RU2767228C1 - Method of separating aircraft elements - Google Patents

Method of separating aircraft elements Download PDF

Info

Publication number
RU2767228C1
RU2767228C1 RU2021133493A RU2021133493A RU2767228C1 RU 2767228 C1 RU2767228 C1 RU 2767228C1 RU 2021133493 A RU2021133493 A RU 2021133493A RU 2021133493 A RU2021133493 A RU 2021133493A RU 2767228 C1 RU2767228 C1 RU 2767228C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
sleeve
cylinder
piston
housing
tightening bolt
Prior art date
Application number
RU2021133493A
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 RU2021133493A priority Critical patent/RU2767228C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2767228C1 publication Critical patent/RU2767228C1/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 methods of separating structural elements, mainly rocket stages, and can be used in aircraft and rocket engineering. Method of separating elements of aircraft involves making power flanges of mating elements, rod installed in sleeve of retaining inserts, and housing, in which pyrocartridge is installed. At that, the inner cavity of the housing is made in the form of a two-stage cylinder, on one of the stages of which a transition cylinder is rigidly fixed, in which a sleeve is installed with the possibility of movement along the longitudinal axis of the housing, which is a 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 a transition cylinder and a housing. Adapter cylinder thrust against the sleeve piston enveloped by it is provided through a spring, and the cavity between the transition cylinder and the sleeve piston enveloping it is interconnected with the pyrocartridge. At that, the sleeve piston stroke along the transition cylinder has a smaller value than the sleeve piston stroke along the two-stage cylinder of the housing, gas cavities between sleeve pistons communicate via throttling holes made in adapter cylinder. Rod enveloped by the sleeve is made in the form of a tightening bolt with a thrust on the body through a 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, which are partially immersed into the groove of the body of the tightening bolt. Retaining inserts are shaped to the submerged part 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, which is made in the form of a stepped cylindrical bushing, with provision of support at the end of its movement against the protrusion, which is made in the sleeve, and further squeezing by retaining inserts during return movement of the sleeve.EFFECT: proposed invention — aircraft elements separation method — provides separation pusher functions, which allows improving reliability of aircraft and reducing its weight, and availability of pyro-gas damping of moving elements reduces characteristics of vibration impact.1 cl, 3 dwg

Description

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

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 housing with a squib installed in it, a sleeve, a rod and liners with support collars, equipped with a membrane rigidly fixed inside the housing, 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 космическою аппарата, совпадающими с существенными признаками предлагаемого способа являются следующие: способ включает изготовление силовых фланцев стыкуемых элементов, штока, установленных в гильзу удерживающих вкладышей, и корпуса, в который устанавливают пиропатрон.The common essential features of the prototype - a device for separating elements of a spacecraft, coinciding with the essential features of the proposed method are the following: the method includes the manufacture of power flanges of the joined elements, a rod installed in the sleeve of the retaining liners, and a housing in which the squib is installed.

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 - способ разделения элементов летательного аппарата обеспечивает функции толкателя отделения, что позволяет повысить надежность летательного аппарата и снизить его массу, а наличие пирогазовой амортизации подвижных элементов снижает характеристики виброудара.The present invention - a method of separating the elements of the aircraft provides the functions 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 reduces the characteristics of the vibration impact.

