Адаптер для попутного выведения полезных нагрузок

Изобретение относится к конструктивным элементам средств выведения полезных нагрузок (ПН), в частности, микроспутников. Адаптер включает ферму с двумя ярусами треугольных решеток: верхний ярус выполнен в форме цилиндра, а нижний - в форме усеченного конуса. Опорные узлы (4, 8) образуют верхний и нижний пояса. Ярусы стыкуются через опорные узлы промежуточного пояса. Первые средства (10) крепления попутных ПН (41) содержат корпуса в виде ящиков. Их донные панели могут быть снабжены выступами для установки блоков управления (42) отделением ПН (41). Вторые средства (20) крепления попутных ПН (41) содержат каркас в виде прямой треугольной призмы, закрепленный на нижнем ярусе фермы. Средства (10, 20) крепления обеспечивают отделение ПН (41) в боковом, по отношению к оси (40), направлении. Техническим результатом изобретения является снижение массы адаптера для выведения значительного числа микроспутников класса «Кубсат», при наличии точечного стыка адаптера с разгонным блоком и основной ПН. 4 з.п. ф-лы, 17 ил.

 

Заявляемое изобретение относится к космической технике, а именно к устройствам адаптеров для попутного выведения полезных нагрузок, например, малоразмерных спутников, и их конструктивным элементам.

В настоящее время космические головные части, включающие разгонный блок и основную полезную нагрузку, дополняются малоразмерными спутниками, которые как попутный груз к основной полезной нагрузке, выводятся на орбиты искусственных спутников Земли (ОИСЗ). Для обеспечения размещения малоразмерных спутников внутри головного обтекателя космической головной части служат адаптеры и их силовые конструктивные элементы. При проектировании адаптеров для попутного выведения полезных нагрузок традиционные проблемы по снижению массы и габаритов конструкций дополняются проблемами по расширению функциональных возможностей адаптеров для обеспечения размещения на них разнообразных по устройству, габаритам и массе малоразмерных спутников, в том числе микроспутников класса «Кубсат» (CUBE SAT).

Из уровня техники известно техническое решение адаптера для выведения двух попутных нагрузок - спутников BIRD и PROBA массой 94 кг каждый, который использовался в процессе запуска индийской ракеты-носителя PSLV-С3 и выведения спутника TES массой 1108 кг как основной полезной нагрузки (см., «Новости космонавтики», т. 11, №12, 2001 г., рис. на стр. 42). Адаптер для крепления попутных нагрузок в рассматриваемом решении размещен внутри головного обтекателя диаметром до 2 м и выполнен в виде двух плоских платформ для размещения попутных нагрузок. Платформы закреплены на переходнике, выполненном в виде конической оболочки и установленном между третьей и четвертой ступенями ракеты-носителя. Две платформы крепления попутных нагрузок ориентированы перпендикулярно продольной оси ракеты-носителя, закреплены в верхней части переходника и подкреплены продольными силовыми элементами, опертыми на переходник вблизи его середины. Это техническое решение рассчитано на попутное выведение только двух полезных нагрузок. Кроме того, расположение платформ со спутниками в непосредственной близости к блоку баков 4-й ступени снижает вероятность безопасного их отделения от адаптера без соударения с баками, а соединение продольных силовых элементов платформ с переходником вблизи его середины увеличивает массу переходника.

Известен ряд технических решений адаптеров для выведения попутных полезных нагрузок, которые используют в качестве силовой конструкции адаптеров сочетание конических и цилиндрических оболочек.

В решении адаптера по патенту США 8939409 (НКИ 244/173.3, опубл. 27.01.2015) основой силовой конструкции адаптера является цилиндрическая оболочка, нижний торец которой соединен с коническим переходником, закрепленным на последней ступени ракеты-носителя. В соответствии с одним из заявляемых вариантов контейнеры полезных нагрузок могут быть закреплены на внешней стороне цилиндрической оболочки. В соответствии с другим вариантом снаружи к нижнему торцу цилиндрической оболочки может быть закреплена кольцевая платформа, при этом контейнеры полезных нагрузок могут быть закреплены на кольцевой платформе, причем одна из полезных нагрузок может быть помещена внутри цилиндрической оболочки.

