Регулируемый узел крепления



Регулируемый узел крепления
Регулируемый узел крепления
Регулируемый узел крепления
Регулируемый узел крепления
Регулируемый узел крепления
Регулируемый узел крепления

 


Владельцы патента RU 2559370:

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

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 области машиностроения, в частности к космической отрасли, а именно к регулируемым узлам крепления конструкций с интерфейсом на стропах.

Известно регулировочно-соединительное устройство (патент RU 2066987), используемое при протезировании, которое выполнено в виде единой тяги, пропущенной через сферические законцовки внутри трубчатой стойки голени, шарнирно закрепленной по концам в гильзе и стопе, и снабженной резьбовыми элементами натяжения. Данное техническое решение принято за прототип изобретения.

Недостатками известной конструкции являются возможность регулировки только в направлении оси винта, а также сложность в технологии сборки узла (металлические штифты, предварительно нагретые докрасна, а также склейка или сварка по сопрягаемым поверхностям), необходимость доступа ко всем элементам крепления узла при окончательном монтаже.

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является повышение технологичности регулируемого узла крепления конструкций с интерфейсом на стропах к силовой конструкции корпуса космического аппарата (КА).

Поставленная задача решается тем, что регулируемый узел крепления содержит крепежные элементы - болт, сферические шайбы, гайка и втулка с наружной резьбой; а также второй комплект крепежных элементов, площадку со стропами, закрепленную между накладкой и первым кронштейном, соединенным со вторым и третьим кронштейнами посредством крепежных элементов. Для установки с внутренней и внешней сторон силовой конструкции корпуса, форма второго и третьего кронштейнов выбрана из условия исключения их перемещения относительно силовой конструкции корпуса.

Возможно изготовление кронштейнов и накладок из металлических сплавов, например титановых, а также накладка, углепластиковая площадка строп и кронштейн могут быть соединены между собой болтовым креплением.

Возможно, болтовое крепление стопорится. Стропы можно выполнять из арамидного волокна.

Возможно выполнять кронштейны с гладкими отверстиями, а также с гранями, повторяющими направление ребер силовой конструкции, располагаемой при креплении между данными кронштейнами.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где представлены:

- на фиг.1 - регулировочный узел крепления топливного бака к силовой конструкции корпуса КА;

- на фиг.2 - схема размещения топливного бака к силовой конструкции корпуса КА;

- на фиг.3÷6 - этапы сборки регулируемого узла крепления топливного бака.

Регулируемый узел крепления топливного бака 15, включающий в себя кронштейны 5 и 6, устанавливается к силовой конструкции корпуса КА 12. Грани кронштейнов 5 и 6 повторяют направление ребер силовой конструкции корпуса, располагаемой при креплении между данными кронштейнами, причем кронштейн 6 прилегает с внешней стороны конструкции корпуса КА 12, а кронштейн 5 - с внутренней. Между накладкой 2 и кронштейном 4 закреплена углепластиковая площадка 1 при помощи болта 3, кронштейны 4, 5 и 6 закреплены между собой болтовым соединением, которое включает в себя болт 11, шайбу 10, гайку 7, сферические шайбы 9 и втулку 8. Сферические шайбы 9 обеспечивают компенсацию разницы длины строп 14 при затяжке болтов 11. Болтовое соединение необходимо для создания усилия равномерного натяжения строп при установке топливного бака 15.

Крепление топливного бака 15 к силовой конструкции корпуса КА 12 осуществляется следующим образом.

Кронштейн 4 устанавливается с креплением за два отверстия на углепластиковую площадку 1 строп 14 (фиг.1). Производится предварительное выпрямление строп 14 путем натяжки углепластиковых площадок 1 в радиальном направлении, затягивая болтовым соединением 3. На контактирующие поверхности деталей 2 и 4 наносится клей, болтовое крепление 3 стопорится. Контролируется усилие натяжения строп 14 с помощью индикатора натяжения 13.

На грани силовой конструкции корпуса КА 12 устанавливаются кронштейны 5 и 6, предварительно покрытые клеем по контактирующим поверхностям, при этом кронштейн 5 - с внутренней стороны, а кронштейн 6 - с внешней. Кронштейны 5 и 6 фиксируются винтами 16. Закручивается гайка 7 на втулку 8 до упора. Соединяются крепежные элементы - закручивается шайба 10 и сферическая шайба 9 на болт 11. Крепежные элементы устанавливаются на соединенные между собой кронштейны 4, 5, 6. Болты крепежных элементов необходимо закручивать постепенно, в половину оборота, обеспечивая необходимый натяг и контролируя индикатором 13.

Техническим результатом настоящего изобретения является обеспечение равномерного натяжения строп, удерживающих топливный бак на силовой конструкции корпуса космического аппарата.

1. Регулируемый узел крепления, содержащий крепежные элементы - болт, сферические шайбы, гайка и втулка с наружной резьбой, отличающийся тем, что он содержит второй комплект крепежных элементов, площадку со стропами, закрепленную между накладкой и первым кронштейном, соединенным со вторым и третьим кронштейнами посредством крепежных элементов, а для установки с внутренней и внешней сторон силовой конструкции корпуса форма второго и третьего кронштейнов выбрана из условия исключения их перемещения относительно силовой конструкции корпуса.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что кронштейны и накладка изготовлены из металлических сплавов, например титановых.

