Устройство раскрытия плоских крупногабаритных конструкций космического аппарата



Устройство раскрытия плоских крупногабаритных конструкций космического аппарата
Устройство раскрытия плоских крупногабаритных конструкций космического аппарата
Устройство раскрытия плоских крупногабаритных конструкций космического аппарата
Устройство раскрытия плоских крупногабаритных конструкций космического аппарата
Устройство раскрытия плоских крупногабаритных конструкций космического аппарата
Устройство раскрытия плоских крупногабаритных конструкций космического аппарата
Устройство раскрытия плоских крупногабаритных конструкций космического аппарата
Устройство раскрытия плоских крупногабаритных конструкций космического аппарата
Устройство раскрытия плоских крупногабаритных конструкций космического аппарата
Устройство раскрытия плоских крупногабаритных конструкций космического аппарата
Устройство раскрытия плоских крупногабаритных конструкций космического аппарата
Устройство раскрытия плоских крупногабаритных конструкций космического аппарата

 


Владельцы патента RU 2554901:

Акционерное общество "Ракетно-космический центр "Прогресс" (АО "РКЦ "Прогресс") (RU)

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.

 

Изобретение относится к космической технике и предназначено для одноразового раскрытия плоских крупногабаритных конструкций космического аппарата (КА), например радиолокационных антенн (РЛА), батарей солнечных (БС) и т.п.

Известно, что в устройствах одноразового раскрытия конструкций с помощью пружинного привода возникают динамические нагрузки в момент останова раскрываемого звена.

Причиной их возникновения является то, что составляющие суммарного момента сопротивления раскрытию ΣМсопр. (от инерционных сил, от сил трения в узлах вращения, от сил сопротивления кабелей электрической связи звеньев и пр.) имеют, в основном, постоянную величину на всем угле раскрытия звеньевφ, т.е. ΣМсопр.нач.=ΣМсопр.конеч., а пружинный привод располагает «падающей» характеристикой Мпр.расп.=F(φ), т.е. начальный момент пружинного привода Мпр.нач. больше момента в конце раскрытия звеньев Мпр.кон, кроме того, обязательно должно выполняться условие Мпр.кон.>ΣМсопр., чтобы обеспечить удержание (фиксацию) раскрываемого звена в конечном положении.

Разница между энергией пружинного привода и работой, необходимой для преодоления сопротивления раскрытию, идет на ускорение раскрываемого звена, угловая скорость которого на момент его останова достигает максимальной величины.

Для исключения негативного влияния динамических нагрузок на конструкцию существуют два пути: либо увеличение жесткости конструкции (массы), либо снижение уровня нагрузок до приемлемой величины.

В космической технике существуют жесткие ограничения по массе, поэтому воздействие больших динамических нагрузок способно привести к деформациям или разрушению элементов конструкции, что, в конечном итоге, снижает надежность КА.

Известно «Устройство раскрытия звеньев бортовых систем космических аппаратов» по патенту на изобретение RU №2424952, содержащее неподвижное звено, закрепленное на КА и шарнирно связанное с подпружиненным кронштейном раскрываемого звена, закрепленного на КА в исходном положении, кронштейн раскрываемого звена подпружинен пружиной кручения, которая связана с КА посредством регулятора натяжения, зубчатые венцы которого взаимодействуют с зубчатым сектором, выполненным на оси, жестко связанной с неподвижным звеном, причем на кронштейне раскрываемого звена закреплен узел торможения, подпружиненный шток которого взаимодействует с контактором, шарнирно закрепленным на опорной втулке, установленной в пазах кронштейна раскрываемого звена, при этом контактор также взаимодействует с поверхностью втулки-кулачка, выполненной с переменным радиусом, а в конце поворота раскрываемого звена - с выемкой во втулке-кулачке, установленной в пазы оси, причем опорная втулка и втулка-кулачок имеют стойки, взаимодействующие с элементами крепления.

В описанном устройстве снижение уровня динамических нагрузок на раскрываемое звено достигается за счет того, что характеристика ΣМсопр.=F(φ) суммарного момента сопротивления пружинного привода настраивается эквидистантной располагаемой характеристике пружинного привода Мпр.расп.=F(φ) с минимальной разницей между энергией пружинного привода и работой сил сопротивления.

