RU2329923C2 - Device to separate independent power plant unit from rocket boost module with multiple-launch engine unit and method to produce it - Google Patents
Device to separate independent power plant unit from rocket boost module with multiple-launch engine unit and method to produce it Download PDFInfo
- Publication number
- RU2329923C2 RU2329923C2 RU2005136065/11A RU2005136065A RU2329923C2 RU 2329923 C2 RU2329923 C2 RU 2329923C2 RU 2005136065/11 A RU2005136065/11 A RU 2005136065/11A RU 2005136065 A RU2005136065 A RU 2005136065A RU 2329923 C2 RU2329923 C2 RU 2329923C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- propulsion system
- rotation
- unit
- block
- eye
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к системам отделения пассивных элементов конструкции от разгонных ракетных блоков, предназначенных для выведения космических объектов на заданные орбиты.The invention relates to rocket and space technology, and in particular to systems for separating passive structural elements from booster rocket blocks designed to launch space objects into predetermined orbits.
Известны устройства, служащие для отделения пассивных элементов конструкции ракетно-космических комплексов, такие как пружинные, пневматические или пиротехнические толкатели, РДТТ и др. [1, стр. 33]. Каждое из этих устройств имеет свои достоинства и недостатки, но использование любого из них сопряжено с определенными массовыми затратами. Следует отметить, что отделение автономной двигательной установки, состоящей из двух блоков, имеет свою специфику. Автономная двигательная установка обеспечивает ориентацию и стабилизацию разгонного ракетного блока на пассивных участках его полета. Другое ее назначение - обеспечение заданного числа запусков двигательной установки многократного запуска разгонного ракетного блока. На пассивном участке траектории жидкие компоненты топлива в баках разгонного ракетного блока могут занимать произвольное положение. С целью обеспечения их прилива к заборным устройствам баков автономная двигательная установка, работающая на собственном топливе, запускается за несколько минут до запуска двигательной установки разгонного ракетного блока. Создаваемое ею ускорение в направлении оси разгонного ракетного блока обеспечивает к моменту запуска его двигательной установки многократного запуска перемещение компонентов топлива к нижним днищам баков, где и расположены заборные устройства.Known devices that serve to separate the passive structural elements of rocket and space systems, such as spring, pneumatic or pyrotechnic pushers, solid propellant rocket engines and others [1, p. 33]. Each of these devices has its own advantages and disadvantages, but the use of any of them is associated with certain mass costs. It should be noted that the separation of an autonomous propulsion system, consisting of two blocks, has its own specifics. An autonomous propulsion system provides orientation and stabilization of the booster rocket on passive sections of its flight. Its other purpose is to provide a given number of launches of the propulsion system of multiple launches of the booster rocket. On the passive section of the trajectory, the liquid components of the fuel in the tanks of the booster rocket block can occupy an arbitrary position. In order to ensure their tide to the intake devices of the tanks, an autonomous propulsion system running on its own fuel is launched a few minutes before the launch of the propulsion system of the booster rocket unit. The acceleration created by it in the direction of the axis of the upper stage of the rocket block provides, by the moment of launching its multiple-launch propulsion system, the movement of fuel components to the lower bottoms of the tanks, where the intake devices are located.
После последнего запуска двигательной установки многократного запуска разгонного ракетного блока автономная двигательная установка, как исчерпавшая свое функциональное назначение, отделяется.After the last launch of the propulsion system of multiple launching of the booster rocket unit, the autonomous propulsion system, as having exhausted its functional purpose, is separated.
Следует также отметить, что отделение автономной двигательной установки производится при работающей двигательной установке многократного запуска разгонного ракетного блока. Кроме того, учитывая плотную компоновку нижней части разгонного ракетного блока, отделение можно производить только в направлении, исключающем соударение блоков автономной двигательной установки с элементами конструкции, находящимися во внутренней полости хвостового отсека разгонного ракетного блока. В этом случае наиболее целесообразным представляется введение в состав каждого из блоков отделяемой автономной двигательной установки оси вращения.It should also be noted that the separation of the autonomous propulsion system is carried out with the engine running multiple launching of the booster rocket. In addition, given the tight layout of the lower part of the booster rocket, separation can only be done in a direction that excludes the collision of the blocks of the autonomous propulsion system with structural elements located in the inner cavity of the tail compartment of the booster rocket. In this case, the introduction of the rotation axis into each of the blocks of the detachable autonomous propulsion system seems to be most appropriate.
