Устройство удержания и освобождения раскрываемых элементов конструкции космических аппаратов

Изобретение относится к средствам фиксации и разделения элементов космического аппарата. Устройство состоит из отделяемой (ОЧ) и стационарной (СЧ) частей. ОЧ включает в себя крышку с отверстием под штырь (4), гайку (5), пружину (6), шайбу (7) и др. элементы. СЧ включает в себя корпус, шайбу, взаимодействующие с сухарями ролики (14) и с конической частью штыря (4) – ролики (15), пружину кручения (16), датчик разделения (20) и др. элементы. Корпус СЧ закрепляется на корпусе космического аппарата. При разделении ОЧ и СЧ в результате срабатывания пироузла освобождается и поворачивается под действием пружины (16) шайба, приводящая во вращение ролики (14). Ролики перекатываются по внутренней поверхности шайбы и по поверхности сухарей – до освобождения сухарей (для их поворота в осях (19)) и роликов (15) (для отпускания штыря (4)). Штырь вытягивается из корпуса СЧ в крышку ОЧ под действием пружины (6). Вследствие перемещения стакана (21) срабатывает датчик (20). От заклинивания при разделении служат пружина (22) в стакане (21) и рессора, расположенная между крышкой ОЧ и корпусом СЧ. Технический результат изобретения заключается в более высокой надежности освобождения раскрываемых элементов космических аппаратов, меньших габаритах и большей информативности устройства. 6 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано, в частности, для удержания в транспортировочном положении на участке выведения и быстрого последующего дистанционного освобождения в процессе эксплуатации раскрываемых элементов конструкции космических аппаратов, например, пакетов панелей батарей солнечных, антенн, штанг различных устройств и т.д., защиты их от вибраций, возникающих при старте ракеты.

Из существующего уровня техники известно устройство для фиксации отделяемых в процессе эксплуатации частей изделия от корпуса (патент РФ №2234005), которое содержит связанный с отделяемыми частями цилиндрический корпус и установленную в нем обойму с элементами, фиксирующими шток, соединяющий отделяемые части.

Указанное устройство обладает низкими эксплуатационными характеристиками, а именно, низкой надежностью работы при больших осевых нагрузках за счет возникновения подмятия под шариками, неудобством закрепления отделяемого элемента, высокими требованиями по точности установки, как самого устройства, так и стыковочных мест отделяемого элемента.

Наиболее близким к заявляемому техническому решению по технической сущности и достигаемому техническому результату является устройство для фиксации и разделения элементов конструкции космического аппарата (патент US №5098042 A от 24.03.1992).

Данное устройство содержит удерживающий элемент (штырь), один конец которого выполнен в форме кулачка, и множество шариков, равномерно распределенных вокруг штыря в сферических углублениях обоймы.

Во взведенном состоянии устройства шарики удерживают штырь, контактируя с ним точечно. В момент срабатывания, обойма устройства поворачивается, и шарики равномерно распределяются по сферическим углублениям, тем самым высвобождая штырь из зацепления.

Данное устройство принято за прототип изобретения.

Недостатком данного технического решения является то, что в данном устройстве, при удержании штыря, используются сферические тела качения, а это значит, что при точечном контакте элементов могут происходить подмятия в местах соприкосновения, и после нескольких срабатываний, устройство может выйти из строя. Следовательно, указанное устройство обладает низкими эксплуатационными характеристиками, а именно, низкой надежностью работы при больших осевых нагрузках за счет возникновения подмятия под шариками. Так же устройство не имеет в своем составе датчика, фиксирующего факт отхода элемента конструкции для систем телеметрии и управления, что снижает информативность. Помимо этого, устройство имеет достаточно большую строительную высоту, что ограничивает применяемость в местах, где требуется малая строительная высота устройства, например, если антенна или панель батареи солнечной подходят очень близко к корпусу космического аппарата.

Техническая задача, на решение которой направленно заявляемое изобретение, заключается в реализации устройства удержания и освобождения раскрываемых элементов конструкции космических аппаратов, обеспечивающего более высокую надежность, меньшие габариты, а именно малую строительную высоту, и информативность устройства.

