RU2231486C2 - Device for separation of nose of carrier rocket - Google Patents
Device for separation of nose of carrier rocket Download PDFInfo
- Publication number
- RU2231486C2 RU2231486C2 RU2002122608/11A RU2002122608A RU2231486C2 RU 2231486 C2 RU2231486 C2 RU 2231486C2 RU 2002122608/11 A RU2002122608/11 A RU 2002122608/11A RU 2002122608 A RU2002122608 A RU 2002122608A RU 2231486 C2 RU2231486 C2 RU 2231486C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- sleeve
- flange
- central rod
- ring
- possibility
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Vibration Dampers (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для разделения сбрасываемого головного обтекателя ракеты-носителя.The invention relates to space technology and can be used to separate the dropping head fairing of the launch vehicle.
Наиболее близким к заявленному является устройство разделения головного обтекателя, содержащее закрепленные на ракете-носителе с возможностью вращения створки, толкатель, включающий гильзу и упор с ушком, закрепленным на кронштейне при помощи пальца, подпружиненный фланец, хвостовик, взаимодействующий с опорой, и размещенный внутри гильзы центральный стержень с кольцевым уширением (патент Японии №61-17720, кл. B 64 G 1/64, приоритет 08.05.86 г.).Closest to the claimed one is a head fairing separation device comprising a flap mounted on a launch vehicle with the possibility of rotation of the sash, a pusher including a sleeve and an abutment with an eye fixed to the arm with a finger, a spring-loaded flange, a shank interacting with the support and placed inside the sleeve a central rod with ring broadening (Japanese patent No. 61-17720, class B 64
Однако сложность конструкции, возможность соударения с полезным грузом, наличие ударных нагрузок при разделении снижают надежность разделения.However, the design complexity, the possibility of collision with the payload, the presence of shock loads during separation reduce the reliability of separation.
Техническим результатом предлагаемого изобретения является повышение надежности разделения головного обтекателя.The technical result of the invention is to increase the reliability of the separation of the head fairing.
Технический результат достигается тем, что устройство разделения головного обтекателя ракеты-носителя содержит закрепленные на ней с возможностью вращения створки, толкатель, включающий гильзу и упор с ушком, закрепленным на кронштейне при помощи пальца, подпружиненный фланец, хвостовик, взаимодействующий с опорой, и размещенный внутри гильзы центральный стержень с кольцевым уширением. В соответствии с предлагаемым изобретением устройство снабжено дополнительными толкателями, а каждый толкатель установлен на наружной поверхности упомянутых створок с возможностью отклонения, снабжен кожухом и демпфером, центральный стержень жестко скреплен с фланцем, с противоположной стороны которого установлен с возможностью регулировки его осевого положения хвостовик, гильза выполнена с внутренним кольцевым приливом, наружная поверхность кольцевого уширения центрального стержня контактирует с внутренней поверхностью гильзы, при этом кожух смонтирован с возможностью охвата наружной поверхности фланца, демпфер установлен на центральном стержне между его кольцевым уширением и внутренним кольцевым приливом гильзы, упор снабжен шарнирным подшипником, закрепленным наружным кольцом в его ушке, а внутренним - на пальце, причем центральный стержень установлен с возможностью фиксации относительно упора, кронштейн снабжен местным обтекателем, опора закреплена на ракете-носителе, ось пальца параллельна оси вращения створки, а хвостовик выполнен со сферической законцовкой.The technical result is achieved in that the separation device for the head fairing of the launch vehicle comprises a flap fixed on it with the possibility of rotation, a pusher including a sleeve and an abutment with an eye fixed to the arm with a finger, a spring-loaded flange, a shank interacting with the support and placed inside sleeves the central core with ring broadening. In accordance with the invention, the device is equipped with additional pushers, and each pusher is mounted on the outer surface of the said flaps with the possibility of deviation, is equipped with a casing and a damper, the central shaft is rigidly fastened with a flange, on the opposite side of which the shank is installed with the possibility of adjusting its axial position, the sleeve is made with the inner annular tide, the outer surface of the annular broadening of the Central rod is in contact with the inner surface of the sleeve, while the casing is mounted with the possibility of covering the outer surface of the flange, the damper is mounted on the central shaft between its annular broadening and the inner annular tide of the sleeve, the stop is equipped with an articulated bearing fixed by the outer ring in its eye and the inner one on the finger, and the central shaft is installed with the possibility fixing relative to the stop, the bracket is equipped with a local fairing, the support is mounted on the launch vehicle, the axis of the finger is parallel to the axis of rotation of the leaf, and the shank is made with a spherical flange Tsovk.
