Устройство расстыковки ракетно-космических объектов

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а более конкретно к устройствам расстыковки. Устройство расстыковки ракетно-космических объектов содержит стыковочные шпангоуты с системой замков, штыри, пружинные толкатели, механические датчики контроля расстыковки с подпружиненными штоками. Имеются механизмы преобразования перемещения штоков датчиков контроля расстыковки, включающие закрепленную в одном из стыковочных шпангоутов гильзу, открытую одним своим концом в сторону плоскости стыковки, а также размещенный внутри гильзы палец. Каждый из датчиков контроля расстыковки установлен в стыковочном шпангоуте в зоне соответствующего замка. Ось датчика находится под углом к оси соответствующей гильзы механизма преобразования перемещения штока. В боковой поверхности гильзы выполнено сквозное отверстие соосно подпружиненному штоку датчика. Подпружиненный шток датчика контактирует своим торцом с боковой поверхностью пальца. К торцу пальца, выходящему из гильзы, прикреплен одной стороной гибкий удерживающий элемент. Достигается повышение надежности. 2 з.п. ф-лы, 11 ил.

 

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и предназначено преимущественно для обеспечения расстыковки составных частей космических объектов, в том числе и для отделения от выводящих их ракет. Возможно также использование этого устройства при расстыковке ступеней самих ракет.

В ракетно-космической технике достаточно широко используются стыковочно-разделительные системы, в которых в качестве исполнительных элементов используются пироболты или пирозамки (см. пат. US 5402728, US 6925939, US 6929486, РФ 213448, 2441823, 2455205).

Такого рода элементы используются, главным образом, в ракетно-космических изделиях для присоединения сбрасываемых агрегатов и отсеков, стыковка которых производится при наземной сборке, а разделение - в ходе полета.

Кроме вышеупомянутых пироболтов и пирозамков в ракетно-космических изделиях используются устройства стыковки и разделения в виде механических замков с приводами. При этом, как первая, так и вторая разновидности стыковочно-разделительных систем обязательно включают в себя несколько пружинных толкателей, обеспечивающих разведение разделяемых объектов, а также элементы, информирующие о ходе разделения объектов, среди которых два или более датчиков контроля расстыковки (ДКР) с подпружиненными выдвижными штоками. Эти датчики обычно крепятся на одном из разделяемых объектов, а их поджатые штоки упираются в стыковочную поверхность другого объекта. Причем количество этих датчиков не всегда совпадает с количеством замков, а их расположение, чаще всего, не привязывается к расположению последних.

После разделения объектов штоки ДКР выталкиваются пружинами, при этом генерируемый электрический сигнал не только информирует о разделении объектов, но зачастую служит опорным сигналом на включение следующих за разделением операций. Таких, например, как команды на открытие клапанов сброса избыточного давления в баках отделяемых ступеней ракет, сброс обтекателей, включение двигателей увода отделяемых объектов и других подобных команд.

Ход штоков ДКР невелик (в пределах пятнадцати миллиметров), при этом он делиться на начальный и рабочий участки. Начальный участок, составляющий до трети всего хода штока, позволяет перемещаться штоку относительно его корпуса без выдачи электрического сигнала о срабатывании датчика. Этот участок предусмотрен для компенсации допусков на изготовление самих датчиков, гнезд на их установку в шпангоутах, а также на неизбежные упругие и тепловые деформации, возникающие при эксплуатации систем разделения, особенно взаимное перемещение стыковочных шпангоутов. Таким образом, собственно рабочим участком является оставшаяся, еще меньшая часть хода датчика. В связи с этим в конструкторской практике иногда возникает необходимость введения в дополнение к ДКР специальных конструктивных элементов, расширяющих возможности этих датчиков.

Вариант такого решения представлен в патенте на изобретение RU 2543477 С2, взятом в данном случае за прототип. В устройство расстыковки по данному патенту, содержащем стыковочные шпангоуты с системами замков связанных со стыковочным механизмом, пружинные толкатели, штыри с заходными конусами, гнезда с заходными фасками, механические датчики контроля расстыковки с подпружиненными штоками, дополнительно введен механизм преобразования перемещения штыря ДКР в виде гильзы с буртиком и механизмом взаимодействия штыря и датчика в виде внешнего стакана с продольными пазами и внутренним стаканом с ограничителями перемещения в виде цилиндрических элементов, пружиной сжатия, расточкой.