Поставленная задача решается за счет того, что устройство удержания и освобождения раскрываемых элементов конструкции космических аппаратов, состоящее из отделяемой части, включающей в себя крышку со сквозным отверстием, удерживающий штырь в виде резьбового стержня, резьбовая часть которого необходима для нагружения устройства и удержания отделяемой части от несанкционированного срабатывания, а нижняя часть штыря выполнена в виде конического опорного фланца с тремя плоскими лысками, предназначенными для контакта с поверхностью роликов стационарной части устройства, гайки, пружины, шайбы, и стационарной части, состоящей из корпуса, охваченного пружиной кручения, фиксирующей устройство от срабатывания и сдерживающей от поворота шайбу, выполненную в виде полого цилиндра с внутренней кольцевой проточкой, а также тремя диаметральными пазами для перекатывания по ним роликов, удерживающих сухари в закрытом положении, установленные на осях корпуса и поворачивающиеся на них, фиксирующие ролики, удерживающие штырь от возможности перемещения в осевом направлении, а также пружину и рессору, необходимые для свободного разделения этих частей без заклинивания, съемные элементы, предохраняющие от несанкционированного срабатывания устройства, а также тягу, входящую в комплект и служащую для удержания устройства от срабатывания в транспортировочном положении и отпускания исполнительных элементов устройства для обеспечения их срабатывания, содержит стягивающий штырь, связанный одним своим концом с корпусом, а другим с удерживаемым элементом. Благодаря тому, что связь штыря с корпусом осуществляется через ролики, обеспечивается контакт по линии, а не точечно, что предотвращает подмятия в местах соприкосновения роликов и штыря за счет снижения контактных напряжений. Так же устройство имеет в своем составе датчик, фиксирующий факт отхода элемента конструкции от корпуса космического аппарата, для систем телеметрии и управления, что позволяет повысить информативность устройства, а расположение удерживающих элементов в одной горизонтальной плоскости позволяет обеспечить малую строительную высоту.

Заявляемое изобретение поясняется чертежами, на которых показано:

- на фиг. 1 - общий вид устройства удержания и освобождения раскрываемых элементов конструкции космических аппаратов после срабатывания;

- на фиг. 2 - общий вид устройства удержания и освобождения раскрываемых элементов конструкции космических аппаратов во взведенном состоянии;

- на фиг. 3 - главный вид устройства удержания и освобождения раскрываемых элементов конструкции космических аппаратов в разрезе во взведенном состоянии;

- на фиг. 4 - выносной вид А устройства удержания и освобождения раскрываемых элементов конструкции космических аппаратов;

- на фиг. 5 - сечение В-В устройства удержания и освобождения раскрываемых элементов конструкции космических аппаратов во взведенном состоянии;

- на фиг. 6 - сечение Б-Б устройства удержания и освобождения раскрываемых элементов конструкции космических аппаратов после срабатывания.

