Расфиксатор

Авторы патента:

B64G1/64 - системы стыковки и расстыковки космических кораблей или их частей, например устройство для причаливания

Владельцы патента RU 2494021:

Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (RU)

Изобретение относится к космической технике (КТ) и может быть использовано для расчековки элементов КТ. Расфиксатор содержит перфорированный теплопроводящий цилиндрический корпус, крышку, линейно перемещаемый подвижный элемент в виде подпружиненного поршня, стопор из двух термопластичных вставок, пружину, направляющую, подвижный элемент (ПЭ), зуб ПЭ, чеку с возможностью линейного перемещения вдоль направляющей. Пружина и термопластичная вставка разделены оголовком, рабочий ход ПЭ превышает размер направляющей. Изобретение позволяет использовать альтернативные принципы работы автоматов расчековки в условиях космического пространства. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к космической технике (КТ), а более конкретно - к устройствам расчековки элементов КТ.

Известны устройства соединения (фиксации, зачековки) и разделения (разъединения, расфиксации, расчековки) элементов КТ, использующие для своей работы различные конструктивные решения и источники энергии (в том числе пиротехнику, сжатый газ, деформацию пружин, химические реакции соответствующим образом подобранных компонентов, электроэнергию и т.д.) - см., например, А.В. Туманов, В.В. Зеленцов, Г.А. Щеглов «Основы компоновки бортового оборудования космических аппаратов». М., издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2010, стр.265-287. Известны также механические и термомеханические автоматические устройства прямого действия (без обратных связей), включающие различные виды рабочих подвижных элементов (ПЭ), стопоров (фиксаторов) ПЭ, источников энергии для перемещения ПЭ, рабочих тяг, освобождаемых при расфиксации и перемещении ПЭ, корпусов и т.п. - см., например, А.В. Алферов «В мире умных машин». М., «Радио и связь», 1989, стр.10-18.

Известны технические решения механических автоматов прямого действия, стопор ПЭ которых изменяет свои удерживающие свойства (например, в связи с переходом в другое агрегатное состояние, изменением уровня вязкости, сил поверхностного натяжения и т.п.) при внесении (перемещении, погружении) данного механического автомата в штатную для его функционирования рабочую среду. При этом снятие заданного уровня фиксации со стороны стопора приводит к перемещению подвижного элемента под действием, например, предварительно взведенной пружины. Ближайшим устройством - аналогом может в данном случае выступать автомат взведения в воде гальваноударных колпаков морской мины, зафиксированных до установки в штатную рабочую среду (воду) посредством сахарного стопора (тающего предохранителя) - см., например, Ю.Л. Коршунов, Б.К. Лямин «Мины ВМФ СССР». С.-Пб, издательство «Гангут», 1998, стр.16-17.

Однако устройства-аналоги фиксации/расфиксации принципиально неработоспособны в специфических условиях космического пространства (и в этой связи не могут без изменений применяться в КТ).

Целью предлагаемого изобретения является создание устройства-расфиксатора, автоматически срабатывающего в условиях космического пространства при воздействии на его корпус лучистого потока Солнца.

Указанная цель достигается тем, что в расфиксаторе (включающем линейно перемещаемый силовым воздействием предварительно сжатой пружины подвижный элемент, удерживаемый стопором, фиксирующие механические свойства которого изменяются под воздействием факторов «рабочей» внешней среды) стопор выполнен в виде термопластичной вставки внутри перфорированного теплопроводящего цилиндрического корпуса, нагреваемого лучистым потоком Солнца выше температуры плавления термопластичной вставки, подвижный элемент выполнен в виде подпружиненного поршня внутри корпуса, снабжен зубом для зацепления чеки и размещен в зафиксированном положении напротив направляющей (вдоль которой перемещается чека), при этом рабочий ход подвижного элемента превышает размер направляющей вдоль корпуса, а чека установлена с возможностью линейного перемещения только вдоль направляющей. Допускается выполнение стопора в виде двух термопластичных вставок с обеих сторон ПЭ (по линейному рабочему ходу и против рабочего хода), при этом корпус снабжается перфорацией в зонах размещения термопластичных вставок, а пружина и ближайшая к ней термопластичная вставка (расположенная против рабочего хода ПЭ) разделяются оголовком.

