RU211275U1 - Узел разделения элементов летательного аппарата - Google Patents
Узел разделения элементов летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU211275U1 RU211275U1 RU2021133494U RU2021133494U RU211275U1 RU 211275 U1 RU211275 U1 RU 211275U1 RU 2021133494 U RU2021133494 U RU 2021133494U RU 2021133494 U RU2021133494 U RU 2021133494U RU 211275 U1 RU211275 U1 RU 211275U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- sleeve
- piston
- cylinder
- transition cylinder
- covered
- Prior art date
Links
- 230000003993 interaction Effects 0.000 claims abstract description 5
- 230000000284 resting Effects 0.000 claims abstract description 5
- 239000012528 membrane Substances 0.000 description 4
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 3
- 210000001699 lower leg Anatomy 0.000 description 1
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 description 1
Images
Abstract
Узел разделения элементов летательного аппарата включает силовые фланцы стыкуемых элементов, шток, установленные в гильзу удерживающие вкладыши и корпус с установленным в него пиропатроном, при этом внутренняя полость корпуса выполнена в виде двухступенчатого цилиндра с жестко закрепленным в одной из ступеней переходным цилиндром, и установленной с возможностью перемещения вдоль продольной оси корпуса гильзой, представленной в виде полого штока, один конец которого выполнен в виде поршня, охватывающего переходной цилиндр и охватываемого корпусом, а другой конец выполнен в виде поршня, охватываемого переходным цилиндром и корпусом, с упором переходного цилиндра через пружину в охватываемый им поршень гильзы, полость между переходным цилиндром и охватывающим его поршнем гильзы сообщена с пиропатроном, при этом ход поршня гильзы по переходному цилиндру имеет меньшее значение, чем ход поршней гильзы по двухступенчатому цилиндру корпуса, а газовые полости между поршнями гильзы сообщаются через дроссельные отверстия, выполненные в переходном цилиндре, охватываемый гильзой шток, выполненный в виде затяжного болта, упирающегося на корпус через коническую втулку, в теле затяжного болта выполнена кольцевая канавка с конической боковой стенкой, расположенной со стороны, противоположной направлению затяжки болта, упорная часть головки затяжного болта выполнена в виде отдельных удерживающих вкладышей, частично погруженных в канавку тела затяжного болта, имеющих форму погруженной части, идентичную форме канавки тела затяжного болта, при этом поверхности взаимодействия удерживающих вкладышей с гильзой выполнены конусными по всей длине хода гильзы, с углом конусности, не превышающим угол трения.
Description
Полезная модель относится к узлам разделения элементов конструкции, преимущественно ступеней ракет, и может быть использована в области авиационной и ракетной техники.
Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является устройство для разделения элементов космического аппарата - патент RU 2144892, содержащее корпус с установленным в него пиропатроном, гильзу, шток и вкладыши с опорными буртиками, снабженное жестко закрепленной внутри корпуса мембраной, на хвостовике которой закреплен шток, а в корпусе со стороны мембраны выполнена сферическая поверхность, при этом расстояние от мембраны до начала, со стороны штока, сферической поверхности превышает ширину опорных буртиков вкладышей штока, а разделяемые элементы закреплены на хвостовой части гильзы.
Общими существенными признаками прототипа - устройства для разделения элементов космического аппарата, совпадающими с существенными признаками предлагаемой полезной модели являются следующие: шток, установленные в гильзу удерживающие вкладыши и корпус с установленным в него пиропатроном.
Особенностью известной системы - прототипа является то, что это устройство для разделения элементов космического аппарата подразумевает наличие толкателей отделения, являющихся отдельными элементами конструкции, наличие которых снижает надежность летательного аппарата и увеличивает его массу, а деформация мембраны по сферической поверхности корпуса в замкнутом объеме повышает характеристики виброудара.
Предлагаемая полезная модель - узел разделения элементов летательного аппарата выполняет функцию толкателя отделения, что позволяет повысить надежность летательного аппарата и снизить его массу, а наличие пирогазовой амортизации подвижных элементов системы, снижает характеристики виброудара.
