Безимпульсное устройство расфиксации подвижных элементов космического аппарата



Безимпульсное устройство расфиксации подвижных элементов космического аппарата
Безимпульсное устройство расфиксации подвижных элементов космического аппарата
Безимпульсное устройство расфиксации подвижных элементов космического аппарата
Безимпульсное устройство расфиксации подвижных элементов космического аппарата
Безимпульсное устройство расфиксации подвижных элементов космического аппарата
Безимпульсное устройство расфиксации подвижных элементов космического аппарата
Безимпульсное устройство расфиксации подвижных элементов космического аппарата
Безимпульсное устройство расфиксации подвижных элементов космического аппарата
Безимпульсное устройство расфиксации подвижных элементов космического аппарата
Безимпульсное устройство расфиксации подвижных элементов космического аппарата

 


Владельцы патента RU 2518137:

Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс" (ФГУП "ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") (RU)

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.

 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для закрепления и расфиксации подвижных элементов конструкции (ПЭК), в которых не допускается воздействие ударных импульсов.

Применяемые ранее и в настоящее время устройства для закрепления (ПЭК) на участке выведения космического аппарата и расфиксации на орбитальном участке разработаны на основе пиротехнических средств. В зависимости от назначения это могут быть пироболты, пирозамки, пирорезаки, пирочеки и т.д., в которых исполнительным элементом являются пиропатрон, а для увеличения-надежности ставили по два пиропатрона. При правильной эксплуатации они показали высокую надежность и в дальнейших разработках (КА) они будут являться основным средством для закрепления и расфиксации (ПЭК), разделения ступеней ракет и отделения спутников. Но все они обладают существенным недостатком - большим импульсом при срабатывании пиросредсв. Причем возмущения на конструкцию возникают не в момент взрыва пирозаряда, а вследствие перемещения и мгновенной остановки поршня или откидных прижимающих элементов, обязательных деталей всех пиротехнических средств.

В процессе разработок КА постоянно искались способы уменьшения возмущений при помощи прокладок, установкой амортизаторов или ставили пироустройства в максимальном удалении от чувствительной аппаратуры. Но исключить ударный импульс не удалось. Кроме того к разрабатываемым современным космическим аппаратам (КА) предъявляются дополнительные требования при транспортировании КА, в которых не допускается наличие пиротехнических средств.

Известно устройство для соединения разделяемых в полете элементов летательного аппарата (патент RU №2096275), содержащее корпус, жестко связанный с носителем, в котором размещены болт, рычаг, поршень с уплотнителем, пиропатрон, причем на стяжной болт навернута гайка, а втулка, установленная на отделяемом элементе, взаимодействует со стяжным болтом, при этом поршень связан с рычагом.

Известно также устройство расфиксации подвижного элемента КА (патент RU №2207307 - прототип), которое содержит корпус основного и дублирующего пироэлементов, расположенных в корпусе устройства, подпружиненную собачку, имеющую собственную ось, установленную в корпусе и поджимающий подвижный элемент КА, при этом устройство снабжено боковыми осями и рычагом, который взаимодействует с подпружиненным толкателем, установленным в корпусе устройства.

Недостатками известного устройства, а также вышеописанного являются значительные ударные импульсы при срабатывании пирозарядов, а также являются источником пожара или взрыва при транспортировании.

Задачами заявленного технического решения является исключение ударного импульса при срабатывании пиросредств и пожароопасности при транспортировании за счет исключения пиросредств.

Поставленная задача достигается тем, что в безымпульсном устройстве расфиксации подвижных элементов конструкции космического аппарата (БУР ПЭ КА), состоящем из корпуса, основного и дублирующего исполнительных элементов, расположенных в корпусе, подпружиненной собачки, имеющей собственную ось, которая установлена в корпусе замка, при этом исполнительные элементы выполнены в виде подвижных цилиндров с возможностью возвратно-поступательного вращения, на которые 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 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.

На фиг.1 изображен главный вид БУР ПЭ КА и положение деталей в исходном положении до срабатывания.