Принципиальная схема вариантов расфиксатора по предлагаемому техническому решению представлена на фиг.1, 2. Сработавший расфиксатор показан на фиг.3. Приняты обозначения:

1 - корпус,

2 - отверстие перфорации корпуса,

3 - крышка,

4 - направляющая,

5 - подвижный элемент,

6 - зуб ПЭ,

7 - пружина,

8 - термопластичная вставка (стопор),

9 - чека (рабочая тяга),

10 - оголовок пружины.

Автоматическая работа расфиксатора в качестве элемента КТ при его перемещении (выведении) в штатную «рабочую» среду (космическое пространство) осуществляется следующим образом.

После сброса защитного обтекателя (снятия в заданный момент космического полета теплозащитного экрана) с корпуса поз.1 расфиксатора на него начинает действовать солнечный лучистый поток. Наружная поверхность корпуса поз.1 имеет такие значения коэффициента поглощения As и степени черноты ε, при которых корпус поз.1 принимает равновесную температуру, гарантированно превосходящую температуру плавления термопластичной вставки-стопора поз.8.

Под действием усилия взведенной пружины поз.7 (упертой с одной стороны в крышку поз.3, а с другой стороны - в подвижный элемент поз.5, выполненный в виде поршня - см. фиг.1) образовавшийся при нагреве корпуса поз.1 расплав термопластичной вставки поз.8 начинает выдавливаться через отверстия перфорации поз.2 наружу. Объем, занимаемый внутри корпуса поз.1 термопластичной вставкой поз.8, уменьшается - при этом ПЭ поз.5 линейно перемещается относительно направляющей поз.4 под действием пружины поз.7 таким образом, что зуб поз.6 выходит из зацепления с фиксированной в направляющей поз.4 чекой поз.9. Чека поз.9 освобождается и может теперь свободно двигаться в направлении расфиксации (см. фиг.3).

Следует отметить, что относительно мягкая термопластичная вставка-стопор поз.8 является прекрасным амортизатором вибраций, возникающих на активном участке выведения КТ на рабочую орбиту.

В этой связи может быть предложен вариант расфиксатора с двумя - по обе стороны от подвижного элемента поз.5, по линейному рабочему ходу и против рабочего хода ПЭ - термопластичными вставками поз.8 и, соответственно, двумя зонами (либо сплошной по всей боковой поверхности зоной) перфорации поз.2 корпуса поз.1 (см. фиг.2). При этом функцию разделения дополнительной термопластичной вставки поз.8 («нижней» на фиг.2) и пружины поз.7 выполняет специализированный оголовок поз.10.

В качестве примера материала термопластичной вставки поз.8 могут выступать различные мастики (в том числе, например, обыкновенный пластилин, который «не боится» вибраций и широко применяется для крепления датчиков на вибростендах). При этом заданное для нагрева лучистым потоком соотношение As/ε наружной (внешней) поверхности корпуса поз.1 может достигаться, например, путем ее полирования (нанесения соответствующего «теплого» покрытия). Размер отверстий перфорации поз.2 корпуса поз.1 определяется вязкостью и силами поверхностного натяжения материала расплава термопластичной вставки поз.8 (для расчетного диапазона силового давления пружины поз.7 и требуемой динамики срабатывания). Следует также отметить, что корпус поз.1 и крышки поз.3 «замыкают» все силовые воздействия «внутри» расфиксатора, освобождая прочие элементы КТ от функции силовой опоры.

Применение предложенного технического решения целесообразно на удаленных (неудобных) с точки зрения проводки электрических связей (либо механических тяг) элементах-трансформерах КТ, на космических аппаратах с однократно раскладываемыми пассивными системами ориентации/стабилизации, в качестве резервных (дублирующих, аварийных) устройств с использованием альтернативных принципов работы автоматов расчековки развертываемых элементов.

1. Расфиксатор, включающий линейно перемещаемый силовым воздействием предварительно сжатой пружины подвижный элемент, удерживаемый стопором, механические свойства которого изменяются под воздействием факторов внешней среды, отличающийся тем, что стопор выполнен в виде термопластичной вставки внутри перфорированного теплопроводящего цилиндрического корпуса, нагреваемого лучистым потоком Солнца выше температуры плавления термопластичной вставки, подвижный элемент выполнен в виде подпружиненного поршня внутри корпуса, снабжен зубом для зацепления чеки и размещен в зафиксированном положении напротив направляющей, при этом рабочий ход подвижного элемента превышает размер направляющей вдоль корпуса, а чека установлена с возможностью линейного перемещения вдоль направляющей.

