Устройство для соединения малого космического аппарата со средством выведения его на орбиту функционирования и последующего отделения

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано для соединения и отделения малого космического аппарата (МКА) со средством выведения на орбиту. Устройство для соединения малого космического аппарата (МКА) со средством выведения его на орбиту функционирования и последующего отделения содержит основание, удерживающее устройство с переходным элементом, пружинный толкатель с наполненным газом герметичным сильфоном, программно-временное устройство с датчиками, микровыключатель. Переходный элемент содержит пластину с клеевым слоем, нагреватель, фиксаторы, термоэлемент из биметаллической пластины или материала с памятью формы, дополнительный пружинный толкатель. Изобретение позволяет повысить безопасность и надежность соединения и отделения МКА от средства выведения. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к космонавтике, а именно к системам разделения космических аппаратов, и может быть использовано для запуска на орбиту малых космических аппаратов (МКА) - микро- и наноспутников массой от 50 до 1 кг.

Для достижения высокой эффективности использования малоразмерных спутников все более актуальной становится проблема организации их запусков на орбиты функционирования. Одним из решений указанной проблемы может быть использование для запусков МКА автономного устройства, не требующего функциональных связей с ракетоносителем (РН) или космическим аппаратом (КА), а также разработка технологий использования клеевых соединений для механического соединения полезной нагрузки с РН или КА.

Из уровня техники известно устройство для соединения (МКА) со средством выведения его на орбиту функционирования и последующего отделения, содержащее основание, закрепленное на указанном средстве выведения, удерживающее устройство, фиксирующее МКА на основании, пружинный толкатель, снабженный наполненным газом герметичным сильфоном, программно-временное устройство с датчиками и блок электропитания (см. патент RU 2442728, кл. B64G 1/64, опубл. 20.02.2012). Недостатками известного устройства являются недостаточная надежность работы и сложность конструкции, обусловленные необходимостью введения дополнительных механических устройств для срабатывания механизма отделения МКА.

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков. Технический результат заключается в повышении безопасности и надежности выведения и отделения МКА от базового блока КА или последней ступени РН. Поставленная задача решается, а технический результат достигается тем, что в устройстве для соединения малого космического аппарата (МКА) со средством выведения его на орбиту функционирования и последующего отделения, содержащем основание, закрепленное на указанном средстве выведения, удерживающее устройство, фиксирующее МКА на основании, пружинный толкатель, снабженный наполненным газом герметичным сильфоном, программно-временное устройство с датчиками и блок электропитания, удерживающее устройство включает переходный элемент, прикрепленный к пружинному толкателю, установленную в нем пластину с клеевым слоем, удерживающим МКА, и нагреватель, обеспечивающий разрушение клеевого слоя при подаче энергии от блока электропитания по сигналу программно-временного устройства. Переходный элемент предпочтительно снабжен фиксаторами для восприятия боковых нагрузок при выведении МКА на орбиту. На пластине, прикрепленной к переходному элементу, целесообразно установить термоэлемент из биметаллической пластины или материала с памятью формы. Переходный элемент предпочтительно снабжен дополнительными пружинными толкателями. Для контроля отделения МКА и отключения электропитания нагревателя на переходном элементе со стороны пружинного толкателя может быть установлен концевой микровыключатель.

На фиг.1 изображено предлагаемое устройство в разрезе;

на фиг.2 - предлагаемое устройство, вид сверху;

на фиг.3 - принципиальная схема системы управления отделением.

Предлагаемое устройство для соединения МКА со средством выведения его на орбиту функционирования и последующего отделения выполнено в виде основания 1, закрепленного на КА или РН посредством механического 2 или клеевого 3 соединения, на котором расположено удерживающее устройство. На основании 1 закреплен пружинный толкатель 4. Базовой частью удерживающего устройства является переходный элемент 5, прикрепленный к пружинному толкателю 4 и снабженный посадочными местами для МКА, а также фиксаторами для восприятия боковых нагрузок при выведении МКА на орбиту (позицией не обозначены). В переходном элементе 5 установлена пластина 6, которая обеспечивает возможность фиксации различных по размеру МКА и снабжена клеевым слоем 7, удерживающим МКА. На пластине 6 закреплены нагреватель 8 и термоэлементы 9, выполненные из материала с памятью формы или биметаллической пластины. Отделение МКА от основания 1 осуществляется нагреванием термопластичного клеевого слоя 7 нагревателем 8 при подаче электропитания от источника 10 по сигналу от блока управления 11, включающего программно-временное устройство (ПВУ) 12 датчиков давления 13 при достижения вакуума или датчиков перегрузок 14 после окончания вывода на орбиту при достижения невесомости. Разделение осуществляется с помощью пружинного толкателя 4, пружина 15 которого взводится при расширении газа (воздуха, азота или инертного газа, например, ксенона) в сильфоне 16 после выхода в космос, а также с помощью дополнительных пружинных толкателей 17.

