Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
УЗЕЛ МОНТАЖА КРЫШКИ ЛЮКА СИСТЕМЫ ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
УЗЕЛ МОНТАЖА КРЫШКИ ЛЮКА СИСТЕМЫ ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

УЗЕЛ МОНТАЖА КРЫШКИ ЛЮКА СИСТЕМЫ ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Изобретение относится к устройствам термостатирования летательных, в частности космических, аппаратов, размещаемых под обтекателем ракеты-носителя при ее транспортировке к месту старта, при подготовке и проведении запуска. Согласно изобретению узел содержит крышку с пружинным приводом, петли ее крепления к корпусу летательного аппарата, блокирующее и спусковое устройства. Первое устройство выполнено в виде поворотной подпружиненной защелки для запирания крышки, а второе - в виде троса, закрепляемого одним концом на стартовом сооружении, а другим взаимодействующим с блокирующим устройством с возможностью автоматической расцепки. На корпусе аппарата выполнен карман для спускового рычага блокирующего устройства. Изобретение направлено на повышение удобства в эксплуатации, снижение веса и повышение надежности при обеспечении автоматического режима срабатывания предлагаемого узла монтажа. 10 з.п.ф-лы, 3 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2158215
Класс(ы) патента: B64G1/22, B64C1/14
Номер заявки: 99126114/28
Дата подачи заявки: 06.12.1999
Дата публикации: 27.10.2000
Заявитель(и): Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева
Автор(ы): Толмачев С.М.; Тарасова Г.А.; Невмянов В.С.
Патентообладатель(и): Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева
Описание изобретения: Изобретение относится к области устройств, применяемых при термостатировании газом или воздухом летательных аппаратов, в частности космических аппаратов, размещенных под защитным обтекателем ракеты-носителя в процессе ее транспортирования к месту старта, при подготовке к запуску и при запуске.
Из патентной литературы известен узел монтажа крышки люка системы термостатирования летательного аппарата, в частности обтекателя космического аппарата, содержащий крышку с пружинным приводом, петли ее крепления к корпусу обтекателя, блокирующее устройство и спусковое устройство в виде рычажного механизма с упругим звеном и тарированным грузом (см., например, патент РФ N 2094308, кл. B 64 G 1/22, В 64 С 1/14 от 27.10.97 г.).
Недостатком данного узла является излишний вес за счет тарированного груза, используемого в этой конструкции в рычажном механизме спускового устройства как чувствительный элемент при срабатывании блокирующего устройства для удержания крышки в закрытом положении в полете. Другой недостаток - неудобство в эксплуатации, ибо невозможно проверить работу механизма на старте, т.к. для этого необходимо имитировать расчетную перегрузку, создаваемую ракетой при старте. С другой стороны - не исключена возможность преждевременного срабатывания, вызванного кратковременными перегрузками при транспортировании и установке ракеты на стартовое сооружение.
Задачей данного изобретения является создание механизма для автоматического закрытия крышки люка системы термостатирования летательного аппарата с техническим результатом в виде повышения удобства эксплуатации, снижения веса и повышения надежности при сохранении автоматичности срабатывания узла.
Данная задача решается таким образом, что узел монтажа крышки люка системы термостатирования летательного аппарата, содержащий крышку с пружинным приводом, петли ее крепления к корпусу летательного аппарата, а также блокирующее и спусковое устройства, в соответствии с изобретением, имеет пружинный привод закрывания крышки, выполненный в виде пружинных цилиндров, размещенных между корпусом и крышкой, блокирующее устройство, выполненное в виде поворотной подпружиненной защелки, внешней своей стороной обеспечивающей запирание крышки в закрытом положении, а своей выемкой обеспечивающей удержание крышки в открытом положении и посаженной на одном валу со спусковым рычагом блокирующего устройства, и спусковое устройство, выполненное в виде троса, закрепляемого одним концом на неподвижной части стартового сооружения, а другим - надеваемого петлей на спусковой рычаг блокирующего устройства с возможностью автоматического расцепа с ним после начала движения летательного аппарата, причем петли крепления крышки установлены с внутренней стороны корпуса для возможности открытия крышки вовнутрь, а на корпусе летательного аппарата с наружной стороны выполнен карман для размещения в нем взаимодействующего с тросом спускового рычага блокирующего устройства, установленного на валу, на котором уже внутри герметичного контура установлена посаженная на вал защелка.
