Результат интеллектуальной деятельности: Способ разделения элементов летательного аппарата

Изобретение относится к способам разделения элементов конструкции, преимущественно ступеней ракет, и может быть использовано в области авиационной и ракетной техники.

Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является устройство для разделения элементов космического аппарата - патент RU 2144892, содержащее корпус с установленным в него пиропатроном, гильзу, шток и вкладыши с опорными буртиками, снабженное жестко закрепленной внутри корпуса мембраной, на хвостовике которой закреплен шток, а в корпусе со стороны мембраны выполнена сферическая поверхность, при этом расстояние от мембраны до начала, со стороны штока, сферической поверхности превышает ширину опорных буртиков вкладышей штока, а разделяемые элементы закреплены на хвостовой части гильзы.

Общими существенными признаками прототипа - устройства для разделения элементов космическою аппарата, совпадающими с существенными признаками предлагаемого способа являются следующие: способ включает изготовление силовых фланцев стыкуемых элементов, штока, установленных в гильзу удерживающих вкладышей, и корпуса, в который устанавливают пиропатрон.

Особенностью известной системы - прототипа является то, что это устройство для разделения элементов космического аппарата подразумевает наличие толкателей отделения, являющихся отдельными элементами конструкции, наличие которых снижает надежность летательного аппарата и увеличивает его массу, а деформация мембраны по сферической поверхности корпуса в замкнутом объеме повышает характеристики виброудара.

Предлагаемое изобретение - способ разделения элементов летательного аппарата обеспечивает функции толкателя отделения, что позволяет повысить надежность летательного аппарата и снизить его массу, а наличие пирогазовой амортизации подвижных элементов снижает характеристики виброудара.

Для достижения названного технического результата способ разделения элементов летательного аппарата включает изготовление силовых фланцев стыкуемых элементов, штока, установленных в гильзу удерживающих вкладышей, и корпуса, в который устанавливают пиропатрон, при этом внутреннюю полость корпуса выполняют в виде двухступенчатого цилиндра, на одной из ступеней которого жестко закрепляют переходной цилиндр, в который устанавливают с возможностью перемещения вдоль продольной оси корпуса гильзу, представляющую из себя полый шток, один конец которого выполняют в виде поршня с крышкой, охватывающего переходной цилиндр и охватываемого корпусом, а другой конец выполняют в виде поршня, охватываемого переходным цилиндром и корпусом, упор переходного цилиндра в охватываемый им поршень гильзы обеспечивают через пружину, полость между переходным цилиндром и охватывающим его поршнем гильзы сообщают с пиропатроном, при этом ход поршня гильзы по переходному цилиндру имеет меньшее значение, чем ход поршней гильзы по двухступенчатому цилиндру корпуса, а газовые полости между поршнями гильзы сообщают через дроссельные отверстия, которые выполняют в переходном цилиндре, охватываемый гильзой шток изготавливают в виде затяжного болта, с упором на корпус через коническую втулку, в теле затяжного болта выполняют кольцевую канавку с конической боковой стенкой, располагаемой со стороны, противоположной направлению затяжки болта, упорную часть головки затяжного болта выполняют в виде отдельных удерживающих вкладышей, которые частично погружают в канавку тела затяжного болта, удерживающим вкладышам придают форму погруженной части, идентичную форме канавки тела затяжного болта, при этом поверхности взаимодействия удерживающих вкладышей с гильзой выполняют конусными по всей длине хода гильзы, с углом конусности не превышающим угол трения, также хвостовую часть тела затяжного болта снабжают обжимным запирающим затвором, который выполняют в виде ступенчатой цилиндрической втулки, с обеспечением упора в конце ее движения в выступ, который выполняют в гильзе, и дальнейшим обжатием удерживающими вкладышами, при возвратном движении гильзы.

Отличительным признаком предлагаемого способа разделения элементов летательного аппарата является то, что внутреннюю полость корпуса выполняют в виде двухступенчатого цилиндра, на одной из ступеней которого жестко закрепляют переходной цилиндр, в который устанавливают с возможностью перемещения вдоль продольной оси корпуса гильзу, представляющую из себя полый шток, один конец которого выполняют в виде поршня с крышкой, охватывающего переходной цилиндр и охватываемого корпусом, а другой конец выполняют в виде поршня, охватываемого переходным цилиндром и корпусом, упор переходного цилиндра в охватываемый им поршень гильзы обеспечивают через пружину, полость между переходным цилиндром и охватывающим его поршнем гильзы сообщают с пиропатроном, при этом ход поршня гильзы по переходному цилиндру имеет меньшее значение, чем ход поршней гильзы по двухступенчатому цилиндру корпуса, а газовые полости между поршнями гильзы сообщают через дроссельные отверстия, которые выполняют в переходном цилиндре, охватываемый гильзой шток изготавливают в виде затяжного болта, с упором на корпус через коническую втулку, в теле затяжного болта выполняют кольцевую канавку с конической боковой стенкой, располагаемой со стороны, противоположной направлению затяжки болта, упорную часть головки затяжного болта выполняют в виде отдельных удерживающих вкладышей, которые частично погружают в канавку тела затяжного болта, удерживающим вкладышам придают форму погруженной части, идентичную форме канавки тела затяжного болта, при этом поверхности взаимодействия удерживающих вкладышей с гильзой выполняют конусными по всей длине хода гильзы, с углом конусности не превышающим угол трения, также хвостовую часть тела затяжного болта снабжают обжимным запирающим затвором, который выполняют в виде ступенчатой цилиндрической втулки, с обеспечением упора в конце ее движения в выступ, который выполняют в гильзе, и дальнейшим обжатием удерживающими вкладышами, при возвратном движении гильзы.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными достигается следующее: наличие пирогазовой амортизации подвижных элементов снижает характеристики виброудара, а отсутствие толкателей отделения, как отдельных элементов конструкции, позволяет снизить количество исполнительных механизмов с повышением надежности летательного аппарата и снижением его массы.

Данный способ может реализоваться в качестве узла стыковки ступеней ракет, отсеков, боевых частей и других полезных нагрузок, которые необходимо отделить во время полета.

Изобретение поясняется фиг.1…3:

На фиг.1 представлен способ разделения элементов летательного аппарата в конфигурации удержания.

На фиг.2, представлен способ разделения элементов летательного аппарата в расстыкованной конфигурации.

На фиг.3, сеч. А-А (фиг.1), представлены удерживающие вкладыши.

Способ разделения элементов летательного аппарата, изображенный на фиг.1…3 включает изготовление силовых фланцев 1 и 2 (фиг.1) стыкуемых элементов, штока 3 (фиг.1, фиг.3), установленных в гильзу 4 (фиг.1, фиг.3) удерживающих вкладышей 5 (фиг.1, фиг.3), и корпуса 6 (фиг.1, фиг.3), в который устанавливают пиропатрон 7 (фиг.1), при этом внутреннюю полость корпуса выполняют в виде двухступенчатого цилиндра, на одной из ступеней которого жестко закрепляют переходной цилиндр 8 (фиг.1), в который устанавливают с возможностью перемещения вдоль продольной оси корпуса гильзу, представляющую из себя полый шток, один конец которого выполняют в виде поршня 9 (фиг.1) с крышкой 10 (фиг.1), охватывающего переходной цилиндр и охватываемого корпусом, а другой конец выполняют в виде поршня 11 (фиг.1), охватываемого переходным цилиндром и корпусом, упор переходного цилиндра в охватываемый им поршень гильзы обеспечивают через пружину 12 (фиг.1), полость 13 (фиг.1) между переходным цилиндром и охватывающим его поршнем гильзы сообщают с пиропатроном, при этом ход 1 (фиг.1) поршня гильзы по переходному цилиндру имеет меньшее значение, чем ход L (фиг.1) поршней гильзы по двухступенчатому цилиндру корпуса, а газовые полости между поршнями гильзы сообщают через дроссельные отверстия 14 (фиг.1), которые выполняют в переходном цилиндре, охватываемый гильзой шток изготавливают в виде затяжного болта, с упором на корпус через коническую втулку 15 (фиг.1), в теле затяжного болта выполняют кольцевую канавку 16 (фиг.1) с конической боковой стенкой, располагаемой со стороны, противоположной направлению затяжки болта, упорную часть головки затяжного болта выполняют в виде отдельных удерживающих вкладышей, которые частично погружают в канавку тела затяжного болта, удерживающим вкладышам придают форму погруженной части, идентичную форме канавки тела затяжного болта, при этом поверхности 17 (фиг.1) взаимодействия удерживающих вкладышей с гильзой выполняют конусными по всей длине хода L гильзы, с углом конусности не превышающим угол трения, также хвостовую часть тела затяжного болта снабжают обжимным запирающим затвором 18 (фиг.1), который выполняют в виде ступенчатой цилиндрической втулки, с обеспечением упора в конце ее движения в выступ 19 (фиг.1), который выполняют в гильзе, и дальнейшим обжатием удерживающими вкладышами, при возвратном движении гильзы.

Способ разделения элементов летательного аппарата работает следующим образом: при подаче электрического сигнала на пиропатрон, в полости между переходным цилиндром и охватывающим его поршнем гильзы возникает избыточное давление газов, приводящее в движение гильзу, тем самым снимая момент затяжки штока. При перемещении гильзы на ход 1, избыточное давление газов также приводит в движение шток, с установленным на нем обжимным запирающим затвором, в следствии чего происходит разделение фланцев стыкуемых элементов, при этом удерживающие вкладыши плавно перемещаются по конусной поверхности гильзы и штока. При перемещении гильзы на ход L происходит окончательная расфиксация стыка, шток выходит за пределы корпуса, а обжимной запирающий затвор в конце своего хода упирается в выступ и обжимается удерживающими вкладышами по внешнему диаметру при обратном движении гильзы. Дроссельные отверстия служат для соединения газовых полостей между поршнями гильзы, обеспечивая ее газовое демпфирование.