Устройство крепления крупногабаритных плоских конструкций на космическом аппарате



Устройство крепления крупногабаритных плоских конструкций на космическом аппарате
Устройство крепления крупногабаритных плоских конструкций на космическом аппарате
Устройство крепления крупногабаритных плоских конструкций на космическом аппарате
Устройство крепления крупногабаритных плоских конструкций на космическом аппарате
Устройство крепления крупногабаритных плоских конструкций на космическом аппарате
Устройство крепления крупногабаритных плоских конструкций на космическом аппарате
Устройство крепления крупногабаритных плоских конструкций на космическом аппарате

 


Владельцы патента RU 2560213:

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

Изобретение относится к средствам стыковки частей космических аппаратов и их оборудования, в частности, радиолокационной антенны (РЛА). Устройство содержит расположенные по осям симметрии РЛА опорные узлы (ОУ) и узлы связи (УС). ОУ снабжены подпружиненными роликами, охваченными вилками, закрепленными на РЛА. УС установлены на силовых поясах и закреплены на РЛА (7) через теплоизолирующие прокладки (6). Жесткая связь РЛА (7) с рамой (1) выполнена в точке пересечения осей симметрии РЛА. УС выполнены в виде кривошипов (16) с осями (17, 18) в подшипниках качения (19, 20), закрепленных в корпусах (21, 22). Один из корпусов закреплен на раме (1), а другой на РЛА (7). Радиусы кривошипов выбираются, исходя из допустимых напряжений в РЛА. Техническим результатом изобретения является расширение функциональных возможностей, упрощение конструкции и повышение надежности устройства. 7 ил.

 

Изобретение относится к космической технике и предназначено для крепления крупногабаритных плоских конструкций на космическом аппарате (КА), например, неподвижных створок батарей солнечных (БС), неподвижных створок раскрываемых радиолокационных антенн (РЛА), стационарных РЛА и т.п.

Проблемным вопросом при креплении данных конструкций на КА является искажение плоскости их рабочих поверхностей при воздействии на них больших перепадов температуры. Для одних конструкций, например для БС, эти искажения не оказывают существенного влияния на надежность их работы, для других, например для РЛА, даже незначительное искажение плоскости рабочей поверхности сильно снижает надежность их работы.

Известен «Контейнер-цистерна для жидких криопродуктов» по патенту на изобретение RU №2208568, в котором описано устройство крепления, содержащее раму, в виде несущей конструкции, опорные узлы, узлы связи, содержащие гидроцилиндры, размещенные на силовых поясах, связанные с кронштейном, с теплоизолирующими прокладками.

Недостатками известного технического решения являются его ограниченные возможности использования, так как обеспечение герметичности гидроцилиндров при длительном сроке существования космического аппарата на орбите проблематично, а наличие их усложняет конструкцию крепления, причем установка в стыках элементов с трением скольжения (в парах центрирующих выступ-кронштейн) не исключает возможность заклинивания в местах контакта.

Задачами заявленного технического решения являются расширение его возможности использования, упрощение конструкции и повышение надежности.

Задачи заявленного технического решения решаются тем, что в устройстве крепления крупногабаритных плоских конструкций на космическом аппарате, содержащем, раму в виде несущей конструкции, жестко закрепленную на космическом аппарате, опорные узлы и узлы связи, расположенные на силовых поясах и снабженные теплоизолирующими прокладками, отличающемся тем, что в точке пересечения осей симметрии крупногабаритной плоской конструкции, например, радиолокационной антенны, имеется жесткая связь радиолокационной антенны с рамой, при этом опорные узлы, расположенные по осям симметрии радиолокационной антенны, выполнены в виде подпружиненных роликов, охваченных вилками, закрепленными на радиолокационной антенне, при этом ролики взаимодействуют с пазами накладок, жестко закрепленных на РЛА, а узлы связи выполнены в виде кривошипов, оси которых взаимодействуют с подшипниками качения, закрепленных в корпусах, один из которых закреплен на раме, а другой на радиолокационной антенне.

Заявляемая конструкция устройства приведена на чертежах:

Фиг. 1. Общий вид устройства;

Фиг. 2. Разрез А-А на фиг. 1;

Фиг. 3. Вид Б на фиг. 1;

Фиг. 4. Выносной элемент В на фиг. 2;

Фиг. 5. Вид Г на фиг. 4;

Фиг. 6. Выносной элемент Д на фиг. 3;

Фиг. 7. Выносной элемент Е на фиг. 3;