После срабатывания по команде "расстыковка" замки этого устройства расстыковки освобождают космические аппараты, в результате их стыковочные шпангоуты под действием пружинных толкателей расходятся. При этом запорные штыри с заходными конусами освобождаются, и каждый из них выдвигается из своего гнезда под действием пружины, расположенного под ним механизма преобразования перемещения штыря, до полного расправления этой пружины. Далее каждый из штоков продолжает перемещаться уже вместе с самим механизмом преобразования под совместным воздействием находящейся ниже возвратной пружины и пружины ДКР. В результате этого штоки ДКР стыка полностью выходят из корпусов датчиков, выдавая при этом сигналы о разделении космических аппаратов.

Обычно факт разделения считается свершившимся после поступления информации не менее чем от двух сработавших датчиков.

Преимуществом технического решения, приведенного в вышеупомянутом патенте, является то, что оно позволяет за счет введения дополнительных элементов конструкции, которые взаимодействуют с ДКР, как бы увеличить длину хода штоков ДКР. Тем самым оттягивается по времени подача сигнала о разделении космических аппаратов, что обеспечивает, например, более позднее включение твердотопливных двигателей увода одного из разделяемых аппаратов. Это позволяет уменьшить величину возмущения для продолжающего полет объекта.

При всех достоинствах описанного устройства оно обладает и рядом существенных недостатков, которые особо проявляются в случае нештатного поведения некоторых из ее элементов, например, замков.

Так, в случае отказа одного из пирозамков или закусывания одного из замков с механическим приводом системы разделения космических аппаратов, их стыковочные шпангоуты под действием пружинных толкателей разойдутся, но не параллельно, как при штатном разделении, а радиально, используя в качестве шарнира отказавший замок. Причем, учитывая силу воздействия каждого из толкателей (обычно в несколько сотен килограмм), их количество (не менее трех) и величину хода их штоков (70…100 мм), разворот стыковочных шпангоутов оказывается достаточным для того, чтобы обеспечить свободный выход штоков ДКР. Причем происходит это, как при их штатной установке ДКР, так и в случае снабжения их дополнительными механизмами преобразования хода штоков ДКР, как это предложено в рассмотренном патенте на изобретение. В результате для большинства, а возможно и для всех датчиков разделения, вне зависимости от того используются ли они автономно, либо совместно с вышеописанными механизмами преобразования, создаются условия для их срабатывания, даже в ситуации, когда один из замков не сработал, и разделение состыкованных объектов не произошло. Тем самым, системе управления объектом выдается ложная информация о разъединении состыкованных аппаратов, одновременно с этим выдаются дополнительные команды на включение двигателей увода отделяемых объектов, сброс обтекателей или других операций. При этом, учитывая, что ДКР чаще всего не привязаны к расположению пирозамков, а их количество не совпадает с их числом, не сразу можно определить, какой же из последних не сработал. Следовательно, затруднен процесс определения причины возникновения отказа, в том числе на готовящихся к полету аналогичных объектах.

Таким образом, к недостаткам, свойственным вышеописанным системам расстыковки ракетно-космических объектов, в том числе устройства, представленного в патенте на изобретение RU 2543477 С2 и взятого за прототип, следует отнести возможность срабатывания входящих в состав устройств расстыковки датчиков контроля расстыковки (ДКР) даже в ситуации, когда один из замков устройства не сработал и разделение состыкованных объектов не произошло. Это затрудняет определение место положения несработавшего замка и, как следствие, нахождение причин приведших к его отказу.

Задача, решаемая с помощью заявляемого устройства расстыковки, заключается в повышении достоверности информативности входящих в его состав датчиков контроля разделения за счет:

- обеспечения срабатывания всех ДКР только после действительного расхождения стыковочных шпангоутов при штатной работе устройства, то есть при срабатывании всех пирозамков;

- обеспечения гарантированного не срабатывания любого из ДКР, если он находится вблизи отказавшего замка, то есть в случае нештатной работы устройства.