Из патента США 9242743 (МПК B64G 1/002, опубл. 26.01.2016, фиг. 1D) известно техническое решение адаптера, ориентированное на использование в составе ракеты-носителя «Ариан-4». Это решение адаптера содержит цилиндрическую проставку, закрепляемую на последней ступени ракеты-носителя, верхний торец которой соединен с конической проставкой и кольцевой платформой. На верхнем торце конической проставки устанавливается основная полезная нагрузка, а на кольцевой платформе устанавливаются попутные нагрузки небольшой массы. Аналогичное по устройству решение адаптера ASAP5 (см. Разработка систем космических аппаратов, ред. П. Фортескью, пер. с англ., изд. «Альпина Паблишер», М., 2015, стр. 290-291, рис. 8.2), включающее кольцевую платформу, закрепленную на цилиндрическом переходнике и подкрепленную треугольными ребрами жесткости, ориентировано для использования в составе ракеты-носителя «Ариан-5». Адаптер размещается под головным обтекателем с диаметром 5,45 м, на адаптере можно размещать до восьми сравнительно небольших космических аппаратов.

Адаптер ASAP-S, ориентированный на использование в головной части ракеты-носителя «Союз-ST-Α» с разгонным блоком «Фрегат» (см. «Новости космонавтики», №2 (349), т. 22, 2012), предусматривает крепление цилиндрического переходника на разгонном блоке. На верхнем торце цилиндрического переходника устанавливается основная полезная нагрузка - спутник массой 966 кг. Четыре попутные нагрузки - спутники массой 200 кг, устанавливаются на четырех накрест расположенных платформах, закрепленных на цилиндрической проставке. Боковые края платформы подкреплены треугольными косынками, соединенными с краями платформ и с цилиндрической проставкой.

Использование в конструкции адаптера комбинации цилиндрической и конической оболочек оправдано в том случае, если стыки адаптера с ракетой-носителем и с основной полезной нагрузкой имеют фланцевую конфигурацию с использованием для крепления многоболтового соединения. Однако выполнение соединения адаптера с основной полезной нагрузкой и/или с последней ступенью ракеты-носителя или с разгонным блоком с использованием точечного стыка, например, с использованием восьми стыковочных точек, требует дополнительного усиления оболочек силовым набором, что утяжелит конструкцию.

Использование для размещения попутных нагрузок кольцевой платформы, которая закреплена по внутреннему диаметру на цилиндрической проставке, как приведено, например, в патенте США 8939409, требует для обеспечения потребных частотных характеристик конструкции увеличения строительной высоты цилиндрической проставки, что дополнительно увеличивает массу адаптера.

Кроме того, недостатком рассмотренных технических решений адаптеров для попутного выведения полезных нагрузок является их ограниченные возможности по выведению большого количества стандартизованных микроспутников класса «Кубсат» (CubeSat), известных например, из патента ЕПВ 1013546 (B64G 1/64, опубл. 27.03.2008) или патента США 8939409(НКИ 244/173.3, опубл. 27.01.2015).

Известно устройство адаптера ракеты-носителя «Днепр» (см. «Новости космонавтики», №8 (379), т. 24, 2014, стр. 28, 33), предназначенного для кластерного выведения нескольких микроспутников. В соответствии с этим техническим решением адаптер содержит две поперечные платформы, выполненные в виде рам, на которых установлены микроспутники. Нижняя платформа - платформа «Б», закреплена на последней ступени ракеты-носителя, полезные нагрузки платформы «Б» закреплены на раме платформы внутри цилиндрической проставки длиной 2,1 м. Верхняя платформа - платформа «А», размещена на цилиндрической проставке, полезные нагрузки платформы «Б» закреплены на раме платформы под газодинамическим экраном и головным обтекателем. Диаметр цилиндрической проставки и соответственно платформ «А» и «Б» - 3 м.

Конструктивная схема рассматриваемого решения адаптера, использующая двухъярусное размещение полезных нагрузок на двух поперечных платформах, позволяет разместить на них и вывести на ОИСЗ значительное число микроспутников, например, в ходе запуска ракеты-носителя «Днепр» в 2014 г. на ОИСЗ были выведены 33 космических аппарата.

