RU2473003C1

RU2473003C1 - Бортовое разъемное соединение

Info

Publication number: RU2473003C1
Application number: RU2011141726/06A
Authority: RU
Inventors: Валерий Иванович Соин; Сергей Михайлович Толмачёв; Анатолий Васильевич Туголуков
Priority date: 2011-10-17
Filing date: 2011-10-17
Publication date: 2013-01-20

Abstract

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для модернизации борта ракеты-носителя, например, при подсоединении трубопровода термостатирования с последующим его отделением при старте. Техническим результатом изобретения является уменьшение силового воздействия на ракету при отделении подстыкованной к борту трубопроводной магистрали до минимально возможного уровня. Бортовое разъемное соединение трубопровода содержит приемную горловину, закрепляемую на борту ракеты, и отделяемый патрубок, сопрягаемые фланцами с коническими внешними поверхностями, и запорное устройство. Запорное устройство выполнено в виде расположенных по периферии и установленных на фланцах V-образных колодок, закрепленных упругими элементами на патрубке, и охваченных тросовой системой, снабженной элементами натяжения и состоящей из нескольких ветвей, соединенных между собой и патрубком посредством цилиндрических стержней, размещенных внутри зафиксированных срезными элементами подвижных штоков, связанных с наземным механизмом отвода. При этом упругие элементы выполнены в виде зигзагообразных плоских пружин. Между упорными торцами цилиндрических стержней и подвижных штоков имеется осевой зазор величиной не менее хода среза стопорного элемента. Концы ветвей тросовой системы охвачены закрепленными на кронштейнах ограничительными втулками. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для модернизации борта ракеты-носителя, например, при подсоединении трубопровода термостатирования с последующим его отделением при старте.

Известны разъемные соединения трубопроводов, приводимые в действие движением ракеты при старте. Например, по патенту Франции FR 2658479-А2, 1990 г., Мкл⁵ B64G 5/00, 1/40 разъединение магистралей происходит путем разрушения трубопровода по ослабленному сечению - шейке, посредством специального механизма, кинематически связанного с наземным устройством отвода.

Известно также «Быстроразъемное соединение трубопроводов» по патенту RU 2260732-C2, 2002 г, МПК⁷ F16L 37/20. Недостатком является конструктивная сложность, большая масса и необходимость иметь емкости с рабочим телом (сжатым газом) для приведения в действие.

Наиболее близким техническим решением является устройство по патенту FR 2685903-A1, Мкл⁵ B64G 5/00, F02K 9/44, F41F 3/055 за 1992 г., в котором соединение и последующее разъединение осуществляется посредством V-образных секторов, охватывающих конические фланцы трубопроводов и деформируемых усилием тросов, связанных с наземным механизмом отвода.

Очевидным недостатком подобного устройства является увеличенное усилие разделения, вызванное деформацией охватывающих фланцы секторов. Это может оказаться неприемлемым для ракеты, стартующей вертикально, из-за ограничения поперечной силы, действующей на большом плече и способной вызвать возмущения в начальной стадии полета.

Задачей предлагаемого технического решения является обеспечение наименее возможного воздействия на ракету при отделении подстыкованной к борту трубопроводной магистрали.

Решение указанной задачи достигается тем, что в бортовом разъемном соединении трубопроводной магистрали, включающем приемную горловину и патрубок, сопрягаемые фланцами с коническими внешними поверхностями, и запорное устройство, запорное устройство выполнено в виде расположенных по периферии и установленных на фланцах V-образных колодок, закрепленных упругими элементами на патрубке и охваченных тросовой системой, снабженной элементами натяжения и состоящей из нескольких ветвей, соединенных между собой и патрубком посредством цилиндрических стержней, размещенных внутри зафиксированных срезными элементами подвижных штоков, связанных с наземным механизмом отвода, при этом между упорными торцами цилиндрических стержней и подвижных штоков имеется осевой зазор величиной не менее хода среза стопорного элемента, а концы ветвей тросовой системы охвачены закрепленными на кронштейнах ограничительными втулками.

В качестве примера реализации предлагаемого изобретения представлены чертежи, на которых изображено:

на фиг.1 - общий вид с разрезом (установка на борту ракеты);

на фиг.2 - сечение А-А (колодки, охваченные тросовой системой);

на фиг.3 - сечение Б-Б (подвижный шток с размещенным внутри него цилиндрическим стержнем и стопорным элементом);

на фиг.4 - сечение В-В (ограничитель перемещения свободного конца ветви тросовой системы).

