RU2767227C1 - Aircraft element separation system - Google Patents

Aircraft element separation system Download PDF

Info

Publication number
RU2767227C1
RU2767227C1 RU2021133492A RU2021133492A RU2767227C1 RU 2767227 C1 RU2767227 C1 RU 2767227C1 RU 2021133492 A RU2021133492 A RU 2021133492A RU 2021133492 A RU2021133492 A RU 2021133492A RU 2767227 C1 RU2767227 C1 RU 2767227C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
sleeve
transition cylinder
piston
housing
cylinder
Prior art date
Application number
RU2021133492A
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 RU2021133492A priority Critical patent/RU2767227C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2767227C1 publication Critical patent/RU2767227C1/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

Abstract

FIELD: aviation; rocket engineering.
SUBSTANCE: invention relates to systems for separating structural elements, mainly of rocket stages, and can be used in aircraft and rocket engineering. Aircraft elements separation system includes power flanges of coupled elements, a rod, retaining inserts installed in the sleeve and a housing with a pyro cartridge installed in it. At that, the internal cavity of the housing is made in the form of a two-stage cylinder with a transition cylinder rigidly fixed in one of the stages and installed with possibility of movement along longitudinal axis of housing by sleeve presented in form of hollow rod, one end of which is made in the form of a piston with a cover, enclosing the transition cylinder and enclosed by the housing, and the other end is made in the form of a piston enveloped by the transition cylinder and the housing, with the transition cylinder thrust through the spring into the enveloped sleeve piston. Cavity between transition cylinder and enveloping it sleeve piston is interconnected with pyrocartridge, note here that sleeve piston stroke in transition cylinder is smaller than that in case two-stage cylinder, and gas cavities between the sleeve pistons communicate through the throttle holes made in the transition cylinder. Rod enveloped by the sleeve is made in the form of a tightening bolt resting on the body through the conical bushing. In the body of the tightening bolt there is an annular groove with a conical side wall located on the side opposite to the direction of bolt tightening. Thrust part of the head of the tightening bolt is made in the form of separate retaining inserts partially immersed into the groove of the body of the tightening bolt, having the shape of the submerged part, which is identical to the shape of the groove of the body of the tightening bolt. At the same time surfaces of interaction of retaining inserts with the sleeve are made conical along the entire length of the sleeve stroke, with a taper angle not exceeding the friction angle. Also, the tail part of the tightening bolt body is equipped with a crimping locking gate made in the form of a stepped cylindrical bushing, with the possibility of resting at the end of its movement against the protrusion made in the sleeve, and further squeezing by the retaining inserts, during the return movement of the sleeve.
EFFECT: proposed invention — aircraft elements separation system performs function of separation pusher, which allows improving reliability of aircraft and reducing its weight, and availability of pyro-gas damping of movable elements of the system reduces characteristics of vibration impact.
1 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к системам разделения элементов конструкции, преимущественно ступеней ракет, и может быть использовано в области авиационной и ракетной техники.The invention relates to systems for separating structural elements, mainly rocket stages, and can be used in the field of aviation and rocketry.

Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является устройство для разделения элементов космического аппарата - патент RU 2144892, содержащее корпус с установленным в него пиропатроном, гильзу, шток и вкладыши с опорными буртиками, снабженное жестко закрепленной внутри корпуса мембраной, на хвостовике которой закреплен шток, а в корпусе со стороны мембраны выполнена сферическая поверхность, при этом расстояние от мембраны до начала, со стороны штока, сферической поверхности превышает ширину опорных буртиков вкладышей штока, а разделяемые элементы закреплены на хвостовой части гильзы.The closest technical solution, chosen as a prototype, is a device for separating elements of a spacecraft - patent RU 2144892, containing a body with a squib installed in it, a sleeve, a rod and liners with support collars, equipped with a membrane rigidly fixed inside the body, on the shank of which rod, and in the body on the side of the membrane there is a spherical surface, while the distance from the membrane to the beginning, on the side of the rod, of the spherical surface exceeds the width of the support flanges of the stem liners, and the separable elements are fixed on the tail part of the sleeve.