Устройство состоит из рамы 1 в виде несущей конструкции, жестко закрепленной на КА 2, опорные узлы (ОУ) 3 и узлы связи (УС) 4, расположенные на силовых поясах 5 и снабженные теплоизолирующими прокладками 6, при этом в точке пересечения осей симметрии (ТПОС) радиолокационной антенны (РЛА) 7 имеется жесткая связь РЛА 7 с рамой 1, ОУ 3 расположены по осям симметрии РЛА 7 и снабжены подшипниками качения 8 и охваченных подпружиненными к раме 1 пакетами тарельчатых пружин 9 вилками 10 роликов 11, взаимодействующих с пазами 12 накладок 13, закрепленных на РЛА 7, при этом вилки 10 подпружиненных роликов 11 до сборки КА 2 закреплены технологическими гайками 14, а УС 4 расположены на линиях 15 и выполнены в виде кривошипов 16, ориентированных перпендикулярно линиям 15, при этом оси 17, 18 кривошипов 16 взаимодействуют с подшипниках качения, 19, 20, закрепленных в корпусах 21, 22, один из которых закреплен на раме 1, а другой на РЛА 7 на расстояниях X, Y, при этом величины радиусов кривошипов выбираются конструктивно, исходя из допустимых напряжений в радиолокационной антенне.

Заявленное техническое решение позволяет упростить конструкцию, повысить надежность и расширить его возможности.

Устройство крепления крупногабаритных плоских конструкций на космическом аппарате, содержащее раму в виде несущей конструкции, жестко закрепленную на космическом аппарате, опорные узлы и узлы связи, расположенные на силовых поясах и снабженные теплоизолирующими прокладками, отличающееся тем, что в точке пересечения осей симметрии крупногабаритной плоской конструкции, например, радиолокационной антенны (РЛА), имеется жесткая связь РЛА с рамой, при этом опорные узлы, расположенные по осям симметрии РЛА, выполнены в виде подпружиненных роликов, охваченных вилками, закрепленными на РЛА, причем ролики взаимодействуют с пазами накладок, жестко закрепленных на РЛА, а узлы связи выполнены в виде кривошипов, оси которых взаимодействуют с подшипниками качения, закрепленными в корпусах, один из которых закреплен на раме, а другой на РЛА.



 

Похожие патенты:

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.

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).

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 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 космической технике и может быть использовано для соединения и разъединения частей космического аппарата. Механический рычажный замок содержит кронштейн, закрепленный на первом отделяемом элементе, коромысло с возможностью поворота на оси и зафиксированное по цилиндрической поверхности второго отделяемого элемента или накладки, рычаг с возможностью поворота на кронштейне, штырь с резьбовой частью, гайкой, пружиной и опорой, контактирующей с кронштейном, пружину, расположенную на оси соединения рычага с кронштейном, с концами, выведенными наружу или внутрь и упруго поджимающими поверхности рычага и кронштейна, опору замка, контактирующую с первым отделяемым элементом. Поверхность соприкосновения рычага и коромысла выполнена под углом относительно горизонтальной поверхности и зависящим от вектора сил, коэффициента трения, вектора силы трения, усилия от пружины и коэффициента запаса. Изобретение позволяет исключить ослабление основных несущих элементов в углепластиковых конструкциях и уменьшить начальную силу для срабатывания замка. 3 н.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для крепления пиротехнических узлов с остаточной деформацией после их срабатывания, преимущественно пироножей. Устройство содержит опору, на которой установлен пиротехнический узел при помощи крепежных элементов, причем в местах крепления между пиротехническим узлом и опорой установлены пластины со скосом в направлении деформации пиротехнического узла. Угол скоса каждой из пластин равен или больше максимального угла деформации пиротехнического узла в поперечном сечении после его срабатывания. Толщина пластины больше максимальной величины деформации пиротехнического узла, причем в пластине и опоре соответственно выполнены отверстия под крепежные элементы. Техническим результатом изобретения является сохранение целостности опоры и крепежного элемента и обеспечение безопасности при разделении конструкции. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к устройствам отделения космического аппарата. Устройство отделения КА содержит разъединяемое удерживающее устройство между несущей конструкцией с отверстием и КА с отверстием с выступами для фиксации упора, механические замки со стержнем с шайбой и гайкой, упором и отверстием со смещением относительно оси стержня, фиксирующее звено, удерживающее звено с выемкой на оси вращения. Изобретение позволяет повысить надежность отделения полезной нагрузки. 4 ил.