При этом точки крепления пружинных цилиндров выбраны так, чтобы в закрытом положении, когда пружины распущены, плечо приложения усилия пружин было максимальным - для увеличения усилия прижатия крышки, а в открытом положении, когда пружины максимально сжаты, плечо, наоборот, было минимальным - для уменьшения усилия на открытие крышки. Для предотвращения преждевременного соскальзывания троса в кармане на корпусе летательного аппарата установлена направляющая с пазом, в котором размещен с возможностью перемещения конец спускового рычага блокирующего устройства. Внешняя поверхность защелки блокирующего устройства выполнена радиусной, с центром кривизны, не совпадающим с осью вращения защелки, действующей, таким образом, как эксцентрик. Место прохождения вала сквозь стенку кармана уплотнено резиновым кольцом круглого сечения, а наружная поверхность крышки выполнена заподлицо с поверхностью корпуса летательного аппарата, в котором также между входным отверстием люка и карманом может быть выполнена горловина для подключения рукава подачи в область термостатирования рабочей термостатирующей среды. Для удобства обслуживания в центре крышки и в спусковом рычаге блокирующего устройства выполнены резьбовые отверстия для установки вспомогательных рукояток ручного открытия и закрытия крышки. Для наилучшего прилегания к уплотнению крышка выполнена составной в виде траверсы, подвешенной на шарнирной петле к корпусу летательного аппарата, и собственно крышки, закрывающей входное или выходное отверстие в корпусе и обеспечивающей герметичность стыка, причем траверса с собственно крышкой соединены посредством одного центрального упорного винта со сферическим наконечником, а также могут быть дополнительно соединены несколькими винтами по периферии крышки.
Сущность изобретения на примере использования в системе термостатирования космического аппарата (или группы аппаратов), размещенного под головным обтекателем ракеты-носителя, поясняется с использованием прилагаемых чертежей, где на фиг.1 показан механизм крышки люка системы термостатирования (на входе), на фиг.2 показано сечение А-А механизма крышки люка системы термостатирования, на фиг.3 показан механизм крышки люка системы термостатирования (на выходе).
Узел монтажа крышки люка системы термостатирования летательного аппарата содержит подпружиненную крышку, состоящую из собственно крышки 1, закрывающей входное (или выходное) отверстие люка (или проем) в обтекателе и обеспечивающей герметичность стыка, и траверсы (кронштейна) 2. Траверса подвешивается на петлях (шарнирах) 3 к корпусу обтекателя 4 с внутренней стороны, так что крышка открывается вовнутрь обтекателя. Траверса и крышка соединены между собой посредством одного винта 5 со сферическим наконечником в центре крышки и нескольких винтов 6 по периферии (они могут отсутствовать, если центральный винт позволяет передавать нагрузку в обоих направлениях, например, как показано на фиг.3). Такая конструкция позволяет, во-первых, обеспечить возможность самоустановки крышки в закрытом положении по посадочному месту, компенсируя все погрешности изготовления деталей, и добиться лучшей герметизации. Во-вторых, это позволяет регулировать при помощи центрального винта 5 зазор (люфт) или натяг в месте контакта ролика 7 и защелки 8 по поверхности 9 в закрытом положении. Натяг возможен, так как при закрытии крышки она приобретает значительную кинетическую энергию, сообщенную ей пружинными цилиндрами 10 с цилиндрическими пружинами сжатия 11, и деформация эластичного уплотнителя 12 в момент "захлопывания" крышки может значительно превышать деформацию, которую могут обеспечить те же пружинные цилиндры 10 в статическом положении. Также, так как внешняя поверхность защелки имеет радиусный переход к запирающей поверхности с центром кривизны, не совпадающим с осью вращения защелки, то создается эффект "клина" и слабая пружина защелки, действующей, таким образом, как эксцентрик, может создать на малом ходе благодаря этому эффекту значительное усилие, действующее на ролик 7. Таким образом, крышка может быть закрыта весьма плотно с усилием прижатия к эластичному уплотнителю, значительно превышающим усилие, которое развивают (с учетом плеч) пружины пружинных цилиндров.
В варианте конструкции с периферийными винтами 6 самоустановка крышки производится один раз при сборке и после регулировки зазора по ролику. Периферийные винты завинчиваются до упора, тем самым "запоминая" взаимное положение крышки и траверсы, и в дальнейшем эти детали функционируют как единое целое. В варианте без периферийных винтов подвеска крышки к траверсе осуществляется только через сферическую поверхность центрального винта 5, причем так, чтобы усилие передавалось в обе стороны. Тогда, в случае некруглой крышки, необходим еще только один элемент, например, штырь 13 с пазом (см. фиг. 3) для предотвращения проворота крышки относительно траверсы и перекрываемого отверстия.
