Транспортно-пусковой контейнер



Транспортно-пусковой контейнер
Транспортно-пусковой контейнер
Транспортно-пусковой контейнер
Транспортно-пусковой контейнер
Транспортно-пусковой контейнер
Транспортно-пусковой контейнер
Транспортно-пусковой контейнер
Транспортно-пусковой контейнер

 


Владельцы патента RU 2558957:

Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт космических исследований Российской академии наук (RU)
Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" (RU)

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 космической технике, в частности к транспортно-пусковым контейнерам (ТПК) для доставки полезной нагрузки (ПН) небольшой массы (например, микроспутников) на орбиту и ее отделения с требуемыми параметрами.

Из уровня техники известны контейнеры с направляющими-фиксаторами и пружинным механизмом для выталкивания малых космических аппаратов (см., например, WO 2008/034550 A1, B64G 1/64, опубл. 27.03.2008), которые предполагается использовать в рамках международного космического проекта «CubeSat». К недостаткам указанных устройств следует отнести прежде всего неэффективность самой силовой схемы воздействия на ПН, предполагающей размещение пружинных толкателей под ПН, из-за чего увеличивается длина контейнера и неэффективно используется его объем. Кроме этого, для обеспечения гарантированного полного выхода ПН из контейнера, пружины толкателей должны иметь соответствующий рабочий ход, что приводит к еще большему увеличению длины и массы контейнера.

Наиболее близким по технической сущности к заявленному изобретению является транспортно-пусковой контейнер, содержащий корпус, снабженный крышкой и направляющими, узел фиксации полезной нагрузки и механизм выдвижения полезной нагрузки с, по меньшей мере, одной подвижной кареткой (см. патент RU 2151086, кл. B64G 1/64, опубл. 20.06.2000). Недостатками известного устройства являются сложность конструкции (что снижает вероятность безотказной работы контейнера), значительные энергоемкость и масса (в том числе вспомогательных средств - электроприводов, механизмов поворота, замков и фиксаторов) и значительные затраты на создание, наземную отработку всех механизмов и доставку этой дополнительной массы на орбиту.

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков. Технический результат заключается в улучшении массогабаритных, эксплуатационных и технологических характеристик устройства, а также в повышении надежности его функционирования и снижения себестоимости. Поставленная задача решается, а технический результат достигается тем, что в транспортно-пусковом контейнере, содержащем корпус, снабженный крышкой и направляющими, узел фиксации полезной нагрузки и механизм выдвижения полезной нагрузки с, по меньшей мере, одной подвижной кареткой, механизм выдвижения включает, по меньшей мере, один полиспаст, свободный конец тягового элемента которого закреплен на каретке, и пружину, являющуюся приводом подвижного блока полиспаста, причем рабочий ход пружины и кратность полиспаста обеспечивают возможность полного выхода полезной нагрузки из корпуса. Предпочтительно механизм выдвижения снабжен двумя каретками и двумя полиспастами, расположенными на противоположных сторонах корпуса, причем каретки связаны между собой синхронизирующей тягой. Тяговой элемент предпочтительно выполнен из аримидного шнура.

На фиг.1 представлен общий вид предлагаемого транспортно-пускового контейнера;

на фиг.2 - внутренняя часть корпуса без стенок;

на фиг.3 - вид сверху со снятой крышкой;

на фиг.4 - вид А по фиг.1;

на фиг.5 - вид Б по фиг.1;

на фиг.6 - вид В по фиг.2;

на фиг.7 - вид Г по фиг.3;

на фиг.8 - кинематическая схема механизма выдвижения микроспутника из ТПК.

Транспортно-пусковой контейнер содержит корпус 1, крышку 2, узел фиксации полезной нагрузки 3 и механизм выдвижения полезной нагрузки 4. Внутри корпуса 1 равномерно по периметру расположены жесткие направляющие 5, центрирующие полезную нагрузку (микроспутник).