Из этого следует, что датчики контроля разделения (ДКР) должны устанавливаться около каждого из пирозамков разделяемого стыка, при этом возможно ближе к соответствующим замкам.

Сущность изобретения достигается тем, что в устройстве расстыковки ракетно-космических объектов, включающем стыковочные шпангоуты с расположенной на них системой замков, штыри, пружинные толкатели с выдвижными элементами, механические датчики контроля расстыковки с подпружиненными штоками, а также механизмы преобразования перемещения штоков датчиков контроля расстыковки, каждый из которых включает в себя закрепленную в одном из стыковочных шпангоутов гильзу, открытую одним своим концом в сторону плоскости стыковки, а также размещенный внутри гильзы палец, количество датчиков контроля расстыковки соответствует количеству замков, и каждый из датчиков контроля расстыковки установлен в стыковочном шпангоуте в зоне соответствующего замка так, что ось датчика контроля расстыковки расположена под углом к оси соответствующей гильзы механизма преобразования перемещения штока, при этом в боковой поверхности гильзы выполнено сквозное отверстие соосно подпружиненному штоку соответствующего датчика контроля расстыковки, а сам подпружиненный шток датчика контроля расстыковки контактирует своим торцом с боковой поверхностью пальца, зафиксированного в гильзе, причем к торцу пальца, выходящему из гильзы, прикреплен одной стороной гибкий удерживающий элемент, который с другой стороны закреплен на стыковочном шпангоуте противоположного объекта.

А также фиксация пальца в гильзе в механизме преобразования перемещения штоков датчиков контроля расстыковки посредством срезного элемента, установленного в сквозных отверстиях, выполненных соосно на боковых поверхностях гильзы и в пальце или посредством подпружиненного штока, упирающегося в выполненную на пальце кольцевую проточку с коническим участком.

В результате такого исполнения устройства расстыковки ракетно-космических объектов исключается возможность срабатывания всех входящих в его состав датчиков контроля расстыковки в той ситуации, когда один из замков устройства не сработал, и разделения состыкованных объектов не произошло.

При этом одновременно возникает возможность определить положение несработавшего замка, что позволяет приступить к поиску причин отказа на готовящихся к полету аналогичных объектах.

Изобретение поясняется чертежами, при этом:

- на фиг. 1 представлен общий вид заявляемого устройства расстыковки ракетно-космических объектов в начальном (состыкованном) положении;

- на фиг. 2 изображен вид заявляемого устройства в сечении А-А с указанием мест положения замков, толкателей, датчиков и пр.;

- на фиг. 3 представлено заявляемое устройство расстыковки ракетно-космических объектов в разъединенном положении для случая штатного срабатывания всех замков на виде Б;

- на фиг. 4 представлено заявляемое устройство расстыковки ракетно-космических объектов в не полностью разъединенном положении при отказе одного из замков на виде Б;

- на фиг. 5 изображено место расположения одного из замков и других элементов на стыковочном шпангоуте на выносном элементе В;

- на фиг. 6 изображен первый вариант исполнения механизма преобразования перемещения штока датчика контроля расстыковки со срезным элементом в исходном состоянии на виде Г;

- на фиг. 7 изображены гильза, палец и соединяющий их срезной элемент в сечении Д-Д;

- на фиг. 8 изображен первый вариант исполнения механизма преобразования перемещения штока датчика контроля расстыковки в сработавшем состоянии на виде Г;

- на фиг. 9 изображен второй вариант исполнения механизма преобразования перемещения штока датчика контроля расстыковки с удержанием пальца посредством штока датчика контроля расстыковки в исходном состоянии на виде Г;

- на фиг. 10 показано место взаимодействия пальца и проточки, выполненной на штоке датчика контроля расстыковки на выносном элементе Е;

- на фиг. 11 изображен второй вариант механизма преобразования перемещения штока датчика контроля расстыковки в сработавшем состоянии на виде Г.

