RU2754612C1 - Method for separating rocket sections - Google Patents

Method for separating rocket sections Download PDF

Info

Publication number
RU2754612C1
RU2754612C1 RU2021100758A RU2021100758A RU2754612C1 RU 2754612 C1 RU2754612 C1 RU 2754612C1 RU 2021100758 A RU2021100758 A RU 2021100758A RU 2021100758 A RU2021100758 A RU 2021100758A RU 2754612 C1 RU2754612 C1 RU 2754612C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
frame
movable flange
bolt
tightening
frames
Prior art date
Application number
RU2021100758A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Александр Сергеевич Стрельников
Original Assignee
Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка filed Critical Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка
Priority to RU2021100758A priority Critical patent/RU2754612C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2754612C1 publication Critical patent/RU2754612C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/36—Means for interconnecting rocket-motor and body section; Multi-stage connectors; Disconnecting means

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Automatic Assembly (AREA)

Abstract

FIELD: aviation.SUBSTANCE: invention relates to methods for dropping or separating objects, primarily rocket stages, sections and payloads from the load-bearing structures of an aircraft, on any sections of the flight trajectory, and can be used in the field of aviation and rocket technology. The method for separating rocket compartments includes manufacture of power attachment units of the frames of the separated sections, explosive release units for the power attachment units and the section pusher. A movable flange is therein installed in the frame of one of the separated sections on guides fixed in the frame through windows made in the movable flange, providing a possibility to move the movable flange along the guides in a direction perpendicular to the mating plane of the frames. The frames are pressed along the mating surfaces by tightening the tightening bolt, abutting the head of the tightening bolt on the frame. An annular groove with a conical side wall is therein made in the body of the bolt, placing the wall on the side opposite to the direction of tightening of the bolt. The abutting part of the head of the tightening bolt is made in the form of separate spacer plates partially submerged in the groove of the body of the tightening bolt, with the shape of the submerged part identical to the shape of the groove of the body of the tightening bolt, and placed in a cylindrical cut made in the movable flange. The explosive release unit for the power attachment units itself is installed in the movable flange and made in the form of a pneumatic cylinder with a piston configured to shift relative to the movable flange and the frame, made whereon is a protrusion serving as a section pusher and passing through the cut made in the frame, abutting on the frame of the other of the separated sections.EFFECT: provides a possibility to reduce the aerodynamic resistance of the structure during flight in the atmosphere and ensure performance capability in a large temperature range.1 cl, 6 dwg

Description

Изобретение относится к способам сброса или отделения объектов, преимущественно ступеней ракет, отсеков и полезных нагрузок от несущих конструкций летательного аппарата, на любых участках траектории полета, и может быть использовано в области авиационной и ракетной техники.The invention relates to methods for dropping or separating objects, mainly rocket stages, compartments and payloads from the supporting structures of an aircraft, in any parts of the flight path, and can be used in the field of aviation and rocketry.

Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является система разделения - патент RU 2577157, содержащая силовые узлы в виде двух силовых элементов, охватывающих шпангоуты разделяемых конструкций с обеспечением направления вектора нагрузки через нейтральные оси шпангоутов разделяемых конструкций, бандаж в виде каната из свитых между собой проволок, пироузлы расфиксации силовых узлов крепления, толкатели отделения.The closest technical solution, chosen as a prototype, is a separation system - patent RU 2577157, containing power units in the form of two power elements covering the frames of the separated structures with the provision of the direction of the load vector through the neutral axes of the frames of the separated structures, a bandage in the form of a rope twisted between a wire, pyro-nodes for releasing the power attachment points, compartment pushers.

Общими существенными признаками прототипа - системы разделения, совпадающими с существенными признаками предлагаемого способа являются следующие: стык включает изготовление силовых узлов крепления шпангоутов разделяемых отсеков, пироузлов расфиксации силовых узлов крепления и толкателя отделения.The general essential features of the prototype - the separation system, coinciding with the essential features of the proposed method are as follows: the joint includes the manufacture of power units for securing frames of the divided compartments, pyro-nodes for unlocking the power mounts and the compartment pusher.