Однако использование рассмотренного технического решения для проектирования адаптера, рассчитанного на применение в космических головных частях ракет-носителей большей размерности, например, с головным обтекателем диаметром от 4 до 5,5 м, связано с решением ряда технических проблем. Во-первых, основные силовые элементы плоских рам платформ - балки, воспринимающие изгибные усилия, имеют значительную массу. Во-вторых, в рассматриваемом решении усложнена система разделения элементов головной части, так как схема полета РН «Днепр» предусматривает отделение нескольких конструктивных элементов космической головной части (головной обтекатель, газодинамический экран, проставка, платформа «Б»). Кроме того, рассматриваемое решение не предусматривает выведение основной полезной нагрузки в сочетании с кластерным выведением малоразмерных космических аппаратов, а отделение малоразмерных космических аппаратов в продольном направлении обуславливает недостаточное разведение полезных нагрузок друг от друга в полете после отделения от адаптера.

Наиболее близким аналогом заявляемого решения адаптера для попутного выведения полезных нагрузок является техническое решение адаптера, использованного при запуске ракеты-носителя «Minotaur I» (см. «Новости космонавтики», №1, (370), т. 24, 2014, стр. 41, 42) для выведения основной полезной нагрузки - ИСЗ STPSat-3 массой 180 кг, и 28 малых космических аппаратов класса «Кубсат» (CubeSat) массой от 0,9 до 5 кг.

Силовая конструкция этого технического решения адаптера выполнена в виде блока соединенных друг с другом корпусов цилиндрической формы относительно небольшой высоты. На боковых стенках корпусов выполнены прямоугольные вырезы, в которые вмонтированы контейнеры микроспутников: как показано на приводимой иллюстрации в каждом из корпусов контейнеры размещены рядом друг с другом на двух противоположных сторонах цилиндрических корпусов. Большие части контейнеров микроспутников помещены внутри цилиндрических корпусов, меньшая их часть с крышкой расположена вне цилиндрических корпусов. Сверху на блоке цилиндрических корпусов адаптера установлен конический переходник, на котором закреплена основная полезная нагрузка.

Рассмотренное техническое решение ориентировано на использование в составе ракет-носителей «Minotaur-I», разработанных на базе американских баллистических ракет, снимаемых с боевого дежурства. Это обуславливает относительно небольшие габариты зоны полезного груза под головным обтекателем с диаметром от 1,2 м до 1,5 м и длиной от 2,23 м до 3,3 м и небольшую массу полезной нагрузки, выводимую на низкую орбиту (до 580 кг). Поперечные габариты зоны полезной нагрузки позволяют разместить на противоположных боковых сторонах каждого из корпусов рядом друг с другом по четыре стандартных контейнера микроспутников класса «Кубсат» (CubeSat) длиной примерно 0,4 м с ориентированием их крышек в разные стороны. Это обеспечивает возможность отделения микроспутников от адаптера в боковом направлении, что тем самым позволяет увеличить расстояния между попутными нагрузками после их отделения от адаптера в противоположных направлениях.

Габариты головного обтекателя ракеты-носителя «Minotaur-I» позволяют оптимально с высокой плотностью разместить пусковые контейнеры микроспутников класса «Кубсат» в цилиндрических корпусах адаптера. Однако проектно-конструкторский анализ по разработке адаптера для выведения микроспутников класса «Кубсат» (CubeSat) в составе космической головной части ракет-носителей среднего класса с точечным характером передачи нагрузок на адаптер от основной полезной нагрузки и от адаптера на последнюю ступень ракеты-носителя показывает, что масса адаптера с использованием этого решения является значительной. Это связано с «избыточной» массой конструкции оболочек при восприятии точечных нагрузок и необходимостью введения в конструкцию больших поперечных габаритов дополнительных силовых элементов, например, перегородок, для крепления контейнеров микроспутников класса «Кубсат» к корпусам адаптера.