Для достижения названного технического результата в узле разделения элементов летательного аппарата имеются: шток, установленные в гильзу удерживающие вкладыши, и корпус с установленным в него пиропатроном, при этом внутренняя полость корпуса выполнена в виде двухступенчатого цилиндра с жестко закрепленным в одной из ступеней переходным цилиндром, и установленной с возможностью перемещения вдоль продольной оси корпуса гильзой, представленной в виде полого штока, один конец которого выполнен в виде поршня, охватывающего переходной цилиндр и охватываемого корпусом, а другой конец выполнен в виде поршня, охватываемого переходным цилиндром и корпусом, с упором переходного цилиндра через пружину в охватываемый им поршень гильзы, полость между переходным цилиндром и охватывающим его поршнем гильзы сообщена с пиропатроном, при этом ход поршня гильзы по переходному цилиндру имеет меньшее значение, чем ход поршней гильзы по двухступенчатому цилиндру корпуса, а газовые полости между поршнями гильзы сообщаются через дроссельные отверстия, выполненные в переходном цилиндре, охватываемый гильзой шток, выполненный в виде затяжного болта упирающегося на корпус через коническую втулку, в теле затяжного болта выполнена кольцевая канавка с конической боковой стенкой, расположенной со стороны, противоположной направлению затяжки болта, упорная часть головки затяжного болта выполнена в виде отдельных удерживающих вкладышей, частично погруженных в канавку тела затяжного болта, имеющих форму погруженной части, идентичную форме канавки тела затяжного болта, при этом поверхности взаимодействия удерживающих вкладышей с гильзой выполнены конусными по всей длине хода гильзы, с углом конусности не превышающим угол трения.
Отличительным признаком предлагаемого узла разделения элементов летательного аппарата является то, что внутренняя полость корпуса выполнена в виде двухступенчатого цилиндра с жестко закрепленным в одной из ступеней переходным цилиндром, и установленной с возможностью перемещения вдоль продольной оси корпуса гильзой, представленной в виде полого штока, один конец которого выполнен в виде поршня, охватывающего переходной цилиндр и охватываемого корпусом, а другой конец выполнен в виде поршня, охватываемого переходным цилиндром и корпусом, с упором переходного цилиндра через пружину в охватываемый им поршень гильзы, полость между переходным цилиндром и охватывающим его поршнем гильзы сообщена с пиропатроном, при этом ход поршня гильзы по переходному цилиндру имеет меньшее значение, чем ход поршней гильзы по двухступенчатому цилиндру корпуса, а газовые полости между поршнями гильзы сообщаются через дроссельные отверстия, выполненные в переходном цилиндре, охватываемый гильзой шток, выполненный в виде затяжного болта упирающегося на корпус через коническую втулку, в теле затяжного болта выполнена кольцевая канавка с конической боковой стенкой, расположенной со стороны, противоположной направлению затяжки болта, упорная часть головки затяжного болта выполнена в виде отдельных удерживающих вкладышей, частично погруженных в канавку тела затяжного болта, имеющих форму погруженной части, идентичную форме канавки тела затяжного болта, при этом поверхности взаимодействия удерживающих вкладышей с гильзой выполнены конусными по всей длине хода гильзы, с углом конусности не превышающим угол трения.
Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными достигается следующее: наличие пирогазовой амортизации подвижных элементов узла снижает характеристики виброудара, а отсутствие толкателей отделения, как отдельных элементов конструкции, позволяет снизить количество исполнительных механизмов с повышением надежности летательного аппарата и снижением его массы.
Данное техническое решение может найти применение в качестве узла стыковки ступеней ракет, отсеков, боевых частей и других полезных нагрузок, которые необходимо отделить во время полета.
Полезная модель поясняется фиг. 1…3:
На фиг. 1 представлен узел разделения элементов летательного аппарата в конфигурации удержания.
На фиг. 2, представлен узел разделения элементов летательного аппарата в расстыкованной конфигурации.
На фиг. 3, сеч. А-А (фиг. 1), представлены удерживающие вкладыши.