Устройство удержания и освобождения раскрываемых элементов конструкции космических аппаратов состоит из отделяемой 1 и стационарной 2 частей. Отделяемая часть устройства состоит из крышки 3 со сквозным отверстием, штыря 4, гайки 5, пружины 6, шайб 7, крышки 8 и гайки 9. Стационарная часть устройства состоит из корпуса 10, шайбы 12, винтов 13, роликов 14, роликов 15, пружины 16, сухарей 17, упоров 18, осей 19, датчика 20, стакана 21, пружины 22, осей 23, рессоры 24, винтов 25, пластины 26, кронштейна 27, съемного элемента 28 и тяги 29. Корпус 10 является силовым коническим основанием замка и имеет места для закрепления на корпусе космического аппарата и крепления фиксирующих элементов штыря: роликов 15 и сухарей 17. Внутри корпуса 10 замка установлен датчик 20, фиксирующий факт отхода элемента конструкции от корпуса космического аппарата, для систем телеметрии и управления. Цилиндрическая поверхность основания устройства охвачена пружиной кручения 16, которая нужна для фиксации от срабатывания и сдерживает от поворота шайбу, расположенную соосно с корпусом 10, в которую установлены ролики 14. Шайба 12 выполнена в виде полого цилиндра с внутренней кольцевой проточкой, а также с тремя диаметральными пазами для перекатывания по ним роликов 14. Также на внешней стороне обоймы имеется зацеп для возможности закрепления одного конца пружины кручения 16 при взведении устройства. Ролики 14 удерживают сухари 17 в закрытом положении, установленные на осях 19 корпуса 10, на которых сухари могут поворачиваться, удерживают ролики 15, которые в свою очередь удерживают штырь 4 от возможности перемещения в осевом направлении. Штырь 4 выполнен в виде резьбового стержня. Резьбовая часть штыря необходима для нагружения устройства и удержания отделяемой части устройства от несанкционированного срабатывания. Нижняя часть штыря выполнена в виде конического опорного фланца с тремя плоскими лысками, предназначенными для контакта с поверхностью роликов 15 устройства. Чтобы в устройстве в процессе разделения отделяемой части от стационарной не произошло заклинивания, в конструкции предусмотрены пружина 22 и рессора 24. Пружина 22 расположена в стакане 21 соосно со штырем 4 и под ним. Рессора 24 расположена между крышкой 3 и корпусом 10 устройства и закреплена винтами 25. Также устройство имеет съемные элементы 28, предохраняющие от несанкционированного срабатывания устройства при изготовлении, сборочных работах, транспортировании в составе изделия и хранении. Тяга 29, которая входит в комплект, служит для удержания устройства от срабатывания в транспортировочном положении и отпускания исполнительных элементов устройства для обеспечения их срабатывания.

Срабатывание и свободное разделение отделяемой 1 и стационарной 2 частей устройства происходит следующим образом. При срабатывании пироузла, спусковой механизм освобождает тягу 29, при этом тяга 29 освобождает шайбу 12, под действием пружины кручения 16 шайба 12 поворачивается в направлении срабатывания устройства. В момент поворота шайбы 12, приводятся во вращение ролики 14, которые перекатываются одновременно по внутренней поверхности шайбы по диаметральным пазам и цилиндрической поверхности сухарей 17. После того как ролики 14 переместились достаточно для того, чтобы сухари могли повернуться относительно оси 19, происходит освобождение роликов 15, которые в свою очередь отклоняются в радиальном направлении, освобождая штырь 4 из зацепления. Как только штырь освобождается, он вытягивается из корпуса 10 в крышку 3 под действием упругих сил деформации пружины 6. Одновременно с пружиной 6, штырь из корпуса выталкивается стаканом 21 при помощи пружины 22. Также стакан 21 отгибает пластину 26 за кронштейн 27, тем самым обеспечивая срабатывание датчика 20.

После того как замок сработал, его повторное взведение и нагружение производится в следующей последовательности. Штырь 4 демонтируется из состава отделяемой части 1 и устанавливается в корпус 10 так, чтобы стакан 21 полностью задавил пружину 22. Удерживая штырь в таком положении, необходимо повернуть шайбу 12 в противоположное срабатыванию направление до того момента, пока не станет возможной установка съемного элемента 28. После установки съемного элемента 28 происходит установка остальных компонентов отделяемой части 1, при этом до установки крышки 8, пружины 6 и гайки 9, производится затяжка гайки 5 необходимым моментом для обеспечения требуемого усилия в стыке между отделяемой и стационарной частями. При затяжке гайки 5, шайбы 7 компенсируют перекосы штыря 4 за счет своих сферических поверхностей. После установки пружины 6 и крышки 8 гайка 9 служит для удержания крышки 8. Для обеспечения разделения отделяемой и стационарной частей друг от друга, в конструкции устройства предусмотрена рессора 24, установленная на корпусе 10 и закрепленная винтами 25. Для ограничения поворота сухарей 17 и обеспечения незападания сухарей 17 за ролики 14 при повторном взведении устройства, возле отверстий для крепления за оси 19 выполнены выступы, благодаря которым сухари не могут поворачиваться на угол, при котором происходит западание сухарей 17 за ролики 14 при взведении устройства. Упоры 18 используются для обеспечения определенного положения роликов 14 после взведения устройства.