Устройство имеет следующие недостатки:

- способ снижения динамических нагрузок на раскрываемое звено сложен, т.к. требует изготовления специального профилированного кулачка;

- отсутствие дублирования пружины кручения, поломка пружины приводит к отказу устройства;

- возможная нестабильность коэффициента трения в паре «контактор втулка-кулачок», при этом при увеличении силы трения может произойти остановка раскрываемого звена, при уменьшении - разгон;

- при фиксации раскрываемого звена за счет взаимодействия контактора с выемкой во втулке-кулачке при раскрытии крупногабаритных плоских конструкций КА, например РЛА, трудно обеспечить жесткое требование совпадения плоскостей рабочих поверхностей неподвижной и подвижной секций РЛА после ее раскрытия;

- концентрация крутящего момента в одном месте может вызвать при использовании устройства для раскрытия плоских крупногабаритных конструкций нежелательные дополнительные нагрузки;

Все перечисленные недостатки в конечном счете приводят к усложнению конструкции и снижению надежности устройства, а значит, и КА в целом.

Задачами настоящего изобретения являются упрощение конструкции и повышение надежности КА.

Задачи решаются тем, что в заявляемом устройстве раскрытия плоских крупногабаритных конструкций космического аппарата» (в дальнейшем «Устройство»), содержащем установленную на раме, закрепленной на КА, неподвижную секцию (НС), шарнирно связанные с ней поворотные секции (ПС), узлы вращения, пружинные приводы, при этом пружинные приводы (ПП) и вновь введенные дублирующие пружинные приводы (ДПП) посредством кронштейнов закреплены соответственно на периферии ПС и НС симметрично относительно осей вращения ПС, пружины приводов размещены в трубчатых корпусах и взаимодействуют с одной стороны с крышками этих корпусов, с другой - с тросами посредством поршней, снабженных регуляторами натяжения тросов, а сами тросы взаимодействуют с опорными роликами, установленными на НС и ПС ниже плоскости стыка секций и симметрично относительно осей вращения ПС, и с пазами, выполненными в принадлежащих ПС кронштейнах узлов вращения, причем оси вращения ПС лежат в плоскостях стыка секций, расстояния от осей вращения ПС до осей опорных роликов L и от осей вращения ПС до пазов в кронштейнах r определяются по зависимостям:

где ΣМсопр. - суммарный момент сопротивления раскрытию каждой из ПС;

ΣFнач., ΣFконеч. - суммарные начальные и конечные усилия пружин, установленных в ОПП (ΣFнач. и ΣFконеч. пружин, установленных в ДПП, одинаковы с усилиями пружин, установленных в ОПП);

R - радиус опорных роликов;

кроме того, в кронштейны узлов вращения, принадлежащие ПС, установлены с эксцентриситетом относительно осей вращения ПС втулки, взаимодействующие с валами узлов вращения, а ДПП снабжены механизмами зачековки, которые жестко закреплены на раме и разноплечие рычаги которых одними концами взаимодействуют с поршнями, а другими - со штоками пирочек механизмов зачековки, на раме также установлены фиксаторы-прижимы, при этом подпружиненные поворотные защелки, установленные в фиксаторах-прижимах, взаимодействуют с крючками, закрепленными на кронштейнах, установленных на нерабочих поверхностях ПС в районах центров масс ПС, причем на кронштейнах размещены также регулируемые упоры, взаимодействующие со штоками-пускателями, которые установлены в фиксаторах-прижимах, оснащенных шариковыми замками и контактными датчиками;

Конструкция устройства приведена на чертежах.

Фиг.1 - Общий вид устройства;

Фиг.2 - Вид А на фиг.1;

Фиг.3 - Выноска Б на фиг.1;

Фиг.4 - Выноска В на фиг.1;

Фиг.5 - Выноска Г на фиг.1;

Фиг.6 - Выноска Д на фиг.1;

Фиг.7 - Вид Ж на фиг.5;

Фиг.8 - Выноска И на фиг.3;

Фиг.9 - Вид К на фиг.8;

Фиг.10 - Выноска Е на фиг.1;