Весь механизм узла смонтирован на корпусе, вмонтированном в корпус герметичной оболочки летательного аппарата (корпус ракеты-носителя или головного обтекателя). По периферии входного отверстия системы термостатирования в корпусе выполнена профилированная горловина 14 для подключения рукава наземной части системы термостатирования. Крышка выхода воздуха от системы термостатирования аналогична по конструкции, но не имеет горловины, так как воздух выбрасывается в окружающее пространство. Для уменьшения аэродинамического сопротивления наружные поверхности корпусов и крышек выполнены заподлицо с наружной поверхностью летательного аппарата, поэтому горловина утоплена вглубь корпуса.
Привод закрывания крышки выполнен в виде нескольких (например, двух, как показано на фиг.2) пружинных цилиндров 10, содержащих цилиндрические пружины сжатия 11 (размещенные снаружи или внутри направляющих гильз пружинных цилиндров). Точки крепления пружинных цилиндров к корпусу и траверсе расположены таким образом, чтобы в зарытом положении, когда пружины распущены, плечо приложения усилия пружин было максимальным - для увеличения усилия прижатия крышки, а в открытом положении, когда пружины максимально сжаты, плечо, наоборот, было минимальным - для уменьшения усилия на открытие крышки при эксплуатации.
Блокирующее устройство выполнено в виде подпружиненной защелки 8, жестко установленной на валу 15 внутри герметичного объема летательного аппарата, и взаимодействующей с роликом 7, установленным на траверсе 2. В открытом положении защелка 8 удерживает крышку за ролик 7 имеющейся на ней выемкой 16. В закрытом положении защелка 8 запирает крышку, обеспечивая ролику 7 упор в свою внешнюю поверхность 9. Вал 15, на котором установлена защелка 8, проходит через стенку герметичного контура в открытый для доступа снаружи "карман", выполненный в корпусе механизма, где на вал также жестко установлен спусковой рычаг 17. Место прохождения вала через стенку 25 кармана уплотнено резиновым кольцом 18 круглого сечения. Конец спускового рычага помещен (с зазорами) в паз направляющей 19, закрепленной на корпусе механизма. Начальное (исходное) положение подпружиненной защелки 8 обеспечивается упором выступа на спусковом рычаге 17 в стенку кармана.
Спусковой механизм выполнен в виде троса 20, имеющего на одном конце петлю, которой он надет на спусковой рычаг 17 и на направляющую 19. Другой конец троса закреплен на неподвижной части стартового устройства (на фигурах не показано) с обеспечением некоторой необходимой слабины, то есть, с небольшим провисанием.
Для удобства ручных операций с механизмом крышки (например, возможности открытия крышки вручную) в центре крышки и в спусковом рычаге имеются резьбовые отверстия 21 и 22 для установки вспомогательных технологических деталей, например, рукояток 23 и 24.
Работа механизма крышки
Перед стартом летательного аппарата, например, ракеты-носителя, начиная еще от момента сборки космической головной части (КГЧ - это полезная нагрузка, закрытая головным обтекателем) и до момента пуска, всегда, когда требуется термостатирование КГЧ, механизмы крышек открываются вручную, и на горловину входной крышки надевается рукав для подачи воздуха. На выходные крышки могут устанавливаться съемные горловины для отбора и повторного использования отработанного воздуха. Для открытия крышки вручную нажатием на рычаг 17 крышка расфиксируется и, при прикладывании усилия к центру крышки (например, при помощи технологической рукоятки 23), крышка открывается. Удерживая крышку открытой, освобождаем рычаг 17, и защелка 8 фиксирует крышку в открытом положении. Трос при этом не используется.
После установки ракеты-носителя (РН) на стартовом комплексе крышка приводится в открытое положение, как указано выше, но с тем отличием, что на рычаг 17 накидывается петля троса 20, как показано на фиг. 1 и 2. Другой конец троса закрепляется на неподвижной части стартового сооружения. Трос должен иметь определенную слабину, с тем расчетом, чтобы возможные взаимные перемещения ракеты и стартового сооружения (упругие колебания, температурные деформации, влияние заправки и давлений наддува баков) не приводили к натяжению троса. После открытия крышек на горловину входной крышки надевается рукав для подачи воздуха - продувка может осуществляться вплоть до момента пуска.