Наиболее близким к предложенному устройству и способу отделения, взятыми за прототип, является устройство для отделения от ракетного блока хвостового отсека и способ его осуществления [2]. Задачей изобретения, взятого в качестве прототипа, является сообщение створкам хвостового отсека относительной скорости отделения в поперечном направлении без использования специально предусмотренных для этого средств отделения. Сбрасываемый хвостовой отсек, разделяемый по продольному и поперечному стыкам, состоит из двух створок. В состав каждой из створок входит по два узла разворота, образующих геометрическую ось вращения. В состав узла разворота входит корпус с наклонной направляющей, полуось вращения и обойма. Устройство в прототипе работает следующим образом. По достижению двигательной установкой ракетного блока номинальной установившейся величины тяги в заданной последовательности подаются команды на раскрытие сначала продольного стыка, а затем поперечного. Под действием приложенной в ц.м. створок равнодействующей сил инерции, обусловленных работой двигательной установки ракетного блока, створка начинает вращательное движение относительно узлов разворота. При этом каждая из полуосей вращения, жестко скрепленная с отделяемой створкой, вместе с обоймой поворачивается внутри корпуса узла разворота. При повороте створки на угол αp (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 корпусов узлов разворота. В этом устройстве величина угла раскрытия узла разворота (αp) совместно с длиной направляющих выбираются из условия сообщения отделяемым створкам максимальной поперечной составляющей относительной скорости.Closest to the proposed device and method of separation, taken as a prototype, is a device for separation from the rocket block of the tail compartment and the method of its implementation [2]. The objective of the invention, taken as a prototype, is to inform the flaps of the tail compartment of the relative separation speed in the transverse direction without using specially provided for this means of separation. The dumped tail compartment, divided along the longitudinal and transverse joints, consists of two wings. The structure of each of the valves includes two nodes of a turn, forming a geometric axis of rotation. The structure of the reversal unit includes a housing with an inclined guide, an axis of rotation and a cage. The device in the prototype works as follows. Upon reaching the propulsion system of the rocket block of the nominal steady-state thrust in a given sequence, commands are given to open first the longitudinal joint, and then the transverse. Under the action of the app. the sash of the resultant inertia due to the operation of the propulsion system of the rocket block, the sash begins rotational motion relative to the nodes of the turn. At the same time, each of the semi-axes of rotation, rigidly fastened to a detachable sash, together with the clip rotates inside the body of the reversal unit. When the leaf is rotated through an angle α p (the angle of the opening of the reversal node), the longitudinal axis of the rocket block becomes parallel with a straight line connecting the geometric axis of rotation of the leaf with its square meter, as well as the plane of cut of the axis of rotation with the plane of the inclined guide. In this position, the sash acquires the maximum component of the relative lateral velocity. After the opening of the reversal node, the sash performs a rotational-translational motion, contacting the rotation axes with the inclined guides of the housings of the reversal nodes. In this device, the value of the opening angle of the head of the pivot (α p ) together with the length of the guides are selected from the condition of the detachable leaves of the maximum transverse component of the relative speed.
Способ отделения, описанный в прототипе, предусматривает формирование команд на раскрытие продольного и поперечного стыков хвостового отсека и их реализацию в определенной последовательности по достижении номинального установившегося значения тяги маршевого двигателя ракетного блока.The separation method described in the prototype provides for the formation of commands for the disclosure of the longitudinal and transverse joints of the tail compartment and their implementation in a certain sequence upon reaching the nominal steady-state value of the thrust of the main engine of the rocket block.
Следует отметить, что использование устройства, предложенного в прототипе, возможно лишь для отделения достаточно жестких элементов конструкции с узлами вращения, установленными на жестком основании. В этом случае при развороте отделяемого элемента конструкции исключается его закусывание в узлах разворота, вследствие чего подвижные части узлов могут контактировать с неподвижными узлами по цилиндрической поверхности.It should be noted that the use of the device proposed in the prototype is possible only for separating sufficiently rigid structural elements with rotation nodes mounted on a rigid base. In this case, when the detachable structural element is turned around, it does not bite at the turn nodes, as a result of which the moving parts of the nodes can contact the fixed nodes on a cylindrical surface.
