ПЕРЕХОДНОЕ УСТРОЙСТВО Российский патент 1997 года по МПК B64C5/00 

Изобретение относится к области устройств, применяемых при подготовке к запуску и запуске тяжелых ракет космического предназначения.

Известны подобные переходные устройства, применяемые для разгрузки от силовых нагружений, возникающих при взаимных перемещениях ракеты и стартового сооружения, электрических цепей и пневмогидравлических магистралей, связанных с бортом ракеты разъемными соединениями.

Подобные переходные устройства применяются, например, при запуске ракет "Энергия-Буран", "Спейс Гаттл" и других ракет подобного класса.

Переходные устройства, разделяющиеся как при старте, так и в полете, широко применяются в ракетах-носителях. Так, известны переходные фермы (Основы конструирования ракет-носителей космических аппаратов. М. Машиностроение, 1991, с. 302-305). Подобное известное переходное устройство, примененное при подготовке к запуску и запуске ракеты-носителя "Энергия" для отделения приборов прицеливания (Стартует "Энергия". М. Машиностроение, 1989, с. 34, 36, 37, 49 53) прототип. Это переходное устройство выполнено в виде силовой ферменной конструкции, которая закреплена на борту ракеты-носителя с помощью четырех пирозамков, объединенных каждый на плате с цилиндрическими штифтами, разгружающими пирозамки от боковых усилий, и пружинными толкателями, предназначенными на длине заглубления цилиндрических штифтов обеспечить плоско-параллельное перемещение переходного устройства без заклинивания этих штифтов в отверстиях, из которых они выходят.

Сборка таких разъемных соединений производится в заводских условиях, что позволяет реализовать жесткие требования по обеспечению надежности разделения и отделения электрических цепей и пневмогидравлических соединений.

Сами электрические цепи и пневмогидравлические магистрали закрепляются на переходном устройстве и оканчиваются соединениями, с помощью которых производится сборка с электрическими цепями и пневмогидравлическими магистралями пусковой установки (заправочно-дренажной мачтой) после установки на нее ракеты.

Назначение переходного устройства заключается, во-первых, в снятии силовых нагрузок с разъемных соединений, возникающих от взаимных перемещений ракеты и пусковой установки, а во-вторых, для подсоединения к устройству отделения разъемных соединений после их разделения с бортом ракеты.

Таких переходных устройств на одной ракете может быть несколько, например два, в зависимости от условий запуска ракеты. Так, одно из них должно обеспечить отделение разъемных соединений до начала движения ракеты, а другое на первом метре после начала движения ракеты.

Такие условия предъявляют весьма жесткие требования к надежности срабатывания разъемных соединений и переходного устройства, она должна быть, например, не менее 0,99996 при доверительной вероятности 0,95.

Однако в силу деформаций корпуса ракеты и переходного устройства, а также неодновременности раскрытия замков может произойти перекос положения переходного устройства и при отсутствии плоско-параллельного движения его заклинивания на борту ракеты.

Такое событие произошло при запуске ракеты "Энергия-Буран" в 1988 году, когда такое переходное устройство заклинило, и, поскольку еще не начались необратимые процессы, удалось прекратить запуск и спасти ракеты и стартовые сооружения от разрушения.

Повторный запуск был произведен после слива топлива, проведения ремонтно-сборочных работ и повторной заправки топливом.

Перенос запуска ракеты "Энергия-Буран" потребовал многомиллионных затрат. Такие затраты возрастут в сотни раз в случае аварии на старте.

Задачей изобретения является увеличение надежности разделения и отделения переходного устройства от ракеты.

Поставленная задача решается тем, что в известном переходном устройстве, содержащем силовую конструкцию и пирозамки, соединяющие силовую конструкцию с корпусом ракеты, согласно изобретению силовая конструкция снабжена не менее чем тремя опорами в виде плат с опорными элементами в форме конуса или сферы, взаимодействующими с выполненными в корпусе ракеты ответными им посадочными гнездами, и натяжным устройством, при этом силовое соединение конструкции с корпусом ракеты образовано пирозамком, установленным в центре вписанного круга многоугольника, вершинами которого являются опоры.

Переходное устройство также отличается тем, что натяжное устройство может быть выполнено в виде талрепов, соединяющих силовую конструкцию с пирозамком или в виде домкратов, установленных на каждой из опор.

На фиг.1 показан вид сбоку на предлагаемое переходное устройство с талрепами в качестве натяжного механизма; на фиг.2 то же, вид сверху; на фиг.3 переходное устройство, в котором в качестве натяжного устройства использован домкрат; на фиг.4 и 5 варианты выполнения опорных элементов.

