Транспортно-пусковой контейнер для запуска пико- и нано-спутников



Транспортно-пусковой контейнер для запуска пико- и нано-спутников
Транспортно-пусковой контейнер для запуска пико- и нано-спутников
Транспортно-пусковой контейнер для запуска пико- и нано-спутников
Транспортно-пусковой контейнер для запуска пико- и нано-спутников
Транспортно-пусковой контейнер для запуска пико- и нано-спутников
Транспортно-пусковой контейнер для запуска пико- и нано-спутников
Транспортно-пусковой контейнер для запуска пико- и нано-спутников
Транспортно-пусковой контейнер для запуска пико- и нано-спутников
Транспортно-пусковой контейнер для запуска пико- и нано-спутников

 


Владельцы патента RU 2541617:

Закрытое акционерное общество "Технологии ГЕОСКАН" (RU)

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 области ракетно-космической техники и может быть использовано при транспортировке автономной научной аппаратуры, в частности пикоспутников формата CubeSat, на пилотируемый космический корабль или орбитальную станцию, например на МКС, для последующего запуска ручным способом, а также автоматического запуска пико- и наноспутников в случае выведения на орбиту попутным грузом с помощью ракет-носителей, в том числе с разгонными блоками.

Из уровня техники известен транспортно-пусковой контейнер для запуска пико- и наноспутников, выполненный в виде корпуса, включающего четыре боковые стенки, заднюю стенку и заходную рамку, снабженного поворотной крышкой, крепящейся к заходной рамке, устройством фиксации поворотной крышки в закрытом положении и расположенными внутри корпуса толкателем и стартовой пружиной (см. патент WO 2008/034550 A1, B64G 1/64, опубл. 27.03.2008). Недостатками известного устройства являются одноразовость использования, высокие динамические нагрузки на конструкцию пикоспутника в процессе выведения на орбиту, так как пикоспутник подпирается к крышке выталкивающей пружиной и имеет возможность перемещения в продольном (за счет пружины) и поперечном направлениях (за счет зазоров) при вибрациях, а также невозможность использования по назначению в случае необходимости запуска спутника ручным способом при внекорабельной деятельности экипажа пилотируемой космической станции или корабля.

Наиболее близким к заявленному техническому решению является транспортно-пусковой контейнер для запуска пико- и наноспутников, выполненный в виде корпуса, включающего четыре боковые стенки, заднюю стенку и заходную рамку, снабженного поворотной крышкой, крепящейся к заходной рамке и оснащенной приводом, переводящим поворотную крышку в открытое положение, устройством фиксации поворотной крышки в закрытом положении и расположенными внутри корпуса толкателем и стартовой пружиной (Poly Picosatellite Orbital Deployer Mk III ICD, W. Lan, 08.02.07 - http://www.cubesat.org/images/LaunchProviders/mkIII/p-pod%20mk%20iii%20icd.pdf; CubeSat Design Specification (CDS) REV 13 - PROVISIONAL August 19, 2013). Известное устройство предназначено для защиты полезной нагрузки формата CubeSat во время полета, а также для отделения полезной нагрузки на заданной орбите после выведения. При получении управляющего сигнала приводной механизм открывает поворотную крышку, и под воздействием стартовой пружины спутник выводится в открытый космос. Недостатками данного технического решения являются высокие динамические нагрузки на спутник при транспортировке и на участке выведения ракеты-носителя, недостаточная надежность электронной системы запуска, а также отсутствие возможности его использования по назначению в случае внекорабельной деятельности экипажа пилотируемого корабля для запуска ручным способом.

Задачами, на решение которых направлено изобретение, являются:

- обеспечение защиты пико- и наноспутников формата CubeSat от внешних воздействий в процессе транспортировки и доставки на пилотируемую орбитальную станцию, хранения внутри герметичного отсека станции до пуска;

- снижение динамических нагрузок на конструкцию пикоспутника на всех этапах эксплуатации;

- расширение функциональных возможностей с целью обеспечения проведения всех видов работ внутри и вне корабельной деятельности экипажа пилотируемой орбитальной станции в случаях выноса пико- и наноспутников за пределы герметичного отсека, закрепления транспортно-пускового контейнера на внешней поверхности орбитальной станции для последующего запуска спутников в заданном направлении, а также автоматического запуска пико- и наноспутников в случае выведения на орбиту попутным грузом с помощью ракет-носителей, в том числе с разгонными блоками;

- проведение многоразового ручного запуска пико- и наноспутников членами экипажа пилотируемой космической станции, например МКС, при работе в открытом космосе с целью снижения финансово-экономических затрат на изготовление, запуск и на наземную экспериментальную отработку.