Задачей предлагаемого изобретения является обеспечение безударности отделения блока автономной двигательной установки в широком диапазоне углов разворота после последнего включения двигательной установки многократного запуска разгонного ракетного блока, реализуемое при изготовлении узлов разворота, на заводе-изготовителе и не требующих дальнейшей их переналадки на технической позиции применительно к конкретному пуску, при этом узлы разворота, образующие ось вращения, установлены на нежестком основании, а именно на внешней стороне нижнего днища нижнего по отношению к направлению полета бака разгонного ракетного блока.The objective of the invention is to ensure the impactless separation of the unit of an autonomous propulsion system in a wide range of turning angles after the last turn on of the propulsion system of multiple launching of an accelerating rocket block, implemented in the manufacture of turning units at the manufacturer and not requiring further readjustment to a technical position with reference to a specific launch while the nodes of the rotation, forming the axis of rotation, are installed on a non-rigid base, namely on the outside e of the lower bottom of the lower in relation to the direction of flight of the tank booster rocket unit.
Задача решается за счет того, что в устройстве для отделения блока автономной двигательной установки от разгонного ракетного блока с двигательной установкой многократного запуска, содержащем средства крепления, средства отделения и по два узла разворота на каждый блок автономной двигательной установки, образующие геометрическую ось вращения, перпендикулярную плоскости симметрии узлов разворота, проходящую через продольную ось разгонного ракетного блока, при этом каждый из узлов разворота состоит из неподвижной и подвижной частей, и установлены на внешней стороне нижнего днища нижнего по отношению к направлению полета бака разгонного ракетного блока, при этом неподвижная часть узла разворота одной стороной жестко установлена на нижнем днище нижнего бака разгонного ракетного блока, а в ее противоположной стороне, имеющей форму проушины, выполнено сквозное отверстие в виде сферы, симметричной относительно срединной плоскости проушины, перпендикулярной геометрической оси вращения, центр которой лежит в точке пересечения срединной плоскости проушины с геометрической осью вращения, при этом в нижней по отношению к нижнему днищу бака части проушины выполнен сквозной вырез, симметричный относительно плоскости, проходящей через указанную геометрическую ось вращения и ориентированной относительно оси разгонного ракетного блока в диапазоне углов, исключающих соударение блока отделяемой автономной двигательной установки с элементами конструкции разгонного ракетного блока, при этом в проушину установлен сферический вкладыш, ширина которого равна ширине проушины, а его внешняя поверхность сопряжена с поверхностью сферического отверстия в проушине, причем на внешней поверхности сферического вкладыша симметрично срединной плоскости проушины выполнен паз, эквидистантный поверхности сферического вкладыша, в один конец которого со стороны неподвижной части узла разворота вставлен с зазором ограничитель поворота сферического вкладыша, причем ось ограничителя пересекает указанную геометрическую ось вращения, а сам паз ориентирован в сторону, противоположную направлению поворота сферического вкладыша, кроме того, в сферическом вкладыше выполнен клиновой вырез, симметричный относительно плоскости исходного состояния узла разворота, проходящей через его геометрическую ось вращения и ц.м. отделяемого блока автономной двигательной установки в его исходном положении, причем ширина этого выреза на внешней поверхности упомянутого сферического вкладыша, обращенной в сторону отделяемого блока автономной двигательной установки, не превышает ширину выреза в нижней части проушины, при этом подвижная часть каждого из узлов разворота является элементом конструкции отделяемого блока автономной двигательной установки и выполнена в виде вилки, в которую симметрично с зазором входит проушина неподвижной части узла разворота, причем на вилке соосно с указанной геометрической осью вращения жестко установлена цилиндрическая полуось вращения отделяемого блока автономной двигательной установки, на которой жестко зафиксирован клиновой вкладыш, входящий в указанный конический вырез сферического вкладыша проушины и сопряженный своей клиновой поверхностью с клиновой поверхностью в сферическом вкладыше проушины, а внешние поверхности этих вкладышей образуют единую сферическую поверхность, при этом средство крепления отделяемого блока автономной двигательной установки к разгонному ракетному блоку и средство отделения установлены соосно на кронштейне отделяемого блока автономной двигательной установки, который сопряжен с ответным кронштейном на нижнем баке разгонного ракетного блока таким образом, что расстояние от оси разгонного ракетного блока до узла разворота превышает аналогичное расстояние до средств крепления и отделения, при этом при формировании команд на включение двигательной установки многократного запуска разгонного ракетного блока, выключение автономной двигательной установки и на отделение ее блоков от разгонного ракетного блока, а также на сообщение каждому из ее блоков импульса отделения, сначала формируют команду на последний запуск двигательной установки многократного запуска разгонного ракетного блока, а затем после начала выхода на режим полной тяги двигательной установки разгонного ракетного блока выключают автономную двигательную установку, а ее отделение осуществляют с одновременной реализацией импульса при выполнении условия:The problem is solved due to the fact that in the device for separating the block of the autonomous propulsion system from the booster