RU2208562C2

RU2208562C2 - Устройство и способ отделения хвостового отсека от ракетного блока

Info

Publication number: RU2208562C2
Application number: RU2001119690A
Authority: RU
Inventors: А.П. Ковригин; В.В. Кокушкин; С.В. Борзых; Ю.Н. Щиблев; Н.С. Ососов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П.Королева"
Priority date: 2001-07-16
Filing date: 2001-07-16
Publication date: 2003-07-20

Abstract

Изобретение относится к системам разделения отсеков ракетных блоков, предназначенных для выведения на орбиту космических объектов. Предлагаемое устройство предназначено для отсека, состоящего из двух створок, разделяемых по продольному и поперечному стыкам. Для каждой створки введено два узла ее разворота, которые установлены на ракетном блоке над поперечным стыком. В узлах выполнены направляющие и ограничительные элементы, обеспечивающие освобождение створки от связи с блоком при ее отклонении от продольной оси блока на некоторый угол. В конце выведения формируют команды на раскрытие указанных продольного и поперечного стыков и сообщают створкам импульс отделения в направлении продольной оси ракетного блока. При этом команду на раскрытие продольного стыка формируют прежде команды на раскрытие поперечного стыка. По достижении номинальной тяги двигателя ракетного блока сообщают створкам импульс отделения по продольной оси блока. Под действием тяги двигателя и сил инерции створки вращаются в узлах разворота. По достижении расчетного угла раскрытия створки приобретают максимальную составляющую относительной поперечной скорости и освобождаются от связи с ракетным блоком. Изобретение обеспечивает придание створкам хвостового отсека необходимой скорости отделения без использования для этого специальных средств, что приводит к увеличению относительной массы выводимого на орбиту полезного груза и снижению стоимости изготовления хвостового отсека. 2 с.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к системам отделения отсеков разгонных ракетных блоков, предназначенных для выведения на орбиту Земли космических объектов различного назначения.

Известны устройства, служащие для отделения пассивных элементов конструкции ракетно-космических комплексов, такие как пружинные, пневматические или пиротехнические толкатели, РДТТ и др. [1, с.33]. Каждое из этих устройств имеет свои достоинства и недостатки, но использование любого из них сопряжено с определенными массовыми затратами. Следует отметить, что специфика отделения створок хвостового отсека ракетного блока состоит в том, что оно производится при работающей маршевой двигательной установке и, как правило, при наличии определенного скоростного напора. Эти факторы приводят к необходимости использования мощных и, следовательно, значительных по габаритам средств отделения. Их размещение на внешней поверхности сбрасываемого хвостового отсека ухудшает аэродинамические характеристики ракеты в целом, что приводит к уменьшению выводимой ею на орбиту массы полезного груза. Кроме того, современная плотная компоновка двигательных установок ракетных блоков исключает, как правило, внутреннее расположение средств отделения створок хвостового отсека.

Наиболее близким к преложенному способу является способ отделения переходных отсеков космического аппарата "Аполлон" [1, с.7]. После отделения отсека экипажа от лунной кабины производится отделение первого переходного отсека, перестыковка лунной кабины с разгонно-тормозным блоком и отделение второго переходного отсека. Процессы отделения указанных отсеков предусматривают формирование команд на их разделение по продольным и поперечным стыкам и сообщение образовавшимся створкам импульса отделения в направлении, перпендикулярном продольной оси, с помощью специально предусмотренных для этого средств отделения.

Задачей изобретения является сообщение створкам хвостового отсека относительной скорости отделения в поперечном направлении без использования специально предусмотренных для этого средств отделения, что в конечном счете приведет к увеличению массы полезного груза и снижению стоимости изготовления хвостового отсека.

Задача решается за счет того, что в устройство для отделения от ракетного блока хвостового отсека, состоящего из двух створок, разделяемых по продольному и поперечному стыкам, введено на каждую створку по два узла разворота, образующие геометрические оси вращения створок, которые установлены на внешней поверхности ракетного блока в районе поперечного разделяемого стыка хвостового отсека выше него по направлению полета симметрично относительно плоскости, проходящей через продольную ось ракетного блока и перпендикулярную продольному разделяемому стыку хвостового отсека, при этом каждый из узлов разворота состоит из корпуса, полуоси вращения и обоймы, причем корпус узла разворота выполнен в виде кронштейна, который содержит наклонную направляющую, расположенную в нижней по отношению к направлению полета части корпуса узла разворота, причем указанная направляющая наклонена на угол ≤90^o, отсчитываемый от продольной оси ракетного блока, направленной противоположно направлению его полета, в плоскости симметрии створки в направлении ее разворота; внутренняя часть корпуса узла разворота содержит сквозное цилиндрическое отверстие с выступом со стороны ракетного блока; цилиндрическая полуось вращения, содержащаяся внутри корпуса узла разворота, жестко скреплена с отделяемой створкой хвостового отсека, соосна с цилиндрическим отверстием внутри корпуса узла разворота и имеет плоский срез на внешней стороне по отношению к ракетному блоку с ортогональным выступом, причем срез ориентирован таким образом, что угол между плоскостью среза и плоскостью наклонной направляющей корпуса узла разворота равен углу α_p, измеряемому в плоскости отделения створки, между прямыми, проходящими через ее геометрическую ось вращения, одна из которых параллельна продольной оси ракетного блока, а другая проходит через ц.м. створки в ее исходном положении, причем плоскость внешней поверхности наклонной направляющей корпуса узла разворота является касательной к сопрягаемой с ней поверхностью цилиндрической полуоси вращения; обойма имеет форму цилиндрического сектора, одна сторона которого сопрягается со срезом на цилиндрической полуоси и ограничена выполненным на ней ортогональным выступом, причем плоскость выступа на полуоси вращения ограничивает внешнюю поверхность корпуса узла разворота, а плоскость второго радиального среза обоймы составляет с выступом в корпусе узла разворота угол ≥α_p. При этом при формировании команд на разделение продольного и поперечного стыков, а также импульса отделения, сообщаемого створкам хвостового отсека в направлении продольной оси ракетного блока, команда на раскрытие продольного стыка хвостового отсека является опережающей по отношению к команде на раскрытие его поперечного стыка, а упомянутый импульс реализуется по достижении номинального установившегося значения тяги маршевого двигателя ракетного блока.

