Устройство соединения и расстыковки электрических связей разделяемых ступеней летательного аппарата



Устройство соединения и расстыковки электрических связей разделяемых ступеней летательного аппарата
Устройство соединения и расстыковки электрических связей разделяемых ступеней летательного аппарата
Устройство соединения и расстыковки электрических связей разделяемых ступеней летательного аппарата
Устройство соединения и расстыковки электрических связей разделяемых ступеней летательного аппарата

Владельцы патента RU 2630858:

Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (RU)

Изобретение относится, главным образом, к конструкции высокоскоростных двухступенчатых ракет. Первой ступенью может служить носовой обтекатель, а второй – остальная часть ракеты. Предлагаемое устройство включает в себя устройство отделения и узел электрической стыковки. Данный узел установлен перпендикулярно внешней поверхности второй ступени и содержит закрепленную в корпусе втулку с электрическим разъемом. На верхней части втулки закреплена крышка с пазом для размещения жгута. Верхняя поверхность крышки повторяет внешний обвод ракеты. Устройство отделения выполнено из двух частей: одна представляет собой срезной механизм, а другая содержит жестко соединенную с корпусом первой ступени трубку с ограничителем, параллельную оси ракеты, и кассету для размещения сложенного жгута. Кассета шарнирно соединена с трубкой и закреплена на корпусе первой ступени. Тяга срезного механизма установлена с возможностью продольного перемещения в трубке до контакта с ограничителем. Техническим результатом изобретения является снижение динамических нагрузок, в частности, на обтекатель при его отделении, а также улучшение обтекаемости ракеты. 6 ил.

 

Заявленное изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано в конструкции высокоскоростных двухступенчатых ракет, снабженных устройством для соединения и расстыковки электрических коммуникаций ступеней (носовых обтекателей, блоков) ракеты.

Обычно конструкция двухступенчатых ракет требует наличия электрической связи между ступенями ракеты, разрываемой в момент расстыковки ступеней. Для электрической связи ступеней ракеты могут быть использованы различные электроразъемы, применяемые для электрической стыковки, например для стыковки маршевой или разгонной ступени или для стыковки носового обтекателя (НО) ракеты с дальнейшим отделением во время эксплуатации.

Наиболее близким по набору существенных признаков является техническое решение по патенту RU №2246093, которое и было принято авторами за аналог.

Данное техническое решение представляет собой двухступенчатую ракету с узлом электрической стыковки ступени, содержащим закрепленный в выемке корпуса второй ступени электрический разъем, узел электрической стыковки закреплен под углом к продольной оси ракеты и снабжен устройством отведения.

К недостаткам данного технического решения следует отнести то, что наличие выемки в корпусе для закрепления электрического разъема приводит к ухудшению обтекаемости летательного аппарата и понижению аэродинамических характеристик летательного аппарата, особенно при использовании данного технического решения в конструкциях высокоскоростных ракет, снабженных НО. Как правило, высокоскоростные ракеты содержат носовую часть с неметаллической оболочкой, а для выполнения быстрых разворотов в направлении цели могут быть снабжены НО, установленным на носовой части ракеты, который отделяется после разворота ракеты на цель при помощи системы импульсных двигателей управления ориентацией ракеты. При этом электроразъем электрической стыковки НО-ракета целесообразно располагать как можно ближе к носовому обтекателю, т.е. на носовом отсеке ракеты. При этом наличие впадин на носовой части изделия приводит к ухудшению аэродинамических качеств, при этом расстыковка электрического разъема, расположенного под углом к продольной оси ракеты, приведет к ударному воздействию на корпус, что при наличии неметаллической оболочки может привести к ее разрушению.

Техническим результатом изобретения является устранение выше указанных недостатков.