2. Расфиксатор по п.1, отличающийся тем, что стопор выполнен в виде двух термопластичных вставок, размещенных в корпусе с противоположных сторон подвижного элемента по его рабочему ходу и против рабочего хода, при этом пружина и термопластичная вставка, расположенная против рабочего хода подвижного элемента, разделены оголовком.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Способ управления движением центра масс космического корабля при причаливании // 2482033

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для управления космическим кораблем при причаливании. .

Способ увода разгонного ракетного блока с траектории полета космического аппарата // 2477246

Изобретение относится к способам управления разделением космических аппаратов (КА), в частности КА и отделяемого от него разгонного ракетного блока (РРБ). .

Узел стыковки разделяемых ступеней ракет // 2476816

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракет для разделяемых ступеней и составных частей. .

Способ запуска наноспутников в качестве попутной полезной нагрузки и устройство для его осуществления // 2472679

Изобретение относится к космической технике и предназначено для одновременного выведения нескольких наноспутников, установленных на верхней ступени ракеты-носителя.

Система отделения полезного груза от борта космического аппарата // 2471684

Изобретение относится к области космической техники, в частности к средствам стыковки к основному космическому аппарату полезного груза и отделения его после выведения их на расчетную орбиту.

Разъемное соединение разделяемых в процессе эксплуатации частей изделия и узел фиксации разъемного соединения // 2469215

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при разработке разъемных соединений разделяемых в процессе эксплуатации частей изделий. .

Стыковочное устройство космических аппаратов // 2467934

Изобретение относится к космической технике, а именно к стыковочным устройствам космических кораблей к орбитальным станциям. .

Пирозамок // 2467933

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разделении ступеней летательного аппарата. .

Устройство для разделения трубопроводов // 2465182

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для дистанционного разделения трубопроводов, заполненных жидкостями. .

Устройство разделения элементов конструкций // 2494289

Заявленное устройство может быть использовано в областях машиностроения, где необходимо осуществить разделение элементов конструкций. Устройство разделения элементов конструкций, содержащее корпус с цилиндрической полостью, поршень, хвостовик, канал подведения сжатого газа, а так же разделяемый элемент, отличающееся тем, что во внутренних цилиндрических полостях размещены два дополнительных поршня, расположенные симметрично относительно оси устройства и включающие двухсторонние штоки, при этом на штоках, обращенных к оси устройства, выполнены скошенные участки, сопрягаемые с замковым элементом, выполненным в виде усеченного конуса, образующие которого параллельны скошенным участкам штоков, а замковый элемент связан хвостовиком с разделяемым объектом, при этом поршни взаимодействуют с пружинами, которые упираются в крышки корпуса, а на штоках, выходящих из цилиндра наружу, с двух сторон выполнены лыски, при этом ход поршней определяется зависимостью хП=12-11 а значение хода удовлетворяет условию: xП>δ, где: 11 и 12 - расстояние от оси симметрии устройства до вершины скоса штока соответственно до и после разделения конструкции; δ - величина перекрытия поверхности сопрягаемого элемента с цилиндрической поверхностью скошенного штока; при этом между корпусом и замковым элементом выполнен зазор Δ. Техническим результатом настоящего изобретения является обеспечение многократности срабатывания устройства и возможность обратного соединения элементов конструкций для повторного использования. 2 ил.

Способ обнаружения пассивного космического объекта при сближении с ним активного космического аппарата // 2494415

Изобретение относится к лазерным локационным системам (ЛЛС), используемым, в частности, в процессе стыковки космических аппаратов (КА). Способ включает сканирование пространства путем разворота активного КА с жестко установленной на нем ЛЛС по каналу тангажа или курса до обнаружения пассивного КА. Ширина диаграммы направленности зондирующего излучения ЛЛС в направлении сканирования минимальна, а в перпендикулярном направлении угол ее расходимости равен угловому размеру зоны обзора. Обнаружение пассивного КА осуществляют в мгновенном поле зрения многоэлементного приемника излучения ЛЛС. Это поле совпадает с диаграммой направленности ЛЛС. Техническим результатом изобретения является повышение надежности за счет исключения оптико-механического сканирования с использованием движущихся деталей. 3 ил.

