RU2777920C1 - Устройство крепления и разведения аэродинамических обтекателей носителя - Google Patents
Устройство крепления и разведения аэродинамических обтекателей носителя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2777920C1 RU2777920C1 RU2021113328A RU2021113328A RU2777920C1 RU 2777920 C1 RU2777920 C1 RU 2777920C1 RU 2021113328 A RU2021113328 A RU 2021113328A RU 2021113328 A RU2021113328 A RU 2021113328A RU 2777920 C1 RU2777920 C1 RU 2777920C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fairings
- ring
- separating
- securing
- breaking
- Prior art date
Links
- 239000000843 powder Substances 0.000 claims abstract description 5
- 239000000969 carrier Substances 0.000 claims description 11
- 210000001331 Nose Anatomy 0.000 abstract description 4
- LFQSCWFLJHTTHZ-UHFFFAOYSA-N ethanol Chemical compound CCO LFQSCWFLJHTTHZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 6
- 210000003128 Head Anatomy 0.000 description 4
- 230000001488 breeding Effects 0.000 description 3
- 210000004544 DC2 Anatomy 0.000 description 2
- 230000002530 ischemic preconditioning Effects 0.000 description 2
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 1
- 210000001503 Joints Anatomy 0.000 description 1
- 230000002159 abnormal effect Effects 0.000 description 1
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 1
- 238000009510 drug design Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 1
- 210000001699 lower leg Anatomy 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 230000002441 reversible Effects 0.000 description 1
Images
Abstract
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к устройству крепления и разведения аэродинамических обтекателей носителя. Устройство крепления и разведения аэродинамических обтекателей носителя содержит разрывное кольцо, жестко соединенное с двумя обтекателями и зафиксированное двумя осями в пазах корпуса головной части. Устройство крепления и разведения дополнительно содержит пиротехнический механизм, состоящий из корпуса и двух пороховых зарядов и соединенный через трубопровод с поршнями, установленными в разрывном кольце, которое выполнено с перемычками для разрыва кольца и возможностью разлета половинок кольца после разрыва в противоположные стороны вместе с установленными обтекателями. Пиротехнический механизм содержит нож и пиропатрон, связанный с головной частью посредством электрического жгута. Разрывное кольцо дополнительно фиксируется на корпусе носителя отрывными винтами. Обтекатели жестко соединены с полукольцами, которые фиксируются в кольцевой проточке в передней части корпуса головной части. Технический результат заключается в повышении надежности закрепления и отделения аэродинамических обтекателей носителя. 3 ил.
Description
Изобретение относится к ракетной технике к устройствам увеличения дальности полета, а именно к обтекаемым носовым конусам.
Из патента РФ на изобретение №2 428 359 «Отделяемый головной обтекатель ракеты-носителя», опубл. 10.09.2011 г., бюл. №25, МПК B64G 1/22, B64G1/64, известен обтекатель ракеты-носителя, который имеет верхнюю биконическую и цилиндрическую, переходящую снизу в коническую - части, а также сферический наконечник. Углестопластиковые створки обтекателя состыкованы друг с другом по стрингерам в районе гаргротов. Под гаргротами размещены механические замки продольного стыка с системами тяг. С переходным отсеком РН створки соединены посредством полушпангоутов с закрепленными на них механическими замками поперечного стыка. Для раскрытия створок предусмотрены узлы их разворота с пружинными толкателями. Для отделения створок служит пружинный толкатель, имеющий шток со сферической законцовкой и гнездо. Посередине каждой створки выполнены открытые полости в виде гаргротов под ПГ. Ширина гаргрота больше расстояния между узлами разворота, что обеспечивает их надежную защиту от набегающего потока. Предусмотрены окна для обслуживания замков поперечного стыка и люки для обслуживания привода раскрытия замков продольного стыка при сборке обтекателя. При отделении обтекателя привод раскрытия замков продольного стыка перемещает вверх наконечник и освобождает створки от их совместного крепления. Системы тяг с помощью ряда рычагов раскрывают замки продольного и поперечного стыков, нарушая жесткую связь створок друг с другом и со шпангоутом крепления ПГ переходного отсека. Под действием толкателей створки разворачиваются и затем выходят из узлов разворота. Под действием толкателей створки отделяются от РН.
Недостатком данного изобретения является нарушение аэродинамических характеристик ввиду наружного крепления обтекателей, а так же сложность конструкции.