Таким образом, как видно из описания конструкции и работы устройства, решена поставленная техническая задача, а именно то, что устройство удержания и освобождения раскрываемых элементов конструкции космических аппаратов содержит корпус, стягивающий штырь, связанный одним своим концом с корпусом, а другим с удерживаемым элементом, и благодаря тому, что связь штыря с корпусом осуществляется через ролики, обеспечивается контакт по линии, а не точечно, что предотвращает подмятия в местах соприкосновения роликов и штыря за счет снижения контактных напряжений. Так же устройство имеет в своем составе датчик, фиксирующий факт отхода элемента конструкции для систем телеметрии и управления, что позволяет повысить информативность устройства, а расположение удерживающих элементов в одной горизонтальной плоскости позволяет обеспечить малую строительную высоту.

На предлагаемое техническое решение разработана конструкторская документация, изготовлены опытные образцы.

Устройство удержания и освобождения раскрываемых элементов конструкции космических аппаратов, состоящее из отделяемой части, включающей в себя крышку со сквозным отверстием, удерживающий штырь в виде резьбового стержня, резьбовая часть которого необходима для нагружения устройства и удержания отделяемой части от несанкционированного срабатывания, а нижняя часть штыря выполнена в виде конического опорного фланца с тремя плоскими лысками, предназначенными для контакта с поверхностью роликов стационарной части устройства, гайки, пружины, шайбы, и стационарной части, состоящей из корпуса, охваченного пружиной кручения, фиксирующей устройство от срабатывания и сдерживающей от поворота шайбу, выполненную в виде полого цилиндра с внутренней кольцевой проточкой, а также тремя диаметральными пазами для перекатывания по ним роликов, удерживающих в закрытом положении сухари, установленные на осях корпуса и поворачивающиеся на них, фиксирующие ролики, удерживающие штырь от возможности перемещения в осевом направлении, а также пружину и рессору, необходимые для свободного разделения указанных отделяемой и стационарной частей без заклинивания, съемные элементы, предохраняющие от несанкционированного срабатывания устройства, а также тягу, входящую в комплект и служащую для удержания устройства от срабатывания в транспортировочном положении и отпускания исполнительных элементов устройства для обеспечения их срабатывания, отличающееся тем, что в его состав входит стягивающий штырь, связанный одним своим концом с корпусом, а другим с удерживаемым элементом, причем связь штыря с корпусом осуществляется через ролики, обеспечивающие контакт по линии, а не точечно, причём устройство имеет в своем составе датчик, фиксирующий для систем телеметрии и управления факт отхода элемента конструкции от корпуса космического аппарата.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к средствам фиксации и быстрого дистанционного разделения элементов конструкций космических аппаратов (КА), их частей и других изделий.
Изобретение относится к космической технике, а именно к устройствам, предназначенным для управляемого разделения конструктивных элементов летательных аппаратов. В устройстве для разделения элементов конструкций летательных аппаратов содержится замок электростатический (ЗЭС), удерживаемый в закрытом состоянии силой электростатического притяжения, возникающей между электрическими зарядами противоположного знака.
Изобретение относится к управлению движением стыкуемых космических аппаратов (КА). Способ обеспечивает касание активного (АК) и пассивного (ПА) КА с требуемыми значениями скорости, для чего регулируют скорость причаливания в зависимости от дальности.
Изобретение относится к области управления движением космических аппаратов (КА) и может быть использовано, в частности, для стыковки активного КА с пассивным КА. Способ включает управление угловыми скоростями активного КА по данным наблюдения с его борта пассивного КА.

Группа изобретений относится к методам и средствам соединения и разделения космических объектов. При запуске двух спутников один из них прикрепляют к подвижной части (4В), а другой помещают в неподвижную часть (4А) камеры (4).

Изобретение относится к обслуживанию на околоземной орбите группировки автоматических космических аппаратов (КА). Способ включает выведение КА обслуживания (КАО) в орбитальную плоскость группировки КА, стыковку КАО и КА, техническое обслуживание КА, расстыковку КАО и КА.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в системах отделения космических аппаратов (КА). Система отделения КА, установленная между несущей конструкцией ракеты-носителя (РН) и КА, содержит корпус, состоящий из силовых опор и стенок с замками и толкателями, болтовые соединения, дискретно размещенные по периметру корпуса демпфирующие узлы, состоящие из резиновых прокладок и пластинчатых упоров с резьбовыми отверстиями, промежуточную раму, элементы крепления, резьбовые стыковочные элементы.

