устройство для отделения блока автономной двигательной установки от разгонного ракетного блока с двигательной установкой многократного запуска и способ его осуществления

Формула изобретения

1. Устройство для отделения блока автономной двигательной установки от разгонного ракетного блока с двигательной установкой многократного запуска, содержащее средства крепления, средства отделения и по два узла разворота на каждый блок автономной двигательной установки, образующие геометрическую ось вращения, перпендикулярную плоскости симметрии узлов разворота, проходящую через продольную ось разгонного ракетного блока, при этом каждый из узлов разворота состоит из неподвижной и подвижной частей, отличающееся тем, что узлы разворота установлены на внешней стороне нижнего днища нижнего по отношению к направлению полета бака разгонного ракетного блока, при этом неподвижная часть узла разворота одной стороной жестко установлена на нижнем днище нижнего бака разгонного ракетного блока, а в ее противоположной стороне, имеющей форму проушины, выполнено сквозное отверстие в виде сферы, симметричной относительно срединной плоскости проушины, перпендикулярной геометрической оси вращения, центр которой лежит в точке пересечения срединной плоскости проушины с геометрической осью вращения, при этом в нижней по отношению к нижнему днищу бака части проушины выполнен сквозной вырез, симметричный относительно плоскости, проходящей через указанную геометрическую ось вращения и ориентированной относительно оси разгонного ракетного блока в диапазоне углов, исключающих соударение блоков отделяемой автономной двигательной установки с элементами конструкции разгонного ракетного блока, при этом в проушину установлен сферический вкладыш, ширина которого равна ширине проушины, а его внешняя поверхность сопряжена с поверхностью сферического отверстия в проушине, причем на внешней поверхности сферического вкладыша симметрично срединной плоскости проушины выполнен паз, эквидистантный поверхности сферического вкладыша, в один конец которого со стороны неподвижной части узла разворота вставлен с зазором ограничитель поворота сферического вкладыша, причем ось ограничителя пересекает указанную геометрическую ось вращения, а сам паз ориентирован в сторону, противоположную направлению поворота сферического вкладыша, кроме того, в сферическом вкладыше выполнен клиновой вырез, симметричный относительно плоскости исходного состояния узла разворота, проходящей через его геометрическую ось вращения и ц.м. отделяемого блока автономной двигательной установки в его исходном положении, причем ширина этого выреза на внешней поверхности упомянутого сферического вкладыша, обращенной в сторону отделяемого блока автономной двигательной установки, не превышает ширину выреза в нижней части проушины, при этом подвижная часть каждого из узлов разворота является элементом конструкции отделяемого блока автономной двигательной установки и выполнена в виде вилки, в которую симметрично с зазором входит проушина неподвижной части узла разворота, причем на вилке соосно с указанной геометрической осью вращения жестко установлена цилиндрическая полуось вращения отделяемого блока автономной двигательной установки, на которой жестко зафиксирован клиновой вкладыш, входящий в указанный конический вырез сферического вкладыша проушины и сопряженный своей клиновой поверхностью с клиновой поверхностью в сферическом вкладыше проушины, а внешние поверхности этих вкладышей образуют единую сферическую поверхность, при этом средство крепления отделяемого блока автономной двигательной установки к разгонному ракетному блоку и средство отделения установлены соосно на кронштейне отделяемого блока автономной двигательной установки, который сопряжен с ответным кронштейном на нижнем баке разгонного ракетного блока таким образом, что расстояние от оси разгонного ракетного блока до узла разворота превышает аналогичное расстояние до средств крепления и отделения.

2. Способ отделения автономной двигательной установки от разгонного ракетного блока с двигательной установкой многократного запуска, включающий формирование команд на включение двигательной установки многократного запуска разгонного ракетного блока, выключение автономной двигательной установки и на отделение ее блоков от разгонного ракетного блока, а также на сообщение каждому из ее блоков импульса отделения, отличающийся тем, что сначала формируют команду на последний запуск двигательной установки многократного запуска разгонного ракетного блока, а затем, после начала выхода на режим полной тяги двигательной установки разгонного ракетного блока, выключают автономную двигательную установку, а ее отделение осуществляют с одновременной реализацией импульса на ее отделение при выполнении условия:

Gn_Xl+P ₂l₂ Pl₁,

где G - вес блока автономной двигательной установки;

n_X - осевая перегрузка разгонного ракетного блока, создаваемая его двигательной установкой;

l - плечо силы веса блока автономной двигательной установки относительно оси его вращения;

Р ₂ - начальная сила пружинного толкателя отделения блока автономной двигательной установки;

l₂ - плечо силы упомянутого пружинного толкателя относительно оси вращения блока автономной двигательной установки;

Р - текущее значение величины тяги последействия блока автономной двигательной установки;

l₁ - плечо упомянутой тяги относительно оси вращения блока автономной двигательной установки.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к системам отделения пассивных элементов конструкции от разгонных ракетных блоков, предназначенных для выведения космических объектов на заданные орбиты.