Особенностью известного стыка - прототипа является то, что эта система разделения не обеспечивает возможность крепления элементов конструкции без выхода за габариты наружного контура шпангоутов, и тем самым не позволяет уменьшить аэродинамическое сопротивление конструкции при полете в атмосфере. Толкатели отделения являются отдельными элементами конструкции, наличие которых снижает надежность летательного аппарата в целом. Применяемый бандаж не позволяет использовать систему разделения в большом температурном диапазоне из-за разных коэффициентов температурного расширения шпангоутов разделяемых конструкций и стягивающего каната. При изменении температуры конструкции в одну сторону происходит ослабление стягивающего каната и падение усилия затяжки стыка шпангоутов разделяемых конструкций, в другую - происходит увеличение натяжения каната и уменьшение его запаса прочности.A feature of the known joint - the prototype is that this separation system does not provide the possibility of fastening structural elements without going beyond the dimensions of the outer contour of the frames, and thus does not allow to reduce the aerodynamic resistance of the structure during flight in the atmosphere. Compartment pushers are separate structural elements, the presence of which reduces the reliability of the aircraft as a whole. The applied bandage does not allow the use of the separation system in a large temperature range due to the different coefficients of thermal expansion of the frames of the separated structures and the tie rope. When the temperature of the structure changes in one direction, there is a weakening of the tightening rope and a drop in the tightening force of the joint of the frames of the separated structures, in the other direction, an increase in the tension of the rope and a decrease in its safety margin occurs.

Предлагаемое изобретение - способ разделения отсеков ракеты позволяет уменьшить аэродинамическое сопротивление конструкции при полете в атмосфере и обеспечить работоспособность в большом диапазоне температур. Рабочая температура, при которой способ разделения отсеков ракеты позволяет сохранять работоспособность конструкции, ограничивается только рабочими температурами материалов, из которых изготовлены ее элементы. Функцию толкателей отделения выполняют пироузлы расфиксации силовых узлов крепления, что позволяет повысить надежность летательного аппарата в целом.The proposed invention - a method of separating the rocket compartments allows to reduce the aerodynamic resistance of the structure during flight in the atmosphere and to ensure performance in a wide temperature range. The operating temperature at which the method of separating the rocket compartments allows the structure to remain operational is limited only by the operating temperatures of the materials from which its elements are made. The function of the compartment pushers is performed by pyro-assemblies for releasing the power attachment points, which makes it possible to increase the reliability of the aircraft as a whole.

Для достижения названного технического результата способ разделения отсеков ракеты включает: изготовление силовых узлов крепления шпангоутов разделяемых отсеков, пироузлов расфиксации силовых узлов крепления и толкателя отделения, при этом в шпангоут одного из разделяемых отсеков устанавливают подвижный фланец на направляющих, которые закрепляют в шпангоуте через окна, которые выполняют в подвижном фланце, чем обеспечивают возможность перемещения подвижного фланца по направляющим в направлении, перпендикулярном привалочной плоскости шпангоутов, затяжной болт, упирая головку затяжного болта на шпангоут, чем обеспечивают возможность прижатия шпангоутов по привалочным поверхностям в процессе затяжки болта, при этом в теле болта выполняют кольцевую канавку с конической боковой стенкой, располагая ее со стороны, противоположной направлению затяжки болта, упорную часть головки затяжного болта изготавливают в виде отдельных сухариков, частично погруженных в канавку тела затяжного болта, имеющих форму погруженной части, идентичную форме канавки тела затяжного болта, и размещают в цилиндрическом вырезе, который выполняют в подвижном фланце, а сам пироузел расфиксации силовых узлов крепления устанавливают в подвижный фланец, и выполняют в виде пневмоцилиндра со сдвигаемым относительно подвижного фланца и шпангоута поршнем, на котором выполняют выступ, выполняющий функции толкателя отделения, проходящий через вырез, который выполняют в шпангоуте, упирая его на шпангоут другого из разделяемых отсеков.To achieve the named technical result, the method of separating the rocket compartments includes: manufacturing power units for securing the frames of the divided compartments, pyro-assemblies for unlocking the power units of fastening and the compartment pusher, while a movable flange is installed on the guides in the frame of one of the divided compartments, which are fixed in the frame through the windows, which is carried out in a movable flange, which makes it possible to move the movable flange along the guides in a direction perpendicular to the mating plane of the frames, the tightening bolt, resting the head of the tightening bolt on the frame, which makes it possible to press the frames along the mating surfaces during the bolt tightening, while in the bolt body they perform an annular groove with a tapered side wall, placing it on the side opposite to the direction of tightening the bolt, the thrust part of the head of the tightening bolt is made in the form of separate crackers, partially immersed in the groove of the body of the tightening bolt, having their shape of the submerged part, identical to the shape of the groove of the body of the tightening bolt, and placed in a cylindrical cutout, which is made in a movable flange, and the pyro unit for unlocking the power attachment units is installed in a movable flange, and is made in the form of a pneumatic cylinder with a piston shifted relative to the movable flange and frame, on which a protrusion is performed that acts as a compartment pusher, passing through the cutout, which is made in the frame, resting it on the frame of another of the divided compartments.