Общими существенными признаками прототипа - устройства для разделения элементов космического аппарата, совпадающими с существенными признаками предлагаемого устройства являются следующие: система содержит силовые фланцы стыкуемых элементов, шток, установленные в гильзу удерживающие вкладыши, и корпус с установленным в него пиропатроном.The common essential features of the prototype - a device for separating spacecraft elements, coinciding with the essential features of the proposed device are the following: the system contains the power flanges of the joined elements, the rod, the retaining liners installed in the sleeve, and the body with the squib installed in it.

Особенностью известной системы - прототипа является то, что это устройство для разделения элементов космического аппарата подразумевает наличие толкателей отделения, являющихся отдельными элементами конструкции, наличие которых снижает надежность летательного аппарата и увеличивает его массу, а деформация мембраны по сферической поверхности корпуса в замкнутом объеме повышает характеристики виброудара.A feature of the well-known prototype system is that this device for separating spacecraft elements implies the presence of separation pushers, which are separate structural elements, the presence of which reduces the reliability of the aircraft and increases its mass, and the deformation of the membrane along the spherical surface of the body in a closed volume increases the vibration impact characteristics .

Предлагаемое изобретение - система разделения элементов летательного аппарата выполняет функцию толкателя отделения, что позволяет повысить надежность летательного аппарата и снизить его массу, а наличие пирогазовой амортизации подвижных элементов системы, снижает характеристики виброудара.The present invention - the system for separating the elements of the aircraft performs the function of the separation pusher, which makes it possible to increase the reliability of the aircraft and reduce its weight, and the presence of pyro-gas damping of the moving elements of the system reduces the vibration impact characteristics.

Для достижения названного технического результата в системе разделения элементов летательного аппарата имеются: силовые фланцы стыкуемых элементов, шток, установленные в гильзу удерживающие вкладыши, и корпус с установленным в него пиропатроном, при этом внутренняя полость корпуса выполнена в виде двухступенчатого цилиндра с жестко закрепленным в одной из ступеней переходным цилиндром, и установленной с возможностью перемещения вдоль продольной оси корпуса гильзой, представленной в виде полого штока, один конец которого выполнен в виде поршня с крышкой, охватывающего переходной цилиндр и охватываемого корпусом, а другой конец выполнен в виде поршня, охватываемого переходным цилиндром и корпусом, с упором переходного цилиндра через пружину в охватываемый им поршень гильзы, полость между переходным цилиндром и охватывающим его поршнем гильзы сообщена с пиропатроном, при этом ход поршня гильзы по переходному цилиндру имеет меньшее значение, чем ход поршней гильзы по двухступенчатому цилиндру корпуса, а газовые полости между поршнями гильзы сообщаются через дроссельные отверстия, выполненные в переходном цилиндре, охватываемый гильзой шток, выполненный в виде затяжного болта упирающегося на корпус через коническую втулку, в теле затяжного болта выполнена кольцевая канавка с конической боковой стенкой, расположенной со стороны, противоположной направлению затяжки болта, упорная часть головки затяжного болта выполнена в виде отдельных удерживающих вкладышей, частично погруженных в канавку тела затяжного болта, имеющих форму погруженной части, идентичную форме канавки тела затяжного болта, при этом поверхности взаимодействия удерживающих вкладышей с гильзой выполнены конусными по всей длине хода гильзы, с углом конусности не превышающим угол трения, также хвостовая часть тела затяжного болта снабжена обжимным запирающим затвором, выполненным в виде ступенчатой цилиндрической втулки, с возможностью упора в конце ее движения в выступ, выполненный в гильзе, и дальнейшим обжатием удерживающими вкладышами, при возвратном движении гильзы.To achieve the above technical result in the system of separating the elements of the aircraft, there are: power flanges of the joined elements, a rod, holding inserts installed in the sleeve, and a housing with a squib installed in it, while the internal cavity of the housing is made in the form of a two-stage cylinder with a rigidly fixed in one of steps by a transition cylinder, and mounted with the possibility of movement along the longitudinal axis of the body by a sleeve, presented in the form of a hollow rod, one end of which is made in the form of a piston with a cover, covering the transition cylinder and covered by the body, and the other end is made in the form of a piston, covered by the transition cylinder and housing, with the stop of the transition cylinder through the spring into the sleeve piston covered by it, the cavity between the transition cylinder and the sleeve piston covering it is communicated with the squib, while the piston stroke of the sleeve along the transition cylinder is less important than the stroke of the sleeve pistons along the two-stage cylinder body, and the gas cavities between the pistons of the sleeve communicate through the throttle holes made in the transition cylinder, the rod covered by the sleeve, made in the form of a draw bolt resting on the body through a conical bush, in the body of the draw bolt there is an annular groove with a conical side wall located from the side , opposite to the bolt tightening direction, the thrust part of the draw bolt head is made in the form of separate holding liners partially immersed in the draw bolt body groove, having the shape of the submerged part identical to the draw bolt body groove shape, while the contact surfaces of the holding liners with the sleeve are made conical over the entire length of the sleeve stroke, with a taper angle not exceeding the friction angle, also the tail part of the body of the tightening bolt is equipped with a crimp locking gate, made in the form of a stepped cylindrical sleeve, with the possibility of stopping at the end of its movement in the protrusion made in the sleeve, and further crimped by means of retaining liners, during the return movement of the sleeve.