На фиг.2 изображен БУР ПЭ КА сверху и показано положение качалки до его срабатывания.

На фиг.3 изображен БУР ПЭ КА слева и видны электросоединители.

На фиг.4 показан общий вид БУР ПЭ КА с разрезом деталей.

На фиг.5, 6, 7 показан процесс поворота цилиндров с дисками, перемещение (вдавливание) шариков в каналы и повернутое положение хомутов.

На фиг.8 показан один из подвижных дисков и размещение электросоединителей.

На фиг.9 показано устройство после срабатывания с откинутой собачкой.

На фиг.10 показан способ закрепления концов проволоки из ЭПФ.

Безымпульсное устройство расфиксации подвижныхэлементов космического аппарата (БУР ПЭ КА) состоит из корпуса 1 с основным и дублирующим исполнительными элементами, в виде подвижных цилиндров 2, на которых насажены диски 3 из изолирующего материала. На корпусе 1 закреплена подпружиненная собачка 4, ось 5 которой закреплена в корпусе 1. В дисках 3 с двух сторон выполнены прорези 6 под намотку проволок 7 из материала с эффектом памяти формы (ЭПФ), на которые периодически подается напряжение, при этом концы проволок 7 закреплены на крайних дисках каждого подвижного цилиндра 2, причем один из крайних дисков 3 закреплен неподвижно относительно подвижного цилиндра 2, а другой неподвижно относительно корпуса 1. Внутри каждого подвижного цилиндра 2 установлены возвратные пружины 8, концы которых связаны с корпусом 1 и подвижным цилиндром 2. В хомутах 9, охватывающих корпус 1, а также в самом корпусе 1 выполнены соосные отверстия 10 под шарики 11, удерживаемые от выпадания пробками 12. В подвижных цилиндрах 2 выполнены вырезы 13 со смещением относительно соосных отверстий 10. На подпружиненной собачке 4 шарнирно закреплена качалка14, концы которой упираются в выступы 15 хомутов 9. Между корпусом 1 и хомутами 9 установлена пружина 16. Концы проволок 7 зафиксированы на крайних дисках подвижных цилиндров 2 и подключены к электросоединителям 17.

Для расфиксации и раскрытия, например, БС по команде от системы управления КА подается питание на все проволоки 7 из металла ЭПФ, которые начинают греться и сжиматься, поворачивая подвижный цилиндр 2, преодолевая сопротивление возвратных пружин 8, сопротивление трения между шариками 11 и подвижным цилиндром 2, (фиг 5, 6 и 7). В процессе вращения подвижного цилиндра 2 все шарики 11 постоянно подавливаются хомутом 9 усилиями пружины 16 (фиг.4) до совмещения с вырезами 13 (гнездами) в подвижном цилиндре 2, причем перемещение шариков 11 происходит медленно в связи с тем, что нагревается проволока 7 из ЭПФ за время большее 5 с, и, следовательно, исключается мгновенное откидывание подпружиненной собачки 4 и ее удар в конце вращения. Если происходит отказ при повороте одного из подвижных цилиндров 2, его заклинивание или непрохождение команды для нагревания проволоки 7, то в этом случае может сработать второй подвижный цилиндр, т.к. шарнирная качалка 14 обеспечивает свободное откидывание подпружиненной собачки 4.

Таким образом, при укорачивании нагреваемой проволоки каждый диск поворачивается на определенный угол Δα, и конечный подвижный диск повернется на угол α=ΣΔα. Величина конечного угла может быть задана и зависит от длины проволоки.

В данной конструкции заложены две проволоки, для того чтобы исключить потери на трение при вращении дисков, т.е. усилие сдавливания диска от натяжения проволоки и противодействия возвратной пружины находятся на противоположных сторонах диска и воспринимаются самим диском.

Предложенная конструкция безымпульсного устройства расфиксации подвижных элементов космического аппарата позволит исключить ударный импульс, влияющий на работу чувствительной аппаратуры КА и пожароопасность при транспортировании изделия, за счет исключения из конструкции пиросредств, а также позволит проводить проверочные испытания при комплексных предстартовых испытаниях КА.

