Инициатор предохранительного типа для детонационных систем отделения космических аппаратов

Изобретение относится к устройствам и системам бортовой автоматики, использующим энергию взрывчатых превращений энергонасыщенных конденсированных систем - взрывчатых веществ (ВВ), и может быть использовано на объектах ракетно-космической техники, в частности на автоматических космических аппаратах (КА) научного и прикладного назначения и особенно на малоразмерных КА для решения задач надежного инициирования детонационных систем и устройств отделения. Инициатор предохранительного типа содержит цилиндрический корпус, соосно размещенный внутри него цилиндрический движок с установленным на его переднем торце передаточным зарядом, фиксатор, выполненный с возможностью удержания движка, вышибной заряд, расположенный со стороны заднего торца движка, стопор и электродетонатор, размещенный в стенке корпуса. Корпус выполнен с передней и задней торцевыми крышками. В качестве вышибного заряда использован вмонтированный по оси в заднюю торцевую крышку корпуса заряд-усилитель неразрушаемого транслятора детонационных команд. В качестве фиксатора, удерживающего движок во взведенном положении, использован встроенный в переднюю торцевую крышку корпуса шариковый замок, шток которого имеет переменное сечение с коническим переходом от большего диаметра, удерживающего шарики замка в поджатом состоянии, к меньшему, обеспечивающему срабатывание замка, и жестко скреплен с движком. Стопор исполнен в виде срезающего штифта, установлен между корпусом и передаточным зарядом. На цилиндрической поверхности движка у его заднего торца размещены уплотнительные кольца из полимерного материала, а передаточный заряд изготовлен из высокобризантного взрывчатого вещества с малым, не превышающим 0,5 мм, критическим диаметром детонации и снабжен торцевыми снаряженными усилительными чашечками. На внутренней стенке корпуса на длину хода движка выполнены два диаметрально расположенных относительно друг друга продольных паза, а на движке у его переднего торца соответственно два выступа, в сечении повторяющих профиль паза. Техническим результатом является снижение ударных импульсов, действующих на чувствительные элементы конструкции и прецизионную аппаратуру, до допустимых значений, повышение надежности работы устройства, снижение нагрузки на бортовые источники питания, упрощение и облегчение кабельной сети, снижение массово-габаритных характеристик устройства. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к устройствам и системам бортовой автоматики, использующим энергию взрывчатых превращений конденсированных систем, и может быть использовано на объектах ракетно-космической техники, особенно на космических обсерваториях, аппаратах дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ), а также на большом кластере малых космических аппаратов (МКА) для решения задач надежного задействования детонационных цепей с одновременным блокированием их от случайных электростатических, электромагнитных сигналов, грозовых разрядов, а также несанкционированных воздействий на объект.

Известны (Вспомогательные системы ракетно-космической техники / Под ред. И.В. Тишунина. - М.: Изд-во «Мир», 1970. - 400 с, с. 185-215) и широко используются с середины прошлого века в объектах ракетной, космической и авиационной техники предохранительные и пусковые устройства (ППУ), предназначенные для исключения возможности преждевременного (случайного или несанкционированного) срабатывания бортовых, пиротехнических, пиромеханических, детонационных устройств и систем, а также для обеспечения надежного их задействования по команде (сигналу) от бортовой системы управления (СУ) или с Земли. Подавляющее большинство их выполнено по так называемой «роторной» схеме. Недостатками таких ППУ являются сложность, громоздкость, недостаточная надежность используемых механических, электромеханических, сильфоных и др. приводов. Конструкции ППУ включают массивные платформы, ленточные пружинные, кулачковые механизмы, источники рабочего тела (баллоны со сжатым газом либо газогенераторы), электродвигатели с большими крутящими моментами и, зачастую, с коробками передач, кривошипно-пружинные механизмы и др. Все это сильно ограничивает применение описанных ППУ в современных космических аппаратах (КА) при большом дефиците электроэнергии, жестких требованиях по минимизации ударных и вибрационных нагрузок на чувствительную бортовую научную и служебную аппаратуру, прецизионные элементы конструкции такие как, например, космические телескопы и главные зеркала космических обсерваторий, антенны радиотелескопов, солнечные батареи, рабочие поверхности солнечных парусов, ферменные конструкции и штанги выносных элементов КА и т.п., миниатюризации (по массе и габаритам) элементов и устройств и полностью исключает возможность использования их в МКА.

Известен (патент RU 2400701 С2, 27.09.2010, МПК F42C 15/40) предохранительно-исполнительный механизм (ПИМ) взрывателя ракет и снарядов, выполняющий практически те же функции, что и ППУ на борту летательного аппарата. Недостатком данного устройства является то, что введенный в конструкцию для повышения надежности и безопасности электромеханический стопор, включает в себя шаговый электродвигатель, на валу которого установлено устройство преобразования вращательного движения вала в поступательное перемещение элемента зацепления с заслонкой (иными словами - редуктора), что усложняет конструкцию устройства, ухудшает его массово-габаритные характеристики и требует дополнительного электропотребления от бортовой системы электроснабжения. Кроме того, наличие в конструкции цилиндрической витой пружины, предназначенной для поступательного перемещения заслонки внутри корпуса устройства, также является недостатком последнего, так как материал пружины, находясь длительное время (для автоматических КА это могут быть месяцы и годы), может частично изменить свои физико-механические свойства, особенно под воздействием факторов космического пространства. Как результат, силы пружины может не хватить для перевода заслонки из холостого (невзведенного) положения в рабочее (взведенное), что приведет к отказу инициирующего устройства и несрабатыванию детонационной системы.

Известно (патент RU 2541595 С1, 20.02.2015, МПК F42C 15/00, F42C 15/184, F42C 15/40, F42C 15/42) устройство защиты детонационных цепей бортовой автоматики летательных аппаратов. Недостатками данного устройства являются громоздкость и сложность конструкции, низкая технологичность изготовления и, как результат, высокая стоимость изделия, задействование по циклограмме двух электродетонаторов (один для задействования детонационной цепи системы отделения, другой - для детонационной чеки), что усложняет СУ космического аппарата, утяжеляет бортовую кабельную сеть, создает дополнительную нагрузку на бортовые источники тока, приводит к увеличению емкости аккумуляторных батарей и, соответственно, их утяжелению. Серьезным недостатком данного аналога является то, что передаточный заряд-транслятор, размещенный в теле движка (в патенте - поршня), имеет П-образную форму и выполнен виде двух радиальных каналов и соединяющего их осевого канала, заполненных взрывчатым вещество (ВВ) или взрывчатым составом. В заряде-трансляторе такой формы не исключается возможность реализации так называемого «эффекта угла» - образования «мертвых» (или «темных») зон частично или полностью непрореагировавшего ВВ, примыкающего к угловой границе. Этот эффект может привести к нештатной работе или даже к отказу устройства. Недостатком рассматриваемого аналога, как и предыдущего, является наличие в устройстве пружины сжатия для перевода движка из невзведенного положения или режима предохранения в рабочее положение. Кроме того, в рассматриваемом устройстве при перемещении движка цилиндрической формы внутри корпуса не исключается вероятность хотя бы незначительной закрутки движка, вдоль его оси, что может привести пусть даже к частичному перекрытию радиальных каналов передаточного заряда-транслятора и полостей, в которых размещены электродетонатор задействования детонационной цепи и концевое устройство детонирующего удлиненного заряда (ДУЗ) либо заряд-усилитель неразрушаемого транслятора - транера. Наконец, конструкция устройства не предусматривает стопорение (фиксирование) движка в крайнем левом (на фиг. 1) взведенном положении, что также снижает надежность устройства.

Известен (патент RU 2255302 С1, 27.06.2005, МПК F42C 15/184) ПИМ, состоящий из цилиндрического корпуса, в котором имеется движок с расположенным в нем взрывным элементом (выполняющим роль передаточного заряда), вышибной заряд, пусковой электровоспламенитель, контактная группа боевой цепи. На переднем (левом на фиг. 1) торце движка установлен фиксатор, выполненный в виде конусной чашечки из деформируемого материала, например, мягкой отожженной стали, направленной большим основанием в сторону перемещения движка, а на внутренней поверхности корпуса, примыкающей к торцу, выполнена кольцевая расточка. Геометрические размеры расточки и конусной чашечки связаны определенными соотношениями. Вышибной заряд установлен соосно на заднем (правом на фиг. 1) торце движка напротив пускового электровоспламенителя; ПИМ дополнительно содержит стопоры, например, пиротехнический, инерционный, электромагнитный. Преимуществом данного устройства по сравнению с предыдущими аналогами является отсутствие в конструкции пружины; рабочим телом для движка являются продукты сгорания вышибного заряда (порохового, пиротехнического либо твердого ракетного или специального топлива). Другими преимуществами данного устройства являются наличие на переднем торце движка фиксатора в виде конусной чашечки из деформируемого материала и кольцевой расточки на внутренней поверхности корпуса, что позволяет стопорить движок в крайнем левом (взведенном) положении, а также форма передаточного заряда (детонатора) в виде прямолинейного отрезка, размещенного в диаметральном сверлении движка (в отличие от передаточного заряда П-образной формы по пат. RU 2541595 C2). Перечисленные преимущества повышают надежность устройства, а также, отчасти, упрощают конструкцию. Данное известное устройство наиболее близко к предлагаемому по количеству сходных признаков и решаемой задаче.

Недостатками известного наиболее близкого к предлагаемому устройства являются:

а) необходимость задействования инициирующих элементов двух разных типов (электродетонатора с детонирующим снаряжением и электровоспламентеля с горящим снаряжением для вышибного заряда) времена и разброс времен срабатывания которых рознятся на порядок;

б) зависимость от внешних факторов (давления окружающей среды, начальной температуры заряда), скорости горения, состава конечных продуктов сгорания, объема газообразных продуктов и их давления для вышибного заряда, наличие в составе продуктов значительного количества конденсированной фазы (к-фазы), не вносящей вклада в работу по перемещению движка;

в) возможность проскока сильно разогретых газообразных продуктов горения вышибного заряда в зазор между движком и каналом корпуса устройства до начала перемещения движка, что может отрицательно сказаться на состоянии передаточного заряда (частичное разложение, выгорание либо подплавление ВВ), которое может либо снизить восприимчивость передаточного заряда к инициирующему импульсу, либо ухудшить его детонационную способность;

г) возможность даже незначительной закрутки движка вдоль оси при его перемещении по каналу корпуса устройства, что может вызвать частичное либо полное перекрытие канала с передаточным зарядом и каналов в полостях с электродетонатором и зарядом-транслятором детонационных команд, особо опасное в тех случаях, когда диаметры передаточных зарядов становятся сравнимыми с критическими диаметрами детонации применяемых в них ВВ и составов (порядка 0,5 мм и менее);

д) большие ударные нагрузки (импульсы) при срабатывании вышибного заряда и фиксатора предложенной конструкции, существенно превышающие значения, определяемые нормативными документами в качестве допустимых для бортовой аппаратуры ракетно-космической техники.

Техническое решение по предлагаемому изобретению направлено на достижение технического результата, заключающегося в устранении названных недостатков, а именно:

- в снижении ударных импульсов, действующих на чувствительные элементы конструкции и прецизионную аппаратуру, до допустимых значений;

- в повышении надежности работы устройства;

- в снижении нагрузки на бортовые источники питания, упрощении и облегчении кабельной сети;

- в снижении массово-габаритных характеристик устройства.

Для достижения указанного технического результата (решения задачи настоящего изобретения) предлагаемое устройство, как и указанное выше известное, наиболее близкое к нему, содержит цилиндрический корпус, соосно размещенный внутри него цилиндрический движок с установленным на его переднем торце передаточным зарядом, фиксатор, выполненный с возможностью удержания движка, вышибной заряд, расположенный со стороны заднего торца движка, стопор и электродетонатор, размещенный в стенке корпуса.

