Регулировочно-соединительное устройство

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано как устройство закрепления оборудования к конструкции корпуса космического аппарата. Регулировочно-соединительное устройство содержит комплект крепежных элементов для шарнирного соединения, шпангоут, на посадочные поверхности которого установлены узлы регулировки. Узлы регулировки состоят из пары накладок со сферическими ответными поверхностями, причем одна из накладок имеет отходящие от нее четыре ванта, и три дополнительных комплекта крепежных элементов, образующих шарнирное соединение. Техническим результатом изобретения является повышение надежности и технологичности установки оборудования, повышение качества регулировки. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Настоящее изобретение относится к области машиностроения, в частности к космической отрасли, и может быть использовано как регулировочно-соединительное устройство закрепления оборудования к конструкции корпуса космического аппарата.

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 невозможность регулировки по двум направлениям, низкая точность регулировки, трудоемкость сборки при применении устройства при установке оборудования на корпус преимущественно космического аппарата и ограниченный доступ к элементам крепления.

Задачей изобретения является повышение надежности и технологичности закрепления оборудования к корпусу КА.

Поставленная задача решается с помощью регулировочно-соединительного устройства, содержащего комплект крепежных элементов для шарнирного соединения, представленный в виде сферических шайб, гайки, отличающееся тем, что оно содержит шпангоут, на посадочные поверхности которого установлены узлы регулировки, состоящие из пары накладок со сферическими ответными поверхностями, причем одна из накладок имеет отходящие от нее четыре ванта, и три дополнительных комплекта крепежных элементов, образующих шарнирное соединение.

При этом возможно изготовление накладок из металлических сплавов (например, на основе титана), на соприкасающиеся сферические поверхности которых нанесено антифрикционное покрытие; возможно вместо сферических шайб на накладке с вантами в местах крепления выполнение сферической разделки отверстий.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где представлены:

- на фиг. 1 - размещение оборудования (например, топливного бака) на конструкции корпуса КА;

- на фиг. 2 - закрепление шпангоута, вид А;

- на фиг. 3 - закрепление вант, вид Б;

- на фиг. 4 - закрепление шпангоута (в разрезе);

- на фиг. 5 - закрепление вант (в разрезе).

На шпангоут 1, на посадочную площадку устанавливается накладка 2, имеющей вогнутую поверхность, и накладка 3, имеющая выпуклую поверхность и 4 отходящие от нее ванты 9. Для их закрепления используются четыре комплекта крепежных элементов, в каждый из которых входят болт 6, гайка 8, шайба 7, 2 сферические шайбы 4 и 5. Сферические шайбы 4 и 5 и сферические поверхности накладок 2 и 3 позволяют компенсировать разницу длины вант 9 при затяжке болтов 6. Резьбовое соединение осуществляет необходимое усилие для равномерного натяжения вант 9 при установке оборудования.

Сам шпангоут 1 с установленным на него оборудованием 21 (например, топливным баком) крепится на конструкцию корпуса космического аппарата 20 при помощи внешней накладки 10 и внутренней накладки 11, закрепленных между собой резьбовым соединением.

Крепление оборудования 21 к шпангоуту 1 осуществляется следующим образом. Накладка 2 и накладка 3 притягиваются к посадочной поверхности шпангоута 1 за четыре отверстия, при этом накладка 2 находится между накладкой 3 и поверхностью шпангоута 1. С плоской стороны накладки 3 устанавливаются сферические шайбы 4 и 5. Болты 6, соединяющие сферические шайбы 4 и 5, накладку 3, накладку 2, шпангоут 1 затягиваются с помощью гайки 8. Осуществляется предварительное натяжение вант 9 за счет накладки 2, при этом возможна при необходимости выборка зазора между посадочной площадкой шпангоута 1 и накладкой 2. Затягивая каждую из четырех комплектов крепежных элементов, происходит регулировка величины натяжения вант 9 по четырем направлениям. Величина натяжения вант 9 контролируется индикатором натяжения. После достижения нужной величины натяжения гайки 8 стопорятся клеем.