Изобретение относится к управлению движением космического объекта (КО), например пилотируемого КО, после его отделения от другого КО, например ракеты-носителя (РН). Разворот КО в требуемую ориентацию начинают в момент Δt, отсчитываемый от момента его отделения от другого КО (далее - РН). Начальная ориентация КО определяется по номинальной ориентации РН в момент отделения. После включения, через время Δt, датчиков системы управления КО получают данные о текущей угловой скорости КО. Используя модель углового движения КО (на основе уравнений Эйлера) оценивают (обратным интегрированием) угловую скорость КО в момент отделения от РН. Далее по полученным начальным условиям на основе указанной модели углового движения определяют (прямым интегрированием) параметры текущей ориентации КО. Прикладывают к КО серию импульсов, величину которых определяют по разнице между текущей и требуемой ориентациями КО. Техническим результатом изобретения является сокращение продолжительности построения ориентации после отделения КО от РН независимо от светотеневых условий на орбите. 6 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для разделения и сброса головного обтекателя (ГО) ракеты-носителя (РН). Устройство разделения и сброса ГО РН содержит створки с возможностью вращения, толкатели, опирающиеся на фитинги РН, хвостовик со сферическими законцовками, пружины с противоположным направлением навивки и установленные одна в другую. Толкатель содержит телескопически соединенные между собой внешний цилиндр с гильзой с жестко закрепленной нижней крышкой с малым стаканом и внутренний цилиндр со штоком с жестко закрепленной верхней крышкой со стаканом. Стаканы телескопически соединены между собой с образованием полости между нижней и верхней крышками. Изобретение позволяет повысить надёжность разделения и сброса ГО. 2 ил.

Изобретение относится к малым космическим аппаратам, выводимым на орбиту из транспортно-пускового контейнера (ТПК) (напр., при возвращении грузового корабля после его расстыковки с МКС). На корпусе микроспутника в узлах крепления и поворота установлены раскрывающиеся солнечные панели и антенны, удерживаемые поворотными рычагами корпуса. Узлы крепления снабжены пружинными механизмами, а корпус и рычаги - элементами качения (колесами) по внутренней поверхности ТПК. При отделении микроспутника свободные концы антенн малой длины на верхнем торце его корпуса выходят за пределы ТПК и пружинами кручения переводятся в рабочее положение. При выходе из ТПК колес поворотных рычагов последние, вращаясь, освобождают фиксаторы солнечных панелей и антенн большой длины в виде упругих лент. Панели раскрываются, а антенны, разматываясь с барабанов, приобретают рабочую форму. Технический результат изобретения состоит в упрощении конструкции микроспутника и его вывода на орбиту. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано для разделения силовых конструкций космических аппаратов. Система разделения (СР) содержит силовые узлы в виде двух силовых элементов, охватывающих шпангоуты разделяемых конструкций с обеспечением направления вектора нагрузки через нейтральные оси шпангоутов разделяемых конструкций, бандаж в виде каната из свитых между собой проволок, пироузлы, толкатели отделения. Изобретение позволяет увеличить массу полезной нагрузки, температурный диапазон применения СР, уменьшить ударный импульс на конструкцию от пиросредств. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в устройствах разделения элементов ракет. Безимпульсный делитель, установленный на разделяемой оболочке пространственной формы, содержит детонирующий удлиненный заряд (ДУЗ), инициатор ДУЗа, вставку в виде выступа П-образной формы с завулканизированным эластомером, Г-образную разрезную пластмассовую втулку. Изобретение позволяет упростить конструкцию узла разделения, повысить уровень защиты внутренней полости разделяемых частей от действия ДУЗа. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в головных обтекателях (ГО) ракет космического назначения (РКН). ГО для РКН представляет собой трехслойную конструкцию из полимерных композиционных материалов в виде двухстворчатой оболочки переменной кривизны, содержит внешний несущий слой из углепластика, внутренний несущий слой, металлический сотовый заполнитель в виде одинаковых по массе и размеру пластин с термитно-зажигающей смесью (ТЗС) с окислителем, которым является хлорат калия или перхлорат калия, порошкообразным металлом, которым является магний, или алюминий, или титан, или сплав, и связующим, которым является коллоксилин. Масса ТЗС зависит от массы конструкции оболочки ГО, теплоты, выделяющейся при сгорании ТЗС, средней температуры конструкции оболочки ГО на момент вхождения в плотные слои атмосферы, температуры, необходимой для обеспечения начала самопроизвольного процесса горения конструкции оболочки ГО. Изобретение позволяет обеспечить сгорание ГО при движении по траектории спуска в слоях атмосферы, исключить необходимость выделения района падения для ГО. 9 з.п. ф-лы, 1 табл., 3 ил.

Изобретение относится к способам создания в космосе связки космического аппарата (КА) с космическим объектом (КО). Контролируют положение в пространстве троса (2), развернутого с борта КА (1), используя датчики видеонаблюдения (4) на КА и/или датчики положения (5) на тросе. Вводят в систему управления КА модель троса, описывающую его конфигурацию и её изменение по времени. Перемещают КА по траектории М0, М1, М2 … Мn его центра масс с помощью двигателей ориентации (6) и маршевых (7), формируя конфигурацию узла (8) вокруг КО (3). Конец троса (2) может быть закреплён на КО (3). Затягивание узла на КО производят дальнейшим движением КА, например, подобным буксировке. Технический результат изобретения заключается в расширении возможностей тросовых систем при решении традиционных и новых задач управления движением различных КО. 1 з.п. ф-лы, 7 ил.
Наверх