Указанный технический результат достигается тем, что устройство соединения и расстыковки электрических связей разделяемых ступеней летательного аппарата содержит устройство отделения и узел электрической стыковки, содержащий установленный в корпусе летательного аппарата электрический разъем со жгутом. Узел электрической стыковки расположен перпендикулярно к внешнему обводу второй ступени и содержит жестко закрепленную в корпусе ракеты втулку, в которой установлен электрический разъем. На верхней части втулки жестко закреплена крышка, в которой выполнен паз для размещения жгута. Верхняя поверхность крышки повторяет внешний обвод летательного аппарата. Устройство отделения выполнено из двух частей. Одна часть устройства отделения представляет собой срезной механизм. Срезной механизм установлен на корпусе второй ступени и содержит нож, жестко соединенный с крышкой, при этом один конец ножа шарнирно соединен с тягой, на которой жестко закреплен жгут, а другой конец содержит центральный срезной элемент, взаимодействующий со жгутом, и два боковых срезных элемента. На поверхности ножа установлена направляющая с выполненным в центральной части пазом для размещения жгута, жестко соединенная с крышкой винтами. Другая часть устройства отделения содержит жестко соединенную с корпусом первой ступени трубку с ограничителем, которая установлена параллельно оси летательного аппарата (ракеты), и кассету с полостью для размещения сложенного жгута, которая жестко закреплена на корпусе первой ступени. Тяга установлена с возможностью продольного перемещения в трубке до контакта с ограничителем.

Предложенное техническое решение поясняется чертежами - на фиг. 1-6, где представлены общий вид, выносные виды, вид сверху и сечения по элементам конструкции.

На фиг. 1-6 указаны позиции в следующем порядке:

1 - первая ступень;

2 - вторая ступень;

3 - линия ТПК;

4 - устройство отделения;

5 - узел электрической стыковки;

6 - электрический разъем;

7 - жгут;

8 - втулка;

9 - крышка;

10 - паз;

11 - срезной механизм;

12 - нож;

13 - винт;

14 - тяга;

15 - центральный срезной элемент;

16 - боковой срезной элемент;

17 - направляющая;

18 - паз;

19 - винт;

20 - трубка;

21 - ограничитель;

22 - кассета;

23 - полость;

24 - накладка;

25 - перемычка;

26 - оболочка.

Устройство соединения и расстыковки электрических связей разделяемых ступеней летательного аппарата установлено на первой (НО) (1) и второй (2) ступенях, вне линии ТПК (3) и содержит устройство отделения (4) и узел электрической стыковки (5), содержащий установленный в корпусе летательного аппарата электрический разъем (6) со жгутом (7). Узел электрической стыковки (5) расположен перпендикулярно к внешнему обводу второй ступени (2) и содержит жестко закрепленную в корпусе ракеты втулку (8), в которой установлен электрический разъем (6). На верхней части втулки жестко закреплена крышка (9), в которой выполнен паз (10) для размещения жгута (7). Верхняя поверхность крышки (9) повторяет внешний обвод летательного аппарата. Устройство отделения (4) выполнено из двух частей. Одна часть устройства отделения представляет собой срезной механизм (11). Срезной механизм (11) установлен на корпусе второй ступени (2) и содержит нож (12), жестко соединенный с крышкой (9) при помощи винтов (13), при этом один конец ножа (12) шарнирно соединен с тягой (14), на которой жестко закреплен жгут (7), а другой конец содержит центральный срезной элемент (15), взаимодействующий со жгутом (7), и два боковых срезных элемента (16). На поверхности ножа (12) установлена направляющая (17) с выполненным в центральной части пазом (18) для размещения жгута (7), жестко соединенная с крышкой (9) при помощи винтов (19). Другая часть устройства отделения (4) содержит жестко соединенную с корпусом первой ступени (1) трубку (20) с ограничителем (21), которая установлена параллельно оси летательного аппарата, и кассету (22) с полостью (23) для размещения с помощью накладок (24) сложенного жгута (7). Кассета (22) шарнирно соединена с трубкой (20). Перемычка (25) соединяет нож (12) с направляющей (17). При этом вторая ступень (2) имеет неметаллическую оболочку (26).