Отличительным признаком предлагаемой системы разделения элементов летательного аппарата является то, что внутренняя полость корпуса выполнена в виде двухступенчатого цилиндра с жестко закрепленным в одной из ступеней переходным цилиндром, и установленной с возможностью перемещения вдоль продольной оси корпуса гильзой, представленной в виде полого штока, один конец которого выполнен в виде поршня с крышкой, охватывающего переходной цилиндр и охватываемого корпусом, а другой конец выполнен в виде поршня, охватываемого переходным цилиндром и корпусом, с упором переходного цилиндра через пружину в охватываемый им поршень гильзы, полость между переходным цилиндром и охватывающим его поршнем гильзы сообщена с пиропатроном, при этом ход поршня гильзы по переходному цилиндру имеет меньшее значение, чем ход поршней гильзы по двухступенчатому цилиндру корпуса, а газовые полости между поршнями гильзы сообщаются через дроссельные отверстия, выполненные в переходном цилиндре, охватываемый гильзой шток, выполненный в виде затяжного болта упирающегося на корпус через коническую втулку, в теле затяжного болта выполнена кольцевая канавка с конической боковой стенкой, расположенной со стороны, противоположной направлению затяжки болта, упорная часть головки затяжного болта выполнена в виде отдельных удерживающих вкладышей, частично погруженных в канавку тела затяжного болта, имеющих форму погруженной части, идентичную форме канавки тела затяжного болта, при этом поверхности взаимодействия удерживающих вкладышей с гильзой выполнены конусными по всей длине хода гильзы, с углом конусности не превышающим угол трения, также хвостовая часть тела затяжного болта снабжена обжимным запирающим затвором, выполненным в виде ступенчатой цилиндрической втулки, с возможностью упора в конце ее движения в выступ, выполненный в гильзе, и дальнейшим обжатием удерживающими вкладышами, при возвратном движении гильзы.A distinctive feature of the proposed system for separating the elements of the aircraft is that the internal cavity of the body is made in the form of a two-stage cylinder with a transition cylinder rigidly fixed in one of the steps, and a sleeve installed with the possibility of moving along the longitudinal axis of the body, presented in the form of a hollow rod, one end of which made in the form of a piston with a cover, enclosing the transition cylinder and covered by the body, and the other end is made in the form of a piston, covered by the transition cylinder and the body, with the stop of the transition cylinder through the spring into the sleeve piston covered by it, the cavity between the transition cylinder and the sleeve piston covering it is communicated with a squib, while the piston stroke of the sleeve along the transition cylinder is less important than the stroke of the pistons of the sleeve along the two-stage cylinder of the body, and the gas cavities between the pistons of the sleeve communicate through the throttle holes made in the transition cylinder covered by the sleeve sh current, made in the form of a tightening bolt resting on the body through a conical sleeve, an annular groove is made in the body of the tightening bolt with a conical side wall located on the side opposite to the direction of tightening the bolt, the thrust part of the tightening bolt head is made in the form of separate holding inserts, partially immersed in the groove of the body of the draw bolt, having the shape of the submerged part, identical to the shape of the groove of the body of the draw bolt, while the surfaces of interaction of the retaining liners with the sleeve are made conical along the entire length of the stroke of the sleeve, with a taper angle not exceeding the friction angle, also the tail part of the body of the draw bolt is equipped with a crimp locking a lock made in the form of a stepped cylindrical sleeve, with the possibility of abutment at the end of its movement in the protrusion made in the sleeve, and further compression by the retaining liners, during the return movement of the sleeve.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными достигается следующее: наличие пирогазовой амортизации подвижных элементов системы снижает характеристики виброудара, а отсутствие толкателей отделения, как отдельных элементов конструкции, позволяет снизить количество исполнительных механизмов с повышением надежности летательного аппарата и снижением его массы.Due to the presence of these distinguishing features in combination with the known ones, the following is achieved: the presence of pyro-gas damping of the moving elements of the system reduces the characteristics of vibration impact, and the absence of compartment pushers as separate structural elements makes it possible to reduce the number of actuators with an increase in the reliability of the aircraft and a decrease in its weight.

