RU2476816C1 - Unit of joining of detachable rocket stages - Google Patents
Unit of joining of detachable rocket stages Download PDFInfo
- Publication number
- RU2476816C1 RU2476816C1 RU2011136046/11A RU2011136046A RU2476816C1 RU 2476816 C1 RU2476816 C1 RU 2476816C1 RU 2011136046/11 A RU2011136046/11 A RU 2011136046/11A RU 2011136046 A RU2011136046 A RU 2011136046A RU 2476816 C1 RU2476816 C1 RU 2476816C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- housing
- spherical
- power support
- docking
- joining
- Prior art date
Links
Landscapes
- Clamps And Clips (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракет для разделяемых ступеней и составных частей ракет как в полете, так и при изготовлении и наземных проверках.The invention relates to rocket technology and can be used in the design of missiles for the separated stages and components of missiles both in flight and in the manufacture and ground checks.
Известны технические решения, в которых соединение ступеней ракет осуществляется с помощью разрывных штифтов (патент США №3901028, кл. 60-225), которые срезаются усилием, создаваемым давлением воздуха, поступающего из воздухозаборного устройства, или с помощью специального устройства, состоящего из поршня, пружины, штока, гильзы, пружинного кольца, рычага (патент США №3063240, кл. 60-225), где расстыковка ступеней осуществляется также под действием давления потока воздуха. Эти устройства предназначены для одноразовой стыковки-расстыковки ступеней, в то время как при проведении испытаний и регламентных работ с ракетой требуется многоразовая стыковка-расстыковка ступеней.Known technical solutions in which the connection of the stages of the missiles is carried out using explosive pins (US patent No. 3901028, CL 60-225), which are cut off by the force created by the pressure of the air coming from the air intake device, or using a special device consisting of a piston, a spring, a rod, a sleeve, a spring ring, a lever (US patent No. 3063240, CL 60-225), where the separation of the steps is also carried out under the influence of air flow pressure. These devices are designed for one-time docking-undocking of steps, while during testing and routine work with a rocket, multiple-docking-undocking of steps is required.
В качестве ближайшего аналога принят «Узел стыковки частей ракеты» (RU, патент №2127862, кл. F42B 15/36). Узел содержит две телескопически соединенные с возможностью отделения под действием давления детали с элементами фиксации, причем наружная деталь выполнена в виде кольцевой цанги с лепестками, снабженными зацепами, а внутренняя деталь - в виде втулки с ответной кольцевой проточкой и заходной фаской.As the closest analogue adopted "Node docking parts of the rocket" (RU, patent No. 2127862, class F42B 15/36). The assembly contains two telescopically connected with the possibility of separation under pressure action parts with fixing elements, the outer part is made in the form of an annular collet with petals equipped with hooks, and the inner part is in the form of a sleeve with a reciprocal ring groove and a chamfer.
Указанный узел стыковки должен воспринимать передаваемое отделяемой в полете деталью значительное усилие тяги, достигающее несколько десятков тонн, перерезывающие силы, а также моменты сил.The specified docking unit must perceive the significant thrust force transmitted by the detachable part in flight, reaching several tens of tons, cutting forces, as well as moments of force.
Момент сил, воздействуя на кольцевую цангу с зацепами, приводит к ее неравномерному нагружению, что влияет на работоспособность узла стыковки. Поэтому узел стыковки должен иметь большой запас прочности и расчетную жесткость, что приводит к увеличению массы конструкции и должен быть выполнен с высокой степенью точности.The moment of forces, acting on the annular collet with hooks, leads to its uneven loading, which affects the performance of the docking station. Therefore, the docking unit must have a large margin of safety and design stiffness, which leads to an increase in the mass of the structure and must be performed with a high degree of accuracy.
Цель предлагаемого технического решения - обеспечение работоспособности узла стыковки при значительных перекосах и несоосности при стыковке ступеней и уменьшение массы конструкции за счет исключения воздействия момента сил.The purpose of the proposed technical solution is to ensure the operability of the docking unit with significant distortions and misalignment when connecting the steps and reducing the mass of the structure by eliminating the influence of the moment of forces.
