RU2649433C1 - Compartments separation node of the aircraft - Google Patents
Compartments separation node of the aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2649433C1 RU2649433C1 RU2017105334A RU2017105334A RU2649433C1 RU 2649433 C1 RU2649433 C1 RU 2649433C1 RU 2017105334 A RU2017105334 A RU 2017105334A RU 2017105334 A RU2017105334 A RU 2017105334A RU 2649433 C1 RU2649433 C1 RU 2649433C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- bolt
- thrust element
- head
- compartments
- thrust
- Prior art date
Links
- 238000000926 separation method Methods 0.000 title claims abstract description 21
- 230000001154 acute effect Effects 0.000 claims abstract description 5
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000013011 mating Effects 0.000 description 2
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Transmission Devices (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной технике, к конструкциям фюзеляжей, имеющих разделяемые отсеки.The invention relates to aircraft, to the design of the fuselage having a shared compartments.
Известен узел разделения отсеков летательного аппарата, содержащий основной отсек, отталкиваемый отсек, корпус со съемной крышкой и болтами крепления, закрепленный на основном отсеке, пиропатрон (источник газа избыточного давления), раздвигающийся фиксатор (упорный элемент) и поддерживающий его сдвигаемый поршень (сдвигаемый ограничитель положения упорного элемента), болт, соединяющий силовые элементы основного и отталкиваемого отсеков. Раздвигающийся фиксатор выполнен в виде разрезанного, например, на три независимых сегмента стопорного кольца, в хвостовой части тела болта, со стороны его боковой поверхности выполнена канавка (посадочное место для упорного элемента), в которой размещены сегменты, удерживаемые в канавке болта сдвигаемым поршнем, расположенным в корпусе, а болт удерживается сегментами в корпусе через сдвигаемый поршень. В полости поршня размещена гайка, установленная посредством резьбового соединения. Между крышкой и гайкой размещена пружина сжатия. На сегментах со стороны головки болта выполнен конус, поверхность которого взаимодействует с головкой болта при его затяжке и наклонена к оси тела болта под острым углом.A known unit for separating the compartments of the aircraft, comprising a main compartment, a pushed compartment, a housing with a removable cover and mounting bolts, is mounted on the main compartment, a squib (pressure source of gas), a sliding lock (stop element) and a sliding piston supporting it (movable position limiter thrust element), a bolt connecting the power elements of the main and repelled compartments. The sliding latch is made in the form of a snap ring cut, for example, into three independent segments, in the rear part of the bolt body, on the side of its lateral surface there is a groove (seat for the stop element), in which the segments are held in the bolt groove by a movable piston located in the housing, and the bolt is held by segments in the housing through a movable piston. A nut installed by means of a threaded connection is placed in the piston cavity. A compression spring is placed between the cover and the nut. A cone is made on the segments from the side of the bolt head, the surface of which interacts with the bolt head when it is tightened and is inclined to the axis of the bolt body at an acute angle.
Существенными признаками предлагаемого устройства, совпадающими с признаками прототипа, являются следующие: узел разделения отсеков летательного аппарата, включающий силовые элементы отсеков, болт, их соединяющий, по меньшей мере один упорный элемент, расположенный в посадочном месте, выполненном в хвостовой части тела болта со стороны его боковой поверхности, и сдвигаемый ограничитель положения упорного элемента, сообщенный с источником газа избыточного давления, при этом поверхность упорного элемента, взаимодействующая с головкой болта, наклонена к оси тела болта под острым углом.The essential features of the proposed device, which coincides with the features of the prototype, are as follows: node separation of the compartments of the aircraft, including the power elements of the compartments, a bolt connecting them, at least one thrust element located in the seat made in the tail of the body of the bolt from its side the side surface, and a movable limiter of the position of the thrust element in communication with the gas source of overpressure, while the surface of the thrust element interacting with the head bolt, tilted to the axis of the bolt body at an acute angle.