Известны устройства, служащие для отделения пассивных элементов конструкции ракетно-космических комплексов, такие как пружинные, пневматические или пиротехнические толкатели, РДТТ и др. [1, стр. 33]. Каждое из этих устройств имеет свои достоинства и недостатки, но использование любого из них сопряжено с определенными массовыми затратами. Следует отметить, что отделение автономной двигательной установки, состоящей из двух блоков, имеет свою специфику. Автономная двигательная установка обеспечивает ориентацию и стабилизацию разгонного ракетного блока на пассивных участках его полета. Другое ее назначение - обеспечение заданного числа запусков двигательной установки многократного запуска разгонного ракетного блока. На пассивном участке траектории жидкие компоненты топлива в баках разгонного ракетного блока могут занимать произвольное положение. С целью обеспечения их прилива к заборным устройствам баков автономная двигательная установка, работающая на собственном топливе, запускается за несколько минут до запуска двигательной установки разгонного ракетного блока. Создаваемое ею ускорение в направлении оси разгонного ракетного блока обеспечивает к моменту запуска его двигательной установки многократного запуска перемещение компонентов топлива к нижним днищам баков, где и расположены заборные устройства.

После последнего запуска двигательной установки многократного запуска разгонного ракетного блока автономная двигательная установка, как исчерпавшая свое функциональное назначение, отделяется.

Следует также отметить, что отделение автономной двигательной установки производится при работающей двигательной установке многократного запуска разгонного ракетного блока. Кроме того, учитывая плотную компоновку нижней части разгонного ракетного блока, отделение можно производить только в направлении, исключающем соударение блоков автономной двигательной установки с элементами конструкции, находящимися во внутренней полости хвостового отсека разгонного ракетного блока. В этом случае наиболее целесообразным представляется введение в состав каждого из блоков отделяемой автономной двигательной установки оси вращения.

Наиболее близким к предложенному устройству и способу отделения, взятыми за прототип, является устройство для отделения от ракетного блока хвостового отсека и способ его осуществления [2]. Задачей изобретения, взятого в качестве прототипа, является сообщение створкам хвостового отсека относительной скорости отделения в поперечном направлении без использования специально предусмотренных для этого средств отделения. Сбрасываемый хвостовой отсек, разделяемый по продольному и поперечному стыкам, состоит из двух створок. В состав каждой из створок входит по два узла разворота, образующих геометрическую ось вращения. В состав узла разворота входит корпус с наклонной направляющей, полуось вращения и обойма. Устройство в прототипе работает следующим образом. По достижению двигательной установкой ракетного блока номинальной установившейся величины тяги в заданной последовательности подаются команды на раскрытие сначала продольного стыка, а затем поперечного. Под действием приложенной в ц.м. створок равнодействующей сил инерции, обусловленных работой двигательной установки ракетного блока, створка начинает вращательное движение относительно узлов разворота. При этом каждая из полуосей вращения, жестко скрепленная с отделяемой створкой, вместе с обоймой поворачивается внутри корпуса узла разворота. При повороте створки на угол _p (угол раскрытия узла разворота) становятся параллельными продольная ось ракетного блока с прямой, соединяющей геометрическую ось вращения створки с ее ц.м., а также плоскость среза полуоси вращения с плоскостью наклонной направляющей. В этом положении створка приобретает максимальную составляющую относительной поперечной скорости. После раскрытия узла разворота створка совершает вращательно-поступательное движение, контактируя полуосями вращения с наклонными направляющими корпусов узлов разворота. В этом устройстве величина угла раскрытия узла разворота ( _p) совместно с длиной направляющих выбираются из условия сообщения отделяемым створкам максимальной поперечной составляющей относительной скорости.

Способ отделения, описанный в прототипе, предусматривает формирование команд на раскрытие продольного и поперечного стыков хвостового отсека и их реализацию в определенной последовательности по достижении номинального установившегося значения тяги маршевого двигателя ракетного блока.

Следует отметить, что использование устройства, предложенного в прототипе, возможно лишь для отделения достаточно жестких элементов конструкции с узлами вращения, установленными на жестком основании. В этом случае при развороте отделяемого элемента конструкции исключается его закусывание в узлах разворота, вследствие чего подвижные части узлов могут контактировать с неподвижными узлами по цилиндрической поверхности.