К корпусу ракеты 1 с помощью замка 2 крепится плата 3, которая с помощью талрепов 4 соединена с силовой конструкцией переходного устройства 5, выполненной в данном случае в виде фермы. К корпусу переходного устройства 5 крепятся опорные платы 6, на которых укреплены опорные элементы 7 или 8.

Трубопровод 9 и собранные в жгут электрические кабели 10 крепятся к силовой конструкции 5. Силовая конструкция 5 имеет проушины 11, которыми переходное устройство крепится к отводящему механизму стартового сооружения. Трубопровод 9 и электрические кабели 10 оканчиваются технологическими разъемами 12 и 13, с помощью которых они соединяются с трубопроводом и электрическими кабелями стартового сооружения.

На фиг. 3 силовая конструкция 5 переходного устройства соединена непосредственно с корпусом ракеты 1 замком 2, а опорные элементы 7 и 8, имеющие направляющие 14, с помощью винта домкрата 15 упираются в корпус ракеты 1.

Платы 6 имеют технологические отверстия 16 и ответное им резьбовое отверстие 17 в корпусе ракеты 1. Опорные элементы 7 и 8 показаны на фиг.4 и 5.

Устройство собирается и работает следующим образом. При сборке силовую конструкцию 5 через опорные платы 6 крепят к корпусу ракеты 1 с помощью технологических отверстий 16 и резьбовых отверстий 17 с помощью технологических болтов. Соединяют устанавливаемый на корпусе ракеты 1 замок 2 либо талрепами 4 (фиг.1 и 2) с силовой конструкцией, либо непосредственно с силовой конструкцией (фиг.3). С помощью талрепов 4 либо винтовых домкратов 15 осуществляют такое притяжение опорных элементов, которое обеспечивает их нераскрытие (то есть, гарантированное прижатие) при любых нагрузках, приходящих на проушины 11 от стартового сооружения, после чего технологические винты снимаются.

После этого производится монтаж разъемных соединений трубопровода 9 и электрических кабелей 10 с ответной частью на корпусе ракеты. После установки ракеты на пусковое устройство производят сборку переходного устройства с механизмом отведения с помощью проушин 11 и с помощью технологических разъемов 12 и 13 с трубопроводами и электрическими кабелями стартового сооружения.

Разделение производится следующим образом: сначала разделяются по команде систем управления разъемные соединения трубопровода и электрических кабелей, и затем после получения информации от датчиков о произведенном разделении производится разделение замка 2 и механизм отвода стартового сооружения отводит переходное устройство на требуемое расстояние.

Технический и экономический эффект заключается в значительном повышении надежности, что обеспечивается снижением числа замков до одного вместо нескольких, отсутствия цилиндрических штифтов и применением незаклинивающихся опорных элементов.

Устранение аварий на старте или же отмена пуска уменьшает затраты (исчисляемые сотнями миллионов и даже, в случае аварии, миллиардов рублей) на повторный пуск и ремонтные работы стартовых сооружений и ракеты.

Данное изобретение будет применяться на вновь разрабатываемой ракете. Возможна замена применяемых сейчас переходных устройств на предложенные в данном изобретении и на других ракетах тяжелого класса.

Сущность: устройство содержит силовую конструкцию и пирозамки, соединяющие силовую конструкцию с корпусом ракеты, при этом силовая конструкция снабжена не менее чем тремя опорами в виде плат с опорными элементами в форме конуса или сферы, взаимодействующими с выполненными в корпусе ракеты ответными им посадочными гнездами, и натяжным устройством, при этом соединение силовой конструкции с корпусом ракеты образовано пирозамком, установленным симметрично опорам, а натяжное устройство выполнено в виде талрепов, соединяющих силовую конструкцию с пирозамком. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

1. Переходное устройство для соединения бортовых коммуникаций ракеты со стартовым сооружением, содержащее силовую конструкцию и пирозамки, соединяющие силовую конструкцию с корпусом ракеты, отличающееся тем, что силовая конструкция снабжена не менее чем тремя опорами в виде плат с опорными элементами в форме конуса или сферы, взаимодействующими с выполненными в корпусе ракеты ответными им посадочными гнездами, и натяжным устройством, при этом силовое соединение конструкции с корпусом ракеты образовано пирозамком, установленным в центре вписанного круга многоугольника, вершинами которого являются опоры. 2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что натяжное устройство выполнено в виде талрепов, соединяющих силовую конструкцию с пирозамком. 3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что натяжное устройство выполнено в виде домкратов, установленных на каждой из опор.