rocket block with the multiple-launch propulsion system, containing fastening means, separation means and two turning units for each block of the autonomous propulsion system, forming a geometric axis of rotation perpendicular to the plane the symmetry of the rotation nodes passing through the longitudinal axis of the booster rocket, each of the rotation nodes consists of a fixed and moving parts, and mounted on the outer side of the lower bottom of the booster of the booster rocket block relative to the direction of flight, while the fixed part of the turning unit on one side is rigidly mounted on the bottom of the lower tank of the booster rocket, and a through hole is made in its opposite side, having the shape of an eyelet the form of a sphere symmetric with respect to the median plane of the eye, perpendicular to the geometric axis of rotation, the center of which lies at the intersection of the median plane of the eye with the geometric axis of rotation, while in the lower part of the eye with respect to the bottom of the tank, a through cut is made, symmetrical with respect to the plane passing through the indicated geometric axis of rotation and oriented relative to the axis of the booster rocket in a range of angles that exclude the collision of the block of a detachable autonomous propulsion system with elements the design of the booster rocket block, while a spherical liner is installed in the eye, the width of which is equal to the width of the eye, and its outer surface is conjugated with the surface of the spherical hole in the eye, and on the outer surface of the spherical liner symmetrically to the middle plane of the eye, a groove is made that is equidistant to the surface of the spherical liner, the rotation limiter of the spherical liner is inserted with a gap at one end of the reversal unit, the axis of the limiter intersecting the indicated geometric axis rotation, and the groove itself is oriented in the direction opposite to the direction of rotation of the spherical insert, in addition, in the spherical insert The wedge has been made to the hole, symmetrical with respect to the plane of the initial state of the reversal node, passing through its geometric axis of rotation and m. detachable unit of an autonomous propulsion system in its original position, the width of this cutout on the outer surface of the spherical liner facing toward the detachable unit of an autonomous propulsion system does not exceed the width of the cutout in the lower part of the eye, while the movable part of each of the turning units is a structural element detachable unit of an autonomous propulsion system and made in the form of a fork, which symmetrically with a gap includes the eye of the fixed part of the reversal unit, m on a fork coaxially with the indicated geometric axis of rotation, the cylindrical axis of rotation of the detachable unit of the autonomous propulsion system is rigidly mounted, on which the wedge insert is rigidly fixed, which enters the specified conical cut of the spherical liner of the eye and is mated with its wedge surface with the wedge surface in the spherical liner of the eye, and the outer the surfaces of these liners form a single spherical surface, while the fastening means of the detachable unit of the autonomous propulsion system The lugs to the booster rocket block and the separation means are mounted coaxially on the bracket of the detachable block of the autonomous propulsion system, which is mated to the counter bracket on the lower tank of the booster rocket block in such a way that the distance from the axis of the booster rocket block to the turning unit exceeds the same distance to the mounting and separation means , while forming commands to turn on the propulsion system of multiple launching of the booster rocket unit, turn off the autonomous propulsion system and to separate its blocks from the booster rocket unit, as well as to inform each of its blocks of the pulse of separation, they first form a command for the last launch of the propulsion system of the multiple launch of the booster rocket block, and then after the start of full throttle operation of the propulsion system of the booster rocket block turn off the autonomous propulsion system, and its separation is carried out with the simultaneous implementation of the impulse when the condition:
GnXl+P2l2≥Pl1,Gn X l + P 2 l 2 ≥Pl 1 ,
где G - вес блока автономной двигательной установки;where G is the weight of the block of the autonomous propulsion system;
nX - осевая перегрузка разгонного ракетного блока, создаваемая его двигательной установкой;n X is the axial overload of the booster rocket created by its propulsion system;
l - плечо силы веса блока автономной двигательной установки относительно оси его вращения;l is the shoulder of the force of the weight of the block of the autonomous propulsion system relative to the axis of its rotation;
Р2 - начальная сила пружинного толкателя отделения блока автономной двигательной установки;P 2 - the initial force of the spring pusher separation of the unit of the autonomous propulsion system;
l2 - плечо силы упомянутого пружинного толкателя относительно оси вращения блока автономной двигательной установки;l 2 - the shoulder of the force of the said spring pusher relative to the axis of rotation of the block of an autonomous propulsion system;
Р - текущее значение величины тяги последействия блока автономной двигательной установки;P is the current value of the traction aftereffect of a block of an autonomous propulsion system;
l1 - плечо упомянутой тяги относительно оси вращения блока автономной двигательной установки.l 1 - the shoulder of the said thrust relative to the axis of rotation of the block of an autonomous propulsion system.