Отличительным признаком предлагаемого способа разделения отсеков ракеты является то, что в шпангоут одного из разделяемых отсеков устанавливают подвижный фланец на направляющих, которые закрепляют в шпангоуте через окна, которые выполняют в подвижном фланце, чем обеспечивают возможность перемещения подвижного фланца по направляющим в направлении, перпендикулярном привалочной плоскости шпангоутов, затяжной болт, упирая головку затяжного болта на шпангоут, чем обеспечивают возможность прижатия шпангоутов по привалочным поверхностям в процессе затяжки болта, при этом в теле болта выполняют кольцевую канавку с конической боковой стенкой, располагая ее со стороны, противоположной направлению затяжки болта, упорную часть головки затяжного болта изготавливают в виде отдельных сухариков, частично погруженных в канавку тела затяжного болта, имеющих форму погруженной части, идентичную форме канавки тела затяжного болта, и размещают в цилиндрическом вырезе, который выполняют в подвижном фланце, а сам пироузел расфиксации силовых узлов крепления устанавливают в подвижный фланец, и выполняют в виде пневмоцилиндра со сдвигаемым относительно подвижного фланца и шпангоута поршнем, на котором выполняют выступ, выполняющий функции толкателя отделения, проходящий через вырез, который выполняют в шпангоуте, упирая его на шпангоут другого из разделяемых отсеков.A distinctive feature of the proposed method for dividing the rocket compartments is that a movable flange is installed in the frame of one of the divided compartments on the guides, which are fixed in the frame through the windows, which are performed in a movable flange, which makes it possible to move the movable flange along the guides in a direction perpendicular to the mating plane frames, tightening bolt, resting the head of the tightening bolt on the frame, thereby providing the possibility of pressing the frames along the mating surfaces during the bolt tightening process, while an annular groove with a conical side wall is made in the bolt body, placing it on the side opposite to the bolt tightening direction, the thrust part the heads of the tightening bolt are made in the form of separate crackers, partially immersed in the groove of the body of the tightening bolt, having the shape of a submerged part, identical to the shape of the groove of the body of the tightening bolt, and are placed in a cylindrical cutout, which is made in a movable flange, and the pyrotechnic unit itself for unlocking the power attachment units is installed in a movable flange, and is made in the form of a pneumatic cylinder with a piston that is movable relative to the movable flange and frame, on which a protrusion is performed, which acts as a compartment pusher, passing through the cutout, which is performed in the frame, resting it on the frame of another shared compartments.

Благодаря наличию данных отличительных признаков в совокупности с известными достигается следующее: данный способ позволяет уменьшить аэродинамическое сопротивление и кинетический нагрев элементов конструкции при полете в атмосфере. Рабочая температура, при которой способ разделения отсеков ракеты позволяет сохранять работоспособность конструкции, ограничивается только рабочими температурами материалов, из которых изготовлены ее элементы. Функцию толкателей отделения выполняют пироузлы расфиксации силовых узлов крепления, что позволяет снизить количество исполнительных механизмов, и повысить надежность летательного аппарата в целом.Due to the presence of these distinctive features in combination with the known ones, the following is achieved: this method makes it possible to reduce aerodynamic drag and kinetic heating of structural elements during flight in the atmosphere. The operating temperature at which the method of separating the rocket compartments allows the structure to remain operational is limited only by the operating temperatures of the materials from which its elements are made. The function of the pushers of the compartment is performed by pyro-assemblies for unlocking the power attachment units, which makes it possible to reduce the number of actuators and increase the reliability of the aircraft as a whole.