Устройство отделения хвостового отсека ракетного блока // 2497732

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкции космических транспортных средств для выведения на околоземную орбиту полезных грузов. Устройство отделения хвостового отсека ракетного блока содержит отделяемые панели, толкатели поперечного стыка отделяемых панелей и направляющие кронштейны отделяемых панелей. Направляющие кронштейны имеют ребра, которые с зазором охватывают ролики качения отделяемых панелей. Оси вращения роликов качения с одной стороны установлены с возможностью продольного перемещения в продольных вырезах, выполненных в ребрах направляющих кронштейнов, а с другой стороны жестко закреплены посредством кронштейнов на отделяемых панелях. Оси вращения роликов качения каждой панели соосны и перпендикулярны плоскости симметрии отделяемых панелей и взаимодействуют с шарнирно подпружиненными стопорами, закрепленными на направляющих кронштейнах. Ролики качения после выхода из продольных вырезов ребер направляющих кронштейнов взаимодействуют с взаимно-параллельными контактирующими опорными направляющими поверхностями направляющих кронштейнов. Достигается увеличение надежности отделения хвостового отсека блока ступени ракеты-носителя. 5 ил.

Система отделения отсека летательного аппарата // 2500591

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Система отделения отсека летательного аппарата содержит устройство крепления, состоящее из разрывных болтов и направляющих шпилек, и устройство отделения в виде пневматического механизма отделения, состоящего из баллона с газом, пневмотолкателя со штоком, продольная ось которого совпадает с продольной осью отделяемой части. Шток пневмоцилиндра соединен с поршнем посредством шарнирного соединения и снабжен толкающей вилкой, соединенной со штоком посредством шарнирного соединения и имеющей не менее двух регулируемых упоров для контакта с отделяемым отсеком, разнесенных симметрично относительно его центра масс. В отсеке имеются гнезда для размещения упоров вилки. Достигается снижение ударной нагрузки на отделяемый отсек, повышение надежности отделения от летательного аппарата отсека в заданном направлении, снижение массы устройства отделения отсека. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Устройство герметизации люков космических объектов и способ его эксплуатации // 2502646

Изобретения относятся к устройству герметизации люков космических объектов и к способу его эксплуатации. Устройство герметизации люков космических объектов содержит средство герметизации, выполненное в виде герметичного рукава из эластичного газонепроницаемого материала. Рукав герметично присоединен по периметру к жесткой обечайке посредством клея-герметика. Жесткая обечайка герметично установлена концентрично относительно люка на корпусе внутри космического объекта. На обрезе герметичного рукава прикреплен элемент фиксации. В исходном состоянии герметичный рукав уложен на жесткой обечайке в виде кольцевой скатки и закреплен бандажом. Способ эксплуатации устройства герметизации люков космических объектов включает снятие бандажа крепления с герметичного рукава, разворот герметичного рукава, сборку рукава в жгут-скрутку, бандаж и завязку жгута-скрутки элементом фиксации, а также наддув герметизируемого отсека космического объекта. Достигается упрощение герметизации люка. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Надувное устройство захвата // 2503593

Группа изобретений относится к устройствам захвата свободно летящих объектов, устанавливаемым на борту космического аппарата (КА), в частности космического корабля. Устройство (10) захвата объекта (12), первоначально находящегося в состоянии свободного полета, содержит надувной корпус (14) и камеру захвата, образованную (хотя бы частично) указанным корпусом (14). Камера захвата имеет входное отверстие, через которое захватывается объект (12), и выходное отверстие (15С) для прохода через него объекта (12) в камеру хранения (в частности, на борт КА). Для выталкивания объекта (12) через отверстие (15С) предусмотрен надувной толкатель (22). Для более надежной передачи объекта (12) в камеру хранения имеются надувные направляющие элементы (24). Устройство содержит также заградительные средства (18) входного отверстия (15А) для удержания объектов (12), находящихся в состоянии свободного полета, внутри камеры захвата (15). Технический результат изобретений направлен на упрощение конструкции устройства, повышение его надежности и снижение массы КА. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 10 ил.

