Устройство отделения космического аппарата



Устройство отделения космического аппарата
Устройство отделения космического аппарата
Устройство отделения космического аппарата
Устройство отделения космического аппарата

 


Владельцы патента RU 2564457:

Российская Федерация, от имени которой выступает Федеральное космическое агентство (RU)
Акционерное общество "Ракетно-космический центр "Прогресс" (АО "РКЦ "Прогресс") (RU)

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 космической технике, а именно к устройству отделения космического аппарата.

Известно устройство отделения космического аппарата по патенту RU №2453481-прототип, содержащее разъединяемое удерживающее устройство, установленное между несущей конструкцией и космическим аппаратом и включающее в себя механические замки, каждый из которых содержит стержень, резьбовым концом закрепленный на космическом аппарате, а другим концом связан с удерживающим звеном механического замка, взаимодействующим с фиксирующим звеном.

Недостатком прототипа является его ограниченные эксплуатационные возможности в силу ограничений по массе выводимой полезной нагрузки, что приводит к снижению надежности устройства.

Задачей предлагаемого изобретения является разработка технического устройства, обеспечивающего надежное отделение полезных нагрузок с широкими диапазонами массовых характеристик без увеличения габаритов и массы механических замков.

Задача решается устройством отделения космического аппарата, содержащим разъединяемое удерживающее устройство, установленное между несущей конструкцией и космическим аппаратом и включающее в себя механические замки, каждый из которых содержит стержень, резьбовым концом закрепленный на космическом аппарате, а другим концом связан с удерживающим звеном механического замка, взаимодействующим с фиксирующим звеном, а также тем, что конец стержня механического замка со стороны удерживающего звена снабжен упором, при этом одна из торцевых поверхностей упора взаимодействует с внутренним скосом отверстия основания корпуса механического замка, а другая - с выемкой, выполненной в оси вращения удерживающего звена, при этом отверстия механического замка, несущей конструкции и космического аппарата выполнены со смещением относительно оси стержня, обеспечивающие прохождение упора при разделении, который в конечном положении своими торцевыми поверхностями фиксируется выступами, выполненными в отверстии космического аппарата, препятствующие выпадению стержня, при этом на резьбовом конце стержня размещены шайба и гайка, взаимодействующие подвижно своими сферическими поверхностями при разделении, в месте их сопряжения, причем шайба подвижно опирается на корпус космического аппарата. Сущность изобретения поясняется чертежами:

- на фиг.1 показан общий вид устройства отделения;

- на фиг.2 показано взаимодействие стержня механического замка с соответствующими конструктивными элементами (выносной элемент А с фиг.1);

- на фиг.3 показано взаимодействие фиксирующего и удерживающего звеньев (выносной элемент Б с фиг.1);

- на фиг.4 показан стержень в раскрытом положении механического замка, где:

1. космический аппарат;

2. разъединяемое удерживающее устройство;

3. несущая конструкция;

4. механический замок;

5. стержень;

6. удерживающее звено;

7. фиксирующее звено;

8. упор;

9. торцевая поверхность упора;

10. торцевая поверхность упора;

11. внутренний скос отверстия;

12. отверстие основания корпуса механического замка;

13. выемка;

14. ось вращения удерживающего звена;

15. отверстие несущей конструкции;

16. отверстие космического аппарата;

17. выступ;

18. шайба;

19. гайка;

20. пирочека;

21. толкатель;

22. сектор с внешней цилиндрической поверхностью;

23. сектор с внутренней цилиндрической поверхностью;

24. пружина;

25. толкатель.

В предлагаемом устройстве отделения космического аппарата 1, содержащем разъединяемое удерживающее устройство 2, установленное между несущей конструкцией 3 и космическим аппаратом 1 и включающее в себя механические замки 4, каждый из которых содержит стержень 5, резьбовым концом закрепленный на космическом аппарате 1, а другим концом связан с удерживающим звеном 6 механического замка 4, взаимодействующим с фиксирующим звеном 7 (фиг. 1).

Кроме этого конец стержня 5 механического замка 4 со стороны удерживающего звена 6 снабжен упором 8 с торцевыми поверхностями 9, 10, одна из которых взаимодействует с внутренним скосом 11 отверстия основания корпуса механического замка 12, а другая - с выемкой 13, выполненной в оси вращения удерживающего звена 14.

Отверстие основания корпуса механического замка 12, отверстие несущей конструкции 15 и отверстие космического аппарата 16 выполнены со смещением относительно оси стержня 5, обеспечивающие прохождение упора 8 при разделении, который в конечном положении своими торцевыми поверхностями 9, 10 фиксируется выступами 17, выполненными в отверстии космического аппарата 16, препятствующие выпадению стержня 5 (фиг. 2).

На резьбовом конце стержня 5 размещены шайба 18 и гайка 19, взаимодействующие подвижно своими сферическими поверхностями при разделении, в месте их сопряжения, причем шайба 18 подвижно опирается на корпус космического аппарата 1 (фиг. 2, 3).

Устройство отделения космического аппарата работает следующим образом.

По команде от системы управления одновременно срабатывают пирочеки 20, освобождаются тяги и под действием толкателей 21 фиксирующие звенья 7 поворачиваются на своих осях (фиг. 1).