Данный способ может найти применение в качестве узла стыковки ступеней ракет, отсеков и полезных нагрузок, которые необходимо отделить во время полета.This method can be used as a docking unit for rocket stages, compartments and payloads, which must be separated during flight.

Изобретение поясняется фиг. 1…6:The invention is illustrated in FIG. 1 ... 6:

На фиг. 1 представлен способ разделения отсеков ракеты в изометрии.FIG. 1 shows a method for dividing rocket compartments in isometric view.

На фиг. 2, представлен вид сзади на способ разделения отсеков ракеты.FIG. 2 is a rear view of a method for dividing missile compartments.

На фиг. 3, сеч. А-А (фиг. 2), представлен пироузел расфиксации силовых узлов крепления в состыкованном состоянии отсеков.FIG. 3, sec. A-A (Fig. 2), a pyro-unit for unlocking the power attachment points in the docked state of the compartments is presented.

На фиг. 4, сеч. Б-Б (фиг. 2), представлен затяжной болт в состыкованном состоянии отсеков.FIG. 4, sec. B-B (Fig. 2), shows the tightening bolt in the docked state of the compartments.

На фиг. 5, сеч. В-В (фиг. 2), представлена направляющая в состыкованном состоянии отсеков.FIG. 5, sec. В-В (Fig. 2), the guide is shown in the docked state of the compartments.

На фиг. 6, сеч. Г-Г (фиг. 4), представлена упорная часть головки затяжного болта, состоящая из отдельных сухариков.FIG. 6, sec. G-G (Fig. 4), shows the persistent part of the head of the tightening bolt, consisting of individual crackers.

Способ разделения отсеков ракеты, изображенный на фиг. 1…6 включает изготовление пироузлов расфиксации 1 (фиг. 2, фиг. 3) силовых узлов крепления и толкателя отделения 2 (фиг. 3), при этом в шпангоут 3 (фиг. 1, фиг. 3, фиг. 4, фиг. 5, фиг. 6) одного из разделяемых отсеков устанавливают подвижный фланец 4 (фиг. 2, фиг. 3, фиг. 4, фиг. 5, фиг. 6) на направляющих 5 (фиг. 2, фиг. 5), которые закрепляют в шпангоуте 3 через окна, которые выполняют в подвижном фланце 4, чем обеспечивают возможность перемещения подвижного фланца 4 по направляющим 5 в направлении, перпендикулярном привалочной плоскости шпангоутов 3 и 6, затяжной болт 7 (фиг. 2, фиг. 4, фиг. 6), упирая головку затяжного болта 7 на шпангоут 3, чем обеспечивают возможность прижатия шпангоутов 3 и 6 по привалочным поверхностям в процессе затяжки болта 7, при этом в теле болта 7 выполняют кольцевую канавку 8 (фиг. 4, фиг. 6) с конической боковой стенкой, располагая ее со стороны, противоположной направлению затяжки болта 7, упорную часть головки затяжного болта 7 изготавливают в виде отдельных сухариков 9 (фиг. 4, фиг. 6), частично погруженных в канавку 8 тела затяжного болта 7, имеющих форму погруженной части, идентичную форме канавки 8 тела затяжного болта 7, и размещают в цилиндрическом вырезе 10 (фиг. 4, фиг. 6), который выполняют в подвижном фланце 4, а сам пироузел расфиксации 1 силовых узлов крепления устанавливают в подвижный фланец 4, и выполняют в виде пневмоцилиндра со сдвигаемым относительно подвижного фланца 4 и шпангоута 3 поршнем 11 (фиг. 3), на котором выполняют выступ, выполняющий функции толкателя отделения 2, проходящий через вырез, который выполняют в шпангоуте 3, упирая его на шпангоут 6 другого из разделяемых отсеков.The method for separating the rocket compartments shown in FIG. 1 ... 6 includes the manufacture of unlocking pyro-assemblies 1 (Fig. 2, Fig. 3) of the power attachment units and the compartment pusher 2 (Fig. 3), while in the frame 3 (Fig. 1, Fig. 3, Fig. 4, Fig. 5, Fig. 6) of one of the divided compartments, a movable flange 4 (Fig. 2, Fig. 3, Fig. 4, Fig. 5, Fig. 6) is installed on the guides 5 (Fig. 2, Fig. 5), which are fixed in the frame 3 through the windows, which are made in the movable flange 4, which makes it possible to move the movable flange 4 along the guides 5 in the direction perpendicular to the mating plane of the frames 3 and 6, the tightening bolt 7 (Fig. 2, Fig. 4, Fig. 6) , resting the head of the tightening bolt 7 on the frame 3, thereby providing the possibility of pressing the frames 3 and 6 along the mating surfaces during the tightening of the bolt 7, while in the body of the bolt 7 an annular groove 8 is made (Fig. 4, Fig. 6) with a conical side wall , placing it on the side opposite to the direction of tightening of the bolt 7, the thrust part of the head of the tightening bolt 7 is made in the form of individual crackers 9 (Fig. 4, figs. 6), partially immersed in the groove 8 of the body of the tightening bolt 7, having the shape of the submerged part, identical to the shape of the groove 8 of the body of the tightening bolt 7, and placed in a cylindrical cutout 10 (Fig. 4, Fig. 6), which is made in the movable flange 4, and the pyrotechnic unit of unlocking 1 of the power attachment units is installed in the movable flange 4, and is made in the form of a pneumatic cylinder with a piston 11 that is shifted relative to the movable flange 4 and frame 3 (Fig. 3), on which a protrusion is made that acts as a pusher of the compartment 2 passing through the cutout , which is performed in the frame 3, resting it on the frame 6 of the other of the divided compartments.

