Узел разъединения частей летательного аппарата

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для соединения разделяемых в полете частей летательного аппарата. Узел содержит корпус, закрепленный на одной части летательного аппарата, разрезное кольцо и корпус, закрепленный на другой части летательного аппарата. Узел снабжен подпружиненным поршнем с торцевыми выступами, на котором установлено разрезное кольцо, штоком, установленным внутри поршня с возможностью их взаимного перемещения и соединенным крепежными элементами с корпусом, закрепленным на другой части летательного аппарата, фиксатором штока и гильзой с отбортовкой и упором, установленной в корпусе, закрепленном на одной части летательного аппарата, и взаимодействующей с поршнем. На штоке выполнен буртик со сквозными окнами, через которые проходят торцевые выступы поршня. В корпусе, закрепленном на одной части летательного аппарата, выполнены профилированная кольцевая канавка, сопряженная по конической поверхности с разрезным кольцом, и сферический выступ, взаимодействующий с цилиндрическим гнездом, которое выполнено в корпусе, закрепленном на другой части летательного аппарата. Технический результат - упрощение конструкции, повышение надежности за счет уменьшения количества деталей и максимальное увеличение несущей способности устройства в тех же габаритах. 1 з.п.ф-лы, 1 ил.

Предлагаемый узел относится к ракетно-космической технике и предназначен для соединения разделяемых в полете частей летательного аппарата.

Известен замок-толкатель, содержащий корпус, гильзу, в которой установлены шарики (патент РФ N 2093435, кл. B 64 G 1/64, приоритет 11.06.91).

К недостаткам этого устройства можно отнести сравнительно низкую несущую способность и необходимость в дополнительных мерах по предотвращению выпадания шариков в окружающее пространство.

Известно устройство для разделения отсеков летательного аппарата, в котором для передачи усилия используются фиксаторы, выполненные в виде пальцев, поворачивающихся на осях (авторское свидетельство СССР N 1834484, кл. F 42 B 15/36, приоритет 08.01.91).

Такое конструктивное решение значительно повышает несущую способность замка, но ведет к увеличению габаритов для организации осей поворота фиксаторов.

Наиболее близким к заявленному является узел разъединения отделяемого объекта от приборного отсека, содержащий корпус, закрепленный на одной части летательного аппарата, разрезное кольцо и корпус, закрепленный на другой части летательного аппарата (авторское свидетельство СССР N 1828230, кл. F 42 B 15/08, приоритет 01.10.90). После срабатывания пиропатрона пороховые газы смещают гильзу, освобождая упругое разрезное кольцо треугольного сечения. Затем смещается плата, освобождая другое разрезное кольцо, в результате чего происходит разделение частей летательного аппарата.

Недостатком данного устройства является неиспользование всей возможной несущей способности разрезного кольца большого диаметра, которое только передает осевую нагрузку на устройство отделения, имеющее меньший диаметр и, следовательно, заведомо меньшую несущую способность. Кроме того, такая двухступенчатая схема устройства имеет сложную конструкцию и большое количество деталей.

Техническим результатом, достигаемым с помощью предлагаемого изобретения, является упрощение конструкции, повышение надежности за счет уменьшения количества деталей и максимальное увеличение несущей способности устройства в тех же габаритах.

Этот результат достигается за счет того, что узел разъединения частей летательного аппарата, содержащий корпус, закрепленный на одной части летательного аппарата, разрезное кольцо и корпус, закрепленный на другой части летательного аппарата, в соответствии с предлагаемым изобретением снабжен подпружиненным поршнем с торцевыми выступами, на котором установлено разрезное кольцо, штоком, установленным внутри поршня с возможностью их взаимного перемещения и соединенным крепежными элементами с корпусом, закрепленным на другой части летательного аппарата, фиксатором штока и гильзой с отбортовкой и упором, установленной в корпусе, закрепленном на одной части летательного аппарата, и взаимодействующей с поршнем, при этом на штоке выполнен буртик со сквозными окнами, а торцевые выступы поршня выполнены с возможностью прохождения через упомянутые окна, причем в корпусе, закрепленном на одной части летательного аппарата, выполнены профилированная кольцевая канавка, сопряженная по конической поверхности с разрезным кольцом, и сферический выступ, взаимодействующий с цилиндрическим гнездом, которое выполнено в корпусе, закрепленном на другой части летательного аппарата.

Также фиксатор штока выполнен в виде гайки, жестко соединенной с корпусом, закрепленным на одной части летательного аппарата, и выполненной с зубьями, размещенными в пазах, которые выполнены в буртике штока.

На чертеже изображен общий вид узла разъединения частей летательного аппарата. Узел разъединения содержит корпус 1, закрепленный на одной части летательного аппарата, например, на отделяемом объекте 2. В корпусе 1 выполнены профилированная кольцевая канавка 3 и сферический выступ 4. Корпус 5 закреплен на другой части летательного аппарата, например, на носителе 6, и выполнен с цилиндрическим гнездом 7, взаимодействующим со сферическим выступом 4.

Разрезное кольцо 8 установлено на подпружиненном поршне 9 с торцевыми выступами 10 и взаимодействует по конической поверхности с кольцевой канавкой 3. Шток 11 установлен внутри поршня 9 с возможностью их взаимного перемещения и выполнен с буртиком 12, на котором имеются сквозные окна 13 и пазы 14.

Фиксатор штока, препятствующий провороту штока 11 при его соединении крепежными элементами 15 с корпусом 5, выполнен в виде гайки 16, жестко соединенной с корпусом 1, на которой имеются зубья 17, размещенные в пазах 14.

В корпусе 1 установлена гильза 18, с отбортовкой 19 и упором 20, предотвращающими выпадание гильзы при разъединении частей летательного аппарата.

Узел разъединения работает следующим образом.

До разделения узел разъединения обеспечивает передачу перерезывающих и осевых растягивающих усилий. Перерезывающих - за счет контакта корпуса 1 по сферической поверхности выступа 4 с цилиндрической поверхностью гнезда 7 в корпусе 5. Осевых - за счет передачи усилия от штока 11 на корпус 1 через разрезное кольцо 8, контактирующее с корпусом 1 по конической поверхности канавки 3. При этом сжатию кольца в радиальном направлении препятствует поршень 9, установленный внутри разрезного кольца 8. Осевые сжимающие нагрузки воспринимаются упорами между разделяемыми частями летательного аппарата (на чертеже не показаны).

Высокая несущая способность узла разъединения к осевым нагрузкам обеспечивается разрезным кольцом 8, имеющим максимально возможный диаметр, ограничиваемый диаметром соединения (диаметром сферической поверхности выступа 4 корпуса 1).

При приложении к гильзе 18 усилия по стрелке А, развиваемого приводом любого типа (на чертеже не показан) или за счет относительного движения частей летательного аппарата (например, при применении данного узла для окончательного отделения створок головного обтекателя от ракеты-носителя для нажатия на гильзу узла разъединения может использоваться поворотное движение створки, ранее сообщенное ей толкателями, набегающим потоком или другими силами), гильза 18 смещается, воздействуя на торцевые выступы 10, пропущенные через окна 13, и перемещает поршень 9, удерживаемый в исходном положении пружиной. Поршень 9 освобождает разрезное кольцо 8, которое сжимается под действием радиальных составляющих реакций от растягивающей узел нагрузки, возникающих по конической поверхности контакта кольца 8 и канавки 3, и позволяет штоку 11 выйти из зацепления с корпусом 1. Сферический выступ 4 обеспечивает надежное (без опасности заедания вследствие перекоса) разделение корпусов 1 и 5. После разделения гильза 18 остается в корпусе 1, а шток 11 со свободно надетым на него разрезным кольцом 8 и поршнем 9 остаются в корпусе 5.

В случае отсутствия растягивающей узел нагрузки, достаточной для сжатия упругого разрезного кольца 8, разделение может производиться за счет сил, приводящих в движение гильзу 18, так как при ее дальнейшем движении (после выталкивания ею поршня 9 из-под кольца 8 и полного утапливания выступов 10) отбортовка 19 гильзы 18 упирается в буртик 12 штока 11 и выталкивает его вместе с кольцом 8 из корпуса 1 (при этом разделяющимся частям сообщается некоторый импульс).

Формула изобретения

1. Узел разъединения частей летательного аппарата, содержащий корпус, закрепленный на одной части летательного аппарата, разрезное кольцо и корпус, закрепленный на другой части летательного аппарата, отличающийся тем, что узел снабжен подпружиненным поршнем с торцевыми выступами, на котором установлено разрезное кольцо, штоком, установленным внутри поршня с возможностью их взаимного перемещения и соединенным крепежными элементами с корпусом, закрепленным на другой части летательного аппарата, фиксатором штока и гильзой с отбортовкой и упором, установленной в корпусе, закрепленном на одной части летательного аппарата, и взаимодействующей с поршнем, при этом на штоке выполнен буртик со сквозными окнами, а торцевые выступы поршня выполнены с возможностью прохождения через упомянутые окна, причем в корпусе, закрепленном на одной части летательного аппарата, выполнены профилированная кольцевая канавка, сопряженная по конической поверхности с разрезным кольцом, и сферический выступ, взаимодействующий с цилиндрическим гнездом, которое выполнено в корпусе, закрепленном на другой части летательного аппарата.

2. Узел по п. 1, отличающийся тем, что фиксатор штока выполнен в виде гайки, жесткосоединенной с корпусом, закрепленным на одной части летательного аппарата, и выполненной с зубьями, размещенными в пазах, которые выполнены в буртике штока.

РИСУНКИ

Рисунок 1