На фиг.1 изображен общий вид устройства разделения головного обтекателя ракеты-носителя. На фиг.2 показан вид А на фиг.1; на фиг.3 - разрез по Б-Б на фиг.1.Figure 1 shows a General view of the separation device of the head fairing of the launch vehicle. Figure 2 shows a view of figure 1; figure 3 is a section along BB in figure 1.
Устройство разделения головного обтекателя ракеты-носителя содержит закрепленные на ракете-носителе 1 с возможностью вращения створки 2, 3, толкатели 4, установленные на наружной поверхности упомянутых створок с возможностью отклонения, что исключает возможность соприкосновения с полезным грузом. Каждый толкатель включает упор 5 с ушком 6 и кожухом 7, закрепленную на упоре при помощи винтов гильзу 8, имеющую внутренний кольцевой прилив 9 и опорный буртик 10. Упор 5 снабжен шарнирным подшипником, наружное кольцо 11 которого закреплено в его ушке 6, а внутреннее 12 - на пальце 13, ось которого параллельна оси вращения створки и расположена в проушинах кронштейна 14. На пальце 13, контактируя с торцами внутреннего кольца шарнирного подшипника и внутренними поверхностями проушин кронштейна 14, расположены шайбы 15. На упоре 5 и кронштейне 14 закреплена пружина 16. Кронштейн 14 установлен на створке и снабжен местным обтекателем 17. Кожух 7 охватывает фланец 18 и пружину 19, расположенную между ним и упором 5. В кожухе 7 и фланце 18 выполнено соосное отверстие 20 для их взаимной фиксации нерабочего состояния, например, штифтом (не показан) для контролируемой установки толкателя. Фланец 18 имеет центральный стержень 21 и хвостовик 22 с гайкой 23 и сферической законцовкой 24, взаимодействующей с опорой 25, закрепленной на ракете-носителе 1, что вместе с соответствующей установкой самих толкателей и с тем, что ось пальца параллельна оси вращения створки, позволяет исключить наличие изгибающего момента на оси вращения створок. Центральный стержень 21 имеет кольцевое уширение 26 и демпфер 27.The device for separating the head fairing of the launch vehicle comprises the
Работает устройство разделения головного обтекателя ракеты-носителя следующим образом.The device for separating the head fairing of the launch vehicle as follows.
Каждый толкатель 4 с находящимся в отверстии 20 штифтом устанавливается сферической законцовкой 24 на опору 25, закрепленную на ракете-носителе 1. Между проушинами каждого кронштейна 14, установленного на створках 2, 3, закрепленных на ракете-носителе 1, заводится ушко 6 упора 5. Внутреннее кольцо 12 шарнирного подшипника крепится на пальце 13, располагаемого в проушинах кронштейна 14. При этом между торцами внутреннего кольца 12 шарнирного подшипника и внутренними поверхностями проушин кронштейна 14 располагаются шайбы 15 для получения необходимого угла отклонения толкателя. После установки толкателя штифт удаляется. Равенство усилий пружин 19 толкателей достигается перемещением хвостовика 22 во фланце 18 и последующей окончательной его фиксацией. Снижению динамического нагружения в полете способствует установка местного обтекателя 17 и закрывающий конструкцию кожух 7. После подачи команды на отделение осуществляется разрыв силовых связей створок 2, 3 между собой по плоскости разделения и с ракетой-носителем 1. Под действием пружины 19 буртик 10 гильзы 8 двигается по поверхности центрального стержня 21, а наружная поверхность его кольцевого уширения 26 - по внутренней поверхности гильзы 8, перемещая фланец 18. После достижения заданного угла поворота кольцевой прилив 9 гильзы 8 взаимодействует с демпфером 27, деформируя его и гася ударный импульс. Створки 2, 3 выходят из удерживающих их устройств, толкатели 4 отклоняются и вместе со створками отделяются от ракеты-носителя 1.Each pusher 4 with a pin located in the
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002122608/11A RU2231486C2 (en) | 2002-08-23 | 2002-08-23 | Device for separation of nose of carrier rocket |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002122608/11A RU2231486C2 (en) | 2002-08-23 | 2002-08-23 | Device for separation of nose of carrier rocket |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2002122608A RU2002122608A (en) | 2004-04-10 |
RU2231486C2 true RU2231486C2 (en) | 2004-06-27 |
Family
ID=32846009