Система отделения космического аппарата // 2514981

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам стыковки космических объектов и их отделения друг от друга. Система отделения космического аппарата (КА), установленная между несущей конструкцией ракеты-носителя и КА, содержит корпус с замками, толкателем и узлами крепления крыла солнечной батареи. Каждый узел крепления крыла солнечной батареи установлен на корпусе системы отделения под крылом солнечной батареи и состоит из опорного кронштейна с закрепленными на нем регулируемыми в вертикальном направлении упорами в виде резьбовых стержней. Резьбовые стержни нижними концами закреплены на опорном кронштейне, а верхними концами через сферические наконечники соединены с прижимными планками. Между поверхностью прижимной планки каждого регулируемого упора и нижней торцевой поверхностью соответствующей панели крыла солнечной батареи установлена резиновая прокладка. Изобретение позволяет уменьшить ударные и виброударные нагрузки на КА. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Способ отделения отсека летательгого аппарата // 2516906

Изобретение относится к системам стыковки летательных аппаратов. Способ отделения отсека летательного аппарата заключается в расфиксации устройства крепления отсека и воздействии усилием толкателя устройства отталкивания на контактную поверхность упорного элемента отделяемого отсека по направлению к положению его центра тяжести до отделения. Воздействуют на отсек с обеспечением свободы флуктуационного перемещения контактного пятна от взаимодействия толкателя с упорным элементом по контактной поверхности упорного элемента при флуктуационном изменении угла наклона корпуса отделяемого отсека к толкателю. При этом до отделения обеспечивают твердость материала упорного элемента больше твердости материала толкателя. В процессе отделения используют упорный элемент отделяемого отсека в виде участка сферы, геометрический центр которой расположен в центре тяжести отделяемого отсека. Изобретение направлено на уменьшение динамической нагрузки на отделяемый отсек. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Безимпульсное устройство расфиксации подвижных элементов космического аппарата // 2518137

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для закрепления и расфиксации подвижных элементов конструкции (ПЭК) космических аппаратов (КА) без воздействия ударных импульсов. Безымпульсное устройство расфиксации ПЭК КА содержит корпус с основным и дублирующим исполнительным элементами в виде подвижных цилиндров с возможностью возвратно-поступательного движения, подпружиненную собачку с собственной осью. На подвижных цилиндрах насажены диски из изолирующего материала, в которых с двух сторон выполнены прорези под намотку проволок из материала с эффектом памяти формы, на которые периодически подается напряжение и концы которых зафиксированы на крайних дисках каждого цилиндра, при этом один из крайних дисков закреплен неподвижно относительно подвижного цилиндра, а другой неподвижно относительно корпуса, причем внутри каждого подвижного цилиндра установлена возвратная пружина, одним концом закрепленная на корпусе, а другим взаимодействует с подвижным цилиндром, при этом в корпусе и в хомутах, охватывающих корпус с двух сторон, выполнены соосные отверстия под шарики, а в цилиндрах выполнены вырезы со смещением относительно соосных отверстий, при этом качалка шарнирно закреплена на подпружиненной собачке, которая своими концами взаимодействует с выступами, выполненными на хомутах, причем между корпусом и хомутами с двух сторон установлена пружина. Изобретение позволяет исключить ударный импульс при срабатывании пиросредств. 10 ил.

Способ стыковки космических аппаратов // 2521082

Изобретение относится к автоматической стыковке активных космических аппаратов (АКА) с некооперируемыми пассивными космическими аппаратами (ПКА). АКА включает в свой состав самонаводящийся космический микробуксир (КМБ) для доставки троса, выпускаемого с АКА, и оснащен стыковочным штырем. Стягивание ПКА и АКА осуществляется с помощью троса. В качестве устройства стыковки на ПКА используется сопло маршевого двигателя, куда вводится и где фиксируется стыковочный штырь. При выполнении стыковки осуществляют стабилизацию углового положения АКА и связки КМБ и ПКА в инерциальной системе координат с центром, находящимся в центре масс АКА. Синхронизация угловых скоростей связки КМБ и ПКА с АКА, а также совмещение продольных осей АКА и указанной связки с направлением линии, соединяющей их центры масс, осуществляются с помощью двигателей АКА и КМБ. После касания связки КМБ и ПКА посадочного места на АКА осуществляют фиксацию связки с помощью системы стыковки, установленной на АКА. Техническим результатом изобретения является расширение области условий возможной стыковки с ПКА и упрощение процесса стыковки. 7 ил.