Крепление шпангоута 1 к конструкции корпуса КА 20 осуществляется следующим образом. Внутренняя накладка 11 и внешняя накладка 10 с полкой для установки шпангоута 1 притягиваются к конструкции корпуса космического аппарата 20 с внутренней и внешней сторон соответственно, конструкция корпуса космического аппарата 20 находится между накладками 10 и 11. Закрепление накладок 10 и 11 происходит за счет резьбовых соединений. На посадочную поверхность внешней накладки 10 устанавливается шпангоут 1, который закрепляется при помощи резьбового соединения.

Устройство работает следующим образом. В процессе предварительного натяжения вант 9 при установке площадки с вантами 3 на посадочную поверхность шпангоута 1 добиваются максимально близкой к требуемому значению величины натяжения вант 9. Далее, затягивая либо ослабляя резьбовые соединения, изменяют начальное положение накладки 3, изменяя угол ее наклона к плоскости посадочной поверхности. Каждая ванта 9 находится в области крепления накладки 3. Величина угла зависит от требуемого ухода области крепления на накладке 3, которая подтягивает или ослабляет каждую из вант (каждая ванта 9 находится в области крепления накладки 3). Точки крепления находятся на двух взаимно перпендикулярных осях, что позволяет накладке 3 изменять угол наклона по всем направлениям относительно плоскости посадочной поверхности шпангоута 1. Перемещаясь, область крепления позволяет вантам 9 изменять величину натяжения. Сферические поверхности накладок 2 и 3, а также сферические шайбы 4 и 5 при изменении положения накладки 3 позволяют элементам беспрепятственно перемещаться при затягивании или ослаблении резьбовых соединений, не приводя при этом к появлению концентраторов напряжений.

Таким образом, заявленное устройство повышает технологичность установки оборудования, регулировку величины натяжения вант, а также контроль величины натяжения вант за счет установки и регулировки оборудования отдельно от конструкции корпуса благодаря шпангоуту, что открывает доступ ко всем элементам устройства закрепления оборудования, а также повышает качество регулировки за счет введения в конструкцию накладок со сферическими поверхностями и сферические шайбы.

1. Регулировочно-соединительное устройство, содержащее комплект крепежных элементов для шарнирного соединения, представленный в виде сферических шайб, гайки, отличающееся тем, что оно содержит шпангоут, на посадочные поверхности которого установлены узлы регулировки, состоящие из пары накладок со сферическими ответными поверхностями, одна из накладок имеет отходящие от нее четыре ванты и три дополнительных комплекта крепежных элементов, образующих шарнирное соединение.

2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что накладки изготовлены из металлических сплавов, на соприкасающихся сферических поверхностях которых нанесено антифрикционное покрытие.

3. Устройство по п. 1 или 2, отличающееся тем, что на накладке, на которую устанавливаются сферические шайбы, в местах крепления взамен сферических шайб может быть выполнена сферическая разделка отверстий.



 

Похожие патенты:
Изобретение относится к космической технике. В способе определения деформации корпуса КА в полете фиксируют на внутренней поверхности иллюминатора КА в заданном положении фотокамеру, выбирают в качестве реперных точек ориентиры на внешней поверхности КА, попавшие в поле зрения фотокамеры, и фиксируют направления от фотокамеры на реперные точки.

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (искусственных спутников) и средствам его развертывания на орбите. Устройство содержит две идентичные взаимно сбалансированные по массе пары прямолинейно-направляющих механизмов, установленных симметрично в вертикальных параллельных плоскостях.

Изобретение относится к авиации и касается созданий конструкций для летательных аппаратов (ЛА). При изготовлении отсека ЛА в виде оболочки вращения на оправку укладывают разделительный слой из резиноподобного материала со спиральными обоих направлений канавками одинаковой ширины, слоями из высокомодульных нитей вматывают в эти канавки спиральные ребра, затем наматывают обжимающую облицовку из термоусаживающего материала, термообрабатывают, удаляют облицовку, снимают с оправки и удаляют разделительный слой.

Изобретение относится к авиации и касается изготовления конструкций отсеков летательных аппаратов (ЛА). При изготовлении отсека в виде оболочки вращения ячеистой структуры на оправку укладывают разделительный слой из резиноподобного материала с кольцевыми и спиральными канавками, затем слоями из высокомодульных нитей вматывают в эти канавки кольцевые и спиральные ребра, с натяжением наматывают наружную оболочку, термообрабатывают, снимают с оправки и удаляют разделительный слой.