Прототип имеет следующие недостатки:The prototype has the following disadvantages:
- сложность конструкции, вследствие большого количества деталей, входящих в нее (корпус с крышкой, болты их крепления, поршень, гайка, пружина);- the complexity of the design, due to the large number of parts included in it (case with cover, bolts for their fastening, piston, nut, spring);
- большие габариты в поперечном направлении, намного превосходящие диаметр головки болта, что увеличивает объем, занимаемый узлом в фюзеляже;- large dimensions in the transverse direction, far exceeding the diameter of the bolt head, which increases the volume occupied by the node in the fuselage;
- диаметр головки болта равен диаметру его тела, что приводит к большим контактным напряжениям на головке болта при его затяжке инструментом, поэтому для обеспечения прочности необходимо дополнительно увеличивать диаметр головки болта и равный ему диаметр тела болта, что дополнительно приводит к увеличению габаритов всего узла в поперечном направлении и занимаемого им объема в фюзеляже;- the diameter of the head of the bolt is equal to the diameter of its body, which leads to large contact stresses on the head of the bolt when it is tightened with a tool, therefore, to ensure strength, it is necessary to further increase the diameter of the head of the bolt and the diameter of the body of the bolt equal to it, which additionally leads to an increase in the dimensions of the entire assembly in the transverse direction and volume occupied by it in the fuselage;
- для затяжки болтом отсеков необходимо снятие крышки корпуса узла разделения, пружины и гайки, а в процессе затяжки головки болта инструментом необходимо фиксировать от перемещения сдвигаемый поршень, что усложняет сборку летательного аппарата, ее трудоемкость и увеличивает время сборки.- to tighten the compartments with a bolt, it is necessary to remove the cover of the separation unit body, springs and nuts, and when tightening the bolt head with a tool, the movable piston must be fixed from movement, which complicates the assembly of the aircraft, its complexity and increases the assembly time.
Предлагаемым изобретением решается задача упрощения конструкции узла разделения отсеков, уменьшения его габаритов в поперечном направлении и объема занимаемого в фюзеляже, и упрощения сборки летательного аппарата.The present invention solves the problem of simplifying the design of the separation unit of the compartments, reducing its dimensions in the transverse direction and the volume occupied in the fuselage, and simplifying the assembly of the aircraft.
Для достижения названного технического результата в узле разделения отсеков летательного аппарата, включающем силовые элементы отсеков, болт, их соединяющий, по меньшей мере один упорный элемент, расположенный в посадочном месте, выполненном в хвостовой части тела болта со стороны его боковой поверхности, и сдвигаемый ограничитель положения упорного элемента, сообщенный с источником газа избыточного давления, при этом поверхность упорного элемента, взаимодействующая с головкой болта, наклонена к оси тела болта под острым углом, головка болта отделена от его тела, снабжена сквозным осевым отверстием под хвостовую часть тела и надвинута на нее, при этом в головке болта со стороны ее боковой поверхности, напротив посадочного места в хвостовой части тела, выполнено окно для установки упорного элемента, снабженное заглушкой, установленной в окне и закрепленной на головке болта, а со стороны торцевой поверхности в хвостовой части тела болта выполнено осевое отверстие, пересекающее посадочное место упорного элемента, и входной конус, при этом сдвигаемый ограничитель положения упорного элемента выполнен в виде цилиндрического тела, расположенного в осевом отверстии тела болта под посадочным местом и снабженного выходным конусом, ответным входному конусу в хвостовой части тела болта и заклиненным в нем, а сообщение сдвигаемого ограничителя с источником газа избыточного давления выполнено со стороны торца его хвостовой части через сквозное отверстие. Дополнительно, для упрощения изготовления узла разделения отсеков, упорный элемент выполнен сферическим. Кроме того, для дополнительного уменьшения габаритов в поперечном направлении узла разделения отсеков, упорный элемент выполнен в виде цилиндра со сферическими торцами, расположенного вдоль тела болта. Для обеспечения безопасности, при наличии вблизи сдвигаемого ограничителя легкоразрушаемых других узлов и деталей летательного аппарата, узел разделения отсеков снабжен уловителем сдвигаемого ограничителя, закрепленным на наружной