Для достижения названного технического результата способ разделения элементов летательного аппарата включает изготовление силовых фланцев стыкуемых элементов, штока, установленных в гильзу удерживающих вкладышей, и корпуса, в который устанавливают пиропатрон, при этом внутреннюю полость корпуса выполняют в виде двухступенчатого цилиндра, на одной из ступеней которого жестко закрепляют переходной цилиндр, в который устанавливают с возможностью перемещения вдоль продольной оси корпуса гильзу, представляющую из себя полый шток, один конец которого выполняют в виде поршня с крышкой, охватывающего переходной цилиндр и охватываемого корпусом, а другой конец выполняют в виде поршня, охватываемого переходным цилиндром и корпусом, упор переходного цилиндра в охватываемый им поршень гильзы обеспечивают через пружину, полость между переходным цилиндром и охватывающим его поршнем гильзы сообщают 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 сообщают через дроссельные отверстия, которые выполняют в переходном цилиндре, охватываемый гильзой шток изготавливают в виде затяжного болта, с упором на корпус через коническую втулку, в теле затяжного болта выполняют кольцевую канавку с конической боковой стенкой, располагаемой со стороны, противоположной направлению затяжки болта, упорную часть головки затяжного болта выполняют в виде отдельных удерживающих вкладышей, которые частично погружают в канавку тела затяжного болта, удерживающим вкладышам придают форму погруженной части, идентичную форме канавки тела затяжного болта, при этом поверхности взаимодействия удерживающих вкладышей с гильзой выполняют конусными по всей длине хода гильзы, с углом конусности не превышающим угол трения, также хвостовую часть тела затяжного болта снабжают обжимным запирающим затвором, который выполняют в виде ступенчатой цилиндрической втулки, с обеспечением упора в конце ее движения в выступ, который выполняют в гильзе, и дальнейшим обжатием удерживающими вкладышами, при возвратном движении гильзы.To achieve the above technical result, the method of separating the elements of the aircraft includes the manufacture of power flanges of the joined elements, a rod installed in the sleeve of the retaining liners, and a housing in which a squib is installed, while the internal cavity of the housing is made in the form of a two-stage cylinder, on one of the stages of which it is rigidly a transfer cylinder is fixed, in which a sleeve is installed with the possibility of movement along the longitudinal axis of the body, which is a hollow rod, one end of which is made in the form of a piston with a cover, covering the transfer cylinder and covered by the body, and the other end is made in the form of a piston covered by the transfer cylinder and the body, the stop of the transition cylinder in the sleeve piston covered by it is provided through a spring, the cavity between the transition cylinder and the sleeve piston covering it is connected to the squib, while the piston stroke of the sleeve along the transition cylinder is less important than the stroke of the piston the sleeves on the two-stage cylinder of the body, and the gas cavities between the pistons of the sleeve communicate through the throttle holes, which are made in the transition cylinder, the rod covered by the sleeve is made in the form of a draw bolt, with emphasis on the body through a conical bush, in the body of the draw bolt, an annular groove with a conical with a side wall located 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 retaining inserts, which are partially immersed in the groove of the tightening bolt body, the retaining inserts are shaped into the immersed part, identical to the shape of the groove of the tightening bolt body, while the surface the interaction of the retaining inserts with the sleeve is made conical along the entire length of the sleeve stroke, with a taper angle not exceeding the angle of friction, also the tail part of the body of the tightening bolt is provided with a crimp locking gate, which is made in the form of a stepped cylindrical sleeve, with ra at the end of its movement into the protrusion, which is performed in the sleeve, and further compression with retaining liners, during the return movement of the sleeve.