Способ разделения отсеков ракеты заключается в следующем:The method of dividing the rocket compartments is as follows:

При подаче электрического сигнала в пироузле расфиксации 1 возникает избыточное давление, при котором подвижный фланец 4 перемещается по направляющим 5 относительно поршня 11 и шпангоута 3 одного из разделяемых отсеков, высвобождая отдельные сухарики 9, которые перемещаясь по конической боковой стенке кольцевой канавки 8 в радиальном направлении высвобождают затяжной болт 7, позволяя поршню 11, с выполненным на нем толкателем отделения 2, перемещаться в перпендикулярном привалочной плоскости шпангоутов 3 и 6 направлении, отталкивая шпангоуты 3 и 6 разделяемых отсеков друг от друга.When an electrical signal is applied to the unlocking unit 1, an overpressure arises, at which the movable flange 4 moves along the guides 5 relative to the piston 11 and frame 3 of one of the divided compartments, releasing individual crackers 9, which, moving along the conical side wall of the annular groove 8 in the radial direction, are released tightening bolt 7, allowing the piston 11, with the pusher of the compartment 2 made on it, to move in the direction perpendicular to the mating plane of frames 3 and 6, pushing the frames 3 and 6 of the divided compartments from each other.

Claims (1)

Способ разделения отсеков ракеты, включающий изготовление силовых узлов крепления шпангоутов разделяемых отсеков, пироузлов расфиксации силовых узлов крепления и толкателя отделения, отличающийся тем, что в шпангоут одного из разделяемых отсеков устанавливают подвижный фланец на направляющих, которые закрепляют в шпангоуте через окна, которые выполняют в подвижном фланце, чем обеспечивают возможность перемещения подвижного фланца по направляющим в направлении, перпендикулярном привалочной плоскости шпангоутов, прижатие шпангоутов по привалочным поверхностям обеспечивают за счет затяжки затяжного болта, упирая головку затяжного болта на шпангоут, при этом в теле болта выполняют кольцевую канавку с конической боковой стенкой, располагая ее со стороны, противоположной направлению затяжки болта, упорную часть головки затяжного болта изготавливают в виде отдельных сухариков, частично погруженных в канавку тела затяжного болта, имеющих форму погруженной части, идентичную форме канавки тела затяжного болта, и размещают в цилиндрическом вырезе, который выполняют в подвижном фланце, а сам пироузел расфиксации силовых узлов крепления устанавливают в подвижный фланец, и выполняют в виде пневмоцилиндра со сдвигаемым относительно подвижного фланца и шпангоута поршнем, на котором выполняют выступ, выполняющий функции толкателя отделения и проходящий через вырез, который выполняют в шпангоуте, упирая его на шпангоут другого из разделяемых отсеков.A method for dividing the rocket compartments, including the manufacture of power units for securing the frames of the divided compartments, pyro-units for unlocking the power units of fastening and the pusher of the compartment, characterized in that a movable flange is installed in the frame of one of the divided compartments on guides, which are fixed in the frame through windows, which are performed in a movable flange, which makes it possible to move the movable flange along the guides in the direction perpendicular to the mating plane of the frames, pressing the frames along the mating surfaces is provided by tightening the tightening bolt, resting the head of the tightening bolt on the frame, while in the bolt body an annular groove with a conical side wall is made, placing it on the side opposite to the bolt tightening direction, the thrust part of the head of the tightening bolt is made in the form of separate crackers, partially immersed in the groove of the body of the tightening bolt, having the shape of a submerged part, identical to the shape of the groove of the body h tension bolt, and placed in a cylindrical cutout, which is performed in a movable flange, and the pyro unit for unlocking the power attachment units is installed in a movable flange, and is made in the form of a pneumatic cylinder with a piston that is movable relative to the movable flange and frame, on which a protrusion is performed, which acts as a compartment pusher and passing through the cutout, which is made in the frame, abutting it against the frame of another of the divided compartments.
RU2021100758A 2021-01-14 2021-01-14 Method for separating rocket sections RU2754612C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021100758A RU2754612C1 (en) 2021-01-14 2021-01-14 Method for separating rocket sections

