Система разделения элементов летательного аппарата
AIRCRAFT ELEMENT SEPARATION SYSTEM

Изобретение относится к системам 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 космического аппарата, совпадающими с существенными признаками предлагаемого устройства являются следующие: система содержит силовые фланцы стыкуемых элементов, шток, установленные в гильзу удерживающие вкладыши, и корпус с установленным в него пиропатроном.
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 - система разделения элементов летательного аппарата выполняет функцию толкателя отделения, что позволяет повысить надежность летательного аппарата и снизить его массу, а наличие пирогазовой амортизации подвижных элементов системы, снижает характеристики виброудара.
Для достижения названного технического результата в системе разделения элементов летательного аппарата имеются: силовые фланцы стыкуемых элементов, шток, установленные в гильзу удерживающие вкладыши, и корпус с установленным в него пиропатроном, при этом внутренняя полость корпуса выполнена в виде двухступенчатого цилиндра с жестко закрепленным в одной из ступеней переходным цилиндром, и установленной с возможностью перемещения вдоль продольной оси корпуса гильзой, представленной в виде полого штока, один конец которого выполнен в виде поршня с крышкой, охватывающего переходной цилиндр и охватываемого корпусом, а другой конец выполнен в виде поршня, охватываемого переходным цилиндром и корпусом, с упором переходного цилиндра через пружину в охватываемый им поршень гильзы, полость между переходным цилиндром и охватывающим его поршнем гильзы сообщена 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 сообщаются через дроссельные отверстия, выполненные в переходном цилиндре, охватываемый гильзой шток, выполненный в виде затяжного болта упирающегося на корпус через коническую втулку, в теле затяжного болта выполнена кольцевая канавка с конической боковой стенкой, расположенной со стороны, противоположной направлению затяжки болта, упорная часть головки затяжного болта выполнена в виде отдельных удерживающих вкладышей, частично погруженных в канавку тела затяжного болта, имеющих форму погруженной части, идентичную форме канавки тела затяжного болта, при этом поверхности взаимодействия удерживающих вкладышей с гильзой выполнены конусными по всей длине хода гильзы, с углом конусности не превышающим угол трения, также хвостовая часть тела затяжного болта снабжена обжимным запирающим затвором, выполненным в виде ступенчатой цилиндрической втулки, с возможностью упора в конце ее движения в выступ, выполненный в гильзе, и дальнейшим обжатием удерживающими вкладышами, при возвратном движении гильзы.
Отличительным признаком предлагаемой системы разделения элементов летательного аппарата является то, что внутренняя полость корпуса выполнена в виде двухступенчатого цилиндра с жестко закрепленным в одной из ступеней переходным цилиндром, и установленной с возможностью перемещения вдоль продольной оси корпуса гильзой, представленной в виде полого штока, один конец которого выполнен в виде поршня с крышкой, охватывающего переходной цилиндр и охватываемого корпусом, а другой конец выполнен в виде поршня, охватываемого переходным цилиндром и корпусом, с упором переходного цилиндра через пружину в охватываемый им поршень гильзы, полость между переходным цилиндром и охватывающим его поршнем гильзы сообщена 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 сообщаются через дроссельные отверстия, выполненные в переходном цилиндре, охватываемый гильзой шток, выполненный в виде затяжного болта упирающегося на корпус через коническую втулку, в теле затяжного болта выполнена кольцевая канавка с конической боковой стенкой, расположенной со стороны, противоположной направлению затяжки болта, упорная часть головки затяжного болта выполнена в виде отдельных удерживающих вкладышей, частично погруженных в канавку тела затяжного болта, имеющих форму погруженной части, идентичную форме канавки тела затяжного болта, при этом поверхности взаимодействия удерживающих вкладышей с гильзой выполнены конусными по всей длине хода гильзы, с углом конусности не превышающим угол трения, также хвостовая часть тела затяжного болта снабжена обжимным запирающим затвором, выполненным в виде ступенчатой цилиндрической втулки, с возможностью упора в конце ее движения в выступ, выполненный 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 системы 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.
Данное техническое решение может найти применение 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 представлена система разделения элементов летательного аппарата в конфигурации удержания.
На фиг.2, представлена система разделения элементов летательного аппарата в расстыкованной конфигурации.
На фиг.3, сеч. А-А (фиг.1), представлены удерживающие вкладыши.
Система разделения элементов летательного аппарата, изображенная на фиг.1…3 содержит силовые фланцы 1 и 2 (фиг.1) стыкуемых элементов, шток 3 (фиг.1, фиг.3), установленные в гильзу 4 (фиг.1, фиг.3) удерживающие вкладыши 5 (фиг.1, фиг.3), и корпус 6 (фиг.1, фиг.3) с установленным в него пиропатроном 7 (фиг.1), при этом внутренняя полость корпуса выполнена в виде двухступенчатого цилиндра с жестко закрепленным в одной из ступеней переходным цилиндром 8 (фиг.1), и установленной с возможностью перемещения вдоль продольной оси корпуса гильзой, представленной в виде полого штока, один конец которого выполнен в виде поршня 9 (фиг.1) с крышкой 10 (фиг.1), охватывающего переходной цилиндр и охватываемого корпусом, а другой конец выполнен в виде поршня 11 (фиг.1), охватываемого переходным цилиндром и корпусом, с упором переходного цилиндра через пружину 12 (фиг.1) в охватываемый им поршень гильзы, полость 13 (фиг.1) между переходным цилиндром и охватывающим его поршнем гильзы сообщена 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 сообщаются через дроссельные отверстия 14 (фиг.1), выполненные в переходном цилиндре, охватываемый гильзой шток, выполненный в виде затяжного болта упирающегося на корпус через коническую втулку 15 (фиг.1), в теле затяжного болта выполнена кольцевая канавка 16 (фиг.1) с конической боковой стенкой, расположенной со стороны, противоположной направлению затяжки болта, упорная часть головки затяжного болта выполнена в виде отдельных удерживающих вкладышей, частично погруженных в канавку тела затяжного болта, имеющих форму погруженной части, идентичную форме канавки тела затяжного болта, при этом поверхности 17 (фиг.1) взаимодействия удерживающих вкладышей с гильзой выполнены конусными по всей длине хода L гильзы, с углом конусности не превышающим угол трения, также хвостовая часть тела затяжного болта снабжена обжимным запирающим затвором 18 (фиг.1), выполненным в виде ступенчатой цилиндрической втулки, с возможностью упора в конце ее движения в выступ 19 (фиг.1), выполненный в гильзе, и дальнейшим обжатием удерживающими вкладышами, при возвратном движении гильзы.
Система 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, вследствие 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.