Отличительным признаком предлагаемого способа разделения элементов летательного аппарата является то, что внутреннюю полость корпуса выполняют в виде двухступенчатого цилиндра, на одной из ступеней которого жестко закрепляют переходной цилиндр, в который устанавливают с возможностью перемещения вдоль продольной оси корпуса гильзу, представляющую из себя полый шток, один конец которого выполняют в виде поршня с крышкой, охватывающего переходной цилиндр и охватываемого корпусом, а другой конец выполняют в виде поршня, охватываемого переходным цилиндром и корпусом, упор переходного цилиндра в охватываемый им поршень гильзы обеспечивают через пружину, полость между переходным цилиндром и охватывающим его поршнем гильзы сообщают 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 сообщают через дроссельные отверстия, которые выполняют в переходном цилиндре, охватываемый гильзой шток изготавливают в виде затяжного болта, с упором на корпус через коническую втулку, в теле затяжного болта выполняют кольцевую канавку с конической боковой стенкой, располагаемой со стороны, противоположной направлению затяжки болта, упорную часть головки затяжного болта выполняют в виде отдельных удерживающих вкладышей, которые частично погружают в канавку тела затяжного болта, удерживающим вкладышам придают форму погруженной части, идентичную форме канавки тела затяжного болта, при этом поверхности взаимодействия удерживающих вкладышей с гильзой выполняют конусными по всей длине хода гильзы, с углом конусности не превышающим угол трения, также хвостовую часть тела затяжного болта снабжают обжимным запирающим затвором, который выполняют в виде ступенчатой цилиндрической втулки, с обеспечением упора в конце ее движения в выступ, который выполняют в гильзе, и дальнейшим обжатием удерживающими вкладышами, при возвратном движении гильзы.A distinctive feature of the proposed method for separating the elements of an aircraft is that the internal cavity of the body is made in the form of a two-stage cylinder, on one of the steps of which a transition cylinder is rigidly fixed, in which a sleeve is installed with the possibility of moving along the longitudinal axis of the body, which is a hollow rod, one the end of which is 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, the stop of the transition cylinder in the sleeve piston covered by it is provided through the spring, the cavity between the transition cylinder and the piston covering it sleeves communicate with the 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 that are made in the transition cylinder the core, the rod covered by the sleeve is made in the form of a draw bolt, with emphasis on the body through the conical bushing, in the body of the draw bolt an annular groove is made with a conical side wall located on the side opposite to the bolt tightening direction, the thrust part of the head of the draw bolt is made in the form of separate retaining liners, which are partially immersed in the groove of the body of the draw bolt, the holding liners are shaped into the immersed part, identical to the shape of the groove of the body of the draw bolt, while the surfaces of interaction of the holding liners with the sleeve are tapered along the entire stroke length of the sleeve, with a taper angle not exceeding the friction angle, also the tail part of the draw bolt body is provided with a crimp locking gate, which is made in the form of a stepped cylindrical bushing, with a stop at the end of its movement in the protrusion, which is made in the sleeve, and further compression by holding liners, during the return movement of the sleeve.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными достигается следующее: наличие пирогазовой амортизации подвижных элементов 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 moving elements 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.

Данный способ может реализоваться в качестве узла стыковки ступеней ракет, отсеков, боевых частей и других полезных нагрузок, которые необходимо отделить во время полета.This method can be implemented 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 представлен способ разделения элементов летательного аппарата в конфигурации удержания.Figure 1 shows a method for separating the elements of an aircraft in a holding configuration.

На фиг.2, представлен способ разделения элементов летательного аппарата в расстыкованной конфигурации.Figure 2, shows a method of 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.