Узел разделения элементов летательного аппарата, изображенный на фиг. 1…3 содержит силовые фланцы 1 и 2 (фиг. 1) стыкуемых элементов, шток 3 (фиг. 1, фиг. 3), установленные в гильзу 4 (фиг. 1, фиг. 3) удерживающие вкладыши 5 (фиг. 1, фиг. 3), и корпус 6 (фиг. 1, фиг. 3) с установленным в него пиропатроном 7 (фиг. 1), при этом внутренняя полость корпуса выполнена в виде двухступенчатого цилиндра с жестко закрепленным в одной из ступеней переходным цилиндром 8 (фиг. 1), и установленной с возможностью перемещения вдоль продольной оси корпуса гильзой, представленной в виде полого штока, один конец которого выполнен в виде поршня 9 (фиг. 1), охватывающего переходной цилиндр и охватываемого корпусом, а другой конец выполнен в виде поршня 10 (фиг. 1), охватываемого переходным цилиндром и корпусом, с упором переходного цилиндра через пружину 11 (фиг. 1) в охватываемый им поршень гильзы, полость 12 (фиг. 1) между переходным цилиндром и охватывающим его поршнем гильзы сообщена с пиропатроном, при этом ход 1 (фиг. 1) поршня гильзы по переходному цилиндру имеет меньшее значение, чем ход L (фиг. 1) поршней гильзы по двухступенчатому цилиндру корпуса, а газовые полости между поршнями гильзы сообщаются через дроссельные отверстия 13 (фиг. 1), выполненные в переходном цилиндре, охватываемый гильзой шток, выполненный в виде затяжного болта упирающегося на корпус через коническую втулку 14 (фиг. 1), в теле затяжного болта выполнена кольцевая канавка 15 (фиг. 1) с конической боковой стенкой, расположенной со стороны, противоположной направлению затяжки болта, упорная часть головки затяжного болта выполнена в виде отдельных удерживающих вкладышей, частично погруженных в канавку тела затяжного болта, имеющих форму погруженной части, идентичную форме канавки тела затяжного болта, при этом поверхности 16 (фиг. 1) взаимодействия удерживающих вкладышей с гильзой выполнены конусными по всей длине хода L гильзы, с углом конусности не превышающим угол трения.
Узел разделения элементов летательного аппарата работает следующим образом: при подаче электрического сигнала на пиропатрон, в полости между переходным цилиндром и охватывающим его поршнем гильзы возникает избыточное давление газов, приводящее в движение гильзу, тем самым снимая момент затяжки штока. При перемещении гильзы на ход 1, избыточное давление газов также приводит в движение шток, в следствии чего происходит разделение фланцев стыкуемых элементов, при этом удерживающие вкладыши плавно перемещаются по конусной поверхности гильзы и штока. При перемещении гильзы на ход L происходит окончательная расфиксация стыка, шток выходит за пределы корпуса. Дроссельные отверстия служат для соединения газовых полостей между поршнями гильзы, обеспечивая ее газовое демпфирование.
Claims (1)
- Узел разделения элементов летательного аппарата, включающий шток, установленные в гильзу удерживающие вкладыши, и корпус с установленным в него пиропатроном, отличающийся тем, что внутренняя полость корпуса выполнена в виде двухступенчатого цилиндра с жестко закрепленным в одной из ступеней переходным цилиндром, и установленной с возможностью перемещения вдоль продольной оси корпуса гильзой, представленной в виде полого штока, один конец которого выполнен в виде поршня, охватывающего переходной цилиндр и охватываемого корпусом, а другой конец выполнен в виде поршня, охватываемого переходным цилиндром и корпусом, с упором переходного цилиндра через пружину в охватываемый им поршень гильзы, полость между переходным цилиндром и охватывающим его поршнем гильзы сообщена с пиропатроном, при этом ход поршня гильзы по переходному цилиндру имеет меньшее значение, чем ход поршней гильзы по двухступенчатому цилиндру корпуса, а газовые полости между поршнями гильзы сообщаются через дроссельные отверстия, выполненные в переходном цилиндре, охватываемый гильзой шток, выполненный в виде затяжного болта, упирающегося на корпус через коническую втулку, в теле затяжного болта выполнена кольцевая канавка с конической боковой стенкой, расположенной со стороны, противоположной направлению затяжки болта, упорная часть головки затяжного болта выполнена в виде отдельных удерживающих вкладышей, частично погруженных в канавку тела затяжного болта, имеющих форму погруженной части, идентичную форме канавки тела затяжного болта, при этом поверхности взаимодействия удерживающих вкладышей с гильзой выполнены конусными по всей длине хода гильзы, с углом конусности, не превышающим угол трения.