Изобретение относится к космической технике, в частности к конструкции космических аппаратов (КА) для калибровки РЛС. КА содержит корпус с приборным отсеком, двигательную установку, системы ориентации и стабилизации, солнечные батареи.

Изобретение относится к области авиации и космонавтики, в частности к конструкциям летательных аппаратов. Устройство энергоприводной системы реактивного летательного аппарата для реализации автономного перманентного полета с получением энергии из окружающей среды содержит в вершине первого купола открывающиеся эжекторы-воздухозаборники.

Изобретение относится к оборудованию, развертываемому снаружи космического аппарата (КА), и может быть использовано на КА дистанционного зондирования земной поверхности.

Изобретение относится к области космической техники и физике состояния газа и может быть использовано для количественной оценки остаточной характеристической скорости в случае реактивной выработки рабочего тела из емкостей рабочей системы.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при изготовлении космических аппаратов (КА). Изготавливают комплектующие, собирают КА с системой электропитания с солнечными, аккумуляторными батареями и стабилизированным преобразователем напряжения с общей шиной, проводят электрические испытания, сборку схем испытаний КА на функционирование, проводят испытания на воздействие механических нагрузок, проводят термовакуумные испытания, проводят заключительные испытания, при проектировании схем испытаний соединители в силовых цепях аккумуляторных батарей выбирают с розетками, перед стыковкой выбранных соединителей предварительно контролируют отсутствие гальванической связи цепей с корпусом КА через дополнительно предусмотренные от цепей контролируемых соединителей выводы с токоограничительными резисторами по величине напряжения между контролируемыми цепями и шинами аккумуляторных батарей, стыкуют соединители при сборке схем испытаний.

Изобретение относится к конструкции и оборудованию космических аппаратов (КА), предназначенных для юстировки и калибровки радиолокационных станций (РЛС). КА содержит корпус (1) в виде прямого кругового цилиндра.

Изобретение относится к СВЧ радиотехнике. Делитель мощности содержит четыре направленных ответвителя на связанных линиях. Смежные направленные ответвители расположены перпендикулярно один к другому, так что проводники связанных линий данных направленных ответвителей образуют стороны двух квадратов, первый из которых расположен внутри второго. Направленные ответвители на связанных линиях выполнены трёхдецибельными. Проводники связанных линий каждого направленного ответвителя скрещены так, что их концы расположены на сторонах первого и второго квадратов. Концы проводников, расположенных на смежных сторонах внутреннего квадрата, соединены между собой. Концы проводников, расположенных на противолежащих сторонах второго квадрата, являются входами и выходами соответственно. Делитель может быть выполнен по схеме 4x4 либо по схемам 3x4, 3х3, 4x2. При этом делитель выполнен таким образом, что мощность сигналов на концах проводников связанных линий составляет одну четвертую от входной мощности. Технический результат – повышение эффективности распределения мощности в согласованную нагрузку. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к терморегулируемому бортовому оборудованию космического аппарата (КА). Отсек содержит шестиугольную платформу (многослойную панель), на которой с двух сторон размещены тепловыделяющие элементы блоков аппаратуры. Несущая конструкция отсека выполнена на основе тепловых труб (ТТ). Её верхний торец повторяет контур платформы. Элементы аппаратуры, не требующие охлаждения, установлены на силовой ферме, закрепленной на нижнем торце несущей конструкции в виде правильного треугольника. Система терморегулирования объединяет две системы: одна обслуживает тепловыделяющие элементы, не требующие, а другая – требующие низкотемпературного охлаждения. Первая имеет цилиндрический радиатор-излучатель и соединенные с ним ТТ. Другая включает низкотемпературные ТТ, стыкуемые с низкотемпературной ТТ для отвода тепла в космическое пространство. Все ТТ имеют возможность теплового контакта с указанными тепловыделяющими элементами. Техническим результатом изобретения является оптимизация компоновки КА, повышение прочности и жесткости конструкции при наземных операциях и выведении, а также повышение термоустойчивости при работе на орбите. 3 ил.

Группа изобретений относится к космической технике и может быть использована в системе телеметрического контроля. В способе телеметрического контроля сигналы с выходов каждого из телеметрических датчиков сравнивают с установленными пороговыми значениями уровней сигналов ключевых элементов. При превышении пороговых значений выдается ключевой сигнал в генератор длительности импульса, что приводит к запуску сигнала установленной длительности импульса. При совпадении ключевого сигнала и сигнала установленной длительности импульса с бортовым временным сигналом формируют общий позиционный сигнал совпадения и преобразуют его в цифровой сигнал, соответствующий номеру команды управления. В бортовом радиотехническом комплексе к выходам телеметрических датчиков дополнительно последовательно подключены ключевые элементы, схемы И, преобразователь позиционного кода в цифровой и преобразователь цифрового кода в команду управления. Техническим результатом группы изобретений является повышение оперативности и надежности управления КА. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится преимущественно к космическим аппаратам (КА) с малыми космическими модулями (КМ) для оптико-электронного наблюдения Земли. КМ включает в себя призматический силовой корпус блочного типа. На торцевой панели установлена одноразовая (для гашения остаточной угловой скорости КА с КМ) газореактивная двигательная установка. На части боковых панелей, свободной от приборов, установлены тяговые модули со стационарными электроракетными двигателями и блоками газораспределения. Все панели выполнены многослойными сотовыми. Каждый тяговый модуль установлен на кронштейнах, регулируемых относительно центра масс КА с КМ. Техническим результатом изобретения является уменьшение массы топлива на борту КМ за счёт обеспечения возможности применения ракетных двигателей с более высоким удельным импульсом. 5 ил.

Изобретение относится к космической технике. Модуль служебных систем содержит корпус, выполненный в виде прямой восьмигранной призмы, вдоль боковых ребер которой пропущены продольные стойки. Концы продольных стоек соединены поперечными силовыми элементами, при этом пролеты между продольными стойками перекрыты боковыми панелями. Нижнее основание корпуса перекрыто панелью основания. На панели основания размещены блоки бортовой служебной аппаратуры. На первой паре противоположно расположенных боковых панелей корпуса установлены топливные баки. Перед второй парой противолежащих боковых панелей закреплены аккумуляторная батарея и антенна радиосвязи. На третьей паре закреплены пилоны, внутри одного из которых размещен шар-баллон со сжатым газом. На четвертой паре противолежащих панелей закреплены привода панелей солнечных батарей. Блоки двигателей ориентации и стабилизации размещены на топливных баках и на пилоне. Техническим результатом изобретения является снижение массы модуля. 14 з.п. ф-лы, 18 ил.

Группа изобретений относится к конструкции и компоновке космических аппаратов (КА), преимущественно геостационарных. КА содержит модуль служебных систем (100) и модуль полезной нагрузки (200), соединённые фермой (300). В корпусе модуля (100) размещены блоки служебной аппаратуры, а снаружи - аккумуляторная батарея (2), поворотная солнечная батарея (8), четыре блока (4) двигателей ориентации и стабилизации, три сферических топливных бака (3) и шар-баллон со сжатым газом. Модуль (200) содержит платформу (201) и блок прецизионных приборов: оптико-электронных (204) и астродатчиков – с разных сторон собственной платформы, удалённой от платформы (201). Платформы выполнены в виде сотопанелей с тепловыми трубами. На приборной платформе могут быть установлены радиаторы-охладители (235). Модуль (200) полезной нагрузки снабжен антеннами радиосвязи (231-234) разной степени направленности, а также радиаторами-охладителями (306), закрепленными на стержнях фермы (300). Технический результат состоит в повышении точности работы оптико-электронной аппаратуры, при её компоновке совместно с антенным комплексом и при ограничениях на массу КА. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 40 ил.