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2002122608/11A RU2231486C2 (en) | 2002-08-23 | 2002-08-23 | Device for separation of nose of carrier rocket |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2231486C2 (en) |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2492413C1 (en) * | 2012-03-05 | 2013-09-10 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" | Drop head fairing of aircraft (versions) |
RU2500591C1 (en) * | 2012-07-11 | 2013-12-10 | Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Aircraft compartment separation system |
CN104590545A (en) * | 2015-01-07 | 2015-05-06 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | Three-directional self-adapted connection device for axial separation of aircraft fairing |
RU2568965C1 (en) * | 2014-10-22 | 2015-11-20 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (АО "ВПК "НПО машиностроения") | Device for separation and jettison of payload fairing of carrier missile |
CN113758378A (en) * | 2021-08-30 | 2021-12-07 | 北京宇航***工程研究所 | Variable-stiffness damping supporting mechanism for reusable rocket |
RU2777920C1 (en) * | 2021-05-11 | 2022-08-11 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Apparatus for securing and separating aerodynamic fairings of a launch vehicle |
-
2002
- 2002-08-23 RU RU2002122608/11A patent/RU2231486C2/en active IP Right Revival
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2492413C1 (en) * | 2012-03-05 | 2013-09-10 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" | Drop head fairing of aircraft (versions) |
RU2500591C1 (en) * | 2012-07-11 | 2013-12-10 | Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Aircraft compartment separation system |
RU2568965C1 (en) * | 2014-10-22 | 2015-11-20 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (АО "ВПК "НПО машиностроения") | Device for separation and jettison of payload fairing of carrier missile |
CN104590545A (en) * | 2015-01-07 | 2015-05-06 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | Three-directional self-adapted connection device for axial separation of aircraft fairing |
RU2777920C1 (en) * | 2021-05-11 | 2022-08-11 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Apparatus for securing and separating aerodynamic fairings of a launch vehicle |
CN113758378A (en) * | 2021-08-30 | 2021-12-07 | 北京宇航***工程研究所 | Variable-stiffness damping supporting mechanism for reusable rocket |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US6224013B1 (en) | Tail fin deployment device | |
US4854525A (en) | Engine mounting assembly | |
CN109573115B (en) | Radome fairing opening device | |
US10112698B2 (en) | Deployment mechanism | |
RU2231486C2 (en) | Device for separation of nose of carrier rocket | |
US5064144A (en) | Engine mounting assembly | |
JP4928544B2 (en) | Door opening and closing system for aircraft landing gear hangar | |
RU2730903C1 (en) | Opening and locking mechanism of aerodynamic rudder with two axes of folding | |
WO2009080732A3 (en) | Optimized configuration of engines for aircraft | |
RU2406662C1 (en) | Device to separated and jettison launch vehicle nose cone | |
CN106275515A (en) | A kind of development mechanism of satellite sun windsurfing | |
CN112441218A (en) | Flap actuation mechanism and method for deploying a flap | |
CN112357129A (en) | Inclined-pushing axial separation device for fairing | |
JP7411340B2 (en) | groove type entrance gimbal | |
US20190271282A1 (en) | Coupling | |
EP3392520B1 (en) | Vibration damping link and method therefor | |
CN116374155A (en) | Synchronous unfolding mechanism for aircraft wings | |
CN110260727A (en) | A kind of small-sized rudder face fold mechanism component | |
RU2336489C2 (en) | Folding wing of aircraft | |
CN106143876A (en) | Thrustor, movable device and aircraft | |
EP4356015A1 (en) | Hinge with internal on-axis rotational stop and shearing mechanisms | |
KR20100124588A (en) | Wing assembly and apparatus for launching flying object using the same | |
RU2002122608A (en) | ROCKET HEAD RADIATOR SEPARATION DEVICE | |
KR101775842B1 (en) | Simultaneous separating apparatus for aircraft external store | |
EP4177165A1 (en) | Strut for ram air turbine with inner damper rod |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180824 |
|
NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20200226 |
|
PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20210205 |