Поставленная цель достигнута тем, что узел выполнен самоцентрирующимся, на корпусе и силовой опоре узла закреплен соединительный замок с хомутом и пиротолкателем, а на силовой опоре выполнен кольцевой бурт с наружной сферической поверхностью и концентрично ей внутренней сферической поверхностью, переходящей в кольцевую проточку, при этом контактирующие с этими поверхностями ответные поверхности корпуса и соединительного замка выполнены в виде сферических поясков.The goal is achieved in that the assembly is self-centering, a connecting lock with a clamp and a pusher is fixed on the housing and power support of the assembly, and an annular collar with an outer spherical surface and concentric inner spherical surface passing into the annular groove is made on the power support, while contacting with these surfaces, the counter surfaces of the housing and the connecting lock are made in the form of spherical belts.
Взаимодействующие поверхности опорных элементов узла стыковки ступеней выполнены сферическими, что позволяет перераспределить нагрузки и исключить возникновение момента сил на узле, упрощая этим самым требования к прочности узла стыковки и точности изготовления элементов конструкции.The interacting surfaces of the supporting elements of the step docking unit are made spherical, which allows redistributing the loads and eliminating the occurrence of a moment of forces at the site, thereby simplifying the requirements for the strength of the docking unit and the accuracy of manufacturing of structural elements.
Соединительный замок с хомутом обеспечивает многоразовую стыковку-расстыковку узла, а использование пиротолкателя - надежное раскрытие замка в полете.A connecting lock with a clamp provides reusable docking and undocking of the assembly, and the use of a pusher provides reliable opening of the lock in flight.
Предложенная конструкция стыковочного узла позволяет оптимально (с точки зрения компоновки и работоспособности) разместить в корпусе узла стыковки электропневморазъем, выполненный в виде компенсатора и размещенных в эластичной муфте вилки со штырем, розетки, резиновых прокладок и вкладышей, при этом муфта установлена в корпусе узла стыковки соосно кольцевым сферическим поверхностям опоры, а контактирующие поверхности вкладышей и розетки разъема выполнены сферическими.The proposed design of the docking unit allows you to optimally (from the point of view of layout and operability) place in the housing of the docking unit an electric pneumatic connector made in the form of a compensator and plugs, sockets, rubber gaskets and inserts placed in the elastic coupling of the coupling, while the coupling is installed coaxially in the docking assembly annular spherical surfaces of the support, and the contacting surfaces of the liners and sockets of the connector are made spherical.
Предложенное техническое решение поясняется чертежом.The proposed technical solution is illustrated by the drawing.
Узел стыковки состоит из силовой опоры 1, жестко установленной в ступени ракеты 2, корпуса 3, закрепленного с помощью фланца 4 на торцевой части отделяемой ступени 5.The docking station consists of a power support 1, rigidly mounted in the stage of the rocket 2, the housing 3, mounted with a flange 4 on the end of the detachable stage 5.
В опоре 1 жестко закреплена вилка 6 разъема, имеющая штырь 23 для точной стыковки с розеткой 7 разъема. Для обеспечения центровки узла под действием силы тяги на опоре 1 выполнен кольцевой бурт 8 с наружной сферической поверхностью 9 и концентричной ей внутренней сферической поверхностью 10, которая переходит в кольцевую проточку 11.In the support 1, the plug 6 of the connector is rigidly fixed, having a pin 23 for accurate docking with the socket 7 of the connector. To ensure the alignment of the node under the action of the traction force on the support 1, an annular shoulder 8 is made with an outer spherical surface 9 and an inner spherical surface 10 concentric with it, which passes into the annular groove 11.