Устройство работает следующим образом. При выходе ракеты из транспортно-пускового контейнера (ТПК) и разворота ракеты на цель формируется команда на отделение НО, установленного при помощи пироболтов. В результате срабатывания пироболтов «снимается» механическая связь НО (первой ступени (1)) с ракетой (вторая ступень (2)) и НО, под действием тяги установленных в нем двигателей, отделяется и уводится вперед и вниз по отношению к траектории дальнейшего полета ракеты. При отделении НО, трубка (20) с ограничителем (21) и кассета (22) с полостью (23), в которой размещен жгут (7) при помощи накладок (24), перемещаются вместе с НО. Жгут (7) при перемещении кассеты (21) начинает натягиваться, разрывая накладки (24), и распрямляться, при этом тяга (14) остается неподвижной при перемещении трубки (20), до взаимодействия с ограничителем (20). После взаимодействия тяги (14) с ограничителем (21) она начинает перемещаться вместе с трубкой (20). Под действием тяги (14), между направляющей (17) и крышкой (9) перемещается нож (12), срезая винты (13), при этом центральный срезной элемент (15) срезает жгут (7) по контуру ракеты, а затем боковые срезные элементы (16) срезают винты (19) крепления направляющей (17) по контуру ракеты и уводятся вместе с НО, при этом направляющая (17) соединена с ножом (12) при помощи перемычки (25) и уводится вслед за ножом (12). С учетом того, что трубка (20) с установленной в ней тягой (14) расположена параллельно оси ракеты, срезной механизм (11) уводится вместе с НО (первой ступенью (1)), не задевая оболочку (26), при этом устройство отделения не пересекает линию ТПК (3).

Предложенное техническое решение позволяет реализовать конструкцию устройства соединения и расстыковки электрических связей разделяемого носового обтекателя высокоскоростной ракеты, содержащую неметаллическую оболочку.

Устройство соединения и расстыковки электрических связей разделяемых ступеней летательного аппарата, содержащее устройство отделения и узел электрической стыковки, включающий установленный в корпусе летательного аппарата электрический разъем со жгутом, отличающееся тем, что узел электрической стыковки расположен перпендикулярно к внешнему обводу второй ступени и содержит жестко закрепленную в корпусе аппарата втулку, в которой установлен электрический разъем, на верхней части втулки жестко закреплена крышка, в которой выполнен паз для размещения жгута, верхняя поверхность крышки повторяет внешний обвод летательного аппарата, устройство отделения выполнено из двух частей, причём одна часть представляет собой срезной механизм, который установлен на корпусе второй ступени и содержит нож, жестко соединенный с крышкой, при этом один конец ножа шарнирно соединен с тягой, на которой жестко закреплен жгут, а другой конец содержит центральный срезной элемент, взаимодействующий со жгутом, и два боковых срезных элемента, на поверхности ножа установлена направляющая с выполненным в центральной части пазом для размещения жгута, жестко соединенная с крышкой, а другая часть устройства отделения содержит жестко соединенную с корпусом первой ступени трубку с ограничителем, которая установлена параллельно оси летательного аппарата, и кассету с полостью для размещения сложенного жгута, которая жестко закреплена на корпусе первой ступени, при этом тяга установлена с возможностью продольного перемещения в трубке до контакта с ограничителем.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции двигательных установок (ДУ) космического назначения. ДУ состоит из топливных баков с газовой и топливной горловинами, системы подачи топлива, системы исполнительных органов, включающей, как минимум, отклоняющие двигатели со смесительной головкой и двигатели стабилизации и ориентации.
Изобретение относится к области обеспечения долговременного устойчивого развития космической деятельности и может быть использовано для предупреждения столкновений космического аппарата с преднамеренно сближающимся активным объектом.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Способ управления движением ракеты космического назначения при выведении космических объектов на орбиту заключается в том, что в заданные моменты времени определяют текущее положение ракеты космического назначения с помощью навигационной системы, прогнозируют с помощью бортовой цифровой вычислительной машины оставшуюся траекторию полета с прежним управлением и определяют выполнимость условия обеспечения с заданной точностью терминальных условий полета и, при невыполнимости этих условий, выбирают новое управление и реализуют его с помощью исполнительных органов до следующего, заданного момента времени полета, кроме того, выбирают новые терминальные условия, находящиеся в области достижимости ракеты космического назначения, и новое управление движением ракеты космического назначения и реализуют его с помощью исполнительных органов до следующего, заданного момента времени полета.