Устройство содержит установленную на раме 1, закрепленной на КА, НС 2, шарнирно связанные с ней (на этапах сборки, транспортирования и выведения КА на орбиту) узлами связи 3 (показаны условно) ПС 4, 5, узлы вращения 6, включающие в свой состав опорные кронштейны 7, принадлежащие НС 2, валы 8, подшипники 9 и кронштейны 10 с выполненными в них пазами 11, принадлежащие поворотным секциям 4, 5, ПП 12 и ДПП 13, посредством кронштейнов 14 закреплены соответственно на периферии ПС и НС симметрично относительно осей вращения ПС, пружины приводов 15, размещены в трубчатых корпусах 16 и взаимодействуют с одной стороны с крышками 17 этих корпусов, обеспечивающими настройку начальных усилий пружин 15, с другой - с тросами 18 посредством поршней 19, снабженных гайками-регуляторами 20 натяжения тросов 18, а сами тросы 18 взаимодействуют с опорными роликами 21, установленными на НС и ПС ниже плоскости стыка секций и симметрично относительно осей вращения ПС, и с пазами 11, при этом оси вращения ПС 4, 5 лежат в плоскостях стыка секций, а расстояния от осей вращения ПС до осей опорных роликов 21 (L) и от осей вращения ПС до пазов 11 в кронштейнах 10 (r) определяются по зависимостям:

где ΣМсопр. - суммарный момент сопротивления раскрытию каждой из ПС;

ΣFнач., ΣFконеч. - суммарные начальные и конечные усилия пружин, установленных в ОПП (ΣFнач. и ΣFконеч. пружин, установленных в ДПП, одинаковы с усилиями пружин, установленных в ОПП);

R - радиус опорных роликов;

в кронштейнах 10 узлов вращения 6 содержатся втулки 21, установленные с эксцентриситетом ε относительно осей вращения ПС, которые взаимодействуют с валами 8;

ДПП 13 снабжены механизмами зачековки 23, включающими в свой состав кронштейны 24, закрепленные к раме 1, пирочеки 25 и шарнирно установленные на кронштейнах 24 разноплечие подпружиненные рычаги 26, взаимодействующие одними концами с поршнями 19, другими - со штоками пирочек 25, при этом в механизмах предусмотрена установка технологических стопоров 27; на раме 1 закреплены и фиксаторы-прижимы 28, подпружиненные поворотные защелки 29 которых взаимодействуют с крючками 30, закрепленными на кронштейнах 31, установленных на нерабочих поверхностях ПС 4,5 в районах центров масс ПС, причем на кронштейнах 31 размещены также регулируемые упоры 32, взаимодействующие со штоками-пускателями 33, которые установлены в фиксаторах-прижимах 28, оснащенных пружинами 34, 35, 36, стопорами 37, ограничителями 38, поршнями 39 со штоками 40, прижимами 41, шариковыми замками 42 и контактными датчиками 43,

Работа устройства осуществляется следующим образом:

по команде от системы управления КА срабатывают узлы связи 3 и под действием пружин 15, входящих в состав ПП 12, поворотные секции 4,5 начинают раскрываться; на конечном этапе раскрытия регулируемые упоры 32 и крючки 30 взаимодействуют со штоками-пускателями 33 и подпружиненными защелками 29 фиксаторов-прижимов 28 соответственно, при этом штоки-пускатели 33 сжимают пружины 34, раскрывают шариковые замки 42 и становятся на стопоры 37, а защелки 29, поворачиваясь, входят в зацепление с крючками 30 и после срабатывания шариковых замков 42 с помощью пружин 35 прижимают регулируемые упоры 32 к застопоренным штокам-пускателям 33 и одновременно с помощью поршней 39, штоков 40 и прижимов 41 взаимодействуют с контактными датчиками 43, которые выдают в систему управления КА сигнал о срабатывании устройства;

в случае отсутствия сигнала от контактных датчиков 43 система управления КА выдает команду на срабатывание пирочек 25 механизмов зачековки 23, при срабатывании которых освобождаются разноплечие рычаги 26, которые выходят из зацепления с поршнями 19 ДПП 13, и срабатывание устройства происходит от пружин приводов 15, входящих в состав ДПП 13.