При старте РН, двигаясь вверх, натягивает трос 20, петля троса нажимает на спусковой рычаг 17, заставляя поворачиваться его и сидящую с ним на одном валу 15 защелку 8. Направляющая 19 обеспечивает гарантированный угол поворота рычага 17, так как петля троса не может соскочить прежде, чем достигнет конца направляющей. Прежде чем петля троса соскочит с рычага 17, защелка 8 повернется на угол, достаточный, чтобы освободить ролик 7, укрепленный на поворотной части крышки. Освобожденная крышка тут же захлопывается под действием пружинных цилиндров, представляющих собой винтовые цилиндрические пружины сжатия с телескопическими направляющими для предотвращения потери устойчивости пружин и имеющим по концам сферические шарниры для предотвращения заклинивания. Трос, соскальзывая с направляющей и с рычага, остается на стартовом сооружении, а освобожденная сборка "рычаг-вал-защелка" возвращается в свое исходное положение под действием своей пружины. При этом защелка снова начинает взаимодействовать с роликом, установленным на крышке (на траверсе), но уже по своей внешней поверхности 9. Поскольку поверхность контакта ролика с кулачком в закрытом положении выполнена перпендикулярно (или близко к тому) к радиусу, проведенному из центра вращения защелки, то механизм фиксации имеет свойство "самоторможения", то есть может удерживать усилие, направленное на открытие крышки любой величины, не превышающей разрушающего, и не зависит от усилия пружин 11. Отсюда следует, что деформация эластичного уплотнения по периметру крышки, обеспечивающая герметичность, может быть больше, чем могли бы обеспечивать в статике пружины пружинных цилиндров. Это обеспечивается повышенной динамической деформацией уплотнения за счет кинетической энергии крышки при ее закрытии и эксцентриковым эффектом при взаимодействии защелки с роликом. Это дает возможность снизить усилие пружин пружинных цилиндров, а следовательно, и их массу до минимума.
Данное изобретение расширяет арсенал технических средств, используемых в авиационной и ракетной технике.
Формула изобретения: 1. Узел монтажа крышки люка системы термостатирования летательного аппарата, содержащий крышку с пружинным приводом, петли ее крепления к корпусу летательного аппарата, а также блокирующее и спусковое устройства, отличающийся тем, что пружинный привод закрытия крышки выполнен в виде пружинных цилиндров, размещенных между корпусом и крышкой, блокирующее устройство выполнено в виде поворотной подпружиненной защелки, внешней своей стороной обеспечивающей запирание крышки в закрытом положении, а своей выемкой обеспечивающей удержание крышки в открытом положении и посаженной на одном валу со спусковым рычагом блокирующего устройства, при этом спусковое устройство выполнено в виде троса, закрепляемого одним концом на неподвижной части стартового сооружения, а другим надеваемого петлей на спусковой рычаг блокирующего устройства с возможностью автоматической расцепки с ним после начала движения летательного аппарата, причем петли крепления крышки установлены с внутренней стороны корпуса для возможности открытия крышки вовнутрь, а на корпусе летательного аппарата с наружной стороны выполнен карман для размещения в нем взаимодействующего с тросом спускового рычага блокирующего устройства, установленного на валу, на котором внутри герметичного корпуса установлена посаженная на вал защелка.
2. Узел по п.1, отличающийся тем, что точки крепления пружинных цилиндров размещены так, чтобы в закрытом положении, когда пружины распущены, плечо приложения усилия пружин было максимальным, а в открытом положении, когда пружины максимально сжаты, плечо было минимальным.
3. Узел по п.1, отличающийся тем, что в кармане на корпусе летательного аппарата установлена направляющая с пазом, в котором размещен с возможностью перемещения конец спускового рычага блокирующего устройства.
4. Узел по п.1, отличающийся тем, что внешняя поверхность защелки выполнена с центром кривизны, не совпадающим с осью вращения защелки и действующей как эксцентрик.
5. Узел по п. 1, отличающийся тем, что место прохождения вала сквозь стенку кармана уплотнено резиновым кольцом круглого сечения.
6. Узел по п.1, отличающийся тем, что наружная поверхность крышки выполнена заподлицо с поверхностью корпуса летательного аппарата.
7. Узел по п.1, отличающийся тем, что в корпусе механизма крышки, служащей входом в систему термостатирования, между входным отверстием люка и карманом с размещенным в нем спусковым рычагом блокирующего устройства выполнена горловина для подключения рукава подачи в область термостатирования рабочей термостатирующей среды.
8. Узел по п.1, отличающийся тем, что в центре крышки и в спусковом рычаге блокирующего устройства выполнены резьбовые отверстия для установки вспомогательных рукояток ручного открытия и закрытия крышки.
9. Узел по п.1, отличающийся тем, что крышка выполнена составной в виде траверсы, подвешенной на шарнирной петле к корпусу летательного аппарата, и собственно крышки, закрывающей входное или выходное отверстие в корпусе и обеспечивающей герметичность соответствующего стыка.
10. Узел по п.9, отличающийся тем, что траверса и собственно крышка дополнительно соединены несколькими винтами по периферии крышки.
11. Узел по п. 9, отличающийся тем, что траверса и собственно крышка соединены посредством одного центрального упорного винта со сферическим наконечником.