Бортовое разъемное устройство системы воздушного термостатирования включает установленную на корпусе ракеты 1 горловину 2 и отделяемый патрубок 3, сопрягаемые между собой фланцами с коническими поверхностями «а» и «б». Фланцы стянуты V-образными колодками 4, которые охвачены тросовой системой, состоящей из двух ветвей 5 и 6 и оснащенной вильчатыми и ушковыми наконечниками 7 и натяжителями (тандерами) 8. V-образные колодки закреплены к патрубку на упругих подвесах - зигзагообразных плоских пружинах 9.

На патрубке установлены два кронштейна 10, в которых размещены подвижные штоки 11 и цилиндрические стержни 12, сопрягаемые с наконечниками 7 тросовой системы. Подвижные штоки фиксируются срезными элементами 13, а цилиндрические стержни удерживаются стопорными кольцами 14, находящимися между штоками и кронштейнами. Цилиндрические стержни имеют упорный буртик «в», отстоящий от торца «г» подвижного штока на расстоянии, равном или более диаметра «д» срезного элемента (или ширины канавки на штоке, предназначенной для стопора). Оба подвижных штока соединены канатами 15 с наземным механизмом отвода (на чертеже не показан). На подвижных штоках имеются опорные гайки 16 и установлены упругие буфера 17. На кронштейнах неподвижно закреплены втулки 18, охватывающие наконечники тросовой системы и ограничивающие перемещения освобожденных концов тросов после разделения. Отделяемый патрубок 3 непосредственно, или через промежуточные детали соединяется с рукавом 19 наземной системы термостатирования.

Работа устройства осуществляется следующим образом.

В исходном положении БРС имеет вид, показанный на чертежах: горловина и патрубок с присоединенной к нему магистралью состыкованы и удерживаются колодками 4, которые стянуты тросами посредством натяжителей 8. Усилия вдоль тросов замыкаются на стержнях 12, размещенных в отверстиях кронштейнов.

При старте ракеты наземный механизм отвода коммуникаций создает усилие на тросах 15 вдоль оси БРС и, соответственно, вдоль осей подвижных штоков. Происходит срез элементов 13, расфиксация, перемещение штоков до упора в буртики «в» цилиндрических стержней 12 и вытягивание их из отверстий наконечников тросовой системы. Усилия стягивания тросов падают до нуля. После упора штоков в буфера 17 наземный механизм отводит патрубок и присоединенную к нему магистраль в безопасную зону. При этом колодки 4, подвешенные на пружинах 9, соскальзывают с конических фланцев, освобождая стык. Разделение соединения может произойти в результате вытягивания любого из двух штоков (стержней), что повышает надежность устройства. Образовавшееся отверстие горловины обычно закрывается автоматически запираемой крышкой люка (на чертеже не показана).

Техническим результатом предлагаемого конструктивного решения является:

- снижение усилия разделения за счет разнесения по ходу процессов расфиксации штоков (среза стопорных элементов) и вытягивания стержней из отверстий наконечников тросов;

- снижение усилия разделения из-за облегчения выхода из зацепления V-образных колодок, подвешенных на плоских пружинах с пониженной жесткостью;

- конструктивная простота и небольшая масса;

- отсутствие сложных регулировочных элементов, упрощающее эксплуатацию ракеты;

- повышенная надежность разделения, обеспечиваемая срабатыванием и расфиксацией любого из узлов крепления тросовой системы.

В настоящее время устройство изготовлено и успешно проходит стендовые испытания.

Claims

1. Бортовое разъемное соединение трубопровода, содержащее приемную горловину, закрепляемую на борту ракеты, и отделяемый патрубок, сопрягаемые фланцами с коническими внешними поверхностями, и запорное устройство, отличающееся тем, что запорное устройство выполнено в виде расположенных по периферии и установленных на фланцах V-образных колодок, закрепленных упругими элементами на патрубке и охваченных тросовой системой, снабженной элементами натяжения и состоящей из нескольких ветвей, соединенных между собой и патрубком посредством цилиндрических стержней, размещенных внутри зафиксированных срезными элементами подвижных штоков, связанных с наземным механизмом отвода.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что упругие элементы выполнены в виде зигзагообразных плоских пружин.

3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что между упорными торцами цилиндрических стержней и подвижных штоков имеется осевой зазор величиной не менее хода среза стопорного элемента.

4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что концы ветвей тросовой системы охвачены закрепленными на кронштейнах ограничительными втулками.