Задачей предлагаемого изобретения является обеспечение безударности отделения блока автономной двигательной установки в широком диапазоне углов разворота после последнего включения двигательной установки многократного запуска разгонного ракетного блока, реализуемое при изготовлении узлов разворота, на заводе-изготовителе и не требующих дальнейшей их переналадки на технической позиции применительно к конкретному пуску, при этом узлы разворота, образующие ось вращения, установлены на нежестком основании, а именно на внешней стороне нижнего днища нижнего по отношению к направлению полета бака разгонного ракетного блока.

Задача решается за счет того, что в устройстве для отделения блока автономной двигательной установки от разгонного ракетного блока с двигательной установкой многократного запуска, содержащем средства крепления, средства отделения и по два узла разворота на каждый блок автономной двигательной установки, образующие геометрическую ось вращения, перпендикулярную плоскости симметрии узлов разворота, проходящую через продольную ось разгонного ракетного блока, при этом каждый из узлов разворота состоит из неподвижной и подвижной частей, и установлены на внешней стороне нижнего днища нижнего по отношению к направлению полета бака разгонного ракетного блока, при этом неподвижная часть узла разворота одной стороной жестко установлена на нижнем днище нижнего бака разгонного ракетного блока, а в ее противоположной стороне, имеющей форму проушины, выполнено сквозное отверстие в виде сферы, симметричной относительно срединной плоскости проушины, перпендикулярной геометрической оси вращения, центр которой лежит в точке пересечения срединной плоскости проушины с геометрической осью вращения, при этом в нижней по отношению к нижнему днищу бака части проушины выполнен сквозной вырез, симметричный относительно плоскости, проходящей через указанную геометрическую ось вращения и ориентированной относительно оси разгонного ракетного блока в диапазоне углов, исключающих соударение блока отделяемой автономной двигательной установки с элементами конструкции разгонного ракетного блока, при этом в проушину установлен сферический вкладыш, ширина которого равна ширине проушины, а его внешняя поверхность сопряжена с поверхностью сферического отверстия в проушине, причем на внешней поверхности сферического вкладыша симметрично срединной плоскости проушины выполнен паз, эквидистантный поверхности сферического вкладыша, в один конец которого со стороны неподвижной части узла разворота вставлен с зазором ограничитель поворота сферического вкладыша, причем ось ограничителя пересекает указанную геометрическую ось вращения, а сам паз ориентирован в сторону, противоположную направлению поворота сферического вкладыша, кроме того, в сферическом вкладыше выполнен клиновой вырез, симметричный относительно плоскости исходного состояния узла разворота, проходящей через его геометрическую ось вращения и ц.м. отделяемого блока автономной двигательной установки в его исходном положении, причем ширина этого выреза на внешней поверхности упомянутого сферического вкладыша, обращенной в сторону отделяемого блока автономной двигательной установки, не превышает ширину выреза в нижней части проушины, при этом подвижная часть каждого из узлов разворота является элементом конструкции отделяемого блока автономной двигательной установки и выполнена в виде вилки, в которую симметрично с зазором входит проушина неподвижной части узла разворота, причем на вилке соосно с указанной геометрической осью вращения жестко установлена цилиндрическая полуось вращения отделяемого блока автономной двигательной установки, на которой жестко зафиксирован клиновой вкладыш, входящий в указанный конический вырез сферического вкладыша проушины и сопряженный своей клиновой поверхностью с клиновой поверхностью в сферическом вкладыше проушины, а внешние поверхности этих вкладышей образуют единую сферическую поверхность, при этом средство крепления отделяемого блока автономной двигательной установки к разгонному ракетному блоку и средство отделения установлены соосно на кронштейне отделяемого блока автономной двигательной установки, который сопряжен с ответным кронштейном на нижнем баке разгонного ракетного блока таким образом, что расстояние от оси разгонного ракетного блока до узла разворота превышает аналогичное расстояние до средств крепления и отделения, при этом при формировании команд на включение двигательной установки многократного запуска разгонного ракетного блока, выключение автономной двигательной установки и на отделение ее блоков от разгонного ракетного блока, а также на сообщение каждому из ее блоков импульса отделения, сначала формируют команду на последний запуск двигательной установки многократного запуска разгонного ракетного блока, а затем после начала выхода на режим полной тяги двигательной установки разгонного ракетного блока выключают автономную двигательную установку, а ее отделение осуществляют с одновременной реализацией импульса при выполнении условия:

Gn_Xl+P₂l ₂ Pl₁,

где G - вес блока автономной двигательной установки;

n_X - осевая перегрузка разгонного ракетного блока, создаваемая его двигательной установкой;

l - плечо силы веса блока автономной двигательной установки относительно оси его вращения;

Р ₂ - начальная сила пружинного толкателя отделения блока автономной двигательной установки;

l₂ - плечо силы упомянутого пружинного толкателя относительно оси вращения блока автономной двигательной установки;

Р - текущее значение величины тяги последействия блока автономной двигательной установки;

l₁ - плечо упомянутой тяги относительно оси вращения блока автономной двигательной установки.