Технический результат заключается в снижении нагрузок на спутник, повышении надежности работы устройства, а также в расширении его функциональных возможностей и уменьшении затрат на экспериментальную отработку. Поставленная задача решается, а технический результат достигается тем, что 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, снабженного 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, отличающийся тем, что 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. Устройство запуска может быть выполнено в виде ручки со спусковым крючком или в виде электромагнита. Устройство фиксации поворотной крышки в закрытом положении предпочтительно выполнено в виде невыпадающих винтов и задвижки, перемещаемой с помощью механической рычажной системы, связанной с устройством запуска, и возвращаемой в исходное состояние с помощью, например, пружины. На боковой стенке корпуса со стороны оси вращения поворотной крышки целесообразно закрепить демпфер. На толкателе предпочтительно установлено устройство для срабатывания контакта активации спутника, выполненное, например, в виде магнита.

На фиг.1 представлен предлагаемый контейнер, снабженный ручкой со спусковым крючком, вид сбоку;

на фиг.2 - то же, вид сверху;

на фиг.3 - то же, вид спереди с установленной технологической крышкой;

на фиг.4 - то же, вид спереди со снятой технологической крышкой;

на фиг.5 - общий вид передней части предлагаемого контейнера, вид со стороны поворотной крышки;

на фиг.6 - общий вид предлагаемого контейнера со стороны поворотной крышки без боковой стенки и половины ручки;

на фиг.7 - общий вид предлагаемого контейнера со стороны задней стенки без боковой стенки и половины ручки;

на фиг.8 - общий вид предлагаемого контейнера с открытой крышкой;

на фиг.9 - общий вид предлагаемого контейнера с устройством запуска в виде электромагнита.

Корпус 1 контейнера выполнен в виде четырех боковых стенок 2 с направляющими 3, задней стенки 4 и заходной рамки 5, предназначенной для крепления поворотной крышки 6, соединенных между собой с помощью винтов. Боковые стенки 2 снабжены съемными крышками 7. Направляющие 3 расположены попарно на внутренней поверхности двух противоположных боковых стенок 2, имеют C-образное поперечное сечение и при транспортировке охватывают боковые ребра спутника. Задняя стенка 4 корпуса снабжена элементами фиксации, например, в виде упорных винтов 8, с помощью которых спутник фиксируется внутри корпуса 1. При необходимости снаружи корпуса 1 может быть установлен термозащитный чехол.

Внутри корпуса 1 расположены толкатель 9 с магнитом 10 для срабатывания контакта активации спутника и стартовая пружина 11, снабженные фиксаторами 12. Поворотная крышка 6 оснащена двумя пружинами кручения 13, расположенными на ее осях 14 и переводящими в свободном состоянии поворотную крышку 6 в открытое положение. На боковой стенке 2 со стороны осей вращения 14 установлено устройство запуска в виде ручки 15 со спусковым крючком 16, закрепленным на оси 17 и снабженным возвратной пружиной и электромагнитом 18 с якорем 19 (фиг.9). На противоположной боковой стенке 2 выполнены отверстия 20 для крепления устройства в случае автоматического запуска.

Устройство запуска посредством тяги 21 связано с механической рычажной системой, управляющей устройством фиксации поворотной крышки 6 в закрытом положении. Указанная механическая рычажная система состоит из кронштейна 22 с упором 23 и осями 24.

Поворотная крышка 6 состоит из рамки 25 с проушинами, прижимной пластины 26 и съемной технологической крышки 27 с пружиной растяжения 28. Устройство фиксации поворотной крышки 6 в закрытом положении выполнено в виде невыпадающих винтов 29 и задвижки в виде вилки 30, перемещаемой с помощью механической рычажной системы и в закрытом положении взаимодействующей с двумя выступами 31. На поворотной крышке 6 закреплен кронштейн 32, при открывании взаимодействующий с демпфером 33, например, из мягкой резины, закрепленным на боковой стенке 2 со стороны устройства запуска.

На всех этапах наземной и летной эксплуатации устройство работает следующим образом.

При наземной транспортировке при изготовлении и испытаниях устройство переносится за удлиненную часть ручки 15, расположенную между демпфером 33 и окном, ограничивающим зону срабатывания крючка 16 и предохраняющего его от ложного срабатывания. Эта часть ручки, а также сама поверхность ручки 15, за которую необходимо взяться непосредственно для запуска пико- или наноспутника, имеет специальную окраску в виде черно-белых полос. При транспортировке на космодром любым видом транспорта предлагаемый транспортно-пусковой контейнер с установленным внутри пико- или наноспутником формата CubeSat помещается во внешнюю упаковку в виде металлического или пластикового кейса. Кроме того, оно может транспортироваться в мягкой упаковке в виде полиэтиленового или тканевого мешка.

Пико- или наноспутник формата CubeSat внутри корпуса фиксируется от возможных перемещений при вибрационных и ударных нагрузках, возникающих при транспортировке, технологическими транспортировочными винтами 8. На космодроме после проведения предполетного тестирования пико- или наноспутника формата CubeSat, которое проводится со снятыми боковыми съемными крышками 7, транспортно-пусковой контейнер упаковывается в мягком полиэтиленовом или тканевом мешке внутри грузового отсека транспортно-грузового или пилотируемого корабля путем прибандажирования эластичными ремнями или жесткого крепления к элементам конструкции отсека за отверстия 20. В случае автоматического запуска транспортно-пусковое устройство устанавливается на адаптере ракеты-носителя или разгонного блока с использованием отверстий 20. В этом случае подстыковываются электрические цепи срабатывания электромагнита 18.

Технологические транспортировочные винты 29 обеспечивают поджатие пикоспутника к поворотной крышке, гарантирующее беспрепятственное срабатывание устройства фиксации поворотной крышки 6 в закрытом положении. Уменьшение зазоров и ограничение перемещений между пикоспутником и конструкцией транспортно-пускового устройства снижает динамические и ударные нагрузки на электронные приборы пикоспутника на участке выведения на орбиту.

После стыковки транспортно-грузового или пилотируемого корабля с орбитальной станцией производится демонтаж и разгрузка транспортно-пускового контейнера с пикоспутником. Далее контейнер хранится внутри орбитальной станции необходимое время. Непосредственно перед выходом экипажа орбитальной станции в открытый космос для проведения внекорабельной деятельности при необходимости производится тестирование пикоспутника и заряда аккумуляторной батареи.

удаляются технологические транспортировочные винты 8, 29 и съемная технологическая крышка 27. При выходе экипажа в открытый космос транспортно-пусковой контейнер страхуется специальным гибким фалом, который цепляется карабином за удлиненную часть ручки 15. После доставки транспортно-пускового устройства космонавтом к предполагаемому месту запуска на внешней поверхности орбитальной станции, запуск пикоспутника может быть произведен вручную как непосредственно космонавтом, который закрепляет ботинки скафандра в специальном фиксирующем устройстве, так и с использованием специального штатива, с помощью которого транспортно-пусковой контейнер крепится к элементам конструкции орбитальной станции. Для закрепления транспортно-пускового контейнера в штативе используется удлиненная часть ручки 15.

Транспортно-пусковой контейнер ориентируется в заданном направлении, обеспечивающем запуск пикоспутника без опасности соударения с элементами конструкции орбитальной станции. При нажатии космонавтом на спусковой крючок 16, происходит его вращение вокруг оси 17 и перемещение тяги 21, которая одним концом связана с крючком 16 а другим - с упором 23. Упор 23 под действием усилия тяги 21 вращается вокруг оси 24 и другим концом перемещает вилку 30, которая выходит из зацепления с кронштейнами 31 и освобождает поворотную крышку 6.

Поворотная крышка 6 под действием пружин кручения 13 вращается вокруг осей 14 до соприкосновения кронштейна 32 с демпфером 33. Непосредственно с раскрытием поворотной крышки 6 под действием стартовой пружины 11 начинается движение толкателя 9, который выталкивает пикоспутник из контейнера. В конце движения толкатель 9 удерживается фиксаторами 12, которые не позволяют улететь пружине 11 вслед за пикоспутником и исключают засорение космического пространства. Для активации пикоспутника на толкателе 9 установлен магнит 10, при удалении от которого на пикоспутнике срабатывают герметичные контакты (герконы).

После проведения пуска контейнер возвращается внутрь орбитальной станции для повторного использования. Перезарядка транспортно-пускового контейнера может производиться как на борту орбитальной станции, так и на Земле после возвращения для повторного использования. Количество пусков может составлять десятки раз.

При автоматическом запуске на ракете-носителе срабатывание электромагнита 18 происходит по команде от системы управления ракеты-носителя или разгонного блока. Втягивается якорь 19 электромагнита 18, скрепленный свободным концом с тягой 21. Далее механизм раскрытия поворотной крышки работает аналогично тому, как описано выше.

Таким образом, предложенное устройство имеет отличия от ранее известных защитных контейнеров и позволяет расширить его функциональные возможности и улучшить эксплуатационные характеристики. Данное изобретение предполагается использовать для экспериментальной отработки бортовых систем пикоспутников в условиях реальной эксплуатации в случае ручного или автоматического запуска пикоспутников, что позволяет значительно снизить затраты на наземную экспериментальную отработку, повысить надежность аппаратуры и сократить сроки создания образцов космической техники.

1. Транспортно-пусковой контейнер для запуска пико- и нано-спутников, выполненный 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, снабженного 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, отличающийся тем, что 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.

2. Транспортно-пусковой контейнер по п.1, отличающийся тем, что устройство запуска выполнено в виде электромагнита.

3. Транспортно-пусковой контейнер по п.1, отличающийся тем, что устройство фиксации поворотной крышки в закрытом положении выполнено в виде задвижки, перемещаемой с помощью механической рычажной системы, связанной с устройством запуска, и возвращаемой в исходное состояние с помощью, например, пружины.

4. Транспортно-пусковой контейнер по п.1, отличающийся тем, что на боковой стенке корпуса со стороны оси вращения поворотной крышки закреплен демпфер.

5. Транспортно-пусковой контейнер по п.1, отличающийся тем, что на толкателе установлено устройство для срабатывания контакта активации спутника, выполненное, например, в виде магнита.



 

Похожие патенты:

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.

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 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.

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.

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 космической технике и может быть использовано для доставки на орбиту полезной нагрузки небольшой массы. Транспортно-пусковой контейнер (ТПК) содержит корпус с крышкой и направляющими, узел фиксации полезной нагрузки, механизм выдвижения полезной нагрузки с подвижной кареткой или каретками с синхронизирующей тягой, полиспастом или полиспастами с тяговым элементом из аримидного шнура и пружиной. Изобретение позволяет повысить надежность функционирования ТПК. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

Держатель // 2558960
Изобретение относится к средствам временной фиксации различных устройств на космическом аппарате (КА), в частности панелей солнечных батарей. Держатель имеет корпус, из которого выступает стягивающий штырь (2), удерживающий элементы (4.1-4.n). Для блокировки-разблокировки оголовка штыря служат рычаги (14), личинка (17) с роликами (13), пружина (16) и поворотное основание (12). Нажимной элемент (18) после разблокировки штыря нажимает на шток датчика (19) срабатывания держателя. По команде от системы управления КА происходит поворот основания (12). Упоры (20) основания соскальзывают с подшипников (28) личинки (17). Последняя под действием пружин (16) отпускается вниз. Вторые плечи рычагов (14) прокатываются по роликам (13), освобождаются от ограничения поворота, проворачиваются и освобождают оголовок штыря (2). Штырь (2) под действием пружин (6) поднимается вверх и освобождает набор удерживаемых элементов (4.1-4.n). Вместе с личинкой (17) перемещается элемент (18), нажимая на шток датчика (19). Техническим результатом изобретения является повышение надежности и технологичности изделия, а также качества диагностирования состояния КА на орбите. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для герметизации стыков стыковочных агрегатов. Механизм герметизации стыка стыковочных агрегатов содержит стыковочные шпангоуты с системами замков с пассивными крюками и активными крюками на эксцентриковых валах со шкивами с зубьями, электроприводы, торцевое уплотнение на шпангоуте, тяги в виде сегментов зубчатого колеса с цилиндрическими элементами на торцах и торцевыми зубьями для соединения шкивов и выходного вала привода, замки, стяжки в виде стержня со сферическими элементами по торцам и накидными гайками для соединения сегментов зубчатого колеса. Количество сегментов зубчатого колеса равно количеству замков. Изобретение позволяет повысить надежность связи между шкивами замков и электропривода и исключить обрыв тяг. 7 ил.
Наверх