Hydrodynamic unit for separating structural elements