3. Устройство по п.1 или 2, отличающееся тем, что накладка, углепластиковая площадка строп и кронштейн соединены между собой болтовым креплением.

4. Устройство по п.3, отличающееся тем, что болтовое крепление стопорится.

5. Устройство по п.1 или 2, отличающееся тем, что стропы выполнены из арамидного волокна.

6. Устройство по п.1 или 2, отличающееся тем, что кронштейны выполнены с гладкими отверстиями.

7. Устройство по п.1 или 2, отличающееся тем, что кронштейны выполнены с гранями, повторяющими направление ребер силовой конструкции корпуса, располагаемой при креплении между данными кронштейнами.



 

Похожие патенты:

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 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 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.

Изобретение относится к системам терморегулирования космических аппаратов (КА), а именно к холодильникам-излучателям для сброса излишков тепловой энергии, вырабатываемой на борту КА. Полый телескопический холодильник-излучатель (ТХИ) содержит раздвижные полые секции, в состав которых введены стыковочные узлы. Эти узлы обеспечивают механическую стыковку секций, а также соединение гидравлических, пневматических и электрических коммуникаций смежных секций ТХИ после их раздвижения. Каждая раздвижная секция снабжена двумя поворачиваемыми на 180° жесткими теплоизлучающими панелями, связанными с этой секцией узлами поворота. Указанные панели повторяют форму раздвижной секции и уложены в стартовом положении на поверхность раздвижной секции ТХИ. Указанные панели м.б. выполнены в виде сегментов, соединенных гибкими трубопроводами и шарнирами с приводами, обеспечивающими поворот и фиксацию сегментов в рабочем положении. Технический результат изобретения состоит в повышении энергомассовой эффективности ТХИ путем увеличения эффективной площади их теплоизлучающих поверхностей. 1 з.п. ф-лы, 37 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в головных частях ракет. Космическая головная часть содержит полезную нагрузку, головной обтекатель, переходный отсек с нижним стыковочным шпангоутом и верхним стыковочным шпангоутом с кольцевой перегородкой в виде жёстко соединённых между собой поперечных стенок под разъемные торцевые соединения, продольно-поперечные силовые наборы, кольцевой шпангоут. Изобретение позволяет упростить конструкцию верхнего стыковочного шпангоута. 3 ил.

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники, в частности к конструкциям герметичных разъемных соединений отсеков корпуса летательных аппаратов и, в особенности, к конструкциям герметичного соединения обтекателя с отсеком корпуса летательного аппарата. Быстроразъемное соединение отсеков корпуса летательного аппарата включает пару соединенных встык отсеков фиксаторы резьбового соединения и уплотнительное кольцо. Соединение отсеков включает ряд зажимов с резьбовой головкой и коническим наконечником, установленных в резьбовых отверстиях одного из отсеков и взаимодействующих своим коническим наконечником с ответным коническим отверстием, выполненным на втором отсеке, и снабженных фиксаторами резьбы, выполненными в виде стопоров установленных в прорезях резьбовых головок зажимов одним концом проточке, предусмотренной в резьбовом отверстии отсека, а другим концом опирающимся на шток крышки, закрывающей открытую снаружи полость зажима, при этом уплотнительное кольцо установлено на торце одного из отсеков. Техническим результатом применения изобретения является снижение габаритов и упрощение конструкции крепежных элементов, сокращение времени эксплуатационного обслуживания из-за изменения сложности монтажных операций. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Способ изготовления космического аппарата относится к космической технике. Способ заключается в том, что производят сборку космического аппарата, проводят электрические испытания на функционирование, испытания на воздействие механических нагрузок, термовакуумные испытания определенным образом. Перед проведением испытаний на воздействие механических нагрузок рассчитывают емкость аккумуляторных батарей, необходимую для проведения работ, заряжают штатные аккумуляторные батареи на суммарную емкость, превышающую расчетную величину. При превышении расчетного значения суммарной емкости батарей делят период работ на части, удовлетворяющие условию расчетной емкости. Контролируют и поддерживают исходное состояние системы электропитания. Обеспечивается функциональная надежность способа изготовления космического аппарата. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в космических головных частях. Космическая головная часть содержит головной обтекатель, космический аппарат (КА) с силовым шпангоутом с переходной системой для стыковки с ракетой-носителем, переходник головного обтекателя с верхним шпангоутом, состыкованным с головным обтекателем разделяемым в полете соединением, нижним шпангоутом, состыкованным с верхним силовым шпангоутом КА с помощью неразъемного в полете соединения. Изобретение позволяет сократить цикл сборки космической головной части. 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в головных частях ракет. Космическая головная часть содержит полезную нагрузку, головной обтекатель, переходной отсек, дополнительный отсек с балластным или с балластно-балансировочным грузом, состыкованный с разделяемыми устройствами выводимой ПН и закрепленный на переходном отсеке или на блоке выведения. Изобретение позволяет повысить надёжность выведения ПН с различными габаритными размерами и массовыми характеристиками. 2 ил.
Наверх