Использование узлов разворота для отделения блока автономной двигательной установки и размещение их на нижнем днище нижнего бака разгонного ракетного блока таким образом, что расстояние от оси разгонного ракетного блока до геометрической оси разворота превышает аналогичное расстояние до средств крепления и отделения, наряду с осуществлением процесса отделения при работающей двигательной установке многократного запуска разгонного ракетного блока и после подачи команды на выключение автономной двигательной установки позволяет исключить соударение блока автономной двигательной установки с элементами конструкции разгонного ракетного блока в процессе отделения и при последующем свободном относительном движении, а также осуществить процесс отделения при минимальной энергетике, а следовательно, и массе средств отделения.

На фиг.1 схематично изображена нижняя по отношению к направлению полета (НП) часть разгонного ракетного блока с установленными на нем двумя блоками автономной двигательной установки;

на фиг.2 - вид по стрелке А;

на фиг.3 - один из блоков автономной двигательной установки в увеличенном масштабе (узел В);

на фиг.4 - средства крепления и отделения блока автономной двигательной установки (узел С);

на фиг.5 - поперечное сечение узла разворота (узел Д);

на фиг.6 - сечение Е-Е узла разворота;

на фиг.7 - последовательность команд, подаваемых системой управления при реализации способа отделения автономной двигательной установки, где

Р_РРБ - тяга двигательной установки разгонного ракетного блока,

Р_АДУ - тяга автономной двигательной установки,

t₁ - временная задержка на подачу команды на выключение автономной двигательной установки (отсчитывается от команды на запуск двигательной установки разгонного ракетного блока),

t₂ - временная задержка на подачу команды на отделение автономной двигательной установки (отсчитывается от команды на отделение блоков автономной двигательной установки);

на фиг.8 - траектория относительного движения ц.м. и траектория "опасной" точки, т.е. той точки, которая в процессе относительного движения при отделении блока автономной двигательной установки имеет минимальный зазор с элементами конструкции разгонного ракетного блока.

На фиг.1-6 представлены конструктивные элементы:

1 - блок автономной двигательной установки;

2 - нижняя часть разгонного ракетного блока;

3 - двигательная установка многократного запуска разгонного ракетного блока;

4 - средства крепления;

5 - средства отделения;

6 - узел разворота;

7 - геометрическая ось вращения;

8 - плоскость симметрии узла разворота;

9 - продольная ось разгонного ракетного блока;

10 - неподвижная часть узла разворота;

11 - подвижная часть узла разворота;

12 - нижнее днище нижнего бака;

13 - срединная плоскость проушины;

14 - плоскость симметрии выреза в проушине;

15 - сферический вкладыш;

16 - паз в сферическом вкладыше;

17 - ограничитель поворота сферического вкладыша;

18 - плоскость исходного положения узла разворота;

19 - цилиндрическая полуось вращения;

20 - клиновой вкладыш;

21 - неподвижный кронштейн;

22 - проушина.