Заявляемое устройство для расстыковки ракетно-космических объектов содержит стыковочные шпангоуты 1 и 2, которые взаимодействуют между собой посредством расположенных на них системы замков 3, штырей 4, толкателей 5 с подпружиненными выдвижными элементами 6. Кроме того в одном из шпангоутов, например, в шпангоуте 2 в зонах близких к месту установки каждого из замков 3 размещен датчик контроля расстыковки 7 с подпружиненным штоком 8 и механизмом преобразования перемещения штока 9. В состав каждого из механизмов преобразования перемещения штока 9 входят гильза 10, расположенный в ней палец 11, который в исходном состоянии удерживается в гильзе 10 в исходном состоянии посредством срезного элемента 12, установленного в сквозных отверстиях, выполненных соосно в пальце 11 и боковых поверхностях гильзы, при этом гильза 10 установлена в шпангоуте 2 с выходом открытого конца на стыковочную поверхность этого шпангоута. А датчик контроля расстыковки 7 установлен в шпангоуте 2 так, что ось его подпружиненного штока 8 расположена под углом к оси гильзы 10, определенным исходя из технологичности и в соответствии с размерами установки ДКР 7. Наиболее оптимальным является прямой угол или близкий к нему. Подпружиненный шток 8 через сквозное отверстие 13, выполненное в боковой поверхности гильзы соосно штоку 7, контактирует с пальцем 11. К свободному торцу пальца 11 одним своим концом присоединен гибкий удерживающий элемент 14, который другим своим концом закреплен на шпангоуте 1.

Во втором варианте исполнения устройства расстыковки в механизме преобразования перемещения штока датчика контроля расстыковки 9 фиксацию пальца 11 в гильзе 10, в исходном состоянии, в том числе и от его инерционных перемещений, предложено осуществлять посредством самого подпружиненного штока 8 датчика контроля расстыковки 7. В этом случае в пальце 11 на уровне контакта подпружиненного штока 8 и пальца 11 выполняется соответствующая кольцевая проточка 15 с коническим участком 16, обеспечивающим плавный выход пальца 11 из гильзы 10 при его извлечении.

Срабатывание устройства расстыковки ракетно-космических объектов осуществляется в следующей последовательности.

После подачи команды на разделение срабатывает система замков 3 и под действием подпружиненных выдвижных элементов 6 толкателей 5, установленных, например, на шпангоуте 2, разъединяемые объекты, сойдя со штырей 4, расходятся в противоположных направлениях. По достижении необходимого разведения шпангоутов 1 и 2 гибкие удерживающие элементы 14, прикрепленные к шпангоуту 1, натягиваются и дергают расположенные в противоположном шпангоуте 2 соответствующие пальцы 11, размещенные в гильзах 10. Срезные элементы 12, удерживавшие пальцы 11 в гильзах 10, срезаются и пальцы 11 выходят из своих гильз 10. В результате подпружиненные штоки 8 ДКР 7, контактировавшие своими торцами с боковыми поверхностями соответствующих пальцев 11, освобождаются и выходят из корпусов ДКР 7 в специальное сквозное отверстие 13 гильзы 10, генерируя электрические сигналы, сообщающие о разъединении объектов.

При втором варианте исполнения после достижения необходимого разведения шпангоутов 1 и 2 гибкие удерживающие элементы 14, прикрепленные к шпангоуту 1, также натягиваются и дергают расположенные в противоположном шпангоуте 2 соответствующие пальцы 11, каждый из которых, начинает выходить из соответствующей гильзы 10. При этом торец подпружиненного штока 8 ДКР скользит по коническому участку проточки 16 до выхода на ее цилиндрическую часть, а сам подпружиненный шток 8 ДКР утапливается, после чего палец 11 свободно выходит из гильзы 10, а подпружиненный шток 8 ДКР выходит из корпуса ДКР 7 в специальное сквозное отверстие 13 гильзы 10, генерируя электрические сигналы, сообщающие о разъединении объектов.