В настоящее время в связи значительным расширением круга разработчиков микроспутников класса «Кубсат» и заметным увеличением запросов на их запуски возникает техническая задача по снижению массы адаптера для попутного выведения значительного числа микроспутников класса «Кубсат» с отделением их в боковом направлении при наличии точечного стыка адаптера с разгонным блоком и основной полезной нагрузкой.

Заявляемым изобретением техническая задача решается следующим образом.

Заявляемый адаптер для попутного выведения полезных нагрузок включает ферму, содержащую верхний и нижний пояса и два яруса треугольных решеток, соединенных промежуточным поясом. Верхний ярус фермы выполнен в виде цилиндра, а нижний выполнен в виде усеченного конуса.

Заявляемый адаптер содержит, по крайней мере, одно первое средство крепления попутных нагрузок, и, по крайней мере, одно второе средство крепления попутных нагрузок.

В заявляемом адаптере каждое из первых средств крепления попутных нагрузок содержит корпус, выполненный в виде ящика, дно которого перекрыто панелью, наружная сторона которого ориентирована в сторону от продольной оси адаптера. Корпус каждого из первых средств крепления попутных нагрузок закреплен перед пролетом верхнего яруса фермы. Верхняя часть корпуса первого средства крепления попутных нагрузок закреплена на двух смежных опорных узлах верхнего пояса фермы, нижняя часть корпуса вблизи середины закреплена на опорном узле промежуточного пояса фермы, а углы нижней части корпуса стержнями соединены с раскосами верхнего яруса фермы.

В заявляемом адаптере каждое из вторых средств крепления попутных нагрузок содержит каркас, выполненный в виде прямой призмы с треугольным основанием и снабженный силовыми элементами, пропущенным вдоль боковых ребер и сторон оснований каркаса. Кроме того, в заявляемом решении пролет между первым и вторым боковыми ребрами каркаса перекрыт основной панелью. Каждое из вторых средств крепления попутных нагрузок расположено перед нижним ярусом фермы, при этом первое ребро каркаса соединено с тремя смежными опорными узлами промежуточного пояса фермы, а концы третьего ребра соединены с двумя смежными опорными узлами нижнего пояса фермы.

Выполнение адаптера в виде двухъярусной фермы, содержащей верхний, промежуточный и нижний пояса и два яруса треугольных решеток, соединенных с поясами фермы, позволяет создать жесткий пространственный конструктивно-силовой каркас, обеспечивающий уменьшение массы адаптера.

В случае точечного соединения адаптера с основной полезной нагрузкой и разгонным блоком ферменное выполнение адаптера позволяет снизить массу адаптера, так как ферменная конструкция может работать при более высоком уровне напряжений, чем конические и цилиндрические оболочки. Работоспособность конструкций в виде ферм ограничена величинами предела текучести или предела прочности материала, которые превышают величину критических напряжений потери устойчивости конических и цилиндрических оболочек. При этом жесткие и прочные опорные узлы верхнего и нижнего поясов, взаимное положение которых геометрически стабильно за счет поперечных силовых элементов верхнего и нижнего поясов, с минимальными затратами массы позволяет воспринять точечные нагрузки от основной полезной нагрузки и передать их на разгонный блок. Кроме того, соединение верхней части корпуса первого средства крепление попутных нагрузок с двумя смежными опорными узлами верхнего пояса фермы, середины его нижней части с опорным узлом промежуточного пояса, а углов его нижней части стержнями с раскосами верхнего яруса фермы и соединение ребер каркаса с тремя смежными опорными узлами промежуточного пояса фермы и двумя смежными опорными узлами нижнего пояса фермы позволяют с минимальными затратами массы конструкции передать инерционные усилия от средств крепления попутных нагрузок на элементы фермы адаптера.

Выполнение верхнего яруса фермы в виде цилиндра, а нижнего - в виде усеченного конуса, обеспечивая возможность размещения перед верхним ярусом фермы, по крайней мере, одного первого средства крепления попутных нагрузок, а перед нижним ярусом фермы, по крайней мере, одного второго средства крепления попутных нагрузок, и наличие донной панели корпуса в первом средстве крепления попутных нагрузок и основной панели в каркасе второго корпуса позволяет разместить на адаптере значительное число контейнеров микроспутников класса «Кубсат».