Сектор с внешней цилиндрической поверхностью 22 фиксирующего звена 7 выходит по цилиндрическим поверхностям из зацепления с сектором с внутренней цилиндрической поверхностью 23 удерживающего звена 6, при этом упор 8 стержня 5 механического замка 4 соскальзывает по внутреннему скосу отверстия 11 в основании корпуса механического замка 4, одновременно действуя на выемку 13, выполненную в оси вращения удерживающего звена 14. Вместе с этим стержень 5 с гайкой 19 поворачиваются на сферической поверхности шайбы 18, при этом шайба 18 незначительно перемещается по корпусу космического аппарата 1. Пружина 24 разжимается и стержень 5 подтягивается к космическому аппарату 1. В конечном положении стержень 5 фиксируется выступами 17, выполненными в отверстии космического аппарата 16, а космический аппарат 1 под действием толкателей 25 отделяется от несущей конструкции 3 (фиг. 1, 2, 3, 4).

Заявленное устройство позволит обеспечить надежное отделение полезных нагрузок с широкими диапазонами массовых характеристик без увеличения габаритов и массы механических замков.

Устройство отделения космического аппарата, содержащее разъединяемое удерживающее устройство, установленное между несущей конструкцией и космическим аппаратом и включающее в себя механические замки, каждый из которых содержит стержень, резьбовым концом закрепленный на космическом аппарате, а другим концом связан с удерживающим звеном механического замка, взаимодействующим с фиксирующим звеном, отличающееся тем, что конец стержня механического замка со стороны удерживающего звена снабжен упором, при этом одна из торцевых поверхностей упора взаимодействует с внутренним скосом отверстия основания корпуса механического замка, а другая - с выемкой, выполненной в оси вращения удерживающего звена, при этом отверстия механического замка, несущей конструкции и космического аппарата выполнены со смещением относительно оси стержня, обеспечивающие прохождение упора при разделении, который в конечном положении своими торцевыми поверхностями фиксируется выступами, выполненными в отверстии космического аппарата, препятствующие выпадению стержня, при этом на резьбовом конце стержня размещены шайба и гайка, взаимодействующие подвижно, в месте их сопряжения своими сферическими поверхностями при разделении, причем шайба подвижно опирается на корпус космического аппарата.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в системах разделения для соединения двух или нескольких объектов с последующим их отделением.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для получения дополнительного импульса тяги. Межступенчатый ракетный ускоритель содержит стволы с пиропатронами с электродетонаторами, штоками-толкателями с амортизаторами с функцией смягчения удара при срабатывании пиропатрона, отталкивающего отделяемую часть ракеты в направлении, противоположном направлению полета ракеты и плавного разгона отделяемой ступени до нужной скорости.

Группа изобретений относится к устройствам для пуска летательных аппаратов (ЛА). ЛА содержит корпус с силовой обшивкой, силовые рамы, прикрепленные к обшивке, и агрегаты, закрепленные на силовых рамах, включая стартовую двигательную установку с реактивным соплом, прикрепленную к корпусу устройством, выполненным с возможностью расфиксации крепления, и систему управления.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в боевых отсеках ракет. Система отделения и стабилизации для боевого отсека снаряда содержит оболочку с дном, узел отделения, вытяжной фал, парашютную систему стабилизации с контейнером с дном, крышкой с узлом форсирования, парашютом с вертлюгом, вытягивающим звеном в виде поршня с центральным газоводом, устройством разделения отсеков замедленного действия, фиксатором в виде распорного пружинного кольца.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в стационарных стендах сборки частей ракет-носителей. Стационарный стенд сборки головного блока ракетно-космического носителя содержит силовую раму в виде прямоугольника коробчатого сечения с выступающими узлами для скрепления со стрелой и гидроцилиндрами, площадку обслуживания с лестничными переходами и выдвижными трапами, анкерный крепеж, грузоподъемную стрелу с устройством для размещения и скрепления головного блока, гидроцилиндры подъема и опускания стрелы, гидросистему питания, электрооборудование с мотор-редукторами, опорно-поворотное кольцо в виде полого цилиндра с отверстиями под болты, подшипник вращения, упоры.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к системе разделения и стабилизации головной части. Система разделения и стабилизации головной части представляет собой боевой отсек и оболочку с дном.

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 авиационной технике, в частности к узлу разделения отсеков летательного аппарата. Узел разделения отсеков летательного аппарата содержит основной отсек, отталкиваемый отсек, корпус, пиропатрон, болт, раздвигающийся фиксатор и поддерживающий его сдвигаемый поршень.

Способ стрельбы пулей, соединенной с отделяемым метательным устройством, включает удержание пули и метательного устройства, запуск метательного устройства и выход пули из пусковой трубы.

Управляемая пуля содержит отделяемый двигатель и кольцевой насадок с резьбовой втулкой, установленный на кормовой части маршевой ступени и соединенный с двигателем посредством разрезного кольца, выполненного в виде кольцевых секторов.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для крепления пиротехнических узлов с остаточной деформацией после их срабатывания, преимущественно пироножей.

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.

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).

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 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.
Наверх