В случае нештатного разделения устройства расстыковки ракетно-космических объектов, связанного, например, с отказом одного из замков 3, стыковочные шпангоуты 1 и 2 объектов под действием пружинных толкателей 5 также расходятся, но не параллельно, как при штатном разделении, а радиально, используя в качестве шарнира отказавший замок. При этом большая часть входящих в устройство пальцев 11, срезав удерживающие их срезные элементы 12, или выйдя из зацепления с соответствующими подпружиненными штоками 8 ДКР 7 (по второму варианту), будут выдернуты из своих гильз 10 соответствующими гибкими удерживающими элементами 14, освобождая при этом подпружиненные штоки 8 ДКР 7. Однако, гибкий удерживающий элемент 14, расположенный в зоне несработавшего замка, не будет полностью растянут и оставит неподвижным соответствующий палец 11 в своей гильзе 10. Следовательно, подпружиненный шток 8 соответствующего ДКР 7 также останется без движения, и электрический сигнал о разъединении шпангоутов не будет подан.

В результате расположение несработавшего замка на стыке разделяемых объектов можно определить достаточно надежно.

В случае же штатного разделения такое исполнение механизма преобразования перемещения штока ДКР позволяет также несколько оттянуть по времени подачу сигнала о разделении космических аппаратов, а также практически исключить воздействия на штоки ДКР взаимных упругих и тепловых перемещений стыковочных шпангоутов.

1. Устройство расстыковки ракетно-космических объектов, включающее стыковочные шпангоуты с расположенной на них системой замков, штыри, пружинные толкатели с выдвижными элементами, механические датчики контроля расстыковки с подпружиненными штоками, а также механизмы преобразования перемещения штоков датчиков контроля расстыковки, каждый из которых включает в себя закрепленную в одном из стыковочных шпангоутов гильзу, открытую одним своим концом в сторону плоскости стыковки, а также размещенный внутри гильзы палец, отличающееся тем, что количество датчиков контроля расстыковки соответствует количеству замков, и каждый из датчиков контроля расстыковки установлен в стыковочном шпангоуте в зоне соответствующего замка так, что ось датчика контроля расстыковки расположена под углом к оси соответствующей гильзы механизма преобразования перемещения штока, при этом в боковой поверхности гильзы выполнено сквозное отверстие соосно подпружиненному штоку соответствующего датчика контроля расстыковки, а сам подпружиненный шток датчика контроля расстыковки контактирует своим торцом с боковой поверхностью пальца, зафиксированного в гильзе, причем к торцу пальца, выходящему из гильзы, прикреплен одной стороной гибкий удерживающий элемент, который с другой стороны закреплен на стыковочном шпангоуте противоположного объекта.

2. Устройство расстыковки ракетно-космических объектов по п. 1, отличающееся тем, что в механизме преобразования перемещения штоков датчиков контроля расстыковки палец зафиксирован в гильзе посредством срезного элемента, установленного в сквозных отверстиях, выполненных соосно на боковых поверхностях гильзы и в пальце.

3. Устройство расстыковки ракетно-космических объектов по п. 1, отличающееся тем, что в механизме преобразования перемещения штоков датчиков контроля расстыковки палец зафиксирован в гильзе посредством подпружиненного штока, упирающегося в выполненную на пальце кольцевую проточку с коническим участком.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетной и космической техники, в частности к детонационным устройствам. Универсальный инициатор-резак для бортовых детонационных систем разделения, содержащий прочный не разрушаемый при срабатывании металлический корпус цилиндрической формы с внутренней соосной полостью - зарядной камерой в верхней его части, в которой размещен взрывной элемент - инициирующее устройство, заряд взрывчатого вещества, и с двумя диаметрально расположенными относительно корпуса в противоположной нижней части его боковыми приливами с полостями, в которые заведены концевые элементы не разрушаемых трансляторов детонации и/или концы детонирующих удлиненных зарядов со снаряженными колпачками на торцах.

Изобретение относится к области ракетной техники, а более конкретно к системе разделения. Узел разделения отсеков ракеты включает силовые узлы крепления шпангоутов разделяемых отсеков, пироузлы расфиксации силовых узлов крепления и толкатель отделения.

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники, преимущественно к узлам стыковки отсеков летательных аппаратов. Способ стыковки отсеков со съемными фланцами включает изготовление шпилек, гаек, фланцев стыкуемых отсеков.

Изобретение относится к способам сброса или отделения объектов, преимущественно ступеней ракет, отсеков и полезных нагрузок от несущих конструкций летательного аппарата, на любых участках траектории полета, и может быть использовано в области авиационной и ракетной техники. Способ разделения отсеков ракеты включает изготовление силовых узлов крепления шпангоутов разделяемых отсеков, пироузлов расфиксации силовых узлов крепления и толкателя отделения.

Изобретение относится к системам сброса или отделения объектов, преимущественно ступеней ракет, отсеков, обтекателей, защитных экранов и полезных нагрузок, от несущих конструкций летательного аппарата на любых участках траектории полета и может быть использовано в области авиационной и ракетной техники.

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники, преимущественно к узлам стыковки отсеков летательных аппаратов. Узел стыковки отсеков со съемными фланцами, включающий шпильки, гайки, фланцы стыкуемых отсеков, при этом фланец одного из отсеков выполнен съемным.

Группа изобретений относится к конструкции и использованию сервисного спутника (СС) (100), снабженного по меньшей мере двумя маневровыми двигателями (101, 103), одним контроллером и двумя стыковочными поворотными относительно корпуса (110) рычагами (108) с концевыми захватами (109). Захваты предназначены для сцепления со стыковочным шпангоутом (не показан), выступающим над поверхностью обслуживаемого орбитального спутника (ОС).

Группа изобретений относится к конструкции и использованию сервисного спутника (СС) (100), снабженного по меньшей мере двумя маневровыми двигателями (101, 103), одним контроллером и двумя стыковочными поворотными относительно корпуса (110) рычагами (108) с концевыми захватами (109). Захваты предназначены для сцепления со стыковочным шпангоутом (не показан), выступающим над поверхностью обслуживаемого орбитального спутника (ОС).

Изобретение относится к управлению относительным движением активного (АКА) и пассивного (ПКА) космических аппаратов. Способ включает введение в систему наблюдения и управления АКА программы с визуальным образом ПКА, например свернутым до индикаторной линии на контуре ПКА.

Изобретение относится к управлению относительным движением активного (АКА) и пассивного (ПКА) космических аппаратов. Способ включает введение в систему наблюдения и управления АКА программы с визуальным образом ПКА, например свернутым до индикаторной линии на контуре ПКА.

Изобретение относится к системе для прикрепления остекления к конструкции транспортного средства, содержащей внешнюю первую основную полураму 1 и внутреннюю вторую основную полураму 2, которые скреплены вместе, а узел 1, 2, который они образуют, прикреплен к конструкции транспортного средства. Каждая из основных полурам оставлена из по меньшей мерей двух деталей 1.1, 1.2, …1.n и 2.1, 2.2, …2.n, соответственно, где n и m – одинаковые или разные целые числа, посредством скрепления последних, последовательными парами для каждой из основных полурам и соединения между деталями первой основной полурамы 1 и деталями второй основной полурамы 2, соответственно, смещены относительно друг друга.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а более конкретно к устройствам расстыковки. Устройство расстыковки ракетно-космических объектов содержит стыковочные шпангоуты с системой замков, штыри, пружинные толкатели, механические датчики контроля расстыковки с подпружиненными штоками. Имеются механизмы преобразования перемещения штоков датчиков контроля расстыковки, включающие закрепленную в одном из стыковочных шпангоутов гильзу, открытую одним своим концом в сторону плоскости стыковки, а также размещенный внутри гильзы палец. Каждый из датчиков контроля расстыковки установлен в стыковочном шпангоуте в зоне соответствующего замка. Ось датчика находится под углом к оси соответствующей гильзы механизма преобразования перемещения штока. В боковой поверхности гильзы выполнено сквозное отверстие соосно подпружиненному штоку датчика. Подпружиненный шток датчика контактирует своим торцом с боковой поверхностью пальца. К торцу пальца, выходящему из гильзы, прикреплен одной стороной гибкий удерживающий элемент. Достигается повышение надежности. 2 з.п. ф-лы, 11 ил.

Наверх