торцевой поверхности головки болта.To achieve the named technical result in the node for separating the compartments of the aircraft, including the power elements of the compartments, a bolt connecting them at least one thrust element located in the seat made in the tail of the body of the bolt from the side of its side surface, and a movable position limiter thrust element, in communication with a source of gas overpressure, while the surface of the thrust element interacting with the head of the bolt is inclined to the axis of the body of the bolt at an acute angle, the head and the bolt is separated from its body, provided with a through axial hole for the tail of the body and pulled onto it, while in the head of the bolt from the side of its side surface, opposite the seat in the tail of the body, a window for installing the stop element is provided, equipped with a plug installed in the window and fixed on the head of the bolt, and on the side of the end surface in the rear part of the body of the bolt there is an axial hole intersecting the seat of the thrust element and the inlet cone, while the movable limiter is set The thrust element is made in the form of a cylindrical body located in the axial hole of the bolt body under the seat and provided with an outlet cone mating to the inlet cone in the rear part of the bolt body and stuck in it, and the sliding limiter is connected to the overpressure gas source from the end face of it the tail through the through hole. Additionally, to simplify the manufacture of the separation unit, the thrust element is made spherical. In addition, to further reduce the dimensions in the transverse direction of the compartment separation unit, the thrust element is made in the form of a cylinder with spherical ends located along the body of the bolt. To ensure safety, if there are easily destructible other units and parts of the aircraft near the movable limiter, the compartment separation unit is equipped with a movable limiter trap mounted on the outer end surface of the bolt head.
Отличительными признаками предлагаемого устройства от прототипа является то, что головка болта отделена от его тела, снабжена сквозным осевым отверстием под хвостовую часть тела и надвинута на нее, при этом в головке болта со стороны ее боковой поверхности, напротив посадочного места в хвостовой части тела, выполнено окно для установки упорного элемента, снабженное заглушкой, установленной в окне и закрепленной на головке болта, а со стороны торцевой поверхности в хвостовой части тела болта выполнено осевое отверстие, пересекающее посадочное место упорного элемента, и входной конус, при этом сдвигаемый ограничитель положения упорного элемента выполнен в виде цилиндрического тела, расположенного в осевом отверстии тела болта под посадочным местом и снабженного выходным конусом, ответным входному конусу в хвостовой части тела болта и заклиненным в нем, а сообщение сдвигаемого ограничителя с источником газа избыточного давления выполнено со стороны торца его хвостовой части через сквозное отверстие; упорный элемент выполнен сферическим; упорный элемент выполнен в виде цилиндра со сферическими торцами, расположенного вдоль тела болта; узел разделения отсеков снабжен уловителем сдвигаемого ограничителя, закрепленным на наружной торцевой поверхности головки болта.Distinctive features of the proposed device from the prototype is that the bolt head is separated from its body, provided with a through axial hole for the tail of the body and pulled onto it, while in the bolt head from the side of its side surface, opposite the seat in the tail of the body, a window for installing the thrust element, equipped with a plug installed in the window and mounted on the head of the bolt, and from the end surface in the rear part of the body of the bolt there is an axial hole crossing the seat full-time position of the thrust element, and the input cone, while the movable limiter of the position of the thrust element is made in the form of a cylindrical body located in the axial hole of the bolt body under the seat and provided with an output cone mating to the entrance cone in the tail of the bolt body and wedged in it the message of the movable limiter with the gas source of excess pressure is made from the side of the end of its tail through a through hole; thrust element is made spherical; the thrust element is made in the form of a cylinder with spherical ends located along the body of the bolt; the compartment separation unit is equipped with a trap of a movable limiter mounted on the outer end surface of the bolt head.
Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными достигается следующий технический результат: упрощается конструкция узла разделения отсеков, уменьшаются его габариты в поперечном и продольном направлениях, объем и масса узла, облегчается сборка отсеков летательного аппарата.Due to the presence of these distinctive features, together with the known ones, the following technical result is achieved: the design of the compartment separation unit is simplified, its dimensions in the transverse and longitudinal directions, the volume and mass of the unit are reduced, the assembly of the aircraft compartments is facilitated.
Предложенное техническое решение может найти применение в авиационно-космической технике для, преимущественно, беспилотных ЛА с разгонными и отделяемыми отсеками.The proposed technical solution can find application in aerospace technology for, mainly, unmanned aircraft with booster and detachable compartments.
Узел разделения отсеков ЛА представлен на фиг. 1-3.The separation unit for the aircraft compartments is shown in FIG. 1-3.
На фиг. 1 представлен узел разделения отсеков в сборе.In FIG. 1 shows an assembly for separating compartments.
На фиг. 2 представлено положение в узле разделения сферических упорных элементов (место А фиг. 1), поясняющее работоспособность узла при разделении отсеков летательного аппарата, и сечение упорных элементов, находящееся между точкой контакта головки болта с поверхностью упорного элемента и точкой контакта поверхности упорного элемента с поверхностью посадочного места тела болта, воспринимающее усилие среза после затяжки болтом силовых элементов отсеков летательного аппарата.In FIG. 2 shows the position in the separation unit of the spherical thrust elements (place A of FIG. 1), explaining the operation of the node when separating the compartments of the aircraft, and the section of the thrust elements located between the contact point of the bolt head with the surface of the thrust element and the contact point of the surface of the thrust element with the surface of the landing element places of the body of the bolt, the perceiving shear force after tightening the power elements of the aircraft compartments by the bolt.
На фиг. 3 представлено положение в узле разделения упорных элементов, выполненных в виде цилиндра со сферическими торцами, поясняющее работоспособность узла при разделении отсеков летательного аппарата, и сечение упорных элементов, находящееся между точкой контакта головки болта с поверхностью упорного элемента и точкой контакта поверхности упорного элемента с поверхностью посадочного места тела болта, воспринимающее усилие среза после затяжки болтом силовых элементов отсеков летательного аппарата.In FIG. 3 shows the position in the separation unit of thrust elements made in the form of a cylinder with spherical ends, explaining the operation of the node when separating the compartments of the aircraft, and the cross section of the thrust elements located between the contact point of the bolt head with the surface of the thrust element and the contact point of the surface of the thrust element with the surface of the landing places of the body of the bolt, the perceiving shear force after tightening the power elements of the aircraft compartments by the bolt.
Узел разделения отсеков летательного аппарата включает силовые элементы 1 и 2 отсеков 3 и 4, болт 5, их соединяющий, упорные элементы 6, расположенные в посадочных местах 7, выполненных в хвостовой части 8 тела 9 болта 5 со стороны его боковой поверхности. Головка 10 болта 5 отделена от его тела 9, снабжена сквозным осевым отверстием 11 под хвостовую часть 8 тела 9 и надвинута на нее, при этом в головке 10 болта 5 со стороны ее боковой поверхности, напротив посадочных мест 7 в хвостовой части 8 тела 9, выполнены окна 12 для установки упорных элементов 6, снабженные заглушками 13, установленными в окнах 12 и закрепленными на головке 10 болта 5 сварными соединителями 14. Крепление заглушек 13 может