Устройство работает следующим образом.

Подготовленный к запуску МКА 18 вместе с основанием 1 и соответствующими соединительными элементами доставляется на техническую позицию космодрома полностью собранным и испытанным с соответствующими сопроводительными документами и разрешением на запуск. На заранее согласованном посадочном месте на КА или РН осуществляется механическое 2 или клеевое соединение 3 основания 1 с МКА к РН.

После старта РН и прохождения плотных слоев атмосферы при достижении необходимой величины вакуума срабатывает датчик 13, который выдает команду на включение программно-временного устройства 12 для начала отсчета времени на подачу сигнала для отделения МКА. Одновременно с этим при достижения вакуума сильфон 16 под действием находящегося внутри него газа с давлением не менее 1 атмосферы раздувается и сжимает, предварительно не сжатую из условий безопасности, рабочую пружину 15 толкателя 4 от нагрузки P1 до Р2, что обеспечивает в зависимости от массы МКА и усилий пружины необходимую скорость отделения МКА. При достижении времени отделения МКА от КА по программе полета с устройства 12 дается команда на включение электропитания 10 на нагреватель 8, который разогревает клеевой слой 7 через пластину 6 до температуры его разрушения, а также греет термоэлемент 9, помогая разрушению клеевого слоя 7. После этого МКА 18 под воздействием основного 4 и дополнительного 17 пружинных толкателей отделяется от основания 1. При срабатывании контактного датчика 19 в виде концевого микровыключателя, фиксирующего разделение, подается команда на отключение нагревателя 8 от блока электропитания 10.

Использование предлагаемого устройства позволяет упростить конструкцию системы вывода МКА и отделения МКА от РН на орбите функционирования, обеспечить безопасность на этапе подготовки и выведения в космическое пространство МКА, повысить надежность отделения элементов космического оборудования после выведения РН или КА на орбиту функционирования, а также снизить стоимость и сократить время на подготовку запуска. Применение подобного устройства позволяет решить проблемы кассетного запуска разногабаритных МКА и временного интервала их отделения от РН или КА.

1. Устройство для соединения малого космического аппарата (МКА) со средством выведения его на орбиту функционирования и последующего отделения, содержащее основание, закрепленное на указанном средстве выведения, удерживающее устройство, фиксирующее МКА на основании, пружинный толкатель, снабженный наполненным газом герметичным сильфоном, программно-временное устройство с датчиками и блок электропитания, отличающееся тем, что удерживающее устройство включает переходный элемент, прикрепленный к пружинному толкателю, установленную в нем пластину с клеевым слоем, удерживающим МКА, и нагреватель, обеспечивающий разрушение клеевого слоя при подаче энергии от блока электропитания по сигналу программно-временного устройства.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что переходный элемент снабжен фиксаторами для восприятия боковых нагрузок при выведении МКА на орбиту.

3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что на пластине, прикрепленной к переходному элементу, установлен термоэлемент из биметаллической пластины или материала с памятью формы.

4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что переходный элемент снабжен дополнительными пружинными толкателями.

5. Устройство по п.1, отличающееся тем, что для контроля отделения МКА и отключения электропитания нагревателя на переходном элементе со стороны пружинного толкателя установлен концевой микровыключатель.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к защитным средствам при транспортировке и стыковке/отделении изделий ракетно-космической техники и их частей, в частности применительно к аппаратуре (пикоспутнику - ПС) типа CubeSat.

Изобретение относится к машиностроительной технике, в частности к разъемным соединениям, разделяемым в процессе эксплуатации. Пирозамок содержит основание, стяжной болт, сухари со штифтами, поршень, цилиндр, крышку и пиропатрон.

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА) и может быть использовано для отделения отсека. Система отделения ЛА содержит устройство крепления с возможностью расфиксации, устройство отделения с толкателем (парой параллельных толкателей) с упорным элементом (УЭ) в виде участка сферы.

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.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для закрепления и расфиксации подвижных элементов конструкции (ПЭК) космических аппаратов (КА) без воздействия ударных импульсов.

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 для соединения и разделения элементов конструкции. Устройство для фиксации и разделения частей конструкции содержит замок на основе болтового соединения, штырь, разрезную гайку, гайку механизма разделения для стягивания стыка двух частей, сепаратор, пружину сжатия, удерживающий шарик, сухарь, изоляторы, токопроводящие нити, пружину кручения. Изобретение позволяет повысить надежность соединения и снизить массу конструкции. 4 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для разделения магистрали разделяемых отсеков. Разъемная магистраль разделяемых отсеков содержит корпус с внутренней отбортовкой и приводным механизмом в виде пиропривода из пиропатронов и их полостей, гайку для ограничения перемещения корпуса, переходник с фланцем, отделяемую часть магистрали с сильфоном. Переходник и отделяемая часть магистрали содержат клапаны с корпусами с седлами и сквозными пазами, тарели со штоками, выступами и уплотнениями, пружины, опирающиеся на опоры с отверстиями. Переходник содержит проточку, образующую разрывную перемычку, ступенчатую в виде цилиндров разного диаметра втулку с уплотнением, вставку с перемычками и уплотнениями. Втулка закреплена на переходнике гайкой. Изобретение позволяет повысить быстродействие разъединения отсеков, исключить ударные нагрузки при разъединении отсеков. 3 ил.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано при транспортировке автономной научной аппаратуры, в частности пикоспутников формата CubeSat. Транспортно-пусковой контейнер для запуска пико- и наноспутников выполнен в виде корпуса с технологическими крышками, включающего четыре боковые стенки, из которых две диаметрально расположенные стенки имеют по две направляющие С-образной формы с заходной частью, заднюю стенку и заходную рамку. Корпус снабжен поворотной крышкой, крепящейся к заходной рамке и оснащенной по меньшей мере одной пружиной, переводящей в свободном состоянии поворотную крышку в открытое положение, устройством фиксации поворотной крышки в закрытом положении и расположенными внутри корпуса толкателем и стартовой пружиной. На боковой стенке корпуса со стороны оси вращения поворотной крышки установлено устройство запуска в виде разборной ручки со спусковым крючком и механической рычажной системой, управляющей устройством фиксации поворотной крышки в закрытом положении, а задняя стенка корпуса снабжена элементами фиксации, например, в виде упорных винтов, с помощью которых спутник фиксируется внутри корпуса. Достигается снижение нагрузки на спутник, повышается надежность работы устройства. 4 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при разделении стыковочных агрегатов космических аппаратов. Устройство расстыковки содержит стыковочные шпангоуты с системами замков и стыковочными механизмами, пружинные толкатели, штыри с заходными конусами, гнезда с заходными фасками, механические датчики контроля расстыковки с подпружиненными штоками, механизм преобразования перемещения штыря в виде гильзы с буртиком и механизмом взаимодействия штыря и датчика в виде внешнего стакана с продольными пазами и внутренним стаканом с ограничителями перемещения в виде цилиндрических элементов, пружиной сжатия, расточкой. Изобретение позволяет снять сигнал о расстыковке со штырей в момент их выхода из контакта с рабочей поверхностью гнезда. 4 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при разделении стыковочных агрегатов космических аппаратов. Устройство расстыковки содержит стыковочные шпангоуты с системами замков, стыковочными механизмами, направляющими узлами со штырем с заходным конусом и гнездом с заходной фаской, буртиком, крышкой, плунжером с расточкой, пружиной сжатия и фаской, гайки, пружину кручения, пружинные толкатели, штыри с заходными конусами, гнезда с заходными фасками, механические датчики контроля расстыковки с подпружиненными штоками, механизм преобразования перемещения штыря направляющего узла в виде кривошипно-ползунного механизма из кривошипа, шатуна, ползуна и стойки. Изобретение позволяет снять сигнал о расстыковке со штырей в момент их выхода из контакта с рабочей поверхностью гнезда. 6 ил.

Изобретение относится к области оптических средств измерения параметров относительного сближения космических аппаратов (КА), а именно к оптико-электронным системам контроля скорости. Система контроля скорости космических аппаратов при сближении включает расположенные на активном космическом аппарате телекамеру с приемником на основе КМОП-датчика, узкополосный светофильтр, блок управления и обработки сигнала. На пассивном космическом аппарате в плоскости стыковочного узла, перпендикулярной оси «OX» этого аппарата, расположены четыре оптических маяка. Оптические маяки образуют прямоугольник, две стороны которого параллельны строкам чувствительных элементов КМОП-датчика. Телекамера служит для получения изображения пассивного КА, узкополосный светофильтр подавляет засветки от подстилающей поверхности и бликов конструкции пассивного КА, блок управления и обработки сигнала осуществляет вычисление скорости пассивного КА и переключение режимов работы телекамеры. Достигаемый технический результат - повышение надежности системы взаимных измерений параметров сближения КА и, как следствие, увеличение безопасности, за счет введения дополнительной системы контроля скорости сближения КА, не использующей активную подсветку в радио- и оптическом диапазоне и устойчивую к наличию световых помех. 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для разделения ступеней. Устройство разделения ступеней двухступенчатой ракеты в виде механизма управлением рулями содержит два звена, кинематически связанные с аэродинамическим и газовым рулями. Звено, связанное с аэродинамическим рулем, содержит кронштейн с пазом и качалку с отверстием, звено, связанное с газовым рулем, содержит качалку с пальцем. Качалки шарнирно соединены с парой тяг. Изобретение позволяет повысить надежность разделения ступеней при эксплуатации ракеты. 3 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для запуска спутников. Устройство управляемого запуска наноспутников и микроспутников содержит платформу с наноспутником или микроспутником, шток, конденсаторы, систему ориентации с внешним и внутренним корпусами, электродвигателями и подшипниками, магнитоиндукционный эжектор с двумя плотно прижатыми поджимной пружиной катушками индуктивности соленоидального типа, размещенными в сердечнике броневого типа из ферромагнитного материала и попарно запрессоваными в стаканы, электронную систему управления запуска с микроконтроллером, коммуникатором, блоком управления зарядом, драйверами электродвигателей, ключевыми устройствами и переключателем выводов обмотки. Изобретение позволяет повысить КПД устройства запуска. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области безопасной эксплуатации опасных изделий, находящихся в окружении агрессивной среды, в частности к предохранительным герметизирующим устройствам, а именно к устройствам с разрушаемым элементом, обеспечивающим автоматическое срабатывание и открытие герметичных воздушных каналов при определенных внешних воздействующих факторах. Защитное устройство включает линейно перемещаемый силовым воздействием предварительно сжатой пружины подвижный элемент, удерживаемый стопором. Механические свойства стопора изменяются под воздействием факторов внешней среды. Подвижный элемент выполнен в виде подпружиненной пробки 1 и расположен внутри корпуса объекта 6. Стопор выполнен в виде фиксатора 4 из легкоплавкого материала, нанесенного на витки сжатой телескопической пружины 3 перед установкой его в корпус. Пробка 1 снабжена уплотнительными элементами 2 и выполнена с высотой по оси меньшей, чем высота пружины 3 в свободном состоянии. Изобретение направлено на упрощение конструкции защитного устройства, на минимизацию размеров защитного устройства, на сокращение количества элементов, на повышение надежности срабатывания устройства. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к крепежным элементам космического аппарата (КА) для установки оборудования наблюдения, размещаемого, как правило, на иллюминаторе стыковочного агрегата КА. Штатив содержит опору, снабженную крепежными стойками с посадочными площадками (8) и элементами их крепления (9) на месте установки. Опора состоит из рамы (5), на которой установлен ползун (6) с адаптером (7), на котором размещены элементы фиксации (2) оборудования наблюдения. Рама (5) на концах имеет посадочный (10) и установочный (14) фланцы. Посадочные поверхности фланца (10) и площадок (8) параллельны. Во фланце (10) выполнено резьбовое отверстие (12), в которое установлен распорный элемент (13). Фланец (14) расположен под заданным углом к фланцу (10), и в нем также выполнено резьбовое отверстие для крепежного элемента (16). Ползун (6) установлен на фланце (14) с возможностью перемещения (в пазу) и вращения относительно элемента (16), которым он и поджимается затем к этому фланцу. На другом конце ползуна (6) выполнена сферическая мембрана с осью, параллельной плоскости фланца (14), а на адаптере (7) выполнена ответная сферическая поверхность. Данные поверхности взаимодействуют через выполненные в них паз и выступ, что позволяет адаптеру (7) перемещаться и вращаться (до фиксации) относительно ползуна (6). Техническим результатом изобретения является обеспечение возможности установки оси оборудования (телекамеры) параллельно оси стыковочного агрегата КА и совмещение его центра с центром ответной мишени. 5 ил.

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано для соединения и отделения малого космического аппарата со средством выведения на орбиту. Устройство для соединения малого космического аппарата со средством выведения его на орбиту функционирования и последующего отделения содержит основание, удерживающее устройство с переходным элементом, пружинный толкатель с наполненным газом герметичным сильфоном, программно-временное устройство с датчиками, микровыключатель. Переходный элемент содержит пластину с клеевым слоем, нагреватель, фиксаторы, термоэлемент из биметаллической пластины или материала с памятью формы, дополнительный пружинный толкатель. Изобретение позволяет повысить безопасность и надежность соединения и отделения МКА от средства выведения. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Наверх