RU2231486C2

RU2231486C2 - Device for separation of nose of carrier rocket

Info

Publication number: RU2231486C2
Application number: RU2002122608/11A
Authority: RU
Inventors: О.Н. Жданов (RU); О.Н. Жданов; Б.Н. Хлопков (RU); Б.Н. Хлопков
Priority date: 2002-08-23
Filing date: 2002-08-23
Publication date: 2004-06-27

Abstract

FIELD: space equipment, applicable for separation of dropped nose cone of carrier rocket.

SUBSTANCE: the device has a pusher including a sleeve and a stop with an eye secured on a bracket by means of a pin, spring-loaded flange, tailpiece engageable with the support and the central rod with a ring spread positioned inside the sleeve - all fastened on the carrier rocket for rotation of the flap. Each pusher is installed on the outer surface of the flaps for deflection, provided with a housing and a damper, the central rod is rigidly fastened to the flange with the tailpiece installed on its opposite side for adjustment of its axial position. The sleeve is made with an inner ring boss. The outer surface of the ring spread of the central rod is engageable with the inner surface of the sleeve. The housing is made for enveloping the flange outer surface. The damper is installed on the central rod between its ring spread and the inner ring boss of the flange. The stop is provided with a pin rocker bearing fastened in its eye by an outer ring, and on the pin-by an inner ring. The central rod is installed for fixation relative to the stop. The bracket is provided with a local fairing. The support is fastened on the carrier rocket. The pin axis is parallel with the axis of flap rotation, and the tailpiece is made with a spherical tip.

EFFECT: enhanced reliability of separation of the nose cone.

3 dwg

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 G 1/64, priority 05/08/86).

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 flaps 2, 3 mounted on the launch vehicle 1 with the possibility of rotation, the pushers 4 mounted on the outer surface of the said flaps with the possibility of deflection, which eliminates the possibility of contact with the payload. Each pusher includes a stop 5 with an eyelet 6 and a casing 7, a sleeve 8 fixed on the stop with screws, having an internal annular tide 9 and a supporting shoulder 10. The stop 5 is equipped with an articulated bearing, the outer ring 11 of which is fixed in its eyelet 6, and the inner 12 - on the finger 13, the axis of which is parallel to the axis of rotation of the sash and is located in the eyes of the bracket 14. On the finger 13, in contact with the ends of the inner ring of the articulated bearing and the inner surfaces of the eyes of the bracket 14, washers 15 are mounted on the stop 5 and the bracket 14 spring 16. The bracket 14 is mounted on the sash and is equipped with a local cowl 17. The casing 7 covers the flange 18 and the spring 19 located between it and the stop 5. In the casing 7 and the flange 18 there is a coaxial hole 20 for their mutual fixation of a non-working state, for example, with a pin (not shown) for the controlled installation of the pusher. The flange 18 has a central rod 21 and a shank 22 with a nut 23 and a spherical tip 24, interacting with the support 25 mounted on the launch vehicle 1, which, together with the corresponding installation of the pushers themselves and the fact that the axis of the finger is parallel to the axis of rotation of the sash, eliminates the presence of bending moment on the axis of rotation of the valves. The central shaft 21 has an annular broadening 26 and a damper 27.

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 hole 20 is installed with a spherical tip 24 on the support 25 mounted on the carrier rocket 1. Between the eyes of each bracket 14 mounted on the wings 2, 3, mounted on the carrier rocket 1, the eye 6 of the stop 5 is inserted. The inner ring 12 of the articulated bearing is mounted on the pin 13 located in the eyes of the bracket 14. At the same time, washers 15 are located between the ends of the inner ring 12 of the articulated bearing and the inner surfaces of the eyes of the bracket 14 to obtain the necessary pusher deflection angle. After installing the pusher, the pin is removed. Equality of efforts of the pusher springs 19 is achieved by moving the shank 22 in the flange 18 and its subsequent final fixation. The reduction of dynamic loading in flight is facilitated by the installation of the local fairing 17 and the casing closing the structure 7. After giving the command to the compartment, the force connections of the wings 2, 3 are broken along the separation plane and with the launch vehicle 1. Under the action of the spring 19, the flange 10 of the sleeve 8 moves on the surface of the central rod 21, and the outer surface of its annular broadening 26 - on the inner surface of the sleeve 8, moving the flange 18. After reaching the specified angle of rotation of the annular tide 9 of the sleeve 8 interacts moves with damper 27, deforming it and damping the shock pulse. Sashes 2, 3 come out of the devices holding them, the pushers 4 are rejected and together with the wings are separated from the launch vehicle 1.

Claims

Устройство разделения головного обтекателя ракеты-носителя, содержащее 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, отличающееся тем, что оно 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.A device for separating the head fairing of the launch vehicle, comprising a flap mounted on it with the possibility of rotation, a pusher including a sleeve and an abutment with an eye fixed to the bracket with a finger, a spring-loaded flange, a shank interacting with the support, and a central ring ring located inside the sleeve widening, characterized in that it is equipped with additional pushers, and each pusher is mounted on the outer surface of the said wings with the possibility of deviation, equipped with a casing and a damper ohm, the central rod is rigidly fastened to the flange, on the opposite side of which the shank is mounted with the possibility of adjusting its axial position, the sleeve is made with an inner ring 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 the flange, the damper is mounted on the central rod between its annular broadening and the inner annular tide of the sleeve, the emphasis is provided with a hinged support a bolt fixed with an outer ring in its eye and an inner ring on the finger, the central shaft being mounted with the possibility of fixing relative to the stop, the bracket is equipped with a local cowl, 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 tip .