Изобретение относится к бортовому оборудованию космического аппарата (КА), которое может быть установлено на КА наблюдения. Конструкция оптической системы включает в себя линзу Френеля с дифракционными оптическими элементами (6), опорой (4) и каркасом (5) линзы. Линза имеет оправу (1), содержащую три дугообразные фермы (2), стянутые между собой тросами (3). Оправа (1) жестко закреплена на корпусе КА (7). Опора (4) соединена с корпусом КА при помощи продольных тросов (8). Техническим результатом изобретения является повышение качества и оперативности получения изображений путём создания достаточно жёсткой и лёгкой крупногабаритной конструкции оптической системы. 1 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к системам соединения разделяемых частей летательных аппаратов. Технический результат - повышение сдвигоустойчивости узла соединения при длительных знакопеременных нагрузках с одновременной возможностью его распадения - отделения. Узел соединения содержит стыковочные фитинги, расположенные оппозитно друг к другу, и узлы крепления. Узлы крепления выполнены с возможностью распадения, а оси перпендикулярны плоскости стыковки фитингов. На одном фитинге в плоскости стыка выполнены кольцевые зубья в виде равнобедренного треугольника в поперечном сечении, вертикальная ось которых параллельна оси узла крепления, а поверхность контактирует с поверхностью кольцевого углубления, выполненного прессовкой стыковочных фитингов. Фитинг с кольцевым углублением выполнен из материала с меньшей твердостью, чем материал фитинга с кольцевым зубом. Отношение длины основания равнобедренного треугольника поперечного сечения кольцевого зуба к его высоте находится в интервале 0,52-1,3. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к конструкции и компоновке космических аппаратов. Модуль содержит корпус с размещенными внутри блоками служебной аппаратуры, аккумуляторную батарею, антенну радиосвязи (12), радиаторы-охладители (6, 9) и поворотные панели (8) солнечных батарей. Двигательная установка включает в себя четыре блока (4) двигателей ориентации и стабилизации, два сферических топливных бака (3) и шар-баллон (11) со сжатым газом. Имеются средства крепления модуля к полезной нагрузке и последней ступени ракеты-носителя. Корпус, в форме восьмигранной призмы, выполнен из продольных стоек в виде таврошвеллера, верхних (17) и аналогичных нижних поперечных силовых элементов с профилем в форме уголка. На противоположных гранях призмы закреплены основаниями два пирамидальных пилона (5), на которых сверху установлены два из четырёх двигательных блоков (4). Пролеты между стойками перекрыты боковыми панелями (23-27, 35). Техническим результатом изобретения являются: снижение массы и габаритов модуля, повышение его прочности при восприятии радиальных усилий от полезной нагрузки, увеличение запаса топлива на его борту (до 300…400 кг). 16 з.п. ф-лы, 21 ил.

Изобретение относится к бортовому оборудованию геостационарных космических аппаратов (КА) для ретрансляции данных между низкоорбитальными КА и центрами управления и приема сообщений. На антенной штанге (14) вблизи рефлектора (13) параболической антенны закреплены с помощью установочных плит (19) два блока (16, 17) малошумящих усилителей ретранслятора, работающих в одинаковых диапазонах частот. В рабочем состоянии КА блок (16) размещён на северной стороне штанги (14), а блок (17) – на южной. Боковые поверхности корпусов блоков теплоизолированы (от действия прямых лучей Солнца), а открытая (верхняя или нижняя) поверхность служит в качестве радиатора-излучателя. В периоды равноденствий блоки (16, 17) в одинаковой степени освещены Солнцем (в основном сбоку, где имеется теплоизоляция). В периоды солнцестояний нагревается солнечными лучами преимущественно один из блоков, а другой - находится в тени штанги (14). Техническим результатом изобретения является повышение качества (G/T, где G – усиление антенны, T - шумовая температура) приемной системы ретранслятора путём улучшения температурных условий эксплуатации элементов этой системы. 4 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано как устройство закрепления оборудования к конструкции корпуса космического аппарата. Регулировочно-соединительное устройство содержит комплект крепежных элементов для шарнирного соединения, шпангоут, на посадочные поверхности которого установлены узлы регулировки. Узлы регулировки состоят из пары накладок со сферическими ответными поверхностями, причем одна из накладок имеет отходящие от нее четыре ванта, и три дополнительных комплекта крепежных элементов, образующих шарнирное соединение. Техническим результатом изобретения является повышение надежности и технологичности установки оборудования, повышение качества регулировки. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Наверх