Техническим результатом является возможность разработки адаптера, ориентированного на использование в составе космической головной части ракеты-носителя среднего класса, допускающего размещение на первом средстве крепления попутных нагрузок 24, а на втором средстве - 12 контейнеров для запуска микроспутников класса «Кубсат» с отделением их в боковом направлении в сочетании с уменьшением массы адаптера на 5…7 процентов.

Кроме того, боковые стенки корпуса первого средства крепления попутных нагрузок могут быть выполнены в форме трапеций, что, обеспечивая расположение донной панели корпуса в направлении, параллельном продольной оси адаптера, дополнительно обеспечивает возможность отделения попутных нагрузок, установленных на первом средстве крепления попутных нагрузок, в направлении, перпендикулярном продольной оси адаптера.

Помимо прочего, концы первого ребра каркаса второго средства крепления попутных нагрузок могут быть закреплены на опорных узлах промежуточного пояса фермы стержнями, что позволяет передать инерционные нагрузки от второго средства крепления попутных нагрузок напрямую на опорные узлы промежуточного пояса фермы - на элемент конструкции адаптера с наибольшей жесткостью, что, улучшая частотные характеристики всей конструкции, позволяют дополнительно уменьшить массу конструкции адаптера.

Помимо прочего, пролет каркаса второго средства крепления попутных нагрузок между его вторым и третьим ребрами может быть перекрыт дополнительной панелью. Дополнительная панель, помещенная в пролете каркаса второго средства крепления попутных нагрузок, повышая прочность и жесткость конструкции второго средства крепления попутных нагрузок от действия перегрузок, действующих в тангенциальном направлении, дополнительно уменьшает массу конструкции адаптера.

Кроме того, основная и дополнительная панели каркаса второго средства крепления попутных нагрузок дополнительно могут быть снабжены силовыми элементами, размещенными на внутренних сторонах панелей и пропущенными между боковыми ребрами каркаса. Силовые элементы, размещенные на основной и дополнительной панелях, повышая прочность и жесткость панелей второго средства крепления попутных нагрузок от действия локальных нагрузок со стороны микроспутников, дополнительно уменьшают массу адаптера. Силовые элементы, расположенные на дополнительной панели, повышая ее устойчивость от действия касательных напряжений, позволяют уменьшить толщину листа конструкции панели, что также уменьшает массу адаптера.

Устройство заявляемого адаптера для попутного выведения полезных нагрузок иллюстрируется следующими материалами:

фиг. 1 - ферма адаптера со средствами крепления попутных нагрузок в аксонометрии,

фиг.2 - ферма адаптера в аксонометрии,

фиг. 3 - ферма адаптера (вид А с фиг. 2),

фиг. 4 - ферма адаптера в плане (вид Б с фиг. 3),

фиг. 5 - первое средство крепления попутных нагрузок в аксонометрии (вид на внутреннюю часть корпуса),

фиг. 6 - узел крепления корпуса к опорному узлу верхнего пояса фермы в аксонометрии,

фиг. 7 - опорный узел промежуточного пояса фермы в аксонометрии (выноска I с фиг. 2),

фиг. 8 - узел крепления корпуса к раскосу верхнего яруса фермы,

фиг. 9 - второе средство крепления попутных нагрузок в аксонометрии (вид с внешней стороны адаптера),

фиг. 10 - второе средство крепления попутных нагрузок в аксонометрии (вид с внутренней стороны),

фиг. 11 - опорный узел промежуточного пояса фермы с опорной площадкой для крепления каркаса второго средства крепления попутных нагрузок (выноска II с фиг. 3),

фиг. 12 - узел крепления каркаса второго средства крепления попутных нагрузок к опорному узлу промежуточного пояса фермы в аксонометрии,

фиг. 13 - опорный узел нижнего пояса фермы в аксонометрии (выноска III с фиг. 2),

фиг. 14 - узел крепления второго средства крепления попутных нагрузок к опорному узлу нижнего яруса фермы в аксонометрии),

фиг. 15 - адаптер с контейнерами спутников CubeSat в аксонометрии,

фиг. 16 - адаптер с контейнерами спутников CubeSat (вид В с фиг. 15),

фиг. 17 - адаптер с контейнерами спутников CubeSat (вид Г с фиг. 15).