Таким образом, упрощение конструкции и повышение надежности КА достигается:

исключением из конструкции сложного в изготовлении специального профилированного кулачка;

установкой в устройство дублирующих пружинных приводов, которые срабатывают по команде от системы управления КА при отказе пружинных приводов;

снижением динамических нагрузок на ПС, без изготовления специального профилированного кулачка, за счет конструктивной реализации увеличения радиуса действия пружин приводов от значения r до значения (L+R), при которых на всем угле раскрытия суммарный момент от приводов сохраняется практически постоянным и лишь незначительно больше суммарного момента сопротивления раскрытию;

обеспечением строгого соответствия плоскостей рабочих поверхностей ПС и НС в рабочем положении устройства за счет того, что в процессе сборки устройства производится настройка положения втулок, установленных с эксцентриситетом относительно валов в кронштейнах узлов вращения ПС, и регулируемых упоров, установленных в центрах масс ПС и взаимодействующих с фиксаторами-прижимами, закрепленными на раме;

исключением концентрации крутящего момента в одном месте путем закрепления ПП и ДПП посредством кронштейнов на периферии ПС и НС симметрично относительно осей вращения ПС;

установкой механизмов зачековки на раме и использованием в механизмах зачековки пиропатронов малой мощности (за счет разноплечих рычагов), что уменьшает уровень ударной нагрузки на аппаратуру, например элементы РЛА, устанавливаемую на НС и ПС.

установкой технологических стопоров, позволяющих для выполнения правил противопожарной безопасности транспортировать КА к месту старта без установки в устройство пиросредств.

Устройство раскрытия плоских крупногабаритных конструкций космического аппарата, содержащее установленную на раме, закрепленной на космическом аппарате, неподвижную секцию (НС), шарнирно связанные с ней поворотные секции (ПС), узлы вращения, пружинные приводы, отличающееся тем, что пружинные приводы и вновь введенные дублирующие пружинные приводы (ДПП) посредством кронштейнов закреплены соответственно на периферии ПС и НС симметрично относительно осей вращения ПС, пружины приводов размещены в трубчатых корпусах, взаимодействуют с одной стороны с крышками этих корпусов, а с другой - с тросами посредством поршней и снабжены регуляторами натяжения тросов, а сами тросы взаимодействуют с опорными роликами, установленными на НС и ПС ниже плоскости стыка указанных секций и симметрично относительно осей вращения ПС, и с пазами, выполненными в принадлежащих ПС кронштейнах узлов вращения, причем оси вращения ПС лежат в плоскостях стыка секций, расстояния L - от осей вращения ПС до осей опорных роликов - и r - от осей вращения ПС до пазов в кронштейнах - определяются из условий:
; ,
где Σ Mcoпp. - суммарный момент сопротивления раскрытию каждой из ПС;
Σ Fнач., Σ Fконеч. - суммарные начальные и конечные усилия пружин, установленных в пружинных приводах (одинаковые с усилиями пружин Σ Fнач. и Σ Fконеч., установленных в ДПП);
R - радиус опорных роликов;
кроме того, в кронштейны узлов вращения, принадлежащие ПС, установлены с эксцентриситетом относительно осей вращения ПС втулки, взаимодействующие с валами узлов вращения, а ДПП снабжены механизмами зачековки, которые жестко закреплены на раме, и разноплечие рычаги которых одними концами взаимодействуют с поршнями, а другими - со штоками пирочек механизмов зачековки, на раме также установлены фиксаторы-прижимы, при этом подпружиненные поворотные защелки, установленные в фиксаторах-прижимах, взаимодействуют с крючками, закрепленными на кронштейнах, установленных на нерабочих поверхностях ПС в районах центров масс ПС, причем на кронштейнах размещены также регулируемые упоры, взаимодействующие со штоками-пускателями, которые установлены в фиксаторах-прижимах, оснащенных шариковыми замками и контактными датчиками.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к конструкции искусственных спутников, преимущественно пикоспутников типа CubeSat (10×10×10 см), которые м. б.

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.

Изобретение относится к бортовому радиолокационному оборудованию космических аппаратов (КА), предназначенному для калибровки радиолокационных станций (РЛС) по величине эффективной поверхности рассеяния (ЭПР).

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.

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.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в выдвижных ферменных конструкциях. Трансформируемая конструкция (ТК) содержит жесткие опорные элементы, жесткие створки.

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).

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.

