устройство и способ отделения хвостового отсека от ракетного блока
Классы МПК: | B64G1/64 системы стыковки и расстыковки космических кораблей или их частей, например устройство для причаливания B64G1/00 Космические летательные аппараты |
Автор(ы): | Ковригин А.П., Кокушкин В.В., Борзых С.В., Щиблев Ю.Н., Ососов Н.С. |
Патентообладатель(и): | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П.Королева" |
Приоритеты: |
подача заявки:
2001-07-16 публикация патента:
20.07.2003 |
Изобретение относится к системам разделения отсеков ракетных блоков, предназначенных для выведения на орбиту космических объектов. Предлагаемое устройство предназначено для отсека, состоящего из двух створок, разделяемых по продольному и поперечному стыкам. Для каждой створки введено два узла ее разворота, которые установлены на ракетном блоке над поперечным стыком. В узлах выполнены направляющие и ограничительные элементы, обеспечивающие освобождение створки от связи с блоком при ее отклонении от продольной оси блока на некоторый угол. В конце выведения формируют команды на раскрытие указанных продольного и поперечного стыков и сообщают створкам импульс отделения в направлении продольной оси ракетного блока. При этом команду на раскрытие продольного стыка формируют прежде команды на раскрытие поперечного стыка. По достижении номинальной тяги двигателя ракетного блока сообщают створкам импульс отделения по продольной оси блока. Под действием тяги двигателя и сил инерции створки вращаются в узлах разворота. По достижении расчетного угла раскрытия створки приобретают максимальную составляющую относительной поперечной скорости и освобождаются от связи с ракетным блоком. Изобретение обеспечивает придание створкам хвостового отсека необходимой скорости отделения без использования для этого специальных средств, что приводит к увеличению относительной массы выводимого на орбиту полезного груза и снижению стоимости изготовления хвостового отсека. 2 с.п. ф-лы, 2 ил.
Рисунок 1, Рисунок 2
Формула изобретения
1. Устройство отделения хвостового отсека, состоящего из двух створок, разделяемых по продольному и поперечному стыкам, от ракетного блока, отличающееся тем, что в нем для каждой створки введено два узла разворота, установленных на внешней поверхности ракетного блока выше поперечного стыка и образующих геометрическую ось вращения створки, при этом узлы разворота расположены симметрично относительно плоскости, проходящей через продольную ось ракетного блока и перпендикулярной плоскости продольного стыка, каждый из узлов разворота состоит из цилиндрической полуоси вращения, установленной внутри обоймы, и корпуса, выполненного в виде кронштейна с плоской наклонной направляющей, расположенной в нижней части корпуса и составляющей с продольной осью ракетного блока угол не более 90o в плоскости симметрии створки по направлению ее разворота, во внутренней части указанного корпуса выполнено сквозное цилиндрическое отверстие с выступом со стороны ракетного блока, причем указанная цилиндрическая полуось вращения жестко скреплена с отделяемой створкой, соосна указанному цилиндрическому отверстию и имеет на внешней стороне плоский срез с ортогональным выступом такие, что угол между плоскостью этого среза и плоскостью указанной наклонной направляющей (

Описание изобретения к патенту
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к системам отделения отсеков разгонных ракетных блоков, предназначенных для выведения на орбиту Земли космических объектов различного назначения. Известны устройства, служащие для отделения пассивных элементов конструкции ракетно-космических комплексов, такие как пружинные, пневматические или пиротехнические толкатели, РДТТ и др. [1, с.33]. Каждое из этих устройств имеет свои достоинства и недостатки, но использование любого из них сопряжено с определенными массовыми затратами. Следует отметить, что специфика отделения створок хвостового отсека ракетного блока состоит в том, что оно производится при работающей маршевой двигательной установке и, как правило, при наличии определенного скоростного напора. Эти факторы приводят к необходимости использования мощных и, следовательно, значительных по габаритам средств отделения. Их размещение на внешней поверхности сбрасываемого хвостового отсека ухудшает аэродинамические характеристики ракеты в целом, что приводит к уменьшению выводимой ею на орбиту массы полезного груза. Кроме того, современная плотная компоновка двигательных установок ракетных блоков исключает, как правило, внутреннее расположение средств отделения створок хвостового отсека. Наиболее близким к преложенному способу является способ отделения переходных отсеков космического аппарата "Аполлон" [1, с.7]. После отделения отсека экипажа от лунной кабины производится отделение первого переходного отсека, перестыковка лунной кабины с разгонно-тормозным блоком и отделение второго переходного отсека. Процессы отделения указанных отсеков предусматривают формирование команд на их разделение по продольным и поперечным стыкам и сообщение образовавшимся створкам импульса отделения в направлении, перпендикулярном продольной оси, с помощью специально предусмотренных для этого средств отделения. Задачей изобретения является сообщение створкам хвостового отсека относительной скорости отделения в поперечном направлении без использования специально предусмотренных для этого средств отделения, что в конечном счете приведет к увеличению массы полезного груза и снижению стоимости изготовления хвостового отсека. Задача решается за счет того, что в устройство для отделения от ракетного блока хвостового отсека, состоящего из двух створок, разделяемых по продольному и поперечному стыкам, введено на каждую створку по два узла разворота, образующие геометрические оси вращения створок, которые установлены на внешней поверхности ракетного блока в районе поперечного разделяемого стыка хвостового отсека выше него по направлению полета симметрично относительно плоскости, проходящей через продольную ось ракетного блока и перпендикулярную продольному разделяемому стыку хвостового отсека, при этом каждый из узлов разворота состоит из корпуса, полуоси вращения и обоймы, причем корпус узла разворота выполнен в виде кронштейна, который содержит наклонную направляющую, расположенную в нижней по отношению к направлению полета части корпуса узла разворота, причем указанная направляющая наклонена на угол




1. Колесников К.С., Козлов В.И., Кокушкин В.В. Динамика разделения ступеней летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1977.
Класс B64G1/64 системы стыковки и расстыковки космических кораблей или их частей, например устройство для причаливания
Класс B64G1/00 Космические летательные аппараты