В отличие от наиболее близкого известного в устройстве по предлагаемому изобретению

корпус выполнен с передней и задней торцевыми крышками, в качестве вышибного заряда использован вмонтированный по оси в заднюю торцевую крышку корпуса заряд-усилитель неразрушаемого транслятора детонации детонационных команд либо концевой элемент (снаряжаемый колпачок) детонирующего удлиненного заряда, в качестве фиксатора, удерживающего движок во взведенном положении, использован установленный в передней торцевой крышке корпуса шариковый замок, шток которого смонтирован на переднем торце движка соосно ему и имеет переменный диаметр с коническим переходом от большего диаметра, удерживающего шарики замка в поджатом состоянии, к меньшему, обеспечивающему срабатывание замка, жестко скреплен с движком, а стопор в виде срезающего штифта установлен между корпусом и передаточным зарядом. Дополнительно устройство снабжено двумя диаметрально расположенными во внутренней полости корпуса продольными пазами (канавками) в горизонтальной его плоскости на длину хода движка и, соответственно, двумя выступами на цилиндрической поверхности движка непосредственно у его переднего торца, повторяющими профиль паза. Вблизи заднего торца движок снабжен уплотнительными кольцами из полимерного материала (например, из резины, фторопласта, капролона), а передаточный заряд выполнен из высокобризантного взрывчатого вещества с малым, не превышающим 0,5 мм, критическим диаметром детонации с усилительными снаряженными чашечками на торцах.

Использование в качестве вышибного заряда заряда-усилителя (например, по патенту RU 2636069 С1, 20.11.2017, МПК F42C 1/00, B64G 1/64, F42B 15/36) не разрушаемого при взрыве гибкого, герметичного транслятора детонации (например, транера по патенту RU 2633848 С1, 18.10.2017, МПК F42B 3/00, С06С 5/04), содержащего незначительное количество ВВ (порядка 0.15 г), вполне достаточного для надежного срабатывания предлагаемого устройства, значительно снижает уровень величины ударного импульса на прецизионные элементы конструкции и чувствительную аппаратуру. Размещение заряда-усилителя в задней торцевой крышке устройства на фиксированном, регулируемом удалении от торца движка обеспечивает более «мягкий» режим движения последнего по сравнению со случаем, когда вышибной заряд, как в наиболее близком известном устройстве, размещен непосредственно на заднем торце движка; к тому же имеет существенно большую массу взрывчатого материла. Для задействования заряда-усилителя не требуется установки дополнительного инициирующего устройства - электровоспламенителя, предусмотренного конструкцией наиболее близкого аналога. За счет этого обеспечивается снижение нагрузки на бортовой источник питания, облегчается и упрощается кабельная сеть.

Кроме того, замена порохового, твердотопливного или пиротехнического вышибного заряда и горящего снаряжения электровоспламенителя, весьма чувствительных к давлению воспламенения и к начальной температуре заряда, на детонирующее снаряжение, параметры взрыва которого не зависят от окружающей среды и являются чрезвычайно стабильными, в конечном счете, повышает надежность работы заявляемого устройства. Значительное уменьшение массы вышибного заряда позволяет существенно снизить толщину корпуса и задней торцевой крышки устройства, применить для их изготовления более легкие металлы и сплавы, что приведет к улучшению массово-габаритных характеристик устройства.

Снабжение устройства шариковым замком, смонтированным в передней торцевой крышке его, со штоком переменного сечения, жестко связанным с движком, для фиксирования последнего во взведенном состоянии повышает надежность устройства и обеспечивает существенное снижение уровня ударных импульсов.

Отказ от инерционных стопоров, не приемлемых в космической технике, а также дополнительных пиротехнического и электромагнитного стопоров, требующих еще одного заряда взрывчатого материала (пороха или пиротехнического состава) с устройством его задействования (электровоспламенителем), а также установки электромагнита, и замена их на один срезающийся под действием продуктов детонации заряда-усилителя штифт, надежно удерживающий движок в невзведенном состоянии, дополнительно снижает уровень ударных импульсов, снижает нагрузку на бортовые источники питания, упрощает кабельную сеть, снижает нагрузку на бортовую систему управления, упрощает и облегчает конструкцию устройства, не снижая надежности его.

Применение в конструкции устройства двух диаметрально расположенных на внутренней стенке корпуса продольных пазов на длину хода движка, а вблизи переднего торца движка, соответственно, двух выступов, повторяющих профиль пазов, исключает полностью даже незначительную закрутку движка при его перемещении по каналу корпуса устройства. За счет этого повышается надежность устройства.

Установка на движке в районе его заднего торца одного или нескольких уплотнительных колец из полимерного материала, препятствующих затеканию газообразных сильно разогретых продуктов детонации к передаточному заряду до начала движения движка или на начальном этапе его разгона, исключает вероятность даже частичного термического разложения или подплавления взрывчатого вещества передаточного заряда, что повышает надежность предлагаемого устройства.

Изготовление передаточного заряда из высокобризантного взрывчатого вещества с малым, критическим диаметром детонации, не превышающим 0,5 мм, с усилительными снаряженными чашечками на торцах, снижает массу ВВ передаточного заряда и, как результат, снижает уровень ударных импульсов при срабатывании устройства.

Отмеченное выше свидетельствует о решении декларированных задач настоящего изобретения благодаря наличию у инициатора предохранительного типа для детонационных систем отделения космических аппаратов перечисленных выше отличительных признаков.

Схематично устройство предлагаемого технического решения представлено на фиг. 1 - фиг. 3, где:

1 - корпус; 2 - электродетонатор; 3 - движок; 4 - передаточный заряд с торцевыми снаряженными колпачками и/или чашечками; 5 -уплотнительные кольца; 6 - срезающийся штифт; 7 - транслятор детонационных команд; 8 - заряд-усилитель №1 транслятора детонационных команд; 9 -концевой элемент ДУЗ либо заряд-усилитель №2 транслятора детонационных команд; 10 - шариковый замок; 11 - направляющие пазы; 12 - выступы.

Устройство работает следующим образом:

При подаче от бортовой системы управления космического аппарата по циклограмме или дистанционно в «ручном» режиме с Земли (либо воздуха) электрического сигнала (команды) на исполнительный орган системы разведения детонационных команд (на фиг. 1 не показаны) срабатывает неразрушаемый транслятор (7) детонационных команд с зарядом-усилителем №1 (8) на конце. В результате детонации заряда-усилителя №1 (8) и частично снаряжения транслятора (7) в «запоршневом» объеме (справа на фиг. 1 от движка (3)) создается давление, под действием которого срезается штифт (6) и движок (3) начинает перемещаться влево. В крайнем левом (взведенном) положении движка срабатывает шариковый замок (10), смонтированный в передней торцевой крышке корпуса (1). Шарики замка (10), находившиеся в исходном поджатом состоянии, при переходе от большего диаметра штока к меньшему освобождаются и фиксируют движок (3) во взведенном положении. При перемещении движка (3) влево выступы (12) на его поверхности скользят по направляющим пазам (11), обеспечивая строго поступательное движение его. В конце хода движка все элементы детонационной цепи (электродетонатор - передаточный заряд - концевой элемент (снаряженный колпачок) ДУЗ либо заряд-усилитель транера) выстраиваются в линию в порядке, обеспечивающем работоспособность устройства.

1. Инициатор предохранительного типа для детонационных систем отделения космических аппаратов, содержащий цилиндрический корпус, соосно размещенный внутри него цилиндрический движок с установленным на его переднем торце передаточным зарядом, фиксатор, выполненный с возможностью удержания движка, вышибной заряд, расположенный со стороны заднего торца движка, стопор и электродетонатор, размещенный в стенке корпуса, отличающийся тем, что корпус выполнен с передней и задней торцевыми крышками, в качестве вышибного заряда использован вмонтированный по оси в заднюю торцевую крышку корпуса заряд-усилитель неразрушаемого транслятора детонационных команд, в качестве фиксатора, удерживающего движок во взведенном положении, использован встроенный в переднюю торцевую крышку корпуса шариковый замок, шток которого имеет переменное сечение с коническим переходом от большего диаметра, удерживающего шарики замка в поджатом состоянии, к меньшему, обеспечивающему срабатывание замка, жестко скреплен с движком, а стопор исполнен в виде срезающего штифта, установлен между корпусом и передаточным зарядом.

2. Инициатор по п. 1, отличающийся тем, что на цилиндрической поверхности движка у его заднего торца размещены уплотнительные кольца из полимерного материала, а передаточный заряд изготовлен из высокобризантного взрывчатого вещества с малым, не превышающим 0,5 мм, критическим диаметром детонации и снабжен торцевыми снаряженными усилительными чашечками.

3. Инициатор по любому из пп. 1 или 2, отличающийся тем, что на внутренней стенке корпуса на длину хода движка выполнены два диаметрально расположенных относительно друг друга продольных паза, а на движке у его переднего торца соответственно два выступа, в сечении повторяющих профиль паза.