Механизм выдвижения 4 выполнен в виде расположенных на противоположных сторонах корпуса 1 кареток 6, трубчатой направляющей 7, П-образной направляющей 8 и двух полиспастов 9. Приводом подвижных блоков 10 полиспастов 9, закрепленных на ползуне 11 и скользящих по трубчатой направляющей 7, является пружина сжатия 12. Свободный конец тягового элемента 13 (аримидного шнура), пропущенный через неподвижный блок 14, закреплен на каретке 6, перемещающейся своими роликами 17 по ребордам П-образной направляющей 8. Рабочий ход пружины 12, умноженный на кратность полиспаста 9, соответствует ходу микроспутника внутри ТПК до полного выхода из него. Каретки 6 могут быть связаны между собой дополнительной синхронизирующей тягой 15, пропущенной через блоки 16.

Транспортно-пусковой контейнер используется следующим образом.

Микроспутник в виде прямоугольного параллепипеда, снабженный двумя-тремя рядами роликов, вывешивается над контейнером 1 со снятой верхней крышкой 2. Совместив направляющие 5 корпуса 1 с роликами микроспутника, последний опускается до контакта нижнего фланца микроспутника с каретками 6. Далее, по мере перемещения микроспутника внутрь контейнера, за счет внешнего воздействия на каретки 6, усилие передается через тяговые элементы 13, подвижные блоки 10 ползуна 11 на пружину 12, сжимая ее на величину полного рабочего хода. При достижении нижнего фланца ТПК микроспутник закрепляется узлом фиксации 3. Пружина 12 механизма выдвижения 4 находится во взведенном положении. Крышка 2 закрывается. ТПК готов к транспортированию.

На МКС космонавты устанавливают ТПК со снятой крышкой 2 на стыковочный шпангоут ТГК «Прогресс». При обратном ходе ТГК «Прогресс» подается команда, срабатывает узел фиксации 3, освобожденный микроспутник за счет энергии взведенных пружин 12 механизма выдвижения 4 выталкивается из ТПК. При этом каретки 6 за счет применения полиспаста обеспечивают сопровождение микроспутника до верхнего фланца ТПК и полного его выхода.

Такая схема за счет упрощения конструкции, уменьшения количества вспомогательных механизмов и узлов, замены электропривода на полиспаст с пружинным толкателем повысит надежность эксперимента, значительно снизит затраты на его осуществление на всех этапах.

1. Транспортно-пусковой контейнер, содержащий корпус, снабженный крышкой и направляющими, узел фиксации полезной нагрузки и механизм выдвижения полезной нагрузки с, по меньшей мере, одной подвижной кареткой, отличающийся тем, что механизм выдвижения включает, по меньшей мере, один полиспаст, свободный конец тягового элемента которого закреплен на каретке, и пружину, являющуюся приводом подвижного блока полиспаста, причем рабочий ход пружины и кратность полиспаста обеспечивают возможность полного выхода полезной нагрузки из корпуса.

2. Контейнер по п. 1, отличающийся тем, что механизм выдвижения снабжен двумя каретками и двумя полиспастами, расположенными на противоположных сторонах корпуса, причем каретки связаны между собой синхронизирующей тягой.

3. Контейнер по п. 1, отличающийся тем, что тяговой элемент выполнен из аримидного шнура.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к крепежным элементам космического аппарата (КА) для установки оборудования наблюдения, размещаемого, как правило, на иллюминаторе стыковочного агрегата КА.

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.

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 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.

Изобретение относится к области оптических средств измерения параметров относительного сближения космических аппаратов (КА), а именно к оптико-электронным системам контроля скорости.

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 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 относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано при транспортировке автономной научной аппаратуры, в частности пикоспутников формата CubeSat.

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 крепежным элементам космического аппарата (КА) для установки оборудования наблюдения, размещаемого, как правило, на иллюминаторе стыковочного агрегата КА.

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 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.

Группа изобретений относится к управлению ориентацией космических аппаратов (КА) с помощью гиромаховичных исполнительных органов (ГИО) и, более конкретно, к разгрузке ГИО при их насыщении.

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

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 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.
Наверх