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.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в разъемных соединениях. Регулируемый узел крепления содержит болты, сферические шайбы, гайки, втулки с наружной резьбой, углепластиковую площадку со стропами из арамидного волокна, накладку из металлических сплавов, три кронштейна из металлических сплавов с гладкими отверстиями и гранями, повторяющими направление ребер силовой конструкции корпуса, располагаемой между кронштейнами. Изобретение позволяет повысить технологичность регулируемого узла крепления. 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к средствам управления и наблюдения за состоянием изделий, в т.ч. служебных систем (СС) летательного аппарата (ЛА). Способ включает сравнение коэффициента готовности (Кгтр) с его пороговым уровнем. Для каждой из СС ЛА формируют необходимый набор диагностических компонентов из нейросетевой аналитико-имитационной модели (НСМ) СС, контроллера отклонений параметров (КОП) сигналов СС, контроллера анализа технического состояния (КАТС) СС и контроллера формирования массива диагностических признаков (КФДП) СС. Входные сигналы подают одновременно на входы СС и НСМ. Выходные сигналы этих систем подают на входы КОП СС, где вычисляют разности сигналов. Последние передают на входы КАТС, где вычисляют частные коэффициенты устойчивости (Кучk). Значения Кучk передают на входы КФДП, где вычисляют значения Кгтр и др. показателей надежности, безотказности, долговечности и т.д. (пользуясь рекомендациями и формулами ГОСТ 27002-89 и ГОСТ Р 53111-2008). Формируют из вычисленных значений массив диагностических признаков, который записывают в буферную память КФДП. Техническим результатом изобретения является обеспечение наиболее полного диагностирования всех служебных систем ЛА. 1 ил.

Изобретение относится к композиционным материалам, используемым в сверхлегких каркасах солнечных батарей и элементов конструкций космических аппаратов, и касается трехслойной панели. Состоит из обшивок и расположенного между ними каркаса, соединенных между собой. Каркас представляет собой ячеистый заполнитель в виде плоских элементов, образующих ячейки треугольной, прямоугольной или квадратной формы. В одной или обеих обшивках выполнены вырезы, повторяющие форму ячеек. Изобретение обеспечивает создание трехслойной панели, обладающей требуемой прочностью и жесткостью при минимально возможной массе. 9 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области космонавтики, в частности к способам сборки головных частей и устройствам для их сборки. Космическая головная часть (КГЧ) содержит полезную нагрузку, переходный отсек, головной обтекатель (ГО), которые соединяют между собой в вертикальном положении. Способ сборки КГЧ включает соединение в вертикальном положении створок ГО по продольным стыкам, демонтаж технологических проставок. Перед сборкой створки ГО снаряжаются по внешней цилиндрической поверхности полубандажами, по нижнему шпангоуту створки со стороны ее торца технологическим проставками. Перед установкой створки на верхнем шпангоуте переходного отсека закрепляют технологические страховочные упоры, демонтируемые перед установкой следующей створки. Установку первой створки на верхний шпангоут переходного отсека осуществляют через технологические проставки. Вторую створку подводят к установленной створке с зазором до взаимодействия направляющих устройств полубандажей, соединяют полубандажи стягивающими приспособлениями и сводят верхние части створок при помощи съемных приспособлений. Затем производят крепление створок между собой замками продольного стыка ГО и стыковку ГО с верхним шпангоутом переходного отсека, крепление ГО с верхним шпангоутом переходного отсека при помощи замков поперечного стыка. Обеспечиваются повышение эксплуатационной надежности, а также повышение технологических возможностей. 2 н.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретение относится к надувным развертываемым космическим конструкциям, преимущественно обитаемым модулям. Модуль включает в себя жесткий несущий отсек (1) в виде неравносторонней призмы с полезной зоной (2) постоянного объема. Между внутренней поверхностью (5) обтекателя и отсеком (1) уложена многослойная трансформируемая герметичная оболочка (3). Последняя содержит противометеороидную и радиационную защиты, теплоизоляцию и внешний несущий слой. В каждой из четырех зон между широкими гранями призмы и поверхностью (5) оболочка (3) уложена в виде двух симметричных S-образных петель, развернутых навстречу друг другу и зачекованных элементами (4) по внешнему несущему слою. Техническим результатом изобретения является увеличение габаритов зоны (2) для жизнедеятельности космонавтов за счет расширения сечения отсека (1), а также повышение уровня защиты экипажа от радиации за счет возможности размещения внутри данного отсека (1) - вокруг зоны (2) - дополнительной радиационной защиты. 3 ил.
Наверх