RU2497732C1 - Device for separation of rocket unit tail compartment - Google Patents
Device for separation of rocket unit tail compartment Download PDFInfo
- Publication number
- RU2497732C1 RU2497732C1 RU2012123499/11A RU2012123499A RU2497732C1 RU 2497732 C1 RU2497732 C1 RU 2497732C1 RU 2012123499/11 A RU2012123499/11 A RU 2012123499/11A RU 2012123499 A RU2012123499 A RU 2012123499A RU 2497732 C1 RU2497732 C1 RU 2497732C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- panels
- longitudinal
- guide
- brackets
- guide brackets
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Connection Of Plates (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкции космических транспортных средств для выведения на околоземную орбиту полезных грузов (ПГ).The invention relates to rocket and space technology and can be used in the construction of space vehicles to bring payloads (GH) into low Earth orbit.
Известно устройство отделения хвостового отсека (ХО) (патент RU №2208562), состоящее из двух створок (панелей), разделяемых по продольному и поперечному стыкам, от ракетного блока (РБ), отличающееся тем, что в нем для каждой створки введено два узла разворота, установленных на внешней поверхности РБ выше поперечного стыка и образующих геометрическую ось вращения панели, при этом узлы разворота расположены симметрично относительно плоскости, проходящей через продольную ось РБ 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 РБ угол не более 90 градусов 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 (αp) равен углу между прямыми, проходящими через геометрическую ось вращения 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 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 αp, при этом плоскость указанного ортогонального выступа цилиндрической полуоси ограничивает внешнюю поверхность корпуса узла разворота в исходном положении панели.A device for separating the tail compartment (XO) (patent RU No. 2208562), consisting of two wings (panels), separated by longitudinal and transverse joints, from the missile unit (RB), characterized in that it has two turning units for each wing mounted on the outer surface of the RB above the transverse joint and forming the geometric axis of rotation of the panel, while the nodes of the rotation are located symmetrically relative to the plane passing through the longitudinal axis of the RB and perpendicular to the plane of the longitudinal joint, each of the nodes the orot consists of a cylindrical axis of rotation mounted inside the cage and a body made in the form of an arm with a flat inclined guide located in the lower part of the body and comprising an angle of no more than 90 degrees in the plane of symmetry of the leaf in the direction of its rotation, with the longitudinal axis of the RB, in the inner part of the specified body is made through a cylindrical hole with a protrusion from the side of the missile block, and the specified cylindrical axis of rotation is rigidly bonded to a detachable sash, coaxial specified a cylindrical hole and has a flat cut on the outside with an orthogonal protrusion such that the angle between the plane of this cut and the plane of the indicated inclined guide (α p ) is equal to the angle between the straight lines passing through the geometric axis of rotation of the leaf in its original position, and the outer surface of the inclined the guide is tangent to the mating surface of the cylindrical axis of rotation, the holder has the shape of a cylindrical sector, mates on one side with the specified slice on the cylindrical axis the specified orthogonal protrusion, and the radial cut of the cylindrical sector on the second side of the cage with the specified protrusion in the through cylindrical hole of the housing of the reversal unit has a central angle of at least α p , while the plane of the specified orthogonal protrusion of the cylindrical semi-axis limits the outer surface of the housing of the reversal unit in the initial position of the panel.
Для отделения ХО формируются команды на раскрытие продольных и поперечных стыков створок ХО и створкам сообщается импульс отделения в направлении продольной оси ракетного блока. При этом команду на раскрытие продольного стыка формируют прежде команды на раскрытие поперечного стыка.To separate the XO, teams are formed to open the longitudinal and transverse joints of the XO flaps and the wings are informed of the separation pulse in the direction of the longitudinal axis of the missile block. In this case, the command to open the longitudinal joint is formed first by the team to open the transverse joint.
Недостатком указанного технического решения является сложность конструкции узла вращения, состоящего из корпуса, цилиндрической полуоси вращения, установленной внутри обоймы, а также требование формирования двух команд для раскрытия поперечного и продольного стыков створок ХО при их отделении и следовательно необходимости установки двух элементов, инициирующих раскрытие продольного и поперечного стыков (например замков), что снижает надежность отделения ХО.The disadvantage of this technical solution is the complexity of the design of the rotation unit, consisting of a body, a cylindrical axis of rotation, installed inside the cage, as well as the requirement of forming two teams for opening the transverse and longitudinal joints of the shutters XO when they are separated and therefore the need to install two elements that initiate the opening of the longitudinal and transverse joints (for example locks), which reduces the reliability of the separation of XO.
Известен прототип на отделяемый хвостовой отсек ступени ракеты-носителя (патент RU №2345931), оснащенной баком топлива (БТ) и двигательной установкой (ДУ), имеющий поперечный стык с последующей ступенью и продольные стыки панелей хвостового отсека друг с другом, установленные на стыках толкатели, отличающийся тем, что на продольных стыках панелей толкатели расположены в плоскостях, отстоящих от поперечной плоскости, проходящей через центры масс панелей, в направлении к поперечному стыку хвостового отсека с последующей ступенью, на расстояния, составляющие 0,05-0,15 длины хвостового отсека, ход толкателей продольных стыков панелей превышает ход толкателей поперечного стыка хвостового отсека с последующей ступенью в 7-8 раз, при этом среднее суммарное усилие толкателей каждого продольного стыка панелей превышает соответствующее усилие толкателей поперечного стыка ХО с последующей ступенью, поперечный стык ХО с последующей ступенью расположен на расстоянии Н от плоскости сопряжения боковой цилиндрической поверхности со сферическим днищем БТ, определяемом по зависимости:A known prototype for a detachable tail section of the launch vehicle stage (patent RU No. 2345931) equipped with a fuel tank (BT) and propulsion system (DU), having a transverse joint with a subsequent stage and longitudinal joints of the panels of the tail section with each other, pushers installed at the joints characterized in that on the longitudinal joints of the panels, the pushers are located in planes spaced from the transverse plane passing through the centers of mass of the panels, in the direction to the transverse joint of the tail compartment with the next step, at a distance constituting 0.05-0.15 of the tail section length, the stroke of the pushers of the longitudinal joints of the panels exceeds the course of the pushers of the transverse joint of the tail compartment with the next step by 7-8 times, while the average total force of the pushers of each longitudinal joint of the panels exceeds the corresponding force of the pushers of the transverse joint XO with a subsequent stage, the transverse joint of XO with a subsequent stage is located at a distance H from the interface plane of the side cylindrical surface with the spherical bottom of the BT, determined by the dependence
где DБТ - диаметр бака топлива; dТ - диаметр толкателя; b - толщина боковой поверхности хвостового отсека; Δ - монтажные зазоры между толкателем и внутренней поверхностью хвостового отсека, толкателем и поверхностью днища бака топлива; h - толщина шпангоута хвостового отсека на поперечном стыке с последующей ступенью.where D BT is the diameter of the fuel tank; d T is the diameter of the pusher; b is the thickness of the side surface of the tail compartment; Δ - mounting clearances between the pusher and the inner surface of the tail compartment, the pusher and the surface of the bottom of the fuel tank; h is the thickness of the frame of the tail compartment at the transverse junction with the next stage.
Недостатками известного технического решения является то, что при увеличении отделяемой массы ХО, увеличивается масса элементов системы отделения: толкателей продольного и поперечного стыков и рычажных замков раскрытия продольного стыка; увеличивается длина ХО, что приводит к ухудшению кинематических параметров процесса отделения ХО: увеличивается «опасный» путь прохождения верхнего среза отделяемых панелей ХО от их исходного положения до нижнего среза ДУ, тем самым увеличивается время неконтролируемого свободного движения отделяемых панелей ХО и повышается вероятность их соударения с ДУ.The disadvantages of the known technical solution is that with an increase in the detachable mass of HO, the mass of the elements of the separation system increases: pushers of the longitudinal and transverse joints and lever locks of the disclosure of the longitudinal joint; the length of the CW increases, which leads to a deterioration in the kinematic parameters of the CW separation process: the “dangerous” path of the upper cut of the detachable CW panels from their initial position to the lower cut of the remote control increases, thereby increasing the time of uncontrolled free movement of the detachable CW panels and increases the likelihood of their collision with Do.
Задачей изобретения является увеличение надежности отделения ХО за счет упрощения системы отделения.The objective of the invention is to increase the reliability of the separation of XO by simplifying the separation system.
Поставленная задача достигается тем, что устройство отделения хвостового отсека ракетного блока оснащенного двигательной установкой, содержащее отделяемые панели, соединенные замками по поперечному стыку с корпусом блока ступени и по продольным стыкам замками между собой, толкатели поперечного стыка отделяемых панелей, направляющие кронштейны панелей, отличающийся тем, что направляющие кронштейны имеют ребра, которые с зазором охватывают ролики качения панелей, а оси вращения роликов качения с одной стороны установлены с возможностью продольного перемещения в продольных вырезах, выполненных в ребрах направляющих кронштейнов, а с другой стороны жестко закреплены посредством кронштейнов на отделяемых панелях, при этом оси вращения роликов качения каждой панели соосны и перпендикулярны плоскости симметрии отделяемых панелей и взаимодействуют с шарнирно подпружиненными стопорами, закрепленными на направляющих кронштейнах, а сами ролики после выхода из продольных вырезов ребер направляющих кронштейнов, взаимодействуют с взаимно-параллельными контактирующими опорными направляющими поверхностями направляющих кронштейнов.This object is achieved in that the device for separating the tail compartment of a rocket unit equipped with a propulsion system, comprising detachable panels connected by locks at the transverse junction with the stage block housing and along the longitudinal joints with locks together, pushers of the transverse joint of the detachable panels, guide brackets of the panels, characterized in that the guide brackets have ribs that with a gap cover the roller rollers of the panels, and the axis of rotation of the roller rollers on one side are installed with the possibility the longitudinal movement in longitudinal cuts made in the ribs of the guide brackets, and on the other hand are rigidly fixed by means of brackets to the detachable panels, while the axis of rotation of the rolling rollers of each panel are coaxial and perpendicular to the plane of symmetry of the detachable panels and interact with articulated spring-loaded stops fixed on the guides the brackets, and the rollers themselves, after exiting the longitudinal cutouts of the ribs of the guide brackets, interact with mutually parallel contacting op polar guide surfaces of the guide brackets.
Суть предложенного технического решения поясняется чертежами.The essence of the proposed technical solution is illustrated by drawings.
Фиг.1 - ХОFigure 1 - XO
Фиг.2 - Поперечный стык ХОFigure 2 - Cross joint XO
Фиг.3 - Направляющие кронштейны отделения панелейFigure 3 - Guide brackets separating panels
Фиг.4 - Направляющие кронштейны отделения панелей вид сбоку.Figure 4 - Guide brackets separating panels side view.
Фиг.5 - Продольный стык ХОFigure 5 - Longitudinal joint XO
Отделяемый ХО 1 РБ 2, оснащенного двигательной установкой 3, содержащий отделяемые панели 4, соединенные замками 5 по поперечному стыку 6 с корпусом 7 РБ 2 и по продольным стыкам 8 замками продольного стыка 9 между собой, толкатели 10 поперечного стыка отделяемых панелей 4. (см. фиг.1, 2, 5).
На РБ 2 на расстоянии L1 большем, чем расстояние от продольной оси ракетного блока 2 ракеты-носителя (РН) до центра масс соответствующей отделяемой панели 4 в начальном положении - L2 закреплены направляющие кронштейны 11 отделяемых панелей 4, по два для каждой отделяемой панели.On
На каждой отделяемой панели 4 жестко закреплены по два кронштейна 12, на которых жестко закреплены оси вращения 13 роликов качения 14. Оси вращения 13 роликов качения 14 каждой отделяемой панели 4 лежат на одной прямой и перпендикулярны плоскости симметрии отделяемых панелей 4 (см. фиг.1, 2, 3, 5).On each
В процессе отделения отделяемой панели 4 направляющие кронштейны 11 последовательно задают траекторию движения роликов качения 14 вдоль и от продольной оси блока ступени РБ 2 (см. фиг.3, 4).In the process of separating the
Направляющие кронштейны 11 выполнены в виде ребер 15 с симметричными продольными вырезами 16, охватывающими с зазором Δ ролики качения 14, которые после выхода из продольных вырезов 16 взаимодействуют с контактирующими опорными направляющими поверхностями направляющих кронштейнов, при этом контактирующие опорные поверхности направляющих кронштейнов 11 имеют два участка 17, 18, один параллельный плоскости поперечного стыка, другой выполнен под уклоном (см. фиг.3, 4).The
На направляющих кронштейнах 11 шарнирно подпружинено закреплены стопоры 19, препятствующие движению роликов качения 14 отделяемой панели 4 по продольным вырезам 16 вдоль продольной оси РБ 2 в обратном направлении (см. фиг.3, 4).
Отделяемый хвостовой отсек блока ступени ракеты-носителя функционирует следующим образом.A detachable tail compartment of the stage block of the launch vehicle operates as follows.
После запуска двигательной установки 3 производится срабатывание замков 5 поперечного стыка 6 и хвостовой отсек 1 под действием толкателей 10 перемещается вдоль продольной оси относительно РБ 2 на расстояние L3.After starting the
В процессе этого перемещения раскрываются замки продольного стыка 9 (см. фиг.1, 2).In the process of this movement, the locks of the
Траектория движения оси вращения 13 роликов качения 14 панелей ХО 1 определяется параметрами L1, L2, L3 направляющих кронштейнов 11, ребра 15 которых с зазором Δ охватывают ролики качения 14, а оси вращения 13 роликов качения 14 установлены с возможностью продольного перемещения в продольных вырезах 16, выполненных в ребрах 15 направляющих кронштейнов 11.The trajectory of the
После перемещения роликов качения 14 на расстояние L3 подпружиненные стопоры 19 блокируют возвратное движение роликов качения 14 и дальнейшее движение отделяемых панелей 4 хвостового отсека 1 может происходить только после разделения отделяемых панелей 4 с поворотом их вокруг оси вращения 13 относительно РБ 2.After moving the
Разворот отделяемых панелей 4 происходит благодаря ускоренному движению РБ 2: при рассмотрении движения панелей 4 относительно РБ 2 необходимо учитывать дополнительную переносную силу инерции, приложенную в центре масс отделяемой панели 4, направленную вдоль продольной оси РБ 2, в сторону противоположную направлению движения РБ 2 и равную произведению массы отделяемой панели 4 на ускорение движения РБ 2. Эта дополнительная сила инерции создает момент, разворачивающий отделяемую панель 4 относительно РБ 2.The turn of the
После поворота отделяемых панелей 4 хвостового отсека 1 на определенный угол, ролики качения 14 отделяемых панелей 4 движутся по контактирующим опорным направляющим поверхностям участков 17, 18 с длиной L4 и длиной L5, задающим движение ролика качения 14 от продольной оси.After the
Для исключения возможности перемещения отделяемой панели 4 в поперечном направлении при ее движении участки 17, 18 направляющих опорных поверхностей взаимодействующие с роликами качения 14 могут быть выполнены, например, в виде направляющего желоба (см. фиг.3, 4).To exclude the possibility of moving the
После схода роликов качения 14 с направляющих кронштейнов 11 отделяемые панели 4 продолжают свободное движение, отставая от движущегося с ускорением РБ 2.After the
Использование данного технического решения позволит повысить надежность отделения ХО и упростить его конструкцию за счет исключения толкателей продольных стыков.The use of this technical solution will improve the reliability of the XO compartment and simplify its design by eliminating the pushers of longitudinal joints.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012123499/11A RU2497732C1 (en) | 2012-06-06 | 2012-06-06 | Device for separation of rocket unit tail compartment |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012123499/11A RU2497732C1 (en) | 2012-06-06 | 2012-06-06 | Device for separation of rocket unit tail compartment |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2497732C1 true RU2497732C1 (en) | 2013-11-10 |
Family
ID=49683021
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012123499/11A RU2497732C1 (en) | 2012-06-06 | 2012-06-06 | Device for separation of rocket unit tail compartment |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2497732C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2754612C1 (en) * | 2021-01-14 | 2021-09-03 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка | Method for separating rocket sections |
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2208562C2 (en) * | 2001-07-16 | 2003-07-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П.Королева" | Device and method for separation of tail unit from rocket pod |
RU2345931C1 (en) * | 2007-05-07 | 2009-02-10 | Федеральное Государственное унитарное предприятие Государственный научно-производственный ракетно-космический центр (ФГУП ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") | Detachable tail section of carrier rocket |
-
2012
- 2012-06-06 RU RU2012123499/11A patent/RU2497732C1/en active
Patent Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2208562C2 (en) * | 2001-07-16 | 2003-07-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П.Королева" | Device and method for separation of tail unit from rocket pod |
RU2345931C1 (en) * | 2007-05-07 | 2009-02-10 | Федеральное Государственное унитарное предприятие Государственный научно-производственный ракетно-космический центр (ФГУП ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") | Detachable tail section of carrier rocket |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2754612C1 (en) * | 2021-01-14 | 2021-09-03 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка | Method for separating rocket sections |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP3418186B1 (en) | Retractable and deployable flight rotor system | |
US10814968B2 (en) | Hinge mechanism for a weight-shifting coaxial helicopter | |
CN201895770U (en) | Locking and unlocking mechanism for aircraft airfoil | |
US9493229B2 (en) | Retractable equipment system including a device optimized for driving protection flaps | |
US8869671B2 (en) | Aircraft device deployment system with spring-driven mechanical linkage | |
CN110834715B (en) | Missile-borne unmanned aerial vehicle's folding wing | |
US10556709B1 (en) | Energy-efficient launch system for aerial vehicles | |
CN104044726B (en) | A kind of mechanism type sealing cover of aircraft store mounting point opening | |
RU2497732C1 (en) | Device for separation of rocket unit tail compartment | |
CN113277124B (en) | Unlocking separation device based on split nut | |
JP2023523907A (en) | Vehicle capture assembly and related devices, systems and methods | |
US20170334542A1 (en) | Low-Profile Wing Hinge Mechanism | |
CN104527997A (en) | Synchronizing device used for being connected with and unlocking satellite | |
RU2478907C1 (en) | Unfolding wing of two-stage rocket | |
CN108190003B (en) | Unmanned aerial vehicle with buffer gear | |
RU2471684C1 (en) | System for separating payload from space vehicle board | |
WO2017042165A1 (en) | Emergency opening system and method for an aircraft emergency door | |
DE202005009621U1 (en) | Hybrid aircraft e.g. helicopter, has two wings arranged laterally at casing and engaging together with casing by rotating around axis using rotating mechanism, rotation symmetric and mirror symmetrical configuration | |
CN110871904B (en) | Separated carrying system for carrying rotor unmanned aerial vehicle | |
US11767096B2 (en) | Systems and methods for indicating release of a canopy of an aircraft | |
CN108202876B (en) | Guarantor type unmanned aerial vehicle launches draw gear | |
CN110857146B (en) | Carry on many rotor unmanned aerial vehicle's delivery system | |
CN114212280A (en) | Low-impact repeatable connection and separation release device and method based on spiral transmission | |
US20220250732A1 (en) | Canopy separation systems and methods for an aircraft | |
RU2655059C1 (en) | Aerodynamic surfaces deployment mechanism |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20150202 |
|
PD4A | Correction of name of patent owner |