Узел стыковки отсеков ракеты

Изобретение относится к вооружению, а именно к узлу стыковки отсеков ракеты. Узел стыковки отсеков ракеты содержит фланцы стыкуемых отсеков. Один из фланцев является съемным с возможностью проворота относительно продольной оси. Узел стыковки также содержит шпильки, ввернутые в съемный фланец и зафиксированные средством стопорения. Узел стыковки включает резьбовую втулку, навинченную на отсек с возможностью крепления съемного фланца, установленного между торцом отсека и кольцевым уступом резьбовой втулки. Узел стыковки содержит герметизирующие уплотнения, выполненные между поверхностями резьбовой втулки и стыкуемых отсеков. Шпильки одного отсека совмещены с отверстиями другого отсека с возможностью крепления шпилек в указанных отверстиях посредством гаек. Съемный фланец закреплен в отсеке посредством резьбовой втулки с кольцевым уступом, взаимодействующим с торцевой поверхностью съемного фланца. Технический результат заключается в увеличении жесткости конструкции корпуса ракеты и обеспечении надежного сопряжения стыкуемых отсеков. 1 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к узлам стыковки отсеков ракет, реактивных снарядов залпового огня.

Стыковочные узлы - наиболее ответственные элементы конструкции корпуса ракеты. Они обеспечивают заданную прочность, жесткость конструкции, определяют в основном технологические, эксплуатационные качества ракеты (удобство ремонта, допускающие снаружи доступ внутрь ракеты, заменяемости приборов за счет стыковки и расстыковки отсеков), а также обеспечивают заданное взаимное угловое расположение отсеков.

Наиболее широкое применение получили фланцевые узлы стыковки отсеков, соединительные конструктивные элементы которых представляют дисковые фланцы по всей окружности которых расположены отверстия для крепежа (болты, винты, шпильки, гайки).

Известно фланцевое соединение отсеков (см. Пенцак И.Н. Теория полета и конструкция баллистических ракет. М., Машиностроение, 1974, стр. 231, рис. 12.3в), которое принято авторами за аналог.

Общими признаками аналога с предлагаемым авторами узлом стыковки является наличие фланцев на стыкуемых отсеках, герметизирующих уплотнений и элементов крепления.

Данный узел крепления состоит из двух соединяемых отсеков с расположенными на торцевых поверхностях фланцев с герметизирующим уплотнением. На фланце одного из отсеков имеются резьбовые отверстия для установки шпилек, а на фланце другого - отверстия под шпильки и «карманы» для навинчивания гаек.

Рассматриваемое соединение отсеков конструктивно просто, обеспечивает достаточную жесткость корпуса ракеты, но в нем отсутствует выполнение основного требования, в нашем случае, необходимость регулировки точного взаимного углового положения отсеков относительно оси ракеты, что приводит к необходимости задания точных допусков и специальных конструктивных элементов, обеспечивающих заданное угловое положение отсеков, и, как следствие, удорожание стоимости ракеты.

А также внутренний диаметр фланца первого отсека ограничивает установку блоков с размерами большими его, что приводит к уменьшению коэффициента заполнения отсеков.

Наиболее близким аналогом к предлагаемому изобретению является узел стыковки отсеков ракеты (см. патент №2107252, опубл. 20.03.98 г., БИ. №8), принятый авторами за прототип.

В данном узле стыковки содержатся фланцы стыкуемых отсеков, шпильки, гайки, герметизирующие уплотнения, при этом фланец одного из отсеков выполнен съемным и установлен с помощью пружинных колец и возможностью проворота относительно оси ракеты.

Общими признаками прототипа с предлагаемым авторами узлом стыковки отсеков являются наличие фланцев соединяемых отсеков, герметизирующие уплотнения и крепление шпильками с гайками, при этом один из фланцев выполнен съемным, с возможностью проворота относительно продольной оси.

Задачей предлагаемого технического решения является создание конструкции узла стыковки отсеков, позволяющего повысить устойчивость движения ракеты на траектории путем увеличения жесткости корпуса, а также повышения технико-экономических характеристик изготовления ракеты.

Увеличение упругих свойств корпуса ракеты улучшает устойчивость движения управляемой ракеты за счет разноса величин частоты собственных колебаний корпуса и частоты аэроупругих поперечных колебаний корпуса ракеты от воздействия набегающего потока воздуха, при сближении величин частот возможны резонансные явления с резким увеличением амплитуды колебаний.

К причинам, препятствующим достижению указанного выше технического результата, при использовании известного устройства, принятого за прототип относится снижение необходимой жесткости конструкции узла стыковки отсеков, и соответственно снижение устойчивости движения ракеты на траектории, кроме того такая конструкция более трудоемка в изготовлении, что снижает технико-экономические характеристики ракеты.

Сущность изобретения заключается в том, что в узле стыковки отсеков ракеты, содержащем фланцы стыкуемых отсеков, шпильки, гайки, герметизирующие уплотнения, в отличие от прототипа, согласно изобретению съемный фланец одного из отсеков закреплен в нем посредством резьбовой втулки с кольцевым уступом, взаимодействующим с торцевой поверхностью съемного фланца, тем самым увеличивая жесткость фланцевого соединения.