Наиболее близкой по технической сущности и достигаемому результату для заявляемого изобретения (прототипом) является конструкция, известная из патента РФ на изобретение №2 231 486 «Устройство разделения головного обтекателя ракеты-носителя», опубл. 27.06.2004 г., бюл. №18, МПК B64G 1/64, F42B 15/36. Данная конструкция устройства разделения головного обтекателя ракеты-носителя содержит закрепленные на ракете-носителе с возможностью вращения створки, толкатель, включающий гильзу и упор с ушком, закрепленным на кронштейне при помощи пальца, подпружиненный фланец, хвостовик, взаимодействующий с опорой, и размещенный внутри гильзы центральный стержень с кольцевым уширением. Устройство снабжено дополнительными толкателями. Каждый толкатель установлен на наружной поверхности створок с возможностью отклонения, снабжен кожухом и демпфером, центральный стержень жестко скреплен с фланцем, с противоположной стороны которого установлен с возможностью регулировки его осевого положения хвостовик.
Использование такой конструкции позволяет обеспечить надежность разделения головного обтекателя, однако негативно повлияет на аэродинамику полета ввиду наличия элементов, выступающих за наружный обвод ракеты-носителя, кроме того, крепление аэродинамического обтекателя только в задней части может привести к нештатному отрыву обтекателя от носителя и нарушению аэродинамических свойств носителя.
Технической задачей заявляемого изобретения является повышение надежности закрепления и отделения аэродинамических обтекателей.
Данная техническая задача решается посредством крепления обтекателей с двух сторон, что полностью исключает отрыв обтекателей от внешнего возмущения в процессе полета носителя.
Заявляемое изобретение «Устройство крепления и разведения аэродинамических обтекателей носителя» представлено на:
- Фиг. 1 - общий вид крепления аэродинамических обтекателей;
- Фиг. 2 - показан замкнутый контур аэродинамических обтекателей;
- Фиг. 3 - пиротехнический механизм;
- Фиг. 4 - коллектор пиротехнического механизма;
- Фиг. 5 - фиксация аэродинамических обтекателей;
- Фиг. 6 - расталкивание аэродинамических обтекателей;
- Фиг. 7 - крепление разрывного кольца.
Заявляемое «Устройство крепления и разведения аэродинамических обтекателей носителя» состоит из разрывного кольца 1 (фиг. 3), к которому болтовым соединением крепятся аэродинамические обтекатели 2 (фиг. 5) с жестко закрепленными на них (винтовым соединением) полукольцами 3 (фиг. 5). Полукольца в передней части фиксируются в кольцевой проточке 4 (фиг. 5) на корпусе отделяемой головной части (ГЧ) 5 (фиг. 5) носителя. Для отделения обтекателей 2, в разрывном кольце 1 установлены поршни 6 (фиг. 6) и пиротехнический механизм, связанные между собой трубопроводом 7 (фиг. 4). Пиротехнический механизм состоит из корпуса 8 (фиг. 3), двух пороховых зарядов 9 (фиг. 3), пиропатрона 10 (фиг. 3), ножа И (фиг. 3). Пиропатрон 10 инициируется подачей на него напряжения через электрический жгут 12 (фиг. 3), соединяющий блок управления ГЧ с пиропатроном 10.
Разрывное кольцо 1 устанавливается на ГЧ и фиксируется на корпусе носителя при помощи отрывных винтов 13 (фиг. 7), дополнительно кольцо фиксируется на ГЧ при помощи двух осей 14 (фиг. 3), концы которых входят в пазы, расположенные на корпусе ГЧ. В передней части обтекатели 2 с полукольцами 3 фиксируются от радиального перемещения в кольцевой проточке корпуса ГЧ 5.
Заявляемое изобретение срабатывает следующим образом: при отделении головная часть (ГЧ) перемещается вперед, при этом полукольца 3 выходят из проточки корпуса ГЧ. После касания осями 14 задней стенки пазов в корпусе ГЧ происходит срезание отрывных винтов 13 и выход ГЧ из носителя с установленным на ГЧ разрывным кольцом 1. После подачи напряжения на пиропатрон 10 происходит его задействование. Пиропатрон 10 в свою очередь обеспечивает воспламенение пороховых зарядов 9. Пороховые газы проходящие через трубопроводы 7 воздействуют на поршни 6, которые разрывают кольцо 1 в перемычках А, после чего половинки кольца вместе с установленными обтекателями разлетаются в противоположные стороны. В процессе горения зарядов происходит перемещение ножа И, который перерезает жгут 12, тем самым обеспечивая беспрепятственное отделение обтекателей 2.
Предложенное техническое решение позволило разработать рациональную конструкцию крепления и разведения аэродинамических обтекателей носителя, обеспечивающее надежность закрепления и отделения аэродинамических обтекателей.
Заявляемое изобретение может быть создано в условиях серийного производства с использованием современных материалов и технологий.