Данное техническое решение может найти применение в качестве узла стыковки ступеней ракет, отсеков, боевых частей и других полезных нагрузок, которые необходимо отделить во время полета.This technical solution can be used as a docking unit for rocket stages, compartments, warheads and other payloads that need to be separated during the flight.

Изобретение поясняется фиг.1…3:The invention is illustrated in Fig.1...3:

На фиг.1 представлена система разделения элементов летательного аппарата в конфигурации удержания.Figure 1 shows the separation system of the elements of the aircraft in the hold configuration.

На фиг.2, представлена система разделения элементов летательного аппарата в расстыкованной конфигурации.Figure 2, shows the system for separating the elements of the aircraft in a undocked configuration.

На фиг.3, сеч. А-А (фиг.1), представлены удерживающие вкладыши.In Fig.3, sec. A-A (figure 1), holding inserts are presented.

Система разделения элементов летательного аппарата, изображенная на фиг.1…3 содержит силовые фланцы 1 и 2 (фиг.1) стыкуемых элементов, шток 3 (фиг.1, фиг.3), установленные в гильзу 4 (фиг.1, фиг.3) удерживающие вкладыши 5 (фиг.1, фиг.3), и корпус 6 (фиг.1, фиг.3) с установленным в него пиропатроном 7 (фиг.1), при этом внутренняя полость корпуса выполнена в виде двухступенчатого цилиндра с жестко закрепленным в одной из ступеней переходным цилиндром 8 (фиг.1), и установленной с возможностью перемещения вдоль продольной оси корпуса гильзой, представленной в виде полого штока, один конец которого выполнен в виде поршня 9 (фиг.1) с крышкой 10 (фиг.1), охватывающего переходной цилиндр и охватываемого корпусом, а другой конец выполнен в виде поршня 11 (фиг.1), охватываемого переходным цилиндром и корпусом, с упором переходного цилиндра через пружину 12 (фиг.1) в охватываемый им поршень гильзы, полость 13 (фиг.1) между переходным цилиндром и охватывающим его поршнем гильзы сообщена с пиропатроном, при этом ход 1 (фиг.1) поршня гильзы по переходному цилиндру имеет меньшее значение, чем ход L (фиг.1) поршней гильзы по двухступенчатому цилиндру корпуса, а газовые полости между поршнями гильзы сообщаются через дроссельные отверстия 14 (фиг.1), выполненные в переходном цилиндре, охватываемый гильзой шток, выполненный в виде затяжного болта упирающегося на корпус через коническую втулку 15 (фиг.1), в теле затяжного болта выполнена кольцевая канавка 16 (фиг.1) с конической боковой стенкой, расположенной со стороны, противоположной направлению затяжки болта, упорная часть головки затяжного болта выполнена в виде отдельных удерживающих вкладышей, частично погруженных в канавку тела затяжного болта, имеющих форму погруженной части, идентичную форме канавки тела затяжного болта, при этом поверхности 17 (фиг.1) взаимодействия удерживающих вкладышей с гильзой выполнены конусными по всей длине хода L гильзы, с углом конусности не превышающим угол трения, также хвостовая часть тела затяжного болта снабжена обжимным запирающим затвором 18 (фиг.1), выполненным в виде ступенчатой цилиндрической втулки, с возможностью упора в конце ее движения в выступ 19 (фиг.1), выполненный в гильзе, и дальнейшим обжатием удерживающими вкладышами, при возвратном движении гильзы.The system for separating the elements of the aircraft, shown in Fig.1...3 contains power flanges 1 and 2 (Fig.1) of the joined elements, the rod 3 (Fig.1, Fig.3) installed in the sleeve 4 (Fig.1, Fig. 3) retaining inserts 5 (figure 1, figure 3), and the body 6 (figure 1, figure 3) with the squib 7 installed in it (figure 1), while the internal cavity of the body is made in the form of a two-stage cylinder with rigidly fixed in one of the steps of the transition cylinder 8 (figure 1), and installed with the ability to move along the longitudinal axis of the housing sleeve, presented in the form of a hollow rod, one end of which is made in the