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU211275U1 true RU211275U1 (ru) | 2022-05-30 |
Family
ID=
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5248233A (en) * | 1992-09-25 | 1993-09-28 | Webster Richard G | No-shock separation mechanism |
RU2321527C1 (ru) * | 2006-09-14 | 2008-04-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" | Устройство для быстрого разделения частей космического аппарата или ракетного блока |
US8240613B2 (en) * | 2004-03-18 | 2012-08-14 | Michigan Aerospace Corporation | Docking system |
RU2628282C1 (ru) * | 2016-02-25 | 2017-08-15 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Узел стыковки разделяемых объектов летательных аппаратов |
RU2655978C1 (ru) * | 2017-04-11 | 2018-05-30 | Акционерное общество "Ракетно-космический центр "Прогресс" (АО "РКЦ "Прогресс") | Пирозамок |
RU2669901C1 (ru) * | 2017-10-05 | 2018-10-16 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Пирозамок |
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5248233A (en) * | 1992-09-25 | 1993-09-28 | Webster Richard G | No-shock separation mechanism |
US8240613B2 (en) * | 2004-03-18 | 2012-08-14 | Michigan Aerospace Corporation | Docking system |
RU2321527C1 (ru) * | 2006-09-14 | 2008-04-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" | Устройство для быстрого разделения частей космического аппарата или ракетного блока |
RU2628282C1 (ru) * | 2016-02-25 | 2017-08-15 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Узел стыковки разделяемых объектов летательных аппаратов |
RU2655978C1 (ru) * | 2017-04-11 | 2018-05-30 | Акционерное общество "Ракетно-космический центр "Прогресс" (АО "РКЦ "Прогресс") | Пирозамок |
RU2669901C1 (ru) * | 2017-10-05 | 2018-10-16 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Пирозамок |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN104089547B (zh) | 一种折叠舵面的展开与锁定装置 | |
CN109625338A (zh) | 可自抛离的整流罩以及火箭 | |
KR880007179A (ko) | 간접 발사식 패스너 구동장치 | |
RU211275U1 (ru) | Узел разделения элементов летательного аппарата | |
CN113511329B (zh) | 一种外形渐变式横向整体分离整流罩及飞行器 | |
RU2767228C1 (ru) | Способ разделения элементов летательного аппарата | |
CN112361898B (zh) | 一种航天飞行器分离系统 | |
RU2767227C1 (ru) | Система разделения элементов летательного аппарата | |
RU2215981C2 (ru) | Крылатая ракета в транспортно-пусковом контейнере | |
CN109720606B (zh) | 一种面向可回收火箭着陆机构的腿式组合缓冲器 | |
US5494239A (en) | Expandable ogive | |
RU2001132642A (ru) | Крылатая ракета в транспортно-пусковом контейнере | |
RU2762186C1 (ru) | Система и способ отделения отсека летательного аппарата | |
JP3963287B2 (ja) | ブースタロケットの結合装置 | |
US2865584A (en) | Aircraft pylon ejector | |
RU2558488C2 (ru) | Ракетный двигатель твёрдого топлива | |
US20070278348A1 (en) | Apparatus for opening airframe of missile by pyrotechnical power | |
US9250049B1 (en) | Sabots for projectiles | |
CN113148243A (zh) | 具有星间解锁分离装置的子母构型卫星组及安装方法 | |
CN113932663A (zh) | 一种反向喷气降载装置 | |
RU121490U1 (ru) | Система отделения отсека летательного аппарата | |
CN109625337B (zh) | 一种具有分时串行触发功能的可回收火箭腿式缓冲器 | |
RU2351887C1 (ru) | Управляемый снаряд | |
CN112298621A (zh) | 一种航天飞行器分离装置的分离壳体 | |
CN220743390U (zh) | 一种用于无人机支撑与解锁的拔销结构 |