Использование узлов разворота при отделении створок хвостового отсека и размещение их на поверхности ракетного блока в районе разделяемого поперечного стыка позволяет отказаться от специальных средств отделения, сообщающих створкам хвостового отсека импульс отделения в направлении, перпендикулярном продольной оси ракетного блока. Это мероприятие, наряду с улучшением аэродинамических характеристик ракетного блока, приведет к увеличению выводимой им на орбиту массы полезного груза за счет исключения из состава отсека средств отделения.

На фиг.1 схематично изображен общий вид сбрасываемого хвостового отсека, входящего в состав разгонного ракетного блока, на фиг.2 - поперечное сечение узла разворота.

Сбрасываемый хвостовой отсек 11, разделяемый по продольному 1 и поперечному 2 стыкам, состоит из двух створок 3 и 4. В состав каждой из створок входит по два узла разворота 5 и 6. Каждая из пар этих узлов образует геометрическую ось вращения створки. В состав узла разворота входит корпус 7 с наклонной направляющей 8, полуось вращения 9 и обойма 10.

Указанное устройство работает следующим образом. По достижении двигательной установкой ракетного блока номинальной установившейся величины тяги в заданной последовательности подаются команды на раскрытие сначала продольного стыка 1, а затем поперечного 2. Под действием приложенной в ц.м. створок 3, 4 равнодействующей сил инерции, обусловленных работой двигательной установки ракетного блока, она начинает вращательное движение относительно узлов разворота 5, 6. При этом каждая из полуосей вращения 9, жестко скрепленная с отделяемой створкой, вместе с обоймой 10 поворачивается внутри корпуса 7 узла разворота. При повороте створки на угол α_p (угол раскрытия узла разворота) становятся параллельными продольная ось ракетного блока с прямой, соединяющей геометрическую ось вращения створки с ее ц.м., а также плоскость среза полуоси вращения с плоскостью наклонной направляющей. В этом положении створка приобретает максимальную составляющую относительной поперечной скорости. После раскрытия узла разворота створка совершает вращательно-поступательное движение, контактируя полуосями вращения с наклонными направляющими 8 корпусов узлов разворота. После схода с них створки движутся свободно относительно ракетного блока.

Разработаны технические предложения по конструкции отделяемого хвостового отсека, выполненные в соответствии с изобретением.

Источник информации
1. Колесников К.С., Козлов В.И., Кокушкин В.В. Динамика разделения ступеней летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1977.

Claims

1. Устройство отделения хвостового отсека, состоящего из двух створок, разделяемых по продольному и поперечному стыкам, от ракетного блока, отличающееся тем, что в нем для каждой створки введено два узла разворота, установленных на внешней поверхности ракетного блока выше поперечного стыка и образующих геометрическую ось вращения створки, при этом узлы разворота расположены симметрично относительно плоскости, проходящей через продольную ось ракетного блока и перпендикулярной плоскости продольного стыка, каждый из узлов разворота состоит из цилиндрической полуоси вращения, установленной внутри обоймы, и корпуса, выполненного в виде кронштейна с плоской наклонной направляющей, расположенной в нижней части корпуса и составляющей с продольной осью ракетного блока угол не более 90^o в плоскости симметрии створки по направлению ее разворота, во внутренней части указанного корпуса выполнено сквозное цилиндрическое отверстие с выступом со стороны ракетного блока, причем указанная цилиндрическая полуось вращения жестко скреплена с отделяемой створкой, соосна указанному цилиндрическому отверстию и имеет на внешней стороне плоский срез с ортогональным выступом такие, что угол между плоскостью этого среза и плоскостью указанной наклонной направляющей (α_p) равен углу между прямыми, проходящими через геометрическую ось вращения створки, одна из которых параллельна продольной оси ракетного блока, а другая проходит через центр масс створки в ее исходном положении, причем внешняя поверхность наклонной направляющей касательна к сопрягаемой с ней поверхности цилиндрической полуоси вращения, обойма имеет форму цилиндрического сектора, сопрягается одной стороной с указанным срезом на цилиндрической полуоси и ограничена выполненным на этой полуоси указанным ортогональным выступом, а радиальный срез цилиндрического сектора на второй стороне обоймы составляет с указанным выступом в сквозном цилиндрическом отверстии корпуса узла разворота центральный угол не менее α_p, при этом плоскость указанного ортогонального выступа цилиндрической полуоси ограничивает внешнюю поверхность корпуса узла разворота в исходном положении створки.

2. Способ отделения хвостового отсека от ракетного блока, включающий формирование команд на раскрытие продольного и поперечного стыков створок хвостового отсека, а также сообщение створкам импульса отделения в направлении продольной оси ракетного блока, отличающийся тем, что команду на раскрытие продольного стыка формируют прежде команды на раскрытие поперечного стыка, причем по достижении номинального установившегося значения тяги маршевого двигателя ракетного блока обеспечивают посредством узлов разворота и за счет сил инерции, обусловленных работой двигателя, поворот створок относительно ракетного блока на угол раскрытия, при котором створки приобретают максимальную составляющую относительной поперечной скорости и освобождаются от связи с ракетным блоком, причем сообщают створкам импульс отделения по достижении указанного номинального установившегося значения тяги.