Использование узлов разворота для отделения блока автономной двигательной установки и размещение их на нижнем днище нижнего бака разгонного ракетного блока таким образом, что расстояние от оси разгонного ракетного блока до геометрической оси разворота превышает аналогичное расстояние до средств крепления и отделения, наряду с осуществлением процесса отделения при работающей двигательной установке многократного запуска разгонного ракетного блока и после подачи команды на выключение автономной двигательной установки позволяет исключить соударение блока автономной двигательной установки с элементами конструкции разгонного ракетного блока в процессе отделения и при последующем свободном относительном движении, а также осуществить процесс отделения при минимальной энергетике, а следовательно, и массе средств отделения.The use of turning units for separating the block of an autonomous propulsion system and placing them on the lower bottom of the lower tank of the booster rocket block in such a way that the distance from the axis of the booster rocket block to the geometric axis of the rotation exceeds the same distance to the fastening and separation means, along with the separation process when operating a propulsion system of multiple launching of a booster rocket and after giving a command to turn off an autonomous propulsion system allows yuchit collision block autonomous motor unit with structural elements booster rocket unit in the separation process and the subsequent free relative movement, and to carry out the process of separation at the minimum power, and hence the mass separation means.
На фиг.1 схематично изображена нижняя по отношению к направлению полета (НП) часть разгонного ракетного блока с установленными на нем двумя блоками автономной двигательной установки;Figure 1 schematically shows the lower relative to the direction of flight (NP) part of the booster rocket with two blocks of an autonomous propulsion system installed on it;
на фиг.2 - вид по стрелке А;figure 2 is a view along arrow A;
на фиг.3 - один из блоков автономной двигательной установки в увеличенном масштабе (узел В);figure 3 is one of the blocks of an autonomous propulsion system on an enlarged scale (node B);
на фиг.4 - средства крепления и отделения блока автономной двигательной установки (узел С);figure 4 - means of fastening and separation of the unit of the autonomous propulsion system (node C);
на фиг.5 - поперечное сечение узла разворота (узел Д);figure 5 is a cross section of a reversal node (node D);
на фиг.6 - сечение Е-Е узла разворота;figure 6 is a cross-section EE node reversal;
на фиг.7 - последовательность команд, подаваемых системой управления при реализации способа отделения автономной двигательной установки, где7 is a sequence of commands supplied by the control system when implementing the method of separating an autonomous propulsion system, where
РРРБ - тяга двигательной установки разгонного ракетного блока,R RRB - thrust of the propulsion system of the booster rocket,
РАДУ - тяга автономной двигательной установки,R ADU - thrust autonomous propulsion system,
Δt1 - временная задержка на подачу команды на выключение автономной двигательной установки (отсчитывается от команды на запуск двигательной установки разгонного ракетного блока),Δt 1 - time delay for issuing a command to turn off the autonomous propulsion system (counted from the command to start the propulsion system of the booster rocket unit),
Δt2 - временная задержка на подачу команды на отделение автономной двигательной установки (отсчитывается от команды на отделение блоков автономной двигательной установки);Δt 2 is the time delay for issuing a command to separate an autonomous propulsion system (counted from the command to separate blocks of an autonomous propulsion system);
на фиг.8 - траектория относительного движения ц.м. и траектория "опасной" точки, т.е. той точки, которая в процессе относительного движения при отделении блока автономной двигательной установки имеет минимальный зазор с элементами конструкции разгонного ракетного блока.on Fig - the trajectory of the relative motion of the m. and the trajectory of the “dangerous” point, i.e. that point, which in the process of relative movement during separation of the unit of the autonomous propulsion system has a minimum clearance with the structural elements of the booster rocket.