Способ разделения элементов летательного аппарата, изображенный на фиг.1…3 включает изготовление силовых фланцев 1 и 2 (фиг.1) стыкуемых элементов, штока 3 (фиг.1, фиг.3), установленных в гильзу 4 (фиг.1, фиг.3) удерживающих вкладышей 5 (фиг.1, фиг.3), и корпуса 6 (фиг.1, фиг.3), в который устанавливают пиропатрон 7 (фиг.1), при этом внутреннюю полость корпуса выполняют в виде двухступенчатого цилиндра, на одной из ступеней которого жестко закрепляют переходной цилиндр 8 (фиг.1), в который устанавливают с возможностью перемещения вдоль продольной оси корпуса гильзу, представляющую из себя полый шток, один конец которого выполняют в виде поршня 9 (фиг.1) с крышкой 10 (фиг.1), охватывающего переходной цилиндр и охватываемого корпусом, а другой конец выполняют в виде поршня 11 (фиг.1), охватываемого переходным цилиндром и корпусом, упор переходного цилиндра в охватываемый им поршень гильзы обеспечивают через пружину 12 (фиг.1), полость 13 (фиг.1) между переходным цилиндром и охватывающим его поршнем гильзы сообщают 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 сообщают через дроссельные отверстия 14 (фиг.1), которые выполняют в переходном цилиндре, охватываемый гильзой шток изготавливают в виде затяжного болта, с упором на корпус через коническую втулку 15 (фиг.1), в теле затяжного болта выполняют кольцевую канавку 16 (фиг.1) с конической боковой стенкой, располагаемой со стороны, противоположной направлению затяжки болта, упорную часть головки затяжного болта выполняют в виде отдельных удерживающих вкладышей, которые частично погружают в канавку тела затяжного болта, удерживающим вкладышам придают форму погруженной части, идентичную форме канавки тела затяжного болта, при этом поверхности 17 (фиг.1) взаимодействия удерживающих вкладышей с гильзой выполняют конусными по всей длине хода L гильзы, с углом конусности не превышающим угол трения, также хвостовую часть тела затяжного болта снабжают обжимным запирающим затвором 18 (фиг.1), который выполняют в виде ступенчатой цилиндрической втулки, с обеспечением упора в конце ее движения в выступ 19 (фиг.1), который выполняют в гильзе, и дальнейшим обжатием удерживающими вкладышами, при возвратном движении гильзы.The method of separating the elements of the aircraft shown in figure 1...3 includes the manufacture of power flanges 1 and 2 (figure 1) of the joined elements, the rod 3 (figure 1, figure 3) installed in the sleeve 4 (figure 1, figure .3) retaining inserts 5 (Fig.1, Fig.3), and housing 6 (Fig.1, Fig.3), in which the squib 7 (Fig.1) is installed, while the internal cavity of the housing is made in the form of a two-stage cylinder , on one of the steps of which a transition cylinder 8 (Fig.1) is rigidly fixed, in which a sleeve is installed with the possibility of moving along the longitudinal axis of the housing, which is a hollow rod, one end of which is made in the form of a piston 9 (Fig.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, the stop of the transition cylinder in the sleeve piston covered by it is provided through the spring 12 (fig.1 ), the cavity 13 (figure 1) between the transition cylinder and covering its piston liners communicate with the squib, while the stroke 1 (figure 1) of the piston of the sleeve along the transition cylinder is less important than the stroke L (figure 1) of the pistons of the sleeve along the two-stage cylinder of the housing, and the gas cavities between the pistons of the sleeve communicate through the throttle holes 14 (figure 1), which are performed in the transition cylinder, the rod covered by the sleeve is made in the form of a tightening bolt, with emphasis on the body through the conical sleeve 15 (figure 1), an annular groove 16 is made in the body of the tightening bolt (figure 1) with With a conical side wall located 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 retaining inserts, which are partially immersed in the groove of the tightening bolt body, the retaining inserts are shaped into the immersed part, identical to the shape of the groove of the tightening bolt body, while surfaces 17 (figure 1) of the interaction of the retaining liners with the sleeve are conical along the entire stroke length L of the sleeve, with an angle of value not exceeding the angle of friction, also the tail part of the body of the tightening bolt is provided with a crimp locking gate 18 (figure 1), which is made in the form of a stepped cylindrical sleeve, with a stop at the end of its movement in the protrusion 19 (figure 1), which is performed in sleeve, and further compression with retaining liners, during the return movement of the sleeve.

Способ 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, в следствии 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 method of 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, an excess gas pressure occurs, 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 compression 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)