быть реализовано и другим известным способом, например резьбовым соединением (на фигурах не показано). Со стороны торцевой поверхности 15 в хвостовой части 8 тела 9 болта 5 выполнено осевое отверстие 16, пересекающее посадочные места 7 для упорных элементов 6, и входной конус 17, при этом сдвигаемый ограничитель положения упорных элементов 6 выполнен в виде цилиндрического тела 18, расположенного в осевом отверстии 16 в хвостовой части 8 тела 9 болта 5 под посадочными местами 7, и снабженными выходным конусом 19, ответным входному конусу 17 и заклиненным в нем. Сообщение цилиндрического тела 18 с источником газа избыточного давления, например пиропатроном 20, реализовано через сквозное отверстие 21 с резьбовым соединением 22 со стороны торца 23 хвостовой части 24 цилиндрического тела 18. Упорные элементы 6 могут быть выполнены сферическими (фиг. 2). При больших усилиях затяжки и для дополнительного уменьшения габаритов болта 5 упорные элементы могут быть выполнены в виде цилиндров 25 (фиг. 3) со сферическими торцами 26, расположенных вдоль тела 9 болта 5, с соответствующим изменением формы посадочных мест 7 и окон 12. Количество упорных элементов 6 варьируется в зависимости от усилия затяжки силовых элементов 1 и 2, и не может быть меньше одного, для обеспечения связи головки 10 с телом 9 болта 5. Узел разделения отсеков снабжен уловителем 27 (фиг. 1) цилиндрического тела 18, закрепленным на наружной торцевой поверхности 28 головки 10 болта 5. Для крепления отсеков 3 и 4 болтом 5 в силовом элементе 1 выполнено отверстие 29, а в силовом элементе 2 выполнена резьба 30.The separation unit of the aircraft compartments includes power elements 1 and 2 of the compartments 3 and 4, a bolt 5 connecting them, thrust elements 6 located in the seats 7, made in the tail part 8 of the body 9 of the bolt 5 from the side of its side surface. The head 10 of the bolt 5 is separated from its body 9, provided with a through axial hole 11 under the tail part 8 of the body 9 and is pulled onto it, while in the head 10 of the bolt 5 from the side of its side surface, opposite the seats 7 in the tail part 8 of the body 9, windows 12 for installing the stop elements 6 are made, provided with plugs 13 installed in the windows 12 and fixed on the head 10 of the bolt 5 by welded connectors 14. The caps 13 can be fastened in another known manner, for example, by a threaded connection (not shown in the figures). From the side of the end surface 15 in the rear part 8 of the body 9 of the bolt 5, an axial hole 16 is made intersecting the seats 7 for the stop elements 6 and the inlet cone 17, while the movable limiter of the position of the stop elements 6 is made in the form of a cylindrical body 18 located in the axial holes 16 in the rear part 8 of the body 9 of the bolt 5 under the seats 7, and provided with an output cone 19, a response to the input cone 17 and jammed therein. The communication of the cylindrical body 18 with an overpressure gas source, for example a squib 20, is realized through a through hole 21 with a threaded connection 22 from the end face 23 of the rear part 24 of the cylindrical body 18. The stop elements 6 can be made spherical (Fig. 2). With high tightening forces and to further reduce the dimensions of the bolt 5, the thrust elements can be made in the form of cylinders 25 (Fig. 3) with spherical ends 26 located along the body 9 of the bolt 5, with a corresponding change in the shape of the seats 7 and windows 12. The number of thrust of the elements 6 varies depending on the tightening force of the power elements 1 and 2, and cannot be less than one, to ensure the connection of the head 10 with the body 9 of the bolt 5. The node for separating the compartments is equipped with a trap 27 (Fig. 1) of the cylindrical body 18, mounted on the outer the end surface 28 of the head 10 of the bolt 5. For mounting the compartments 3 and 4 with a bolt 5 in the power element 1, a hole 29 is made, and a thread 30 is made in the power element 2.