На фиг.1-6 представлены конструктивные элементы:Figure 1-6 presents the structural elements:
1 - блок автономной двигательной установки;1 - block autonomous propulsion system;
2 - нижняя часть разгонного ракетного блока;2 - the lower part of the booster rocket;
3 - двигательная установка многократного запуска разгонного ракетного блока;3 - propulsion system of multiple launching of an upper stage rocket block;
4 - средства крепления;4 - fastening means;
5 - средства отделения;5 - separation means;
6 - узел разворота;6 - reversal node;
7 - геометрическая ось вращения;7 - geometric axis of rotation;
8 - плоскость симметрии узла разворота;8 - plane of symmetry of the reversal node;
9 - продольная ось разгонного ракетного блока;9 - the longitudinal axis of the booster rocket;
10 - неподвижная часть узла разворота;10 - fixed part of the reversal node;
11 - подвижная часть узла разворота;11 - the moving part of the reversal node;
12 - нижнее днище нижнего бака;12 - lower bottom of the lower tank;
13 - срединная плоскость проушины;13 - the median plane of the eye;
14 - плоскость симметрии выреза в проушине;14 - plane of symmetry of the cutout in the eye;
15 - сферический вкладыш;15 - spherical liner;
16 - паз в сферическом вкладыше;16 - groove in a spherical insert;
17 - ограничитель поворота сферического вкладыша;17 - rotation limiter spherical liner;
18 - плоскость исходного положения узла разворота;18 is the plane of the initial position of the reversal node;
19 - цилиндрическая полуось вращения;19 - cylindrical axis of rotation;
20 - клиновой вкладыш;20 - wedge insert;
21 - неподвижный кронштейн;21 - fixed bracket;
22 - проушина.22 - eye.
Покажем сущность изобретения. Отделяемая автономная двигательная установка состоит из двух идентичных блоков 1, которые установлены на нижнем днище нижнего бака 12 разгонного ракетного блока симметрично его продольной оси 9. В состав каждого из отделяемых блоков входят средство крепления 4, например пироболт, и средство отделения 5, например пружинный толкатель, которые установлены соосно на неподвижном кронштейне 21 блока автономной двигательной установки 1, и по два узла разворота 6, образующие геометрическую ось вращения 7, перпендикулярную плоскости симметрии узлов разворота 8, проходящую через продольную ось 9 разгонного ракетного блока. Каждый из узлов разворота 6 состоит из неподвижной 10 и подвижной 11 частей. Одной стороной неподвижная часть 10 жестко крепится к нижнему днищу нижнего бака 12, а ее другая сторона выполнена в виде проушины 22 со сферическим вырезом, сочлененным с подвижной частью узла разворота 11. При этом сферический вырез симметричен относительно ее срединной плоскости 13. В этот вырез установлен сферический вкладыш 15, внешняя сферическая поверхность которого сопряжена с аналогичной поверхностью в вырезе проушины 22. В сферическом вкладыше 15 выполнен клиновой вырез, в который установлен сопряженный с ним клиновой вкладыш 20, причем внешние поверхности вкладышей 15 и 20 лежат на одной сферической поверхности. Клиновой вкладыш 20 симметричен относительно плоскости исходного положения узла разворота 18, проходящей через геометрическую ось вращения 7 и ц.м. отделяемого блока автономной двигательной установки при их стационарном положении. С целью ограничения угла поворота автономной двигательной установки при ее отделении на внешней поверхности сферического вкладыша 15, симметрично относительно срединной плоскости проушины 13 и эквидистантно сферической поверхности вкладыша 15 выполнен паз 16, в один конец которого со стороны неподвижной части узла разворота 10 вставлен с зазором ограничитель поворота сферического вкладыша 17 таким образом, что ось указанного ограничителя пересекает геометрическую ось вращения 7, а сам паз ориентирован в сторону, противоположную направлению поворота сферического вкладыша 15. Подвижная часть узла разворота 11 выполнена в виде вилки, в которую симметрично с зазором входит проушина 22 неподвижной части узла разворота. На вилке соосно с геометрической осью вращения жестко установлена цилиндрическая полуось вращения 19, на которой зафиксирован клиновой вкладыш 20.We show the essence of the invention. The detachable autonomous propulsion system consists of two identical units 1, which are mounted on the lower bottom of the