Изобретение относится к космической технике и предназначено для обеспечения автоматической стыковки космических аппаратов. Стыковочное устройство для космических аппаратов содержит стыковочный агрегат со шпангоутом, закрепленным на корпусе космического аппарата, и крышку люка, на внешней стороне которой закреплен приемный конус, заканчивающийся гнездом в форме стакана с продольными прорезями.

Изобретение относится к средствам и инструментам внекорабельной деятельности. Предлагаемое активное устройство фиксации использует привод инструмента манипулятора.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. В способе минимизации зон отчуждения для отделяемых частей (ОЧ) ракеты-носителя (РН) на этапе предполетной подготовки РН производят расчет параметров движения ОЧ до момента падения их на землю. По результатам расчетов определяют участки на траектории спуска для воздействия на ОЧ, формируют сигнал в процессе автономного полета ОЧ и осуществляют воздействие на конструкцию ОЧ. На ОЧ размещают пиротехнический состав. При сжигании пиротехнический состав обеспечивает нагрев ОЧ до температуры, при которой происходит их горение в набегающем потоке атмосферного воздуха, по достижении высоты 25-30 км осуществляют зажигание ОЧ с использованием зажигающего состава. Техническим результатом изобретения является максимальное снижение площадей, выделяемых под районы падения ОЧ РН. 5 з.п. ф-лы, 1 табл.

Предложенное изобретение относится к области ракетной техники, а более конкретно к устройствам разъединения тяг, относящихся к разным, разделяемым между собой ступенями. Устройство разделения ступеней двухступенчатой ракеты выполнено в виде установленного на корпусе ракеты с возможностью разъединения двух звеньев (в момент разделения ступеней ракеты) механизма управления рулями. Одно звено кинематически связано с валом аэродинамического руля, который размещен на маршевой ступени ракеты. Другое звено связано с газовым рулем, который размещен на стартовой ступени. Звено, связанное с валом аэродинамического руля, содержит качалку, шарнирно установленную на маршевой ступени, на концах которой выполнены два паза. Один паз предназначен для размещения пальца, жестко закрепленного на рычаге вала аэродинамического руля. Другой паз предназначен для размещения пальца, жестко закрепленного на шарнирно установленной на стартовой ступени качалке звена, связанного с газовым рулем. При этом концы качалки шарнирно соединены с парой тяг, шарнирно соединенных с качалкой газового руля. Упрощает конструкцию устройства разделения ступеней двухступенчатой ракеты с возможностью разъединения звеньев механизма управления рулями. 2 ил.