Изобретение относится к ракетной технике и может найти применение в конструкциях систем разделения объектов летательных аппаратов (ЛА), где требуется снижение ударных нагрузок и импульса от действия средства разделения на точность выведения конечных ступеней объекта, в частности в заднем узле крепления разгонных блоков крылатых ракет.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к способам доставки полезного груза - комплекса научной аппаратуры к небесным телам (планетам, астероидам, кометам и др.) для их исследования и пенетраторам - устройствам с полезным грузом, отделяемым от основного космического аппарата и представляющим собой ударный проникающий зонд, внедряющийся в грунт небесного тела для исследования его параметров и параметров его грунта.

Изобретение относится к многосредным транспортным средствам и может применяться, в частности, для исследований в ближнем и дальнем космосе. Аквааэрокосмический летательный аппарат включает в себя корпус в виде двояковыпуклой линзы, накрытой снизу и сверху полусферами титановых обтекателей.

Изобретение относится к конструктивным элементам средств выведения полезных нагрузок (ПН), в частности, микроспутников. Адаптер включает ферму с двумя ярусами треугольных решеток: верхний ярус выполнен в форме цилиндра, а нижний - в форме усеченного конуса.

Изобретение относится к способам управления движением ракет космического назначения (РКН). Способ управления угловым движением РКН заключается в управлении углами тангажа и рыскания путем отклонения в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях установленной в карданном подвесе камеры сгорания основного двигателя, в управлении углом крена с помощью двух пар газовых сопел и двух аэродинамических рулей, отклоняемых с помощью своих электрогидравлических сервоприводов (ЭГС).

Изобретение относится к космической технике, а именно к малым космическим модулям (КМ). КМ содержит силовой корпус блочного типа в виде скрепленных ребер правильной призмы с торцевыми панелями, имеющими вырезы для корпуса оптико-электронного модуля (ОЭМ) и для крепления блока реактивной двигательной установки (ДУ).

Изобретение относится к области машиностроения, где необходимо осуществить мягкую посадку объекта с помощью посадочного устройства по вертикальной схеме. Посадочное устройство содержит посадочные опоры с центральными стойками, содержащими главный цилиндр с сотовым энергопоглотителем и узел крепления к корпусу космического корабля, телескопический шток с механизмом выдвижения, шарнирно связанную с телескопическим штоком опорную тарель.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к транспортно-пусковым контейнерам (ТПК). В ТПК для запуска малых космических аппаратов, выполненном в виде корпуса с четырьмя боковыми стенками, из которых две противоположные стенки имеют направляющие, задней стенкой, переходной рамкой и поворотной крышкой. Поворотная крышка крепится к переходной рамке и оснащена по меньшей мере одной пружиной, переводящей в свободном состоянии поворотную крышку в открытое положение, а также расположенными внутри корпуса стартовой пружиной и толкателем с размещенным на нем магнитом. На переходной рамке корпуса установлен узел фиксации поворотной крышки, подпружиненными стопорами взаимодействующий с пазами поворотной крышки в момент ее открытия на заданный угол. На толкателе размещены подшипники, взаимодействующие с направляющими корпуса. Техническим результатом изобретения является повышение надежности ТПК и точности запуска малых космических аппаратов. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Использование: в области электротехники в системах электроснабжения (СЭС) космических аппаратов (КА). Технический результат - обеспечение штатного отключения сеансной нагрузки при нештатной ситуации. Способ управления автономной системой электроснабжения, которая содержит солнечную батарею и n аккумуляторных батарей, стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батарей и нагрузкой и по n зарядных и разрядных устройств заключается в управлении стабилизатором напряжения и зарядно-разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы, контроле степени заряженности и разряженности аккумуляторных батарей, запрете на работу соответствующего зарядного устройства при достижении предельного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, снятии этого запрета при достижении определенного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи, запрете на работу соответствующего разрядного устройства при достижении предельного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи и снятии этого запрета при достижении определенного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи. Нагрузку делят на дежурную и сеансную составляющие и при достижении предельного уровня разряженности какой-либо аккумуляторной батареи проводят отключение сеансной части нагрузки, а запрет на работу соответствующего разрядного устройства устанавливают после отключения сеансной части нагрузки. 1 ил.

Изобретение относится к космическим аппаратам (КА) для научных исследований физических явлений и отработки различных систем и элементов КА на орбите ИСЗ и при спуске в атмосфере. Возвращаемый КА (ВКА) содержит лабораторный отсек (1), соединенный с корпусом приборного отсека (2), лобовой аэродинамический экран (3) сегментально-конической формы и тормозную двигательную установку (4). Экран (3) состоит из жесткой центральной части (5) и периферийной части в виде основного надувного тормозного устройства (6), покрытого снаружи гибкой теплозащитой. На жесткой части (5) могут быть размещены испытуемые объекты, например образцы теплозащиты. Для снижения скорости посадки ВКА снабжен дополнительным надувным тормозным устройством (7) торовой формы. Устройство (7) соединено с корпусом отсека (1) силовой конической оболочкой из тканевого материала со слабой газопроницаемостью. Оно раскрывается на дозвуковых скоростях полета. В транспортном положении ВКА имеет малые габариты благодаря плотной укладке герметичных оболочек тормозных устройств. Технический результат заключается в расширении комплекса решаемых исследовательским ВКА научных и технологических задач как на орбите, так и при спуске в атмосфере. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для создания современных, экономически эффективных средств выведения малых космических аппаратов (МКА) массой от 100 кг до 1000 кг на орбиты с высотой Нкр, от 200 км до 1500 км без ограничений по азимутам трасс запуска. Авиационный ракетно-космический комплекс (АРКК) состоит из твердотопливной ракеты космического назначения (РКН) на базе утилизируемой МБР «Тополь-М» и штатного военно-транспортного самолета-носителя (СН) ИЛ-76МФ. Для десантирования РКН с облегченной транспортно-пусковой платформы применятся комплекс парашютных систем на базе подъемно-стабилизирующего парашюта. Изобретение обеспечивает оптимальные массово-габаритные параметры ракетного сегмента, с сохранением штатных условий эксплуатации РКН и СН. 4 ил.
Изобретение относится к области медицины, а именно к урологии, андрологии и сексопатологии. Для лечения эректильной дисфункции ежедневно однократно в течение 10-12 минут проводят гравитационное воздействие на пациента в направлении голова-нижние конечности. Скорость вращения при первых двух сеансах составляет 32 оборота в минуту. С каждым последующим сеансом скорость вращения увеличивают на один оборот, доводя ее до 36 оборотов в минуту и сохраняя до окончания курса лечения. Мощность мышечной нагрузки постепенно увеличивают индивидуально от 10 до 50 Вт к концу курса лечения. Общий курс лечения составляет 10-15 дней. Способ повышает эффективность лечения больных с эректильной дисфункцией за счет гравитационного воздействия в совокупности с активной мышечной работой нижних конечностей, улучшающих кровоснабжение, микроциркуляцию и трофику тканей. 2 пр.

Изобретение относится к космической технике. В стартовой системе для космических летательных аппаратов старт летательного аппарата, закрепленного на стартовой платформе с электродвигателем, осуществляется из горизонтального положения. Разгонный импульс летательный аппарат получает при движении по направляющей конструкции, имеющей нисходящую и восходящую ветви с радиусами кривизны, обеспечивающими допустимые уровни перегрузок. Направляющая конструкция может содержать прямолинейные участки, располагаться в тоннелях и эстакадах. Стартовая платформа может состоять из двух секций – верхней и нижней. Нижняя секция оборудована электродвигателем, а верхняя секция имеет самолетную конструкцию и имеет складные крылья. Техническим результатом изобретения является экономия топлива на начальном этапе полета космического летательного аппарата. 23 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для освобождения отделяемых в процессе эксплуатации и многоразовой отработки силовых крупногабаритных агрегатов, например головных обтекателей, отсеков и ступеней ракет-носителей, подвесных баков летательных аппаратов, космических аппаратов и других полезных нагрузок (ПН). В способе отделения полезной нагрузки применяют подбор пружинных толкателей с различной энергией, при этом пружинные толкатели с максимальной и минимальной энергией располагают диаметрально противоположно друг другу, определяют смещение энергии пружин толкателей и радиус смещения энергии пружин толкателей относительно геометрического центра масс. С целью исключения закручивания ПН относительно продольной оси продольные толкатели располагают попеременно с правой и левой навивкой. Техническим результатом изобретения является обеспечение отделения ПН с заданной линейной скоростью и исключение закручивания ПН относительно продольной оси. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Ракетный разгонный блок содержит криогенный бак окислителя с дополнительными придонными перегородками, заборным устройством, штангой датчика уровня криогенного топлива, маршевый двигатель. Криогенный бак окислителя снабжен каплеотражателем, состоящим из внутреннего усеченного конуса с дном в малом основании, при этом большее основание его обращено к верхнему днищу криогенного бака окислителя, и внешнего усеченного конуса, большее основание которого обращено к нижнему днищу криогенного бака окислителя, причем меньшим основанием внешний усеченный конус плавно сопряжен с большим основанием внутреннего усеченного конуса, в сопряжении внутреннего усеченного конуса с внешним усеченным конусом выполнены отверстия, равномерно распределенные по окружности сопряжения. В дне внутреннего усеченного конуса каплеотражателя выполнено центральное отверстие, через которое проходит штанга датчика уровня криогенного топлива. Каплеотражатель закреплен на штанге датчика уровня криогенного топлива над дополнительными придонными перегородками. Техническим результатом изобретения является обеспечение надежного запуска маршевого двигателя разгонного блока и последующей его работы. 2 ил.

Изобретение относится к методам наблюдения планеты из космоса и обработки результатов этого наблюдения. Способ включает регистрацию на снимке кольцевых волн, одновременно с которыми регистрируют часть суши, выбирая и идентифицируя на ней не менее четырех характерных объектов, не лежащих на одной прямой. Затем производят ортотрансформирование снимка (преобразование изображения от центральной к ортогональной проекции). Фиксируют на полученном снимке (ортофотоплане) не менее трех точек, лежащих на изображении кольцевой волны, и определяют по этому снимку координаты данных точек. Координаты источника кольцевых волн определяют по конечным формулам, полученным с использованием геометрических свойств ортофотоплана. Технический результат изобретения заключается в повышении оперативности, надежности и точности определения координат источника кольцевых волн на водной поверхности при неизвестной заранее ориентации съемочной системы. 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Ракетный разгонный блок содержит криогенный бак окислителя с основными продольными перегородками, дополнительными придонными перегородками и заборным устройством, маршевый двигатель и дополнительную автономную двигательную установку системы ориентации и обеспечения запуска. Криогенный бак окислителя снабжен демпфирующей горизонтальной кольцевой перегородкой, размещенной с зазором по отношению к оболочке криогенного бака окислителя. Демпфирующая горизонтальная кольцевая перегородка выполнена в виде секторов, каждый из которых закреплен к соответствующим основным продольным перегородкам. Каждый сектор имеет отбортовку в сторону нижнего днища криогенного бака окислителя. Криогенный бак окислителя снабжен придонной сетчатой перегородкой, размещенной между дополнительными придонными перегородками и заборным устройством. Техническим результатом изобретения является обеспечение надежного запуска маршевого двигателя разгонного блока. 4 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2016-04-26 2017-09-22T10:21:49
Наверх