Новая совокупность конструктивных элементов, их взаимного расположения, а также наличие связей между ними позволяют (см. фиг. 1), за счет того, что:

- в съемный фланец 3 ввернуты шпильки 6, которые застопорены средством стопорения;

- резьбовая втулка 4 навинчена на отсек 1 с возможностью крепления съемного фланца 3, установленного между торцом отсека 1 и кольцевым уступом резьбовой втулки 4;

- герметизирующие уплотнения 2 и 5 выполнены между поверхностями резьбовой втулки 4 и стыкуемых отсеков 1,8;

- шпильки 6 одного отсека 1 совмещены с отверстиями другого отсека 8 с возможностью крепления отсеков шпильками 6 в указанных отверстиях посредством гаек 7;

обеспечить надежное сопряжение стыкуемых отсеков для повышения жесткости узла стыковки ракеты.

Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом. Указанные признаки, отличительные от прототипа, на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны, во всех случаях достаточны.

Конструкция предлагаемого изобретения поясняется на чертеже, где на фиг. 1 изображен узел стыковки отсеков ракет, который содержит: отсек 1, герметизирующие уплотнения 2, 5, съемный фланец 3, закрепленный к отсеку 1 резьбовой втулкой 4, шпильки 6, гайки 7, крепящие осек 8.

Устройство работает следующим образом.

Во фланец 3 вворачиваются шпильки 6, используя компаунд или другое средство стопорения, после чего фланец 3 крепится резьбовой втулкой 4 к отсеку 1. После этого проводится совмещение отверстий отсека 8 со шпильками 6 отсека 1 и навинчивание гаек 7. Окончательная затяжка гаек 7 до необходимого момента производится после выставки углового положения отсеков друг относительно друга.

По предлагаемому изобретению была разработана конструкторская документация, согласно нее были изготовлены опытные образцы отсеков ракеты, проведены лабораторно-стендовые испытания с положительными результатами. В дальнейшем предложенный узел стыковки отсеков ракеты предполагается использовать в одном из управляемых снарядов реактивных систем залпового огня.

Узел стыковки отсеков ракеты, содержащий фланцы стыкуемых отсеков, при этом один из фланцев является съемным с возможностью проворота относительно продольной оси, отличающийся тем, что содержит шпильки, ввернутые в съемный фланец и зафиксированные средством стопорения, резьбовую втулку, навинченную на отсек с возможностью крепления съемного фланца, установленного между торцом отсека и кольцевым уступом резьбовой втулки, герметизирующие уплотнения, выполненные между поверхностями резьбовой втулки и стыкуемых отсеков, шпильки одного отсека совмещены с отверстиями другого отсека с возможностью крепления шпилек в указанных отверстиях посредством гаек, при этом съемный фланец закреплен в отсеке посредством резьбовой втулки с кольцевым уступом, взаимодействующим с торцевой поверхностью съемного фланца.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к системам разделения. Болт разрывной для соединения и последующего быстрого разъединения стыкуемых элементов в условиях воздействия жидкой среды имеет силовой корпус, в глухую камеру которого установлен электродетонатор.

Изобретение относится к области ракетной техники, а более конкретно к системам сброса или отделения объектов летательного аппарата. Система разделения ступеней ракеты включает силовые узлы крепления шпангоутов разделяемых конструкций, привалочные поверхности, выполненные в торцевых плоскостях шпангоутов, пироузлы расфиксации силовых узлов крепления и толкатель отделения.

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники, преимущественно к узлам стыковки отсеков летательных аппаратов. Сущность: силовой элемент несущей конструкции снабжают механическими замками, закрепленными по периферии, каждый из которых снабжен Г-образным поворотным звеном, разделенным осью поворота на плечо захвата, обеспечивающее захват выступа силового элемента полезной нагрузки с его тыльной стороны, и плечо упора, взаимодействующее с фиксирующим звеном, выполненным в виде штока, снабженного поперечными ползунами и расположенного под плечом упора, в положении захвата.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к соединительным устройствам для многоступенчатых ракет, средствам разъединения. Предложено устройство разделения элементов конструкции под водой, которое содержит два элемента конструкции, соединенные между собой пироболтами.

Изобретение относится к способам разделения элементов конструкции, преимущественно ступеней ракет, и может быть использовано в области авиационной и ракетной техники. Способ разделения элементов летательного аппарата включает изготовление силовых фланцев стыкуемых элементов, штока, установленных в гильзу удерживающих вкладышей, и корпуса, в который устанавливают пиропатрон.

Изобретение относится к системам разделения элементов конструкции, преимущественно ступеней ракет, и может быть использовано в области авиационной и ракетной техники. Система разделения элементов летательного аппарата включает силовые фланцы стыкуемых элементов, шток, установленные в гильзу удерживающие вкладыши и корпус с установленным в него пиропатроном.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для разделения силовых конструкций космических аппаратов. Система разделения силовых конструкций космических аппаратов содержит силовые узлы, установленные по окружности разделяемых конструкций.

Группа изобретений относится к летательным аппаратам (ЛА) и может быть использована в системах отделения отсеков ЛА. Система отделения отсека ЛА содержит устройство крепления отделяемого отсека к ЛА и устройство отделения.

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 обслуживанию систем искусственных спутников (ИС) различного назначения, расположенных, преимущественно на околокруговых орбитах с характерным фокальным параметром р ~10000 … 30000 км. Способ включает выведение средств обслуживания (СО) на эллиптическую промежуточную орбиту (ПРО) с тем же наклонением, параметром р и в той же плоскости, что и у орбит ИС.
Наркология
Наверх