Изобретение относится к бортовой автоматике изделий ракетной, ракетно-космической, авиационной, специальной техники, главным образом к агрегатам и системам стыковки и разделения частей летательных аппаратов, в частности к системам разведения детонационных команд от инициирующих устройств к исполнительным узлам, например системам разделения, а также к устройствам взрывной логики - пиротехническим временным устройствам. Заряд-усилитель для трансляторов детонации бортовой автоматики летательных аппаратов содержит металлический корпус в виде тонкостенного металлического колпачка с размещенным внутри него комбинированным зарядом взрывчатого вещества, состоящим из двух запрессовок разной плотности, причем высокоплотная часть заряда расположена в донной части колпачка. Заряд-усилитель дополнительно снабжен кольцевым зарядом, установленным заподлицо во втулке из инертного неметаллического материала и контактирующим с комбинированным зарядом со стороны его низкоплотной части. В заряде-усилителе со стороны открытого торца колпачка выполнен глухой осевой канал, у которого глубина доходит до половины длины низкоплотной части комбинированного заряда, а диаметр соответствует наружному диаметру транслятора детонации. Наружный диаметр кольцевого заряда не менее чем в три раза превышает диаметр транслятора детонации, а края колпачка со стороны его открытого торца закатаны вовнутрь к оси корпуса с образованием буртика, обеспечивающего плотный контакт всех частей заряда. Изобретение позволяет повысить надежность инициирования детонации в ДУЗ чрезвычайно малого калибра, диаметром порядка 0,5-0,7 мм, снизить уровень ударно-волновых нагрузок при срабатывании таких зарядов, улучшить технологичность и повысить безопасность работ с устройством. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к устройствам стыковки и управления относительным движением космических объектов. Устройство (1) включает в себя корпус (10) с отсеком (11) и вал (20), выполненный с возможностью вращения вокруг первой оси (А1). Вращающийся узел (30) выполнен с возможностью вращения вокруг второй оси (А2) с той же скоростью - благодаря средству (70) - что и вал (20). Средство (40) для захвата целевого объекта, например космического мусора (D), закреплено на узле (30). Тормозной узел (50) служит для подавления вращения валов (20) и (32а), а узел (60) (маховик) – для подавления реактивного момента вращения корпуса (10), возникающего при запуске узла (50). Соединение средства (40) с объектом (D) может быть осуществлено с помощью клея. Техническим результатом изобретения является возможность подавления вращения целевого объекта, совершающего произвольное (заранее не заданное) вращательное движение в космосе. 7 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для освобождения отделяемых в процессе эксплуатации и многоразовой отработки силовых крупногабаритных агрегатов, например головных обтекателей, отсеков и ступеней ракет-носителей, подвесных баков летательных аппаратов, космических аппаратов и других полезных нагрузок (ПН). В способе отделения полезной нагрузки применяют подбор пружинных толкателей с различной энергией, при этом пружинные толкатели с максимальной и минимальной энергией располагают диаметрально противоположно друг другу, определяют смещение энергии пружин толкателей и радиус смещения энергии пружин толкателей относительно геометрического центра масс. С целью исключения закручивания ПН относительно продольной оси продольные толкатели располагают попеременно с правой и левой навивкой. Техническим результатом изобретения является обеспечение отделения ПН с заданной линейной скоростью и исключение закручивания ПН относительно продольной оси. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для освобождения отделяемых в процессе эксплуатации и многоразовой отработки силовых крупногабаритных агрегатов, например головных обтекателей, отсеков и ступеней ракет-носителей, подвесных баков летательных аппаратов, космических аппаратов и других полезных нагрузок (ПН). В способе отделения полезной нагрузки применяют подбор пружинных толкателей с различной энергией, при этом пружинные толкатели с максимальной и минимальной энергией располагают диаметрально противоположно друг другу, определяют смещение энергии пружин толкателей и радиус смещения энергии пружин толкателей относительно геометрического центра масс. С целью исключения закручивания ПН относительно продольной оси продольные толкатели располагают попеременно с правой и левой навивкой. Техническим результатом изобретения является обеспечение отделения ПН с заданной линейной скоростью и исключение закручивания ПН относительно продольной оси. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ проведения летно-конструкторских испытаний (ЛКИ) автономного стыковочного модуля (АСМ) для очистки орбит от крупногабаритного космического мусора основан на выборе мишени из имеющихся на орбитах для их увода на орбиты утилизации, выведении с помощью ракеты-носителя, разгонного блока (РБ) и АСМ в область орбиты очистки от объектов космического мусора (мишеней), маневрах дальнего и ближнего наведения для стыковки и захвата мишени, сведении на орбиту утилизации. ЛКИ проводят при попутном пуске ракеты-носителя (РН) для выведения полезной нагрузки КАпн на заданную орбиту. Выбор полезной нагрузки КАпн и ее орбиты, мишени и ее орбиты осуществляют из условия обеспечения возможности реализации маневров дальнего, ближнего наведения на мишень связки «РБ + АСМ» с помощью РБ после отделения КАпн, стыковки, маневров по спуску связки «РБ + АСМ + мишень» в заданный район падения на поверхности Земли с помощью РБ. Время на реализацию всех событий не должно превышать времени активного функционирования РБ. Техническим результатом изобретения является обеспечение проведения ЛКИ при попутном пуске РН и расширение области выбора мишени. 3 ил.

Группа изобретений относится к построению и управлению космическими аппаратами на орбитах ИСЗ. Система включает в себя орбитальную станцию, целевые (ЦМ) и обеспечивающие модули на компланарных орбитах. ЦМ имеют в своем составе многоразовые возвращаемые аппараты (МВА) крылатой схемы. В МВА размещены отсеки с целевой аппаратурой, используемые многократно бортовые системы модуля и ракеты-носителя и др. необходимые системы. Предусмотрен пилотируемый транспортно-целевой модуль с пилотируемым МВА. Модули системы выводятся на рабочие орбиты и управляются на них системами управления МВА с корректировкой программы наземными средствами. По завершении жизненного цикла элементов системы они переводятся на траекторию спуска в зону захоронения в Мировом океане. МВА совершают самолетную посадку на выбранный аэродром и, после прохождения регламента, используются повторно. Техническим результатом группы изобретений является создание с минимальными затратами и экологическим ущербом многоцелевой перестраиваемой орбитальной системы на компланарных орбитах. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к системам отделения полезной нагрузки (ПН) от несущих конструкций при выводе на расчетную орбиту. Устройство отделения состоит из цилиндрического корпуса, силовых элементов - стержней, шарнирно установленных в цилиндрическом корпусе, устройства их фиксации, толкателя, обеспечивающего параметры отделения ПН. Стержень выполнен с выступом, находящимся в зацеплении с фланцем ПН. Стержни упираются в бандажное кольцо фиксирующего устройства. Бандажное кольцо удерживается с помощью четырех двухзвенных рычагов. Каждый двухзвенный рычаг состоит из двух шарнирно соединенных между собой звеньев, одним концом шарнирно крепится к бандажному кольцу, а другим - к корпусу. Оси шарнирного соединения звеньев входят в зацепления с поворотным кольцом. Для обеспечения поворота кольца установлены пружины растяжения, закрепленные одним концом к двухзвенному рычагу, другим - к цилиндрическому корпусу. В исходном положении поворотное кольцо удерживается инициирующим устройством. В цилиндрическом корпусе установлен толкатель, состоящий из пружин сжатия с направляющими телескопическими стержнями. Техническим результатом изобретения является уменьшение нагрузок на ПН и равномерное распределение усилия на стержни при отделении. 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к стыковочным устройствам космических аппаратов. Механизм герметизации стыка стыковочного агрегата космического корабля содержит стыковочный шпангоут с равномерно распределенными по периметру стыка системами замков, электроприводы, торцевое уплотнение на стыковочной поверхности шпангоута. Замки имеют корпуса с открытыми технологическими окнами в одной из боковых и в торцевых стенках и в стенках, прилегающих к стыковочному шпангоуту, в которых установлены пассивные и активные крюки. Пассивные крюки подпружинены тарельчатыми пружинами, а активные крюки установлены на коромыслах, расположенных на эксцентриковых валах со шкивами. На технологических окнах установлены пластины с отверстиями под активные и пассивные крюки и пазами под ответные активные и пассивные крюки соответственно. На коромыслах под активными крюками установлены заслонки с пазами под активные крюки. На технологических окнах установлены крышки. Пластины, заслонки и крышки выполнены из материалов с низкой теплопроводностью. Техническим результатом изобретения является обеспечение многократного использования элементов механизма герметизации стыка стыковочного агрегата. 11 ил.

Изобретение относится к средствам фиксации и разделения элементов космического аппарата. Устройство состоит из отделяемой и стационарной частей. ОЧ включает в себя крышку с отверстием под штырь, гайку, пружину, шайбу и др. элементы. СЧ включает в себя корпус, шайбу, взаимодействующие с сухарями ролики и с конической частью штыря – ролики, пружину кручения, датчик разделения и др. элементы. Корпус СЧ закрепляется на корпусе космического аппарата. При разделении ОЧ и СЧ в результате срабатывания пироузла освобождается и поворачивается под действием пружины шайба, приводящая во вращение ролики. Ролики перекатываются по внутренней поверхности шайбы и по поверхности сухарей – до освобождения сухарей ) и роликов ). Штырь вытягивается из корпуса СЧ в крышку ОЧ под действием пружины. Вследствие перемещения стакана срабатывает датчик. От заклинивания при разделении служат пружина в стакане и рессора, расположенная между крышкой ОЧ и корпусом СЧ. Технический результат изобретения заключается в более высокой надежности освобождения раскрываемых элементов космических аппаратов, меньших габаритах и большей информативности устройства. 6 ил.

Наверх