RU2497732C1

RU2497732C1 - Device for separation of rocket unit tail compartment

Info

Publication number: RU2497732C1
Application number: RU2012123499/11A
Authority: RU
Inventors: Александр Васильевич Божко; Сергей Римирович Бурназян; Генрих Евгеньевич Круглов; Владимир Сергеевич Солунин; Вадим Вячеславович Юдинцев
Priority date: 2012-06-06
Filing date: 2012-06-06
Publication date: 2013-11-10

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: invention relates to space engineering and can be used in spacecraft design for orbiting payloads. Proposed device comprises detachable panels, pushers of their transverse joint and their guide brackets. Said guide brackets have ribs to cover detachable panel rolling bearings. Axles of said bearings are fitted on one side to displace in lengthwise cutouts in guide bracket ribs and rigidly secured by brackets at said panels on opposite side. Said axles of every panel are aligned and perpendicular to mirror plane of the panels to interact with spring-loaded retainers secured at said guide brackets. Roller bearings get out of said lengthwise cutouts to interact with mutually parallel contacting bearing guide surfaces of aforesaid guide brackets.

EFFECT: higher reliability of detachment.

5 dwg

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 (α_p) 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 α_p, 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 D_БТ - диаметр бака топлива; d_Т - 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).Detachable HO 1 RB 2, equipped with a propulsion system 3, containing detachable panels 4, connected by locks 5 at the transverse joint 6 with the housing 7 RB 2 and along the longitudinal joints 8 locks of the longitudinal joint 9 together, pushers 10 of the transverse joint of the detachable panels 4. (see Fig. 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 RB 2 at a distance L ₁ greater than the distance from the longitudinal axis of the rocket block 2 of the launch vehicle (LV) to the center of mass of the corresponding detachable panel 4 in the initial position - L ₂ fixed guide brackets 11 detachable panels 4, two for each detachable panel .

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 detachable panel 4 two brackets 12 are rigidly fixed, on which the rotation axes 13 of the rolling rollers 14 are rigidly fixed. The rotation axes 13 of the rolling rollers 14 of each detachable panel 4 lie on one straight line and are perpendicular to the plane of symmetry of the detachable panels 4 (see Fig. 1 , 2, 3, 5).

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 detachable panel 4, the guide brackets 11 sequentially set the trajectory of the rolling rollers 14 along and from the longitudinal axis of the stage block RB 2 (see figure 3, 4).

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 guide brackets 11 are made in the form of ribs 15 with symmetrical longitudinal cutouts 16, covering the rolling rollers 14 with a gap Δ, which, after exiting the longitudinal cutouts 16, interact with the contacting supporting guide surfaces of the guide brackets, while the contacting supporting surfaces of the guide brackets 11 have two sections 17 , 18, one parallel to the plane of the transverse junction, the other is made at a slope (see Fig. 3, 4).

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).Stoppers 19 are pivotally fixed to the guide brackets 11, which prevent the rolling rollers 14 of the detachable panel 4 from moving along the longitudinal cutouts 16 along the longitudinal axis of RB 2 in the opposite direction (see FIGS. 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 propulsion system 3, the locks 5 of the transverse joint 6 are triggered and the tail section 1, under the action of the pushers 10, moves along the longitudinal axis relative to RB 2 by a distance L ₃ .

В процессе этого перемещения раскрываются замки продольного стыка 9 (см. фиг.1, 2).In the process of this movement, the locks of the longitudinal joint 9 are opened (see Figs. 1, 2).

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 rotation axis 13 of the rolling rollers 14 of the XO 1 panels is determined by the parameters L ₁ , L ₂ , L _{3 of the} guide brackets 11, the ribs 15 of which with a gap Δ cover the rolling rollers 14, and the rotation axes 13 of the rolling rollers 14 are mounted with the possibility of longitudinal movement in longitudinal cutouts 16 made in the ribs 15 of the guide brackets 11.

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 rolling rollers 14 to a distance L _{3, the} spring-loaded stoppers 19 block the return movement of the rolling rollers 14 and the further movement of the detachable panels 4 of the tail compartment 1 can occur only after separation of the detachable panels 4 with their rotation about the axis of rotation 13 relative to RB 2.

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 detachable panels 4 takes place due to the accelerated movement of the RB 2: when considering the movement of the panels 4 relative to the RB 2, it is necessary to take into account the additional portable inertia force applied to the center of mass of the detachable panel 4, directed along the longitudinal axis of RB 2, in the direction opposite to the direction of movement of RB 2 and equal the product of the mass of the detachable panel 4 and the acceleration of the movement of RB 2. This additional inertia force creates a moment that turns the detachable panel 4 relative to RB 2.

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 detachable panels 4 of the tail section 1 are rotated by a certain angle, the rolling rollers 14 of the detachable panels 4 move along the contacting supporting guide surfaces of sections 17, 18 with a length of L ₄ and a length of L ₅ , specifying the movement of the rolling roller 14 from the longitudinal axis.

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 detachable panel 4 in the transverse direction during its movement, sections 17, 18 of the guide bearing surfaces interacting with the rolling rollers 14 can be made, for example, in the form of a guide chute (see Figs. 3, 4).

После схода роликов качения 14 с направляющих кронштейнов 11 отделяемые панели 4 продолжают свободное движение, отставая от движущегося с ускорением РБ 2.After the roll rollers 14 are disengaged from the guide brackets 11, the detachable panels 4 continue free movement, lagging behind the RB 2 moving with acceleration.

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

A device for separating the tail compartment of a rocket unit equipped with a propulsion system, comprising detachable panels connected by locks along the transverse junction with the stage block housing and longitudinal locks between each other, pushers of the transverse joint of the detachable panels and guide brackets of the detachable panels, characterized in that the guide brackets have ribs that with a gap cover the rolling rollers of detachable panels, and the axis of rotation of the rolling rollers on one side are installed with the possibility of longitudinal movements 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 is coaxial and perpendicular to the plane of symmetry of the detachable panels and interact with articulated spring stops fixed to the guide brackets, and the rolling rollers themselves, after exiting the longitudinal cutouts of the ribs of the guide brackets, interact with mutually parallel contact bearings ravlyaetsya surfaces of the guide rails.