form of a piston 9 (figure 1) with a cover 10 (figure .1), covering the transition cylinder and covered by the body, and the other end is made in the form of a piston 11 (figure 1), covered by the transition cylinder and the body, with the stop of the transition cylinder through the spring 12 (fig. 1) into the sleeve piston covered by it, the cavity 13 (figure 1) between the transition cylinder and the piston covering it, the sleeve is communicated with the pyropater onom, while the stroke 1 (figure 1) of the piston liner on the transition cylinder is less important than the stroke L (figure 1) of the pistons of the liner on the two-stage cylinder of the body, and the gas cavity between the pistons of the liner communicate through the throttle holes 14 (figure 1 ), made in the transition cylinder, covered by the sleeve rod, made in the form of a draw bolt resting on the body through the conical sleeve 15 (figure 1), in the body of the draw bolt there is an annular groove 16 (figure 1) with a conical side wall located from 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 holding liners, partially immersed in the groove of the body of the tightening bolt, having the shape of the immersed part, identical to the shape of the groove of the body of the tightening bolt, while the surfaces 17 (figure 1) of the interaction of the holding liners with a sleeve are made conical along the entire length of the stroke L of the sleeve, with a taper angle not exceeding the friction angle, also the tail part of the tightening body the leg bolt is equipped with a crimp locking gate 18 (figure 1), made in the form of a stepped cylindrical sleeve, with the possibility of stopping at the end of its movement in the protrusion 19 (figure 1), made in the sleeve, and further compression with retaining liners, during the return movement of the sleeve .

Система разделения элементов летательного аппарата работает следующим образом: при подаче электрического сигнала на пиропатрон, в полости между переходным цилиндром и охватывающим его поршнем гильзы возникает избыточное давление газов, приводящее в движение гильзу, тем самым снимая момент затяжки штока. При перемещении гильзы на ход 1, избыточное давление газов также приводит в движение шток, с установленным на нем обжимным запирающим затвором, вследствие чего происходит разделение фланцев стыкуемых элементов, при этом удерживающие вкладыши плавно перемещаются по конусной поверхности гильзы и штока. При перемещении гильзы на ход L происходит окончательная расфиксация стыка, шток выходит за пределы корпуса, а обжимной запирающий затвор в конце своего хода упирается в выступ и обжимается удерживающими вкладышами по внешнему диаметру при обратном движении гильзы. Дроссельные отверстия служат для соединения газовых полостей между поршнями гильзы, обеспечивая ее газовое демпфирование.The system for separating the elements of the aircraft works as follows: when an electrical signal is applied to the squib, in the cavity between the transition cylinder and the sleeve piston surrounding it, excess gas pressure arises, which sets the sleeve in motion, thereby removing the rod tightening torque. When the sleeve is moved to stroke 1, the excess gas pressure also sets in motion the stem, with a crimp locking valve installed on it, as a result of which the flanges of the joined elements are separated, while the retaining liners move smoothly along the conical surface of the sleeve and the stem. When the sleeve is moved to stroke L, the joint is finally released, the stem extends beyond the body, and the crimp locking gate at the end of its stroke abuts against the protrusion and is crimped by the retaining liners along the outer diameter during the reverse movement of the sleeve. Throttle holes serve to connect the gas cavities between the pistons of the sleeve, providing its gas damping.