Claims (1)
- Устройство крепления и разведения аэродинамических обтекателей носителя, отличающееся тем, что содержит разрывное кольцо, жестко соединенное с двумя обтекателями и зафиксированное двумя осями в пазах корпуса головной части, и пиротехнический механизм, состоящий из корпуса и двух пороховых зарядов и соединенный через трубопровод с поршнями, установленными в разрывном кольце, которое выполнено с перемычками для разрыва кольца и возможностью разлета половинок кольца после разрыва в противоположные стороны вместе с установленными обтекателями, при этом пиротехнический механизм содержит нож и пиропатрон, связанный с головной частью посредством электрического жгута, а разрывное кольцо дополнительно фиксируется на корпусе носителя отрывными винтами, при этом обтекатели жестко соединены с полукольцами, которые фиксируются в кольцевой проточке в передней части корпуса головной части.
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2777920C1 true RU2777920C1 (ru) | 2022-08-11 |
Family
ID=
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1013546A2 (en) * | 1998-12-24 | 2000-06-28 | National Space Development Agency Of Japan | Rocket payload fairing and method for opening same |
| RU2231486C2 (ru) * | 2002-08-23 | 2004-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева" | Устройство разделения головного обтекателя ракеты-носителя |
| RU2291820C1 (ru) * | 2005-07-21 | 2007-01-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" | Толкатель для отделения створок сбрасываемого головного обтекателя от ракетной ступени |
| RU2428359C1 (ru) * | 2010-06-24 | 2011-09-10 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс" (ФГУП "ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") | Отделяемый головной обтекатель ракеты-носителя |
| RU2568965C1 (ru) * | 2014-10-22 | 2015-11-20 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (АО "ВПК "НПО машиностроения") | Устройство разделения сброса головного обтекателя ракеты-носителя |
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1013546A2 (en) * | 1998-12-24 | 2000-06-28 | National Space Development Agency Of Japan | Rocket payload fairing and method for opening same |
| RU2231486C2 (ru) * | 2002-08-23 | 2004-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева" | Устройство разделения головного обтекателя ракеты-носителя |
| RU2291820C1 (ru) * | 2005-07-21 | 2007-01-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" | Толкатель для отделения створок сбрасываемого головного обтекателя от ракетной ступени |
| RU2428359C1 (ru) * | 2010-06-24 | 2011-09-10 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс" (ФГУП "ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") | Отделяемый головной обтекатель ракеты-носителя |
| RU2568965C1 (ru) * | 2014-10-22 | 2015-11-20 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (АО "ВПК "НПО машиностроения") | Устройство разделения сброса головного обтекателя ракеты-носителя |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4244293A (en) | Projectile designed for recoilless and virtually noiseless firing | |
| KR101069246B1 (ko) | 날개 전개 장치 및 이를 구비하는 비행체 발사 장치 | |
| US1380358A (en) | Non-recoil gun | |
| RU2777920C1 (ru) | Устройство крепления и разведения аэродинамических обтекателей носителя | |
| US4798143A (en) | Gas dispensing projectile | |
| EP0860682B1 (de) | Vorrichtung für die optische Markierung der Flugbahn von durch Triebwerke beschleunigten Flugkörpern | |
| US2918006A (en) | Destruction engines carrying a hollow charge | |
| RU2492413C1 (ru) | Сбрасываемый головной обтекатель летательного аппарата (варианты) | |
| US20110204177A1 (en) | Projectile diverter release and method of diverting a projectile | |
| RU2568965C1 (ru) | Устройство разделения сброса головного обтекателя ракеты-носителя | |
| US7775147B2 (en) | Dual redundant electro explosive device latch mechanism | |
| AU771164B2 (en) | Device for exerting drag | |
| RU2611795C1 (ru) | Реактивный снаряд | |
| KR101441284B1 (ko) | 2방향 이상의 외력을 지지하는 전단파괴식 폭발분리장치 | |
| EP2977713A1 (de) | Rumpfbughaube für einen flugkörper | |
| RU2509682C1 (ru) | Механизм соединения-разделения элевона складываемого крыла летательного аппарата | |
| RU2239782C1 (ru) | Реактивный снаряд | |
| RU2422327C1 (ru) | Модульный беспилотный летательный аппарат | |
| RU2258890C1 (ru) | Неуправляемый реактивный снаряд | |
| IL39741A (en) | Illuminating rocket propelled projectiles equipped with parachute | |
| RU2283470C1 (ru) | Блок рулевого привода управляемого снаряда | |
| SU1762755A3 (ru) | Устройство навески сбрасываемой части фонар кабины пилота самолета | |
| RU2255022C1 (ru) | Устройство для управления аэродинамической поверхностью летательного аппарата | |
| RU2103651C1 (ru) | Ракета | |
| DE102023104248B3 (de) | Terminierungssystem zum Einleiten eines Absturzes eines Luftfahrzeugs |