Без ограничения общности при последующем изложении условимся термины «выше», «ниже», «сверху», «снизу», «верхний конец», «нижний конец», «верхняя сторона», «нижняя сторона» трактовать в соответствии с расположением элементов относительно положительного направления продольной оси 40 адаптера (ось X, фиг. 1, 2, 3). Терминами «внешний», «наружный», «внутренний» условимся обозначать элементы, расположенные в поперечной плоскости дальше или ближе от продольной оси в радиальном направлении, или поверхности, ориентированные в сторону от продольной оси адаптера или в сторону к продольной оси адаптера соответственно.

Заявляемый адаптер для выведения полезных нагрузок устроен следующим образом.

Заявляемый адаптер для попутного выведения полезных нагрузок включает (см. фиг. 1) ферму, содержащую верхний и нижний пояса и два яруса треугольных решеток 1 и 2, соединенных промежуточным поясом. При этом верхний ярус фермы выполнен в виде цилиндра, как показано на фиг. 1-3, что достигается выполнением верхнего и промежуточного поясов с близкими габаритными размерами. Нижний ярус фермы выполняется в виде усеченного конуса.

Верхний, промежуточный и нижний пояса фермы содержат поперечные силовые элементы 3, 5, 7 соответственно и опорные узлы 4, 6, 8 соответственно.

В наиболее предпочтительном варианте выполнения адаптера каждый пояс фермы снабжен восемью опорными узлами, что позволяет с наименьшими затратами массы воспринять инерционные усилия от основной полезной нагрузки от восьми ее точек крепления к адаптеру и от адаптера с попутными нагрузками на восемь точек крепления разгонного блока. При этом, как показано на фиг. 4, опорные узлы верхнего 4 и нижнего 8 поясов целесообразно расположить друг под другом, а опорные узлы 6 промежуточного пояса могут быть расположены относительно них со сдвигом на 22,5 угловых градуса. Опорные узлы 4 верхнего пояса фермы адаптера при этом выполнены с обеспечением возможности крепления к адаптеру основной полезной нагрузки, опорные узлы 8 нижнего пояса фермы выполнены с обеспечением возможности крепления к разгонному блоку.

Верхний 1 и нижний 2 ярусы фермы включают треугольные решетки, образованные раскосами 11 и 21 соответственно, концы которых соединены с опорными поясами фермы, причем в каждом опорном узле раскосы одноименного яруса попеременно меняют направление.

Элементы фермы - раскосы верхнего и нижнего ярусов и поперечные силовые элементы поясов фермы, наиболее предпочтительно выполнить из труб, изготовленных из алюминиевого сплава АМг-б.

В соответствии с заявляемым решением адаптер для выведения попутных нагрузок содержит, по крайней мере, одно первое средство 10 крепления попутных нагрузок и, по крайней мере, одно второе средство 20 крепления попутных полезных нагрузок. В наиболее предпочтительном варианте использования адаптера, см. фиг. 15-17 как первое средство 10 крепления попутных нагрузок, так и второе средство крепления 20 нагрузок выполнены с обеспечением возможности отделения попутных нагрузок в боковом направлении. При этом в наиболее предпочтительном варианте использования заявляемого решения адаптер (см. фиг. 15-17) снабжен двумя первыми средствами 10 крепления попутных нагрузок и двумя вторыми средствами 20 крепления попутных нагрузок, хотя в рамках заявляемого решения на адаптере могут быть размещено и большее число средств крепления попутных нагрузок. При размещении на адаптере двух первых и двух вторых средств крепления попутных нагрузок их наиболее предпочтительно разместить на четырех накрест расположенных сторонах фермы, как показано на фиг. 1, 15-17.