Способ разделения элементов летательного аппарата, включающий изготовление силовых фланцев стыкуемых элементов, штока, установленных в гильзу удерживающих вкладышей, и корпуса, в который устанавливают пиропатрон, отличающийся тем, что внутреннюю полость корпуса выполняют в виде двухступенчатого цилиндра, на одной из ступеней которого жестко закрепляют переходной цилиндр, в который устанавливают с возможностью перемещения вдоль продольной оси корпуса гильзу, представляющую из себя полый шток, один конец которого выполняют в виде поршня с крышкой, охватывающего переходной цилиндр и охватываемого корпусом, а другой конец выполняют в виде поршня, охватываемого переходным цилиндром и корпусом, упор переходного цилиндра в охватываемый им поршень гильзы обеспечивают через пружину, полость между переходным цилиндром и охватывающим его поршнем гильзы сообщают 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 сообщают через дроссельные отверстия, которые выполняют в переходном цилиндре, охватываемый гильзой шток изготавливают в виде затяжного болта с упором на корпус через коническую втулку, в теле затяжного болта выполняют кольцевую канавку с конической боковой стенкой, располагаемой со стороны, противоположной направлению затяжки болта, упорную часть головки затяжного болта выполняют в виде отдельных удерживающих вкладышей, которые частично погружают в канавку тела затяжного болта, удерживающим вкладышам придают форму погруженной части, идентичную форме канавки тела затяжного болта, при этом поверхности взаимодействия удерживающих вкладышей с гильзой выполняют конусными по всей длине хода гильзы с углом конусности, не превышающим угол трения, также хвостовую часть тела затяжного болта снабжают обжимным запирающим затвором, который выполняют в виде ступенчатой цилиндрической втулки, с обеспечением упора в конце ее движения в выступ, который выполняют в гильзе, и дальнейшим обжатием удерживающими вкладышами при возвратном движении гильзы.A method for separating the elements of an aircraft, including the manufacture of power flanges of the joined elements, a rod installed in the sleeve of the retaining liners, and a housing in which a squib is installed, characterized in that the internal cavity of the housing is made in the form of a two-stage cylinder, on one of the stages of which a transition is rigidly fixed a cylinder in which a sleeve is installed with the possibility of movement along the longitudinal axis of the body, which is 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 , the stop of the transfer cylinder in the sleeve piston covered by it is provided through a spring, the cavity between the transfer cylinder and the sleeve piston covering it is connected to the squib, while the stroke of the sleeve piston in the transfer cylinder is less important than the stroke of the sleeve pistons in a two-stage cylinder the inside of the body, and the gas cavities between the pistons of the sleeve communicate through the throttle holes, which are made in the transition cylinder, the rod covered by the sleeve is made in the form of a draw bolt with emphasis on the body through a conical bush, an annular groove is made in the body of the draw bolt with a conical side wall located with 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 retaining inserts, which are partially immersed in the groove of the tightening bolt body, the retaining inserts are shaped into the immersed part, identical to the shape of the groove of the tightening bolt body, while the interaction surfaces of the retaining inserts with the sleeve the sleeves are made tapered along the entire stroke length with a taper angle not exceeding the friction angle, and the tail part of the body of the tightening bolt is also equipped with a crimp locking gate, which is made in the form of a stepped cylindrical sleeve, with a stop at the end of its movement into the protrusion, which which is performed in the sleeve, and further compression by holding liners during the return movement of the sleeve.
RU2021133493A 2021-11-17 2021-11-17 Method of separating aircraft elements RU2767228C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021133493A RU2767228C1 (en) 2021-11-17 2021-11-17 Method of separating aircraft elements

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021133493A RU2767228C1 (en) 2021-11-17 2021-11-17 Method of separating aircraft elements

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2767228C1 true RU2767228C1 (en) 2022-03-16

Family

ID=80737190

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2021133493A RU2767228C1 (en) 2021-11-17 2021-11-17 Method of separating aircraft elements

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2767228C1 (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
EP2002198B1 (en) Methods and apparatus for integrated locked thruster mechanism
RU2349516C1 (en) Thrust-pneumatic pusher
CN107304782B (en) Connecting rod for internal combustion engine
RU2767228C1 (en) Method of separating aircraft elements
JPH1061766A (en) Piston assembly unit holding device
RU2767227C1 (en) Aircraft element separation system
RU211275U1 (en) Node for separating aircraft elements
CN109373811B (en) Multi-stage actuating ejection device adopting follow-up charging
CN113511329B (en) Appearance gradual change formula horizontal whole separation radome fairing and aircraft
RU171804U1 (en) AIRCRAFT COMPARTMENT SEPARATION NODE
CN112361898B (en) Aerospace craft separation system
CN209776816U (en) high-pressure pneumatic boosting take-off device of light unmanned aerial vehicle
JP3963287B2 (en) Booster rocket coupling device
US20040107860A1 (en) Opening and closing a container
US6489581B2 (en) Arc-blasting switch possessing a break chamber with low gas compression and reciprocating piston movement
RU2762186C1 (en) System and method for aerial vehicle compartment separation
JPS63308202A (en) Piston-cylinder unit
CN113148243A (en) Primary-secondary configuration satellite group with inter-satellite unlocking and separating device and installation method
RU2500591C1 (en) Aircraft compartment separation system
US5725183A (en) Multicontact spacing control device
RU2558488C2 (en) Solid-propellant rocket engine
JP2003083381A (en) Hydraulic shock absorber tube structure and tube manufacturing method
US9981646B2 (en) Brake cylinder
RU121490U1 (en) AIRCRAFT COMPARTMENT DIVISION SYSTEM