Покажем сущность изобретения. Отделяемая автономная двигательная установка состоит из двух идентичных блоков 1, которые установлены на нижнем днище нижнего бака 12 разгонного ракетного блока симметрично его продольной оси 9. В состав каждого из отделяемых блоков входят средство крепления 4, например пироболт, и средство отделения 5, например пружинный толкатель, которые установлены соосно на неподвижном кронштейне 21 блока автономной двигательной установки 1, и по два узла разворота 6, образующие геометрическую ось вращения 7, перпендикулярную плоскости симметрии узлов разворота 8, проходящую через продольную ось 9 разгонного ракетного блока. Каждый из узлов разворота 6 состоит из неподвижной 10 и подвижной 11 частей. Одной стороной неподвижная часть 10 жестко крепится к нижнему днищу нижнего бака 12, а ее другая сторона выполнена в виде проушины 22 со сферическим вырезом, сочлененным с подвижной частью узла разворота 11. При этом сферический вырез симметричен относительно ее срединной плоскости 13. В этот вырез установлен сферический вкладыш 15, внешняя сферическая поверхность которого сопряжена с аналогичной поверхностью в вырезе проушины 22. В сферическом вкладыше 15 выполнен клиновой вырез, в который установлен сопряженный с ним клиновой вкладыш 20, причем внешние поверхности вкладышей 15 и 20 лежат на одной сферической поверхности. Клиновой вкладыш 20 симметричен относительно плоскости исходного положения узла разворота 18, проходящей через геометрическую ось вращения 7 и ц.м. отделяемого блока автономной двигательной установки при их стационарном положении. С целью ограничения угла поворота автономной двигательной установки при ее отделении на внешней поверхности сферического вкладыша 15, симметрично относительно срединной плоскости проушины 13 и эквидистантно сферической поверхности вкладыша 15 выполнен паз 16, в один конец которого со стороны неподвижной части узла разворота 10 вставлен с зазором ограничитель поворота сферического вкладыша 17 таким образом, что ось указанного ограничителя пересекает геометрическую ось вращения 7, а сам паз ориентирован в сторону, противоположную направлению поворота сферического вкладыша 15. Подвижная часть узла разворота 11 выполнена в виде вилки, в которую симметрично с зазором входит проушина 22 неподвижной части узла разворота. На вилке соосно с геометрической осью вращения жестко установлена цилиндрическая полуось вращения 19, на которой зафиксирован клиновой вкладыш 20.

Указанное устройство работает следующим образом. После того как автономная двигательная установка под действием создаваемой ей осевой перегрузки обеспечит заполнение заборных устройств двигательной установки многократного запуска 3 разгонного ракетного блока компонентами топлива, подается команда на ее последний запуск. С некоторой временной задержкой t₁, гарантирующей начало роста тяги двигательной установки разгонного ракетного блока, подается команда на выключение автономной двигательной установки. Величина этой задержки определяется особенностями конструкции двигательной установки разгонного ракетного блока, ее гидропневмосхемы, используемыми компонентами топлива и т.д. После начала спада тяги автономной двигательной установки через временной интервал t₂, отсчитываемый от предыдущей команды подается команда на ее отделение. В момент ее подачи на каждый из блоков автономной двигательной установки относительной осей их вращения действуют активные моменты сил толкателей отделения и инерционной силы, зависящей от величины тяги Р _РРБ двигательной установки разгонного ракетного блока, а также момент сопротивления, обусловленный остаточной тягой Р_АДУ (тяга последействия) автономной двигательной установки. Величина задержки t₂ выбирается из условия равенства или превышения суммы активных моментов и момента сопротивления, причем с течением времени сумма активных моментов увеличивается, а момент сопротивления уменьшается т.к. Р_РРБ растет, а Р_АДУ падает. По этой команде на отделение срабатывает средство крепления (например пироболт) 4 и под действием его импульса, а также средства отделения 5, например, пружинного толкателя и перегрузки, создаваемой двигательной установкой разгонного ракетного блока, каждый из блоков автономной двигательной установки начинает вращаться относительно узлов разворота 6. При этом каждая из цилиндрических полуосей вращения 19, жестко скрепленная с клиновым вкладышем 20 и установленным на нем сферическим вкладышем 15, поворачиваются внутри неподвижной части узла разворота. По совпадению плоскости исходного положения узлов разворота 18 с плоскостью симметрии выреза в проушине 14 неподвижной части узла разворота 10 узел раскрывается, и клиновые вкладыши 20 совместно с цилиндрическими полуосями вращения 19 выходят из сферического вкладыша 15. Освободившись от связи, блок автономной двигательной установки совершает свободное относительное движение. Траектории движения его центра масс и "опасной" точки (точки, наиболее приближенной к элементам конструкции разгонного ракетного блока, например, к камере его двигательной установки 3 показаны на фиг.8. Величина угла поворота блока автономной двигательной установки до раскрытия узла разворота может варьироваться в достаточно широком диапазоне. Основной критерий при его выборе - исключение соударения блока автономной двигательной установки при его отделении с элементами конструкции разгонного ракетного блока. Он может быть изменен даже у модернизируемого разгонного ракетного блока в течение длительного времени находящегося в эксплуатации. Это достигается изменением ориентации плоскости симметрии выреза 14 в проушине 22.

Разработаны чертежи конструкции устройства для отделения блока автономной двигательной установки от разгонного ракетного блока и реализован способ отделения автономной двигательной установки, выполненные в соответствии с предлагаемым изобретением.

Литература

1. Колесников К.С., Козлов В.И., Кокушкин В.В. Динамика разделения ступеней летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1977.

2. Кокушкин В.В., Ковригин А.П., Ососов Н.С., Борзых С.В., Щиблев Ю.Н. Патент РФ 2208567 от 20.07.2003.