Внутри корпуса 3 жестко установлен компенсатор 12, в котором для осуществления точной стыковки розетка 7 разъема установлена в эластичной муфте 13, состоящей из резиновых прокладок 14 и вкладышей 15, причем взаимодействующие поверхности вкладышей и корпуса розетки разъема выполнены сферическими.Inside the housing 3, a compensator 12 is rigidly installed, in which, for accurate joining, the socket 7 of the connector is installed in an elastic sleeve 13 consisting of rubber gaskets 14 and liners 15, and the interacting surfaces of the liners and the housing of the socket of the connector are made spherical.
Фиксация узла стыковки относительно опоры 1 осуществляется с помощью замка 16 хомутом 17 с резьбовым стяжным элементом 18, позволяющим проводить многоразовую стыковку-расстыковку узла.The fixing of the docking unit relative to the support 1 is carried out using the lock 16 with a clamp 17 with a threaded clamping element 18, which allows reusable docking-undocking of the assembly.
Раскрытие замка 16 в полете выполняется с помощью пиротолкателя 19.The disclosure of the lock 16 in flight is carried out using a pusher 19.
Предложенный узел стыковки работает следующим образом.The proposed docking station operates as follows.
При стыковке ступеней ракеты отделяемая ступень 5 вводится по направляющим в сторону ступени 2. Первоначальная стыковка ступеней идет по конусной части 20 силовой опоры 1, при этом за счет подъема корпуса 3 по конусу происходит совмещение осей корпуса 3 и опоры 1.When docking the stages of the rocket, the detachable stage 5 is introduced along the guides towards the side of stage 2. The initial docking of the stages is along the conical part 20 of the power support 1, and due to the lifting of the housing 3 along the cone, the axes of the housing 3 and the support 1 are combined.
При дальнейшем движении по цилиндрической части опоры осуществляется стыковка частей электропневморазъема. Штырь 23 вилки 6 разъема входит в приемный цилиндр розетки 7, обеспечивая соосность вилки и розетки разъема.With further movement along the cylindrical part of the support, the parts of the electric pneumatic connector are docked. The pin 23 of the plug 6 of the connector is included in the receiving cylinder of the socket 7, ensuring alignment of the plug and the socket of the connector.
В конце стыковки корпус 3 опирается своей сферической торцевой поверхностью в сферическую опорную поверхность 10 опоры 1. К этому моменту штырь вилки разъема выравнивает ось розетки и происходит стыковка контактов разъема. Захваты 21 замка 16 охватывают опору 1 по внешней сферической поверхности 9 и фиксируются хомутом 17 с помощью стяжного резьбового элемента 18.At the end of the docking, the housing 3 is supported by its spherical end surface in the spherical bearing surface 10 of the support 1. At this point, the connector plug pin aligns the axis of the socket and the connector contacts are docked. The grips 21 of the lock 16 cover the support 1 on the outer spherical surface 9 and are fixed with a clamp 17 using a coupling threaded element 18.
Расстыковка ступеней ракеты в полете осуществляется автоматически раскрытием хомута 17 замка 16 с помощью пиротолкателя 19.The undocking of the rocket stages in flight is carried out automatically by opening the clamp 17 of the lock 16 using the pusher 19.
При регламентных работах расстыковка ступеней ракеты осуществляется вручную с помощью гайки 22 стяжного элемента замка.During routine maintenance, undocking of the rocket stages is carried out manually with the help of the nut 22 of the coupling element of the lock.
Выполнение узла стыковки самоцентрирующимся под действием силы тяги исключает передачу момента сил, что позволяет облегчить конструкцию и сделать более гибкой под действием нагрузок. Кроме того, это снижает требования к точности изготовления стыкуемых элементов узла.The implementation of the docking unit self-centering under the action of traction excludes the transmission of torque, which makes it easier to design and make it more flexible under the action of loads. In addition, this reduces the requirements for the accuracy of the manufacture of joint elements of the node.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011136046/11A RU2476816C1 (en) | 2011-08-30 | 2011-08-30 | Unit of joining of detachable rocket stages |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011136046/11A RU2476816C1 (en) | 2011-08-30 | 2011-08-30 | Unit of joining of detachable rocket stages |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2476816C1 true RU2476816C1 (en) | 2013-02-27 |
Family
ID=49121569
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011136046/11A RU2476816C1 (en) | 2011-08-30 | 2011-08-30 | Unit of joining of detachable rocket stages |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2476816C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU200971U1 (en) * | 2020-06-16 | 2020-11-20 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Compartment docking unit |
| RU2760226C1 (en) * | 2021-01-14 | 2021-11-23 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Docking unit for electrical circuits of rocket compartments |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2127862C1 (en) * | 1998-04-06 | 1999-03-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Joint of two parts of rocket |
| US6076467A (en) * | 1997-09-26 | 2000-06-20 | Construcciones Aeronauticas, S.A. | System for attaching and separating satellites |
| WO2004027343A1 (en) * | 2002-09-23 | 2004-04-01 | The Boeing Company | Apparatus and method for releaseably joining elements |
| RU2330999C2 (en) * | 2003-01-18 | 2008-08-10 | Астриум Гмбх | Device for split joint of axisymmetric details |
-
2011
- 2011-08-30 RU RU2011136046/11A patent/RU2476816C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6076467A (en) * | 1997-09-26 | 2000-06-20 | Construcciones Aeronauticas, S.A. | System for attaching and separating satellites |
| RU2127862C1 (en) * | 1998-04-06 | 1999-03-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Joint of two parts of rocket |
| WO2004027343A1 (en) * | 2002-09-23 | 2004-04-01 | The Boeing Company | Apparatus and method for releaseably joining elements |
| RU2330999C2 (en) * | 2003-01-18 | 2008-08-10 | Астриум Гмбх | Device for split joint of axisymmetric details |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU200971U1 (en) * | 2020-06-16 | 2020-11-20 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Compartment docking unit |
| RU2760226C1 (en) * | 2021-01-14 | 2021-11-23 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Docking unit for electrical circuits of rocket compartments |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10236631B2 (en) | Blind mating connector assembly with floating unit and guiding means | |
| US9527598B2 (en) | Aircraft engine mounting system and method of mounting aircraft engines | |
| RU2476816C1 (en) | Unit of joining of detachable rocket stages | |
| EP3021426B1 (en) | Self- aligning connector interface | |
| US7530613B2 (en) | Apparatus for connecting and disconnecting two objects | |
| CN201302021Y (en) | Detachable air passage connector capable of being connected quickly | |
| US20190219631A1 (en) | Blind-mate pim testing adapter connector and fixture | |
| CN102509975B (en) | Separation electric connector | |
| RU2469215C2 (en) | Detachable connection of product parts, which are detached during operation, and fastening assembly of detachable connection | |
| EP3486435A1 (en) | Fuse joint with fenestrated fuse pin | |
| US9731822B1 (en) | Modular testable release mechanism | |
| CN209783790U (en) | Bearing bush separation clamp | |
| CN104260041B (en) | A kind of special tooling for wedge ring dismounting | |
| CN106129579A (en) | A kind of antenna locking device and mounting and dismounting method | |
| EP3747779A1 (en) | Airfield light and mounting sleeve for an airfield light | |
| CN109119807A (en) | It is a kind of to insert separation structure for the quick of radio frequency connector | |
| CN111288847A (en) | Lower clamp | |
| US20190055032A1 (en) | In flight refueling probe for an aircraft | |
| US9985383B2 (en) | Electrical connector | |
| CN216442467U (en) | Aviation bearing dismouting mechanism | |
| CN114475984B (en) | UUV broadside high-power propulsion motor installs and vibration isolation device fast | |
| RU2788471C1 (en) | Electrical connector plug and socket disconnection assembly | |
| CN202125452U (en) | Keyless coupler | |
| CN110492286B (en) | Large-tolerance electric energy and signal transmission device | |
| RU2342290C1 (en) | Unit separation mechanism |