Указанное устройство работает следующим образом. После того как автономная двигательная установка под действием создаваемой ей осевой перегрузки обеспечит заполнение заборных устройств двигательной установки многократного запуска 3 разгонного ракетного блока компонентами топлива, подается команда на ее последний запуск. С некоторой временной задержкой Δt1, гарантирующей начало роста тяги двигательной установки разгонного ракетного блока, подается команда на выключение автономной двигательной установки. Величина этой задержки определяется особенностями конструкции двигательной установки разгонного ракетного блока, ее гидропневмосхемы, используемыми компонентами топлива и т.д. После начала спада тяги автономной двигательной установки через временной интервал Δt2, отсчитываемый от предыдущей команды подается команда на ее отделение. В момент ее подачи на каждый из блоков автономной двигательной установки относительной осей их вращения действуют активные моменты сил толкателей отделения и инерционной силы, зависящей от величины тяги РРРБ двигательной установки разгонного ракетного блока, а также момент сопротивления, обусловленный остаточной тягой РАДУ (тяга последействия) автономной двигательной установки. Величина задержки Δt2 выбирается из условия равенства или превышения суммы активных моментов и момента сопротивления, причем с течением времени сумма активных моментов увеличивается, а момент сопротивления уменьшается т.к. РРРБ растет, а РАДУ падает. По этой команде на отделение срабатывает средство крепления (например пироболт) 4 и под действием его импульса, а также средства отделения 5, например, пружинного толкателя и перегрузки, создаваемой двигательной установкой разгонного ракетного блока, каждый из блоков автономной двигательной установки начинает вращаться относительно узлов разворота 6. При этом каждая из цилиндрических полуосей вращения 19, жестко скрепленная с клиновым вкладышем 20 и установленным на нем сферическим вкладышем 15, поворачиваются внутри неподвижной части узла разворота. По совпадению плоскости исходного положения узлов разворота 18 с плоскостью симметрии выреза в проушине 14 неподвижной части узла разворота 10 узел раскрывается, и клиновые вкладыши 20 совместно с цилиндрическими полуосями вращения 19 выходят из сферического вкладыша 15. Освободившись от связи, блок автономной двигательной установки совершает свободное относительное движение. Траектории движения его центра масс и "опасной" точки (точки, наиболее приближенной к элементам конструкции разгонного ракетного блока, например, к камере его двигательной установки 3 показаны на фиг.8. Величина угла поворота блока автономной двигательной установки до раскрытия узла разворота может варьироваться в достаточно широком диапазоне. Основной критерий при его выборе - исключение соударения блока автономной двигательной установки при его отделении с элементами конструкции разгонного ракетного блока. Он может быть изменен даже у модернизируемого разгонного ракетного блока в течение длительного времени находящегося в эксплуатации. Это достигается изменением ориентации плоскости симметрии выреза 14 в проушине 22.The specified device operates as follows. After the autonomous propulsion system under the action of the axial overload created by it ensures that the intake devices of the multiple-launch propulsion system of the 3 upper stage rocket unit are filled with fuel components, a command is issued for its last launch. With a certain time delay Δt 1 , which guarantees the beginning of the growth of the thrust of the propulsion system of the booster rocket unit, a command is sent to turn off the autonomous propulsion system. The magnitude of this delay is determined by the design features of the propulsion system of the booster rocket unit, its hydropneumatic circuit, fuel components used, etc. After the start of the decline in the thrust of the autonomous propulsion system through the time interval Δt 2 , counted from the previous command, a command is sent to its separation. At the moment of its submission to each of the blocks of the autonomous propulsion system relative axes of their rotation, the active moments of the pusher compartment forces and the inertial force, depending on the thrust Р РРБ of the propulsion system of the booster rocket unit, as well as the moment of resistance due to the residual thrust Р АУ (aftereffect ) autonomous propulsion system. The delay Δt 2 is selected from the condition of equality or exceeding the sum of the active moments and the moment of resistance, and over time, the sum of the active moments increases and the moment of resistance decreases because R RRB is growing, and R ADU is falling. By this command, the securing device (for example, pyro-bolt) 4 is triggered by the compartment and under the action of its impulse, as well as the separating means 5, for example, a spring pusher and overload created by the propulsion system of the booster rocket unit, each of the blocks of the autonomous propulsion system begins to rotate relative to the
Разработаны чертежи конструкции устройства для отделения блока автономной двигательной установки от разгонного ракетного блока и реализован способ отделения автономной двигательной установки, выполненные в соответствии с предлагаемым изобретением.Design drawings for a device for separating an autonomous propulsion system unit from an accelerating rocket unit were developed, and a method for separating an autonomous propulsion system made in accordance with the invention was implemented.