Узел разделения отсеков 3 и 4 летательного аппарата (фиг. 1) работает следующим образом. Силовые элементы 1 и 2 подводят друг к другу. В отверстие 29 вставляется болт 5. Инструмент (ключ, на чертежах не показан) одевается на головку болта 5 и завинчивает его тело 9 по резьбе 30 с созданием необходимого тарированного усилия затяжки. В отличие от прототипа, благодаря размещению цилиндрического тела 18 в отверстии 16 тела 9 болта 5, а также закреплению пиропатрона 20 в отверстии 21 резьбовым соединением 22, и отсутствию в узле корпуса с крышкой и пружиной, уменьшаются габариты узла разделения в объеме отсека 3 как по длине узла разделения, так и в поперечном направлении, кроме того, по сравнению с прототипом, при затяжке болта 5 в резьбу 30, обеспечивается свободный доступ ключа головки 10, при этом не надо фиксировать сдвигаемый ограничитель положения упорных элементов 6 и 25, что облегчает сборку отсеков летательного аппарата. Вследствие уменьшения габаритов узла разделения, уменьшается и его масса. Для разделения отсеков задействуется пиропатрон 20, при этом газ избыточного давления по сквозному отверстию 21 поступает в осевое отверстие 16, выполненное со стороны торца 15 хвостовой части 8 тела 9 болта 5, повышая давление в полости отверстия 16 и формируя силу, действующую на торцевую поверхность цилиндрического тела 18. При определенной величине силы давления газов, превышающей усилие заклинивания выходного конуса 9 цилиндрического тела 18 во входном конусе 17 хвостовой части 8 тела 9 и силу трения упорных элементов 6 по боковой поверхности цилиндрического тела 18, происходит его выход из отверстия 16 в уловитель 27 или окружающую болт 5 полость отсека 3, при отсутствии уловителя 27. Благодаря тому, что объем полости отверстия 16 между торцами цилиндрического тела 18 и отверстия 16 может быть минимальным, для обеспечения зазора, необходимого для заклинивания выходного конуса 19 цилиндрического тела 18 во входном конусе 17 отверстия 16 в хвостовой части 8 тела 9, запас рабочего тела в источнике газа избыточного давления, например пиропатрона 20, может быть минимальным, что обеспечивает уменьшение его массы. Сила затяжки болта 5 по резьбе 30 (Fзат., фиг. 2), благодаря наклону под углом α поверхности упорного элемента 6 к оси тела 9 болта 5, действует в осевом направлении усилием F1 и в направлении оси тела 9 усилием F2. При нахождении цилиндрического тела 18 в осевом отверстии 16 усилие F2 компенсируется силой F3, действующей на упорный элемент со стороны боковой поверхности цилиндрического тела 18 на упорный элемент 6. После выхода цилиндрического тела 18 из осевого отверстия 16 сила F3 исчезает и под действием усилия F2 упорный элемент 6 из посадочного места 7 перемещается в полость осевого отверстия 16. Аналогично, в полость осевого отверстия 16 попадают и остальные упорные элементы 6, при их наличии, освобождая крепление головки 10 к телу 9 болта 5. Дальнейшее движение отсеков 3 и 4 при их разделении осуществляется силой тяги двигателя одного из этих отсеков, например отсека 3 и силой торможения аэродинамических поверхностей противоположного отсека 4 (на чертежах не показано). При выполнении упорного элемента 6 сферическим (фиг. 2) или в виде цилиндра 25 со сферическими торцами 26 выход сферического упорного элемента 6 или цилиндра 25 из посадочного места 7 под воздействием усилия F2 осуществляется за счет качения вокруг точки касания Б упорного по диаметру (dш, фиг. 2) сферического упорного элемента 6 или по радиусу сферического торца 26 цилиндра 30 (dц, фиг. 3), что уменьшает величину усилия F2, необходимую для выхода сферического упорного элемента 6 или цилиндра 25 из посадочного места, благодаря этому дополнительно увеличивает надежность работы узла разделения отсеков 3 и 4. Касание сферического упорного элемента 6 об боковую поверхность цилиндрического тела 18 осуществляется в точке (фиг. 2), а касание цилиндра 25 - по линии их соприкосновения (фиг. 3), что обеспечивает минимальную поверхность трения сферического упорного элемента 6 и цилиндра 25 по боковой поверхности цилиндрического тела 18 при его выходе из отверстия 16, и, благодаря этому, уменьшает величину силы давления газов, необходимую для выхода, и массу рабочего тела источника, например