Безымпульсное устройство расфиксации подвижных элементов конструкции космического аппарата (КА), состоящее из корпуса, основного и дублирующего исполнительных элементов, расположенных в корпусе, подпружиненной собачки, имеющей собственную ось, которая установлена в корпусе, отличающееся тем, что исполнительные элементы выполнены в виде подвижных цилиндров с возможностью возвратно-поступательного вращения, на которых 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.



 

Похожие патенты:

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.

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.

Группа изобретений относится к устройствам захвата свободно летящих объектов, устанавливаемым на борту космического аппарата (КА), в частности космического корабля.

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.

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.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкции космических транспортных средств для выведения на околоземную орбиту полезных грузов.

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.

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.

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.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Изобретение относится к узлу взаимодействия для внесения сосредоточенных нагрузок в оболочковую армированную волокном композиционную конструкцию, упрочненную решеткой, в частности к узлу взаимодействия нагрузок для двери прислонного типа летательного аппарата.

Изобретение относится к интерфейсу (устройству сопряжения) нагрузок конструкции летательного аппарата (ЛА) и касается дверных конструкций ЛА. Интерфейс нагрузок содержит решетчатую конструкцию, выполненную из армированного волокном пластика, и передающий нагрузки фланец.

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.

Изобретение относится к остеклению кабины экипажа летательного аппарата и касается защиты от проникновения электромагнитных помех. Остекление кабины экипажа содержит множество прозрачных пакетированных панелей остекления, внутренний и внешний держатели, уплотнение, предохраняющее от атмосферных осадков, пленочный электромагнитный экран, соединительную пленку.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Люк обслуживания космической головной части включает головной обтекатель со створками, на которых размещены блистеры под полезный груз, а сам люк имеет крышку.

Изобретение относится к пневматическим устройствам для перемещения органов из одного положения в другое. .

Изобретение относится к запирающим механизмам створок. .

Изобретение относится к системам эксплуатационного открытия-закрытия и аварийного сброса фонаря самолета. .

Изобретение относится к окну для транспортного средства, в частности для самолета. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к авиационному люку, содержащему панель обшивки (1) авиационной конструкции, наружную дверь (6) и внутреннюю дверь (5) авиационного люка, расположенные на панели обшивки (1), и дополнительно содержит стрингеры (3), установленные на панели обшивки (1) с расположением и прикреплением к обшивке (1), крепежные края (8), частично выступающие через люк со стороны размещения наружной двери (6) и внутренней двери (5), дополнительно содержащие элементы (4) усиления, размещенные между наружной дверью (6) и внутренней дверью (5), которые прикреплены к обшивке (1), причем указанные (4) элементы образуют крепежные края (8) на одной из ее сторон, и полость (7), расположенную в обшивке (1) с обеспечением возможности установки наружной двери (6).

Замок носового обтекателя самолета содержит механизм замка с крюком, предназначенный для закрепления на обтекателе, и ответную часть с вилкой под крюк замка, предназначенную для закрепления на внутренней стороне шпангоута самолета. Ответная часть замка выполнена в виде корпуса, в центральной части которого образовано отверстие под резьбовой элемент, установленный с возможностью поступательного перемещения. Резьбовой элемент зафиксирован от вращения относительно корпуса стопорным элементом, имеющим возможность поступательного перемещения в боковой прорези, выполненной в крышке корпуса. В отверстии центральной части корпуса размещено уплотнительное кольцо, взаимодействующее с резьбовым элементом. С внешней стороны корпуса на резьбовом элементе выполнена вилка под крюк механизма замка, а с внутренней стороны на резьбовой элемент навинчена регулировочная гайка, имеющая возможность вращения. Корпус и его крышка выполнены с отверстиями овальной формы под элементы крепления к шпангоуту с возможностью регулировки положения корпуса. Изобретение направлено на повышение надежности работы замка, улучшение эксплуатационных качеств, удобство сборки и упрощение регулировки. 2 н.п. ф-лы, 8 ил.
Наверх