В соответствии с заявляемым решением каждое из первых средств 10 крепления попутных нагрузок содержит корпус, выполненный в виде ящика (см. фиг. 5). В наиболее предпочтительном варианте выполнения первого средства крепления попутных нагрузок его корпус может быть снабжен каркасом, выполненным из силовых элементов уголкового профиля. На каркасе корпуса закреплены донная панель 105 и боковые панели: верхняя 101, нижняя 102, левая 103, и правая 104. Элементы корпуса наиболее предпочтительно выполнить из алюминиевого сплава и соединить друг с другом заклепочным соединением.

В заявляемом решении дно корпуса каждого первого средства крепления попутных нагрузок, перекрытое донной панелью 105, наружная сторона которой ориентирована наружу адаптера - в сторону от продольной оси 40 адаптера (см. фиг. 1). На наружной стороне донной панели 105, ориентированной наружу адаптера, размещаются попутные нагрузки (см. фиг. 15-17). При этом сторону корпуса первого средства крепления попутных нагрузок, которая обращена внутрь адаптера - по направлению к продольной оси 40 адаптера, целесообразно оставить открытой, что, упрощая установку попутных нагрузок на корпусе, сокращает время сборки адаптера.

В заявляемом решении корпус каждого первого средства крепления 10 попутных нагрузок закреплен перед пролетом верхнего яруса 1 фермы: верхняя часть корпуса закреплена на смежных опорных узлах 4 верхнего пояса фермы, а нижняя часть корпуса вблизи ее середины закреплена на опорном узле 6 промежуточного яруса фермы. При этом углы нижней части корпуса стержнями 106 соединены с раскосами 11 верхнего яруса фермы (см. фиг. 1, 5-8) вблизи мест соединения раскосов 11 верхнего яруса фермы с опорными узлами 6 промежуточного пояса.

В наиболее предпочтительном варианте выполнения корпуса первого средства 10 крепления попутных нагрузок (см. фиг. 5) на силовых элементах корпуса на стороне, обращенной к опорным узлам верхнего яруса фермы, могут быть выполнены бобышки 108, размещенные вблизи углов верхней части корпуса. При сборке адаптера верхняя часть корпуса, поджатая к основаниям опорных узлов 4 верхнего пояса фермы (см. фиг. 6), может быть соединена с опорными узлами 4 верхнего пояса фермы шпильками 111.

Бобышка 109, расположенная в нижней части корпуса на силовом элементе корпуса вблизи его середины, предназначена для крепления корпуса к опорному узлу 6 промежуточного пояса фермы. При этом опорный узел 6 промежуточного пояса фермы (см. фиг. 7) целесообразно снабдить приливом 61. Прилив 61 опорного узла 6 промежуточного пояса фермы может быть соединен с бобышкой 109 корпуса с использованием болтового соединения.

Один конец упомянутых стержней 106 закреплен на силовых элементах корпуса вблизи углов в ее нижней части, другой конец стержней 106 через хомут 107 закреплен на раскосах 11 верхнего яруса фермы (см. фиг. 1, 8) вблизи их мест соединения с опорными узлами промежуточного пояса фермы.

При выполнении верхнего яруса фермы в виде цилиндра, что, как указывалось, достигается выполнением верхнего и промежуточного поясов с близкими габаритными размерами, плоскость, пересекающая поперечный силовой элемент 3 верхнего пояса фермы и два смежных раскоса 21 верхнего пояса фермы, наклонена к продольной оси адаптера под углом от 2 до 5 градусов. Выполнение корпуса первого средства крепления попутных нагрузок в виде прямоугольного параллелепипеда обеспечивает отделение попутных нагрузок от него в боковом направлении под углом от 2 до 5 градусов к поперечной плоскости адаптера - плоскости, перпендикулярной продольной оси адаптера. Для обеспечения отделения попутных нагрузок в поперечном направлении - направлении, перпендикулярном продольной оси адаптера, левая 103 и правая 104 боковые стенки корпуса адаптера первого средства крепления попутных нагрузок могут быть выполнены в форме трапеций, что обеспечивает ориентацию донной панели 105 корпуса первого средства крепления попутных нагрузок параллельно продольной оси адаптера 40 и, что тем самым, обеспечивает возможность отделения попутных нагрузок 41, закрепленных снаружи донной панели 105, от первого средства крепления попутных нагрузок в направлении, перпендикулярном продольной оси адаптера (см. фиг. 16).

Кроме того, в наиболее предпочтительном варианте выполнения адаптера донную панель 105 корпуса 10 первого средства крепления попутных нагрузок целесообразно снабдить выступом 110 и разместить на нем блок управления 42 отделением попутных нагрузок.

Второе средство 20 крепления попутных нагрузок (см. фиг. 9, 10) выполнено в виде каркаса в форме прямой призмы с треугольным основанием. Вдоль боковых ребер и сторон оснований каркаса пропущены силовые элементы: боковые ребра 201, 202, 203 и ребра оснований 204. Наиболее предпочтительно силовые элементы боковых ребер и ребер оснований каркаса выполнить из уголкового профиля из алюминиевого сплава АМг-6.

Кроме того, каркас второго средства крепления попутных нагрузок снабжен основной панелью 205, перекрывающей пролет между первым 201 и вторым 202 боковыми ребрами каркаса и предназначенной для крепления попутных нагрузок 41 (см. фиг. 15-17). Выполнение второго средства крепления попутных нагрузок в виде призмы с треугольным основанием и размещение его перед вторым ярусом фермы конической формы обеспечивает ориентирование основной панели 205 к поперечной плоскости под углом 10…20 градусов, что обеспечивает отделение попутных нагрузок от адаптера в боковом направлении (см. фиг. 17).

В соответствии с заявляемым решением второе средство 20 крепления попутных нагрузок расположено перед нижним ярусом 2 фермы. При этом первое 201 ребро его каркаса соединено с тремя смежными опорными узлами 6 промежуточного пояса фермы, а третье 203 ребро каркаса соединено с двумя смежными опорными узлами 8 нижнего пояса фермы (см. фиг. 1).

В наиболее предпочтительном варианте выполнения адаптера первое ребро 201 каркаса вблизи середины элементами крепления 206, например, болтами, закреплено на опорном узле промежуточного пояса фермы. При этом на опорном узле 6 промежуточного пояса фермы целесообразно разместить опорную площадку 63, закрепленную на опорном узле 6 промежуточного пояса фермы и на двух раскосах 21 нижнего яруса фермы, соединенных с этим опорным узлом.

Вершины каркаса, образованные концами его первого ребра 201 и ребрами оснований 204, соединены с опорными узлами 6 промежуточного пояса фермы стержнями 210. При этом крепление стержней 210 к опорным узлам 6 промежуточного пояса фермы и к первому боковому ребру 201 каркаса второго средства крепления попутных нагрузок может быть выполнено соединением ухо - вилка, для этого опорный узел 6 промежуточного пояса фермы может быть снабжен элементом «ухо» 62, как показано на фиг. 12.

Для соединения третьего ребра 203 каркаса второго средства крепления попутных нагрузок к опорным узлам 8 нижнего пояса фермы опорные узлы 8 могут быть снабжены приливами 81 (см. фиг. 13-14). В наиболее предпочтительном варианте выполнения адаптера, как показано на фиг. 14, вершины каркаса, образованные сторонами оснований 204 и третьим ребром 203 каркаса, закреплены на приливах 81, что может быть выполнено с использование элементов болтового соединения 207.

Кроме того, пролет каркаса второго средства крепления попутных нагрузок между вторым 202 и третьим 203 его ребрами может быть перекрыт дополнительной панелью 208 (см. фиг. 9, 10).

Основная 205 и дополнительная 208 панели каркаса второго средства крепления попутных нагрузок могут быть усилены дополнительными силовыми элементами 209, размещенными на внутренних сторонах панелей 205, 208 и пропущенными между боковыми ребрами 201 и 202, 202 и 203 соответственно. Дополнительные силовые элементы 208 могут быть выполнены с профилем в виде уголка.

Элементы второго средства крепления попутных нагрузок наиболее предпочтительно выполнить из алюминиевого сплава и соединить друг с другом заклепочным соединением.

Заявляемый адаптер для попутного выведения попутных нагрузок наиболее предпочтительно использовать в ракетах-носителях среднего класса, например, «Союз-2» с диаметром цилиндрической части головного обтекателя 4,1…4,2 м. При этом проектