Трансформируемая конструкция



Трансформируемая конструкция
Трансформируемая конструкция
Трансформируемая конструкция
Трансформируемая конструкция
Трансформируемая конструкция
Трансформируемая конструкция
Трансформируемая конструкция
Трансформируемая конструкция

 


Владельцы патента RU 2541611:

Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" (RU)

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в выдвижных ферменных конструкциях. Трансформируемая конструкция (ТК) содержит жесткие опорные элементы, жесткие створки. Между опорными элементами расположены две пары створок, шарнирно соединенные с опорными элементами и между собой. Оси вращения между опорными элементами и сопряженными створками лежат в плоскостях, перпендикулярных направлению развертывания, одна плоскость содержит в себе хотя бы две не параллельные друг другу оси вращения между створками. Изобретение позволяет повысить надежность развертывания и жесткость ТК. 10 ил.

 

Изобретение относится преимущественно к космической технике и может применяться для перевода различных конструкций, например, антенн или солнечных батарей и т.п., именуемых в общем случае грузом, из сложенного положения на требуемое расстояние от корпуса аппарата.

Известна трансформируемая конструкция (ТК), описанная в материалах изобретения US4557083 (A). Она содержит набор несущих элементов (стержней), шарнирно соединенных между собой по принципу пантографа.

В развернутом состоянии ТК образует трехгранную призму, каждая "грань" которой является многозвенным пантографом (первые кинематические цепи пантографа). Перевод граней из сложенного положения в раскрытое осуществляется также пантографами, расположенными по ребрам трехгранной призмы (вторые кинематические цепи пантографа).

Недостатки устройства

1. В сложенном положении ТК расстояние между вершинами треугольника, которые представляют собой торцы ТК, больше, чем в развернутом состоянии. Это приводит к проблеме закрепления ТК на корпусе космического аппарата и закреплении полезного груза на ТК, так как точки закрепления при этом должны быть подвижными.

2. Поперечное сечение ТК в процессе развертывания уменьшается и становится минимальным в развернутом положении. Таким образом, жесткость развернутой ТК ниже, чем могла бы быть при сохранении поперечного сечения ТК, которое удалось вписать в зону полезного груза.

3. В результате наличия в ТК вторых кинематических цепей пантографа, общее количество пар трения в сочленениях звеньев пантографов значительно увеличивается, уменьшая тем самым надежность развертывания ТК.

Известна также трансформируемая конструкция (прототип), описанная в материалах изобретения EP 1593597 A1. В ней ТК в развернутом состоянии образована жесткими кольцеобразными опорными элементами, расположенными параллельно друг другу. В сложенном положении ТК они опираются друг на друга. Развертывание ТК производится при помощи гибких лонжеронов, скручиваемых вокруг ТК. Лонжероны в развернутом положении ТК становятся частью силовой структуры, придавая ТК определенную жесткость на изгиб, кручение и сдвиг. Крепление гибких лонжеронов к кольцеобразным опорным элементам - шарнирное.

Недостатки устройства

1. При развертывании ТК ее основания совершают взаимный разворот вокруг направления развертывания, тем самым придавая выдвигаемому грузу определенную угловую скорость. Для гашения этой угловой скорости в конце развертывания нужно предусматривать специальные конструктивные средства, иначе груз будет совершать бесконтрольные крутильные колебания до погашения энергии. Это будет создавать на конструкцию динамические нагрузки, которые могут ее повредить. Кроме того, разворот груза в процессе развертывания ТК в ряде случаев в принципе недопустим из-за особенностей окружающей конструкции и требования положения груза после развертывания.

2. В процессе развертывания ТК на нее действуют динамические нагрузки, вызванные такими факторами, как несовпадение центра масс груза с продольной осью ТК, непостоянство скорости развертывания, взаимный разворот оснований ТК. Одним из видов динамических нагрузок является изгибающий момент. Этот момент будет стремиться изогнуть продольную ось ТК, вдоль которой производится развертывание ТК, которая теоретически должна быть прямой линией. Нежесткие лонжероны могут потерять устойчивость, при этом нарушится параллельность оснований ТК, произойдет боковой сдвиг груза, изменится направление дальнейшего развертывания. В результате груз может столкнуться с окружающей конструкцией.

Задачами изобретения являются:

повышение надежности развертывания ТК,

обеспечение максимально возможной жесткости ТК.

Поставленные задачи решаются за счет того, что продольно раскладываемая и складываемая ТК, содержащая N количество жестких опорных элементов, расположенных перпендикулярно направлению развертывания ТК, и жесткие створки, построена так, что между n и n+1 опорными элементами имеется как минимум две пары створок, причем одна из створок пары шарнирно соединена с опорным элементом n, вторая створка пары шарнирно соединена с опорным элементом n+1, а сами створки в паре шарнирно соединены друг с другом так, что оси вращения между n опорным элементом и сопряженными створками лежат в одной плоскости, перпендикулярной направлению развертывания, оси вращения между n+1 опорным элементом и сопряженными створками лежат во второй плоскости, перпендикулярной направлению развертывания, оси вращения между створками, расположенными между n и n+1 опорными элементами, лежат в третьей плоскости, перпендикулярной направлению развертывания и содержащей в себе хотя бы две не параллельные друг другу оси вращения между створками.

Сущность изобретения поясняется чертежами,

где на фиг.1 изображен общий вид ТК в сложенном положении; на фиг.2 - общий вид ТК в процессе развертывания; на фиг.3 - общий вид ТК в развернутом положении; на фиг.4 - пара створок в трех положениях: в сложенном положении ТК, в одном из промежуточных положениях при развертывании ТК и в раскрытом положении ТК; на фиг.5 - фронтальный вид ТК с указанным направлением развертывания В и разрезом по плоскости Б, в которой лежат оси вращения «створка -створка», и показана непараллельность двух осей через угол α; на фиг.6 - фронтальный вид ТК с указанным направлением развертывания В и разрезом по плоскости Д, в которой лежат оси вращения «кольцеобразный опорный элемент - створка»; на фиг.7 - жесткий опорный элемент: а) - основание ТК с дополнительным силовым набором; б) - внутренний жесткий опорный элемент; на фиг.8 - створка.

ТК состоит из жестких опорных элементов (далее по тексту -опорные элементы) 1 (фиг.1, фиг.2, фиг.3, фиг.5, фиг.6, фиг.7), которые в данном примере выполнены в виде плоских стержневых конструкций в форме равностороннего многоугольника, и жестких створок (далее по тексту - створки) 2 (фиг.1, фиг.2, фиг.3, фиг.4, фиг.5, фиг.6, фиг.8), которые в данном примере выполнены в виде плоских прямоугольных стержневых конструкций. Створки объединены в пары, равномерно расположенные вокруг продольной оси ТК между опорными элементами. Пары створок в развернутом положении ТК выполняют роль продольного силового набора ТК и расположены максимально близко к периметру опорных элементов для обеспечения максимально возможной жесткости ТК. В каждой паре жесткие створки соединены шарнирно. Оси вращения «створка - створка» (фиг.4, фиг.5) пар створок, расположенных между n и n+1 опорными элементами 1, лежат в плоскости Б (фиг.5), перпендикулярной направлению развертывания В (фиг.5, фиг.6), а две оси из них по отношению друг к другу не параллельны (расположены под углом α, фиг.5). Створки с опорными элементами также соединены шарнирно. Оси вращения «опорный элемент - створка» (фиг.4, фиг.6) лежат в плоскости Д (фиг.6), перпендикулярной направлению развертывания В. В предлагаемом конструктивном исполнении ТК плоскость Д совпадает с плоскостью симметрии опорного элемента. В сложенном положении ТК опорные элементы уложены друг на друга, опираясь через разъемные втулки 3 (фиг.1, фиг.2, фиг.3), а створки развернуты вовнутрь ТК перпендикулярно продольной оси ТК (фиг.4, фиг.5). Если требуется освободить пространство внутри ТК, то створки могут быть развернуты наружу, в зависимости от окружающей конструкции. В развернутом положении ТК пары створок зачекованы в раскрытом положении (фиг.4). Способ раскрытия не принципиален и может быть любым, например с помощью пружинных приводов, создающих раскрываемый момент вокруг оси вращения «створка - створка» (фиг.4). Способ зачековки также не принципиален и может быть любым, например с помощью тех же пружинных приводов, или используя устройство фиксации шарнирного узла, описанное в патенте №2368544 Российской Федерации.

Вообще, опорные элементы не обязательно должны быть выполнены в виде плоских стержневых конструкций в форме равностороннего многоугольника. Они могут быть какой угодно геометрической формы и быть сплошными, например, в виде панели. Пары створок также не обязательно должны быть расположены максимально близко к периметру ТК, они могут быть смещены вовнутрь. Кинематика развертывания и в этом случае сохраняется, уменьшится лишь жесткость ТК.

Технический эффект от реализации заявленной конструкции заключается в отсутствии взаимного поворота оснований ТК в процессе развертывания, параллельном перемещении одного основания ТК относительно другого, направление развертывания всегда остается прямолинейным и перпендикулярным основанию ТК, за счет чего решается задача по увеличению надежности развертывания. Задача по обеспечению максимально возможной жесткости ТК решается за счет максимально близкого расположения жестких створок к периметру жестких опорных элементов, образуя в развернутом положении ТК ферму с продольным и поперечным силовым набором.

Отсутствие взаимного поворота всех кольцеобразных опорных элементов вокруг направления развертывания ТК при их перемещении в процессе развертывания ТК обеспечивается параллельностью между осью вращения «створка - створка» и осями вращения «кольцеобразный опорный элемент - створка» в пределах каждой пары створок на всем участке развертывания ТК.

Взаимная параллельность и отсутствие боковых сдвигов всех кольцеобразных опорных элементов относительно друг друга при их перемещении в процессе развертывания ТК обеспечивается не параллельным взаимным положением двух осей в каждой плоскости Б.

Сохранение поперечного сечения ТК в процессе развертывания обеспечивается жесткой конструкцией опорных элементов и максимально близким расположением створок к периметру ТК. Таким образом, основание, на котором закреплен груз, имеет лишь одну степень свободы - вдоль направления развертывания.

Трансформируемая конструкция (ТК), содержащая N-е количество жестких опорных элементов, расположенных перпендикулярно направлению развертывания ТК, и жесткие створки, отличающаяся тем, что между n-м и n+1-м опорными элементами имеется как минимум две пары створок, причем одна из створок пары шарнирно соединена с опорным элементом n, вторая створка пары шарнирно соединена с опорным элементом n+1, а сами створки в паре шарнирно соединены друг с другом так, что оси вращения между n-м опорным элементом и сопряженными створками лежат в одной плоскости, перпендикулярной направлению развертывания, оси вращения между n+1-м опорным элементом и сопряженными створками лежат во второй плоскости, перпендикулярной направлению развертывания, оси вращения между створками, расположенными между n-м и n+1-м опорными элементами, лежат в третьей плоскости, перпендикулярной направлению развертывания и содержащей в себе хотя бы две не параллельные друг другу оси вращения между створками.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к тепловому проектированию преимущественно геостационарных телекоммуникационных спутников с тепловой нагрузкой порядка 4,5-5,5 кВт. Спутник выполняют из двух модулей: модуля полезной нагрузки (ПН) и модуля служебных систем (СС).

Изобретение относится к средствам крепления на космическом аппарате (КА) элементов оборудования, в частности солнечных батарей (СБ). КА содержит корпус (1) и панель (6) СБ, закрепленную на раме (2) в виде стержневой ферменной конструкции, имеющей форму скошенной пирамиды.

Устройство фиксации гермоконтейнера научной аппаратуры (ГК НА) относится к космической технике и может быть использовано при проектировании перемещающихся в пространстве элементов космического аппарата (КА) и имеющих жесткую механическую связь с корпусом КА в исходном и рабочем положениях.

Изобретение относится к космической отрасли и касается узлов и элементов крепления оборудования космического аппарата (КА) на его силовой конструкции из полимерных композиционных материалов (ПКМ).

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в одноступенчатых ракетах-носителях. Одноступенчатая ракета-носитель легкого класса содержит двигательную установку с одним или несколькими ЖРД, топливный бак (ТБ), один или два отделяемых дополнительных топливных бака (ДТБ), установленных по тандемной схеме, проставку, трубопроводы, соединяющие ТБ и ДТБ.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в одноступенчатых ракетах-носителях. Одноступенчатая ракета-носитель тяжелого класса содержит двигательную установку с одним или несколькими кислородно-водородными ЖРД, топливный бак (ТБ), один или два отделяемых дополнительных топливных бака (ДТБ), установленных по тандемной схеме, одну или несколько пар диаметрально противоположных отделяемых навесных топливных баков (НТБ), проставку, трубопроводы, соединяющие ТБ с ДТБ и НТБ.

Изобретение относится к космонавтике, а именно к бакам для хранения компонентов ракетного топлива. Космическая пусковая установка содержит криогенный бак, содержащий оболочку, одну перегородку (ограничивающую верхний и нижний объём текучей среды) с центральным проёмом (связывающий верхний и нижний объём текучей среды), вентиляционный канал с корпусом, удерживающим барьером (стенка) или механическим ограничителем, и проходами в перегородке.

Изобретение относится к композитным материалам, предназначенным для применения в космосе. Использование, по меньшей мере, одной полимеризуемой смолы R1, выбираемой из группы, состоящей из эпоксидированных полибутадиеновых смол и характеризующейся в неполимеризованном состоянии: - величиной общей потери массы (ОПМ), меньшей чем 10%, величиной восстановленной потери массы (ВПМ), меньшей чем 10%, и величиной собранного летучего конденсируемого материала (СЛКМ).

Изобретение относится к космической технике, а именно к компоновке космических аппаратов. Ёмкость изготавливают с тремя отверстиями для отвода пара, основное отверстие выполняют с центром, через который проходит центральная ось емкости, параллельная продольной оси спутника, направленная в сторону центра масс спутника, два дополнительных отверстия выполняют с центрами, через которые проходит другая параллельная ось емкости, параллельная оси спутника, направленная по направлению полета его.

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (КА) и, в частности, к их энергодвигательным системам. Электролизная установка КА включает в себя твердополимерный электролизер, подключенный к системе электропитания КА, и систему водоснабжения.

Изобретение относится к устройствам закрывания и фиксации крышек люковых устройств и касается устройств закрывания и герметизации люков на сборочно-защитных блоках и блоках ракет-носителей. Устройство содержит узлы вращения, уплотнитель, седло, защелку закрытия крышки. Узлы вращения содержат петли с упором, которые размещены на окантовке и крышке люка. На оси вращения петли установлены пружины кручения, разделенные между собой шайбой, и взаимодействующие с дополнительным упором, закрепленным в подвижной части петли. Седло закреплено на окантовке люка и выполнено в виде стакана, торец которого взаимодействует с уплотнителем в виде П-образного эластичного профиля, герметично закрепленного по контуру внутренней поверхности крышки. Параллельно осям вращения петли на противоположной узлам вращения стороне крышки посредством кронштейна закреплена ось, шарнирно взаимодействующая с подпружиненной защелкой, совмещенной с рукояткой. Рукоятка своим цилиндрическим сектором, выполненным с эксцентриситетом относительно оси защелки, взаимодействует с пазом, выполненным в жестко закрепленном на окантовке люка кронштейне. Кронштейн на окантовке имеет выступ, взаимодействующий с кронштейном, закрепленным на крышке люка. Крышка окантована выступающими над уплотнителем по всему контуру ребрами жесткости. Ось подпружиненной защелки расположена относительно паза на расстоянии, меньшем радиуса цилиндрического сектора, и ближе к окантовке люка. Достигается повышение надежности, упрощение конструкции, снижение массы. 10 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в космических аппаратах (КА). КА содержит модуль целевой аппаратуры, модуль служебных систем с системой электропитания с солнечными батареями, комплексом автоматики, аккумуляторными батареями, систему терморегулирования, объединяющую конструктивно блок управления, гидроблоки, панели навесных холодных радиаторов из отдельных сборочных единиц с концевым теплообменником термостатирования (КТТ) с жидким теплоносителем и тепловой трубой (ТТ), термоплаты с жидким теплоносителем, ТТ с плоскими полками, тепловые магистрали из гидроарматур. КТТ состоит из герметично соединенных входными-выходными отверстиями блоков в виде полых тел вращения с радиатором-вставкой в виде полого тела вращения и цельной катушки, с центральной частью в виде усеченного конуса. Материал, геометрические размеры ТТ, КТТ, шаг между ТТ выбирают в зависимости от обеспечения максимума передаваемой тепловой энергии от жидкого теплоносителя к ТТ и минимума уязвимости к воздействию метеорных и техногенных частиц, площади поверхности КТТ. Изобретение позволяет повысить живучесть КА. 3 ил.

Изобретение относится к бортовому радиолокационному оборудованию космических аппаратов (КА), предназначенному для калибровки радиолокационных станций (РЛС) по величине эффективной поверхности рассеяния (ЭПР). КА содержит корпус в форме прямоугольной призмы (1) с поперечным сечением (2) в виде вогнуто-выпуклого многоугольника. Две грани (4, 5) призмы одинакового размера с радиоотражающими поверхностями обращены внутрь корпуса КА. Корпус КА снабжен двумя откидными плоскими радиоотражающими пластинами (6, 7), шарнирно связанными с гранями (8, 9). Пластины (6, 7) снабжены механизмами раскрытия и узлами фиксации к призме (1), образуя в рабочем положении двугранный уголковый отражатель. Угол между гранями отражателя заключен в диапазоне от (90-Δ)° до (90+Δ)°, причем Δ определяется из условия: 0<Δ<18λ/а, где λ - длина волны калибруемой РЛС, a - размер грани отражателя. На борту КА имеются навигационная аппаратура потребителя систем «ГЛОНАСС» и/или GPS, микропроцессор, микроконтроллер, блок сопряжения системы ориентации и стабилизации с микроконтроллером. Технический результат изобретения заключается в расширении функциональных возможностей КА при калибровке радиолокаторов, работающих на волнах круговой поляризации при параллельном приеме отраженных сигналов, а также при калибровке по величине ЭПР высокопотенциальных РЛС в режиме функционирования с пониженной мощностью излучения. 8 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для баллистического обеспечения полета космического аппарата. Измеряют температуру и давления рабочего тела (РТ) - газа, определяют на каждом шаге массовые остатки РТ до отбора части РТ из емкости рабочей системы по уравнению состояния идеального газа, определяют массу газа в приборной емкости постоянного объема с датчиками давления и температуры, отбирают часть РТ из емкости рабочей системы в заборную емкость постоянного объема, переводят отобранную часть РТ в общую емкость для трансформации РТ в идеальный газ, определяют по уравнению состояния идеального газа массу газа в общей емкости и искомую массу РТ - газа. Общая емкость состоит из заборной и приборной емкостей. Изобретение позволяет повысить точность определения массовых остатков газа в емкостях рабочей системы. 1 ил.

Изобретение относится к конструкции искусственных спутников, преимущественно пикоспутников типа CubeSat (10×10×10 см), которые м. б. использованы для контроля процесса разделения и состояния космических объектов. Пикоспутник имеет кубический корпус и снабжен антеннами, солнечными (СБ) и аккумуляторными батареями. Внутри корпуса закреплены электронные печатные платы. Корпус выполнен из полиэфирэфиркетона с углеродными нанотрубками (ТЕСАРЕЕК ELS nano, плотн. 1,44 г/см3). На всех его гранях, в том числе под СБ, установлены защитные пластины из пластика на основе полиимида с наполнителем из дисульфида молибдена. Пластины обеспечивают электрическую и тепловую развязку (в диапазоне т-р от -270°С до +300°С) СБ и корпуса. Указанное исполнение корпуса придает ему необходимые прочность и токопроводящие свойства (благодаря нанотрубкам), высокую радиационную защиту (без вторичной радиации) и др. полезные качества. На разных гранях корпуса установлены объективы видеокамер (не менее пяти). Технический результат изобретения состоит в увеличении срока эксплуатации пикоспутника. 1 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к оборудованию космического аппарата (КА) и предназначено для одноразового раскрытия плоских крупногабаритных конструкций КА, например радиолокационных антенн, солнечных батарей и т.п. Устройство содержит неподвижную (2) секцию (НС) на раме (1), закрепленной на КА, и поворотные (5) секции (ПС), узлы вращения с кронштейнами (7), основные и дублирующие пружинные приводы (ПП). Последние установлены на НС (2). Пружины ПП расположены в трубчатых корпусах (16) и взаимодействуют с тросами (18). Имеются средства фиксации рабочего положения ПС, которые включают в себя регулируемые упоры (32), крючки (30), а также (не показанные) защелки, фиксаторы-прижимы, шариковые замки, контактные датчики (КД) и др. После освобождения от связей ПС (5) под действием основных ПП начинают раскрываться. При штатном раскрытии секций КД выдают в систему управления КА сигнал о срабатывании устройства. При отсутствии сигнала от КД задействуются дублирующие ПП, и срабатывание устройства происходит от пружин этих ПП. Расстояния (L) от осей вращения ПС до осей опорных роликов (21) и от осей вращения ПС до пазов в кронштейнах (7) выбираются в зависимости от суммарного момента сопротивления раскрытию каждой из ПС и от суммарных начальных и конечных усилий пружин ПП. Техническим результатом изобретения является упрощение конструкции и повышение надежности КА. 10 ил.

Группа изобретений относится к управлению ориентацией космических аппаратов (КА) с помощью гиромаховичных исполнительных органов (ГИО) и, более конкретно, к разгрузке ГИО при их насыщении. При установлении факта насыщения ГИО принимается решение (10) о запуске маневра разгрузки. Разрешение (20) о запуске маневра принимается, когда положение КА на его орбите попадает в допустимую область маневра. Сам маневр (30) осуществляют путем поворота КА на некоторый угол (в частн., переворота КА на 180°) вокруг фиксированной оси наведения (Z). Поворот м.б. выполнен с помощью одного из ГИО. В результате маневра действующие на КА внешние возмущающие моменты меняют свое направление, становясь разгружающими. В дальнейшем описанная процедура м.б. повторена. Техническим результатом группы изобретений является экономия реактивного топлива КА и упрощение системы управления КА при сохранении его требуемой рабочей ориентации (по оси Z). 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ферменных конструкциях. Силовой элемент ферменной конструкции содержит один узел пересечения, два полых соединенных и сопряженных между собой в узле пересечения цилиндрических диагональных стержня, узел пересечения в виде полого и замкнутого по торцам центрального цилиндрического стержня с отверстием. Одним торцом диагональные цилиндрические стержни сопряжены с центральным цилиндрическим стержнем бесшовным образованием из одного материала. Центральные оси диагональных и центрального цилиндрического стержня находятся в одной плоскости, центральная ось диагональных цилиндрических стержней расположена под одним углом к центральной оси узла центрального полого цилиндрического стержня. Капсула для изготовления силового элемента ферменной конструкции содержит внутреннюю оболочку из двух внутренних цилиндрических труб диагональных стержней, внутреннего стакана центрального стержня, двух ограничителей, наружную оболочку из двух внешних труб диагональных стержней с межстаканным кольцом, двух межтрубных колец, одного ограничителя, внешнего дна центрального стержня с одной засыпной горловиной с пробкой. Изобретение позволяет уменьшить массу конструкции и увеличить однородность и прочность конструкции. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к авиакосмической технике и может быть использовано в хвостовых отсеках летательных аппаратов (ЛА). Хвостовой отсек ЛА с кольцевым расположением сопел ракетного двигателя на донной защите с теплостойким отражателем возвратного течения струй ракетного двигателя в виде тела вращения содержит дренажное отверстие с пневмоклапаном прямого действия с запорно-чувствительным элементом в виде теплостойкого отражателя возвратного течения струй ракетного двигателя. Изобретение позволяет повысить конструктивную прочность и надёжность эксплуатации хвостового отсека ЛА. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 7 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.
Наверх