Claims (1)

Система разделения элементов летательного аппарата, включающая силовые фланцы стыкуемых элементов, шток, установленные в гильзу удерживающие вкладыши и корпус с установленным в него пиропатроном, отличающаяся тем, что внутренняя полость корпуса выполнена в виде двухступенчатого цилиндра с жестко закрепленным в одной из ступеней переходным цилиндром и установленной с возможностью перемещения вдоль продольной оси корпуса гильзой, представленной в виде полого штока, один конец которого выполнен в виде поршня с крышкой, охватывающего переходной цилиндр и охватываемого корпусом, а другой конец выполнен в виде поршня, охватываемого переходным цилиндром и корпусом, с упором переходного цилиндра через пружину в охватываемый им поршень гильзы, полость между переходным цилиндром и охватывающим его поршнем гильзы сообщена с пиропатроном, при этом ход поршня гильзы по переходному цилиндру имеет меньшее значение, чем ход поршней гильзы по двухступенчатому цилиндру корпуса, а газовые полости между поршнями гильзы сообщаются через дроссельные отверстия, выполненные в переходном цилиндре, охватываемый гильзой шток, выполненный в виде затяжного болта, упирающегося на корпус через коническую втулку, в теле затяжного болта выполнена кольцевая канавка с конической боковой стенкой, расположенной со стороны, противоположной направлению затяжки болта, упорная часть головки затяжного болта выполнена в виде отдельных удерживающих вкладышей, частично погруженных в канавку тела затяжного болта, имеющих форму погруженной части, идентичную форме канавки тела затяжного болта, при этом поверхности взаимодействия удерживающих вкладышей с гильзой выполнены конусными по всей длине хода гильзы, с углом конусности, не превышающим угол трения, также хвостовая часть тела затяжного болта снабжена обжимным запирающим затвором, выполненным в виде ступенчатой цилиндрической втулки, с возможностью упора в конце ее движения в выступ, выполненный в гильзе, и дальнейшим обжатием удерживающими вкладышами, при возвратном движении гильзы.A system for separating aircraft elements, including power flanges of joined elements, a rod, retaining liners installed in a sleeve and a housing with a squib installed in it, characterized in that the internal cavity of the housing is made in the form of a two-stage cylinder with a transition cylinder rigidly fixed in one of the stages and installed with the possibility of movement along the longitudinal axis of the housing by a sleeve, presented in the form of a hollow rod, one end of which is made in the form of a piston with a cover, covering the transition cylinder and covered by the body, and the other end is made in the form of a piston, covered by the transition cylinder and the body, with the stop of the transition cylinder through the spring into the sleeve piston covered by it, the cavity between the transition cylinder and the sleeve piston covering it is communicated with the squib, while the piston stroke of the sleeve along the transition cylinder is less important than the stroke of the sleeve pistons along the two-stage cylinder of the housing, and the gas cavities between the sleeve pistons communicate through throttle holes made in the transition cylinder, a rod covered by the sleeve, made in the form of a tightening bolt abutting against the body through a conical sleeve, an annular groove is made in the body of the tightening bolt with a conical side wall located on the side opposite to the bolt tightening direction, the thrust part of the draw bolt head is made in the form of separate holding liners, partially immersed in the groove of the draw bolt body, having the shape of the submerged part identical to the shape of the draw bolt body groove, while the surfaces of interaction of the holding liners with the sleeve are made conical along the entire length of the sleeve stroke, with an angle taper not exceeding the angle of friction, also the tail part of the body of the tightening bolt is equipped with a crimp locking gate, made in the form of a stepped cylindrical sleeve, with the possibility of abutting at the end of its movement in the protrusion made in the sleeve, and further compression with retaining inserts, while reverse movement of the sleeve.
RU2021133492A 2021-11-17 2021-11-17 Aircraft element separation system RU2767227C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021133492A RU2767227C1 (en) 2021-11-17 2021-11-17 Aircraft element separation system

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021133492A RU2767227C1 (en) 2021-11-17 2021-11-17 Aircraft element separation system

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2767227C1 true RU2767227C1 (en) 2022-03-16

Family

ID=80737164

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2021133492A RU2767227C1 (en) 2021-11-17 2021-11-17 Aircraft element separation system

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2767227C1 (en)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2111905C1 (en) * 1996-07-10 1998-05-27 Государственный космический научно-производственный центр им.М.В.Хруничева Device for separation of rocket stage and separable space vehicle
RU2144892C1 (en) * 1999-04-08 2000-01-27 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева" Device for separation of spacecraft components
RU2150413C1 (en) * 1999-02-24 2000-06-10 Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева Pyro lock
KR20120123164A (en) * 2010-12-30 2012-11-08 한국항공우주연구원 Pyro lock-separation system with the release of constraint between separation nut and tension bolt
RU2655978C1 (en) * 2017-04-11 2018-05-30 Акционерное общество "Ракетно-космический центр "Прогресс" (АО "РКЦ "Прогресс") Pyrolock
RU2669901C1 (en) * 2017-10-05 2018-10-16 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" Pyrolock

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2111905C1 (en) * 1996-07-10 1998-05-27 Государственный космический научно-производственный центр им.М.В.Хруничева Device for separation of rocket stage and separable space vehicle
RU2150413C1 (en) * 1999-02-24 2000-06-10 Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева Pyro lock
RU2144892C1 (en) * 1999-04-08 2000-01-27 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева" Device for separation of spacecraft components
KR20120123164A (en) * 2010-12-30 2012-11-08 한국항공우주연구원 Pyro lock-separation system with the release of constraint between separation nut and tension bolt
RU2655978C1 (en) * 2017-04-11 2018-05-30 Акционерное общество "Ракетно-космический центр "Прогресс" (АО "РКЦ "Прогресс") Pyrolock
RU2669901C1 (en) * 2017-10-05 2018-10-16 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" Pyrolock

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US3119302A (en) Gas sealed explosive propelling arrangement
US4091621A (en) Pyrotechnic piston actuator
EP2002198B1 (en) Methods and apparatus for integrated locked thruster mechanism
RU2349516C1 (en) Thrust-pneumatic pusher
RU2767227C1 (en) Aircraft element separation system
RU2426676C1 (en) Structural element connector/disconnector
RU2767228C1 (en) Method of separating aircraft elements
US5115708A (en) Device for temporary mechanical attachment of an object to a support and rapid ejection of the object from the support
RU171804U1 (en) AIRCRAFT COMPARTMENT SEPARATION NODE
CN112361898B (en) Aerospace craft separation system
RU211275U1 (en) Node for separating aircraft elements
US5892217A (en) Lock and slide mechanism for tube launched projectiles
JP3963287B2 (en) Booster rocket coupling device
JP7270461B2 (en) Electromechanical point separation system
US20040107860A1 (en) Opening and closing a container
RU2762186C1 (en) System and method for aerial vehicle compartment separation
US6489581B2 (en) Arc-blasting switch possessing a break chamber with low gas compression and reciprocating piston movement
RU2500591C1 (en) Aircraft compartment separation system
RU2558488C2 (en) Solid-propellant rocket engine
US5725183A (en) Multicontact spacing control device
US3983820A (en) Projectile having a lightened base
CN113148243A (en) Primary-secondary configuration satellite group with inter-satellite unlocking and separating device and installation method
EP0361474A1 (en) Engine start facilitating valve
US9981646B2 (en) Brake cylinder
RU2811616C1 (en) Method for initiating rocket stage separation mechanism