пиропатрона 20. Кроме того, уменьшение величины силы давления газа для выхода цилиндрического тела 18 дополнительно увеличивает надежность работы узла разделения отсеков летательного аппарата.The separation unit of the compartments 3 and 4 of the aircraft (Fig. 1) works as follows. Power elements 1 and 2 are brought to each other. A bolt 5 is inserted into the hole 29. The tool (a wrench, not shown in the drawings) is put on the head of the bolt 5 and screwed its body 9 along the thread 30 to create the necessary tared torque. Unlike the prototype, by placing the cylindrical body 18 in the hole 16 of the body 9 of the bolt 5, as well as fixing the squib 20 in the hole 21 with a threaded connection 22, and the absence of a body with a cover and a spring, the dimensions of the separation unit in the volume of the compartment 3 are reduced as the length of the separation unit, and in the transverse direction, in addition, in comparison with the prototype, when the bolt 5 is tightened into the thread 30, the key of the head 10 is freely accessible, without moving the movable limiter of the position of the stop elements 6 and 25, which It facilitates the assembly of the compartments of the aircraft. Due to the reduction in the size of the separation unit, its mass is also reduced. To separate the compartments, a squib 20 is used, while the overpressure gas through the through-hole 21 enters the axial hole 16, made from the end face 15 of the tail part 8 of the body 9 of the bolt 5, increasing the pressure in the cavity of the hole 16 and forming a force acting on the end surface of the cylindrical body 18. At a certain value of the gas pressure force exceeding the jamming force of the output cone 9 of the cylindrical body 18 in the input cone 17 of the tail part 8 of the body 9 and the friction force of the thrust elements 6 along the side surface of the cylindrical body 18, it leaves the hole 16 in the trap 27 or the surrounding bolt 5 cavity of the compartment 3, in the absence of the trap 27. Due to the fact that the volume of the cavity of the hole 16 between the ends of the cylindrical body 18 and the hole 16 can be minimal, to ensure a clearance, necessary for jamming the output cone 19 of the cylindrical body 18 in the inlet cone 17 of the hole 16 in the rear part 8 of the body 9, the supply of the working fluid in the gas source of overpressure, for example, a squib 20, can be minimized, which reduces ix its mass. The strength of the tightening bolt 5 threadedly 30 (F tightened., FIG. 2), thanks to the inclination angle α surface of the abutment member 6 to the body axis 9 of the screw 5, acts in the axial direction of force F 1 and in the direction of axis of the body 9, a force F 2. When the cylindrical body 18 is in the axial hole 16, the force F 2 is compensated by the force F 3 acting on the stop element from the side of the lateral surface of the cylindrical body 18 on the stop element 6. After the cylindrical body 18 leaves the axial hole 16, the force F 3 disappears and under the force F 2 the stop element 6 from the seat 7 moves into the cavity of the axial hole 16. Similarly, the remaining stop elements 6, if any, fall into the cavity of the axial hole 16, releasing the fastening of the head 10 to the body 9 of the bolt 5. Further movement compartments 3 and 4 are separated when they are separated by the thrust force of the engine of one of these compartments, for example compartment 3 and the braking force of the aerodynamic surfaces of the opposite compartment 4 (not shown in the drawings). When the thrust element 6 is made spherical (Fig. 2) or in the form of a cylinder 25 with spherical ends 26, the output of the spherical thrust element 6 or cylinder 25 from the seat 7 under the influence of force F 2 is due to rolling around the contact point B of a diameter-thrust (d W , Fig. 2) of the spherical thrust element 6 or along the radius of the spherical end face 26 of the cylinder 30 (d c , Fig. 3), which reduces the amount of force F 2 required to exit the spherical thrust element 6 or cylinder 25 from the seat, due to this additionally taken away increases the reliability of the separation unit of compartments 3 and 4. The contact of the spherical thrust element 6 on the side surface of the cylindrical body 18 is carried out at a point (Fig. 2), and the cylinder 25 is touched along the line of contact (Fig. 3), which ensures a minimum friction surface spherical thrust element 6 and the cylinder 25 along the lateral surface of the cylindrical body 18 when it leaves the hole 16, and, due to this, reduces the amount of gas pressure force needed to exit, and the mass of the working medium of the source, for example, a squib 20. In addition, a decrease in the gas pressure force for the exit of the cylindrical body 18 further increases the reliability of the operation of the separation unit of the aircraft compartments.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017105334A RU2649433C1 (en) | 2017-02-20 | 2017-02-20 | Compartments separation node of the aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017105334A RU2649433C1 (en) | 2017-02-20 | 2017-02-20 | Compartments separation node of the aircraft |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2649433C1 true RU2649433C1 (en) | 2018-04-03 |
Family
ID=61867378
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017105334A RU2649433C1 (en) | 2017-02-20 | 2017-02-20 | Compartments separation node of the aircraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2649433C1 (en) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1834484A1 (en) * | 1991-01-08 | 1996-04-10 | Научно-производственное объединение "Тайфун" | Device for dividing compartments of flying vehicle |
| EP1185836B1 (en) * | 1999-06-04 | 2006-01-11 | Nammo Raufoss AS | Translation and locking mechanism in missile |
| US8739682B2 (en) * | 2008-02-28 | 2014-06-03 | GM Global Technology Operations LLC | Pneumatic actuator |
| RU2528473C2 (en) * | 2012-11-29 | 2014-09-20 | Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Assy for separation of aircraft compartments |
-
2017
- 2017-02-20 RU RU2017105334A patent/RU2649433C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1834484A1 (en) * | 1991-01-08 | 1996-04-10 | Научно-производственное объединение "Тайфун" | Device for dividing compartments of flying vehicle |
| EP1185836B1 (en) * | 1999-06-04 | 2006-01-11 | Nammo Raufoss AS | Translation and locking mechanism in missile |
| US8739682B2 (en) * | 2008-02-28 | 2014-06-03 | GM Global Technology Operations LLC | Pneumatic actuator |
| RU2528473C2 (en) * | 2012-11-29 | 2014-09-20 | Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Assy for separation of aircraft compartments |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU171804U1 (en) | AIRCRAFT COMPARTMENT SEPARATION NODE | |
| US3926090A (en) | Separation nut | |
| US3405593A (en) | Separation device | |
| US20130101369A1 (en) | Tripped unlocking device, connecting two detachable subassemblies | |
| KR101979046B1 (en) | Parking piston direct connection to apr rod | |
| CN105216776A (en) | The pneumatic brake valve of a kind of 21MPa | |
| CN110697089A (en) | Combined type bears non-firer greatly and connects separator | |
| US6662702B1 (en) | Pyrotechnically releasable mechanical linking device | |
| RU2304236C1 (en) | Device for locking article parts detachable during operation | |
| CN105422586A (en) | Low-noise separation bolt | |
| US3053131A (en) | Explosively released bolt | |
| RU2649433C1 (en) | Compartments separation node of the aircraft | |
| FR3021298A1 (en) | ENGINE ATTACHMENT FOR AN AIRCRAFT | |
| US2815698A (en) | Attachments incorporating explosive bolts or the like | |
| CN103280665A (en) | Electrical connector forced separation device for separation of spacecrafts | |
| RU2426676C1 (en) | Structural element connector/disconnector | |
| RU2564253C2 (en) | Method for fire protection of vehicle and device therefor | |
| JP4481311B2 (en) | Explosive coupling device | |
| RU153012U1 (en) | DEVICE FOR RACFIXING COMPARTMENTS OF Aircraft | |
| US3261261A (en) | Separable fastener assembly | |
| CN104061261A (en) | Automatic interval-adjusting force-restoring mechanism | |
| RU2500591C1 (en) | Aircraft compartment separation system | |
| US9981646B2 (en) | Brake cylinder | |
| US3331278A (en) | Separable fastener assembly | |
| US2926638A (en) | Thruster with by-pass |