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021100758A RU2754612C1 (en) 2021-01-14 2021-01-14 Method for separating rocket sections

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2754612C1 true RU2754612C1 (en) 2021-09-03

Family

ID=77669927

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2021100758A RU2754612C1 (en) 2021-01-14 2021-01-14 Method for separating rocket sections

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2754612C1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2153448C1 (en) * 1999-11-03 2000-07-27 Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева Device for separation of rocket stages (versions)
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
RU2497732C1 (en) * 2012-06-06 2013-11-10 Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс" (ФГУП "ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") Device for separation of rocket unit tail compartment
CN211685684U (en) * 2019-12-27 2020-10-16 北京星际荣耀空间科技有限公司 Carrier rocket interstage mixing separation structure
CN211685687U (en) * 2019-12-27 2020-10-16 北京星际荣耀空间科技有限公司 Stage cold separation structure for carrying rocket

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2153448C1 (en) * 1999-11-03 2000-07-27 Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева Device for separation of rocket stages (versions)
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
RU2497732C1 (en) * 2012-06-06 2013-11-10 Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс" (ФГУП "ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") Device for separation of rocket unit tail compartment
CN211685684U (en) * 2019-12-27 2020-10-16 北京星际荣耀空间科技有限公司 Carrier rocket interstage mixing separation structure
CN211685687U (en) * 2019-12-27 2020-10-16 北京星际荣耀空间科技有限公司 Stage cold separation structure for carrying rocket

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2724337C1 (en) System for separation of structural elements
US20160195378A1 (en) Method and device for connecting and separating two elements, with connecting plates
US5806791A (en) Missile jet vane control system and method
US5160233A (en) Fastening apparatus having shape memory alloy actuator
US20130233161A1 (en) Overextrusion of silicone rubber charge holder on metal wire rope
US20090014587A1 (en) Aircraft safety system
EP2335009B1 (en) Missile with system for separating subvehicles
US10228224B2 (en) Method and device for linear connection and separation of two elements, with offset energy means
US3196745A (en) Separation and pin puller mechanism
US20120110823A1 (en) Smooth linear separation device between a first part and a second part
RU2754612C1 (en) Method for separating rocket sections
US10942015B2 (en) Actuation device for ejecting at least one removable part of a missile, particularly a nose
US10184766B2 (en) Method and device for connecting and separating two elements, with combined connecting and separating means
RU2755424C1 (en) Rocket compartment separation unit
CN112361898B (en) Aerospace craft separation system
RU205988U1 (en) Rocket compartment separation system
US3079752A (en) Variable expansion ratio nozzle
RU2740525C1 (en) Device for landing of return stage of carrier rocket
RU2754611C1 (en) Hydrodynamic system of separation of structural elements
US20180251220A1 (en) Method for the linear separation and connection of two elements
RU2771907C1 (en) Payload reset system
RU207991U1 (en) Payload Drop Node
RU178825U1 (en) Pirozamok docking and undocking compartments of the aircraft
RU2777144C1 (en) Method for creating a holding device
RU2500591C1 (en) Aircraft compartment separation system