ЛитератураLiterature
1. Колесников К.С., Козлов В.И., Кокушкин В.В. Динамика разделения ступеней летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1977.1. Kolesnikov KS, Kozlov V.I., Kokushkin V.V. The dynamics of the separation of the stages of aircraft. M .: Mechanical Engineering, 1977.
2. Кокушкин В.В., Ковригин А.П., Ососов Н.С., Борзых С.В., Щиблев Ю.Н. Патент РФ 2208567 от 20.07.2003.2. Kokushkin VV, Kovrigin A.P., Ososov N.S., Borzykh S.V., Shchblev Yu.N. RF patent 2208567 from 07.20.2003.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005136065/11A RU2329923C2 (en) | 2005-11-22 | 2005-11-22 | Device to separate independent power plant unit from rocket boost module with multiple-launch engine unit and method to produce it |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005136065/11A RU2329923C2 (en) | 2005-11-22 | 2005-11-22 | Device to separate independent power plant unit from rocket boost module with multiple-launch engine unit and method to produce it |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2005136065A RU2005136065A (en) | 2007-06-10 |
| RU2329923C2 true RU2329923C2 (en) | 2008-07-27 |
Family
ID=38311914
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005136065/11A RU2329923C2 (en) | 2005-11-22 | 2005-11-22 | Device to separate independent power plant unit from rocket boost module with multiple-launch engine unit and method to produce it |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2329923C2 (en) |
-
2005
- 2005-11-22 RU RU2005136065/11A patent/RU2329923C2/en not_active IP Right Cessation
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2005136065A (en) | 2007-06-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4638737A (en) | Multi-warhead, anti-armor missile | |
| US3903804A (en) | Rocket-propelled cluster weapon | |
| RU2161108C1 (en) | Method for orbit injection of payload by multifunctional launch vehicle of combination arrangement with cruise liquid- propellant rocket engine installations (lrei), multifunctional launch vehicle with cruise lpei and method for its development | |
| US20200270001A1 (en) | Systems And Methods For Launching A Plurality Of Spacecraft | |
| CA2237583A1 (en) | Space launch vehicles configured as gliders and towed to launch altitude by conventional aircraft | |
| EP1917495B1 (en) | Ejectable aerodynamic stability and control | |
| WO2010047861A1 (en) | Missile with system for separating subvehicles | |
| RU2329923C2 (en) | Device to separate independent power plant unit from rocket boost module with multiple-launch engine unit and method to produce it | |
| EP1207103A1 (en) | Method for controlling an aerospace system to put a payload into an orbit | |
| US20240199238A1 (en) | System and method for improved air-launch of a launch vehicle from a towed aircraft | |
| US3184182A (en) | Pulsed thrust velocity control of a projectile | |
| RU2315261C2 (en) | Stabilizing device of aircraft winged missile | |
| RU182345U1 (en) | A device for separating a group of unmanned aerial vehicles from a carrier aircraft | |
| CN103253372A (en) | Flying saucer spacecraft | |
| RU2128816C1 (en) | Device for separation of ballistic missile section | |
| RU2208562C2 (en) | Device and method for separation of tail unit from rocket pod | |
| RU61681U1 (en) | MULTI-STAGE CARRIER ROCKET | |
| JP3062598B1 (en) | Flying object composed of connection and separation equipment | |
| RU2327949C1 (en) | Missile | |
| RU2672706C1 (en) | Device for separating unmanned aerial vehicles from carrier aircraft | |
| RU2557583C2 (en) | Multistage rocket and method of its flight | |
| RU2633973C1 (en) | Solid fuel jet engine with single changeable thrust vector | |
| RU2477246C2 (en) | Method of withdrawing accelerating rocket module from spaceship flight path | |
| CN106741847B (en) | Transmitting type unmanned aerial vehicle, system and implementation method thereof | |
| RU2346857C2 (en) | System of controlling dislocation of autonomous engine unit from acceleration rocket pod with multi-triggered cruise engine unit |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| TK4A | Correction to the publication in the bulletin (patent) |
Free format text: AMENDMENT TO CHAPTER -FG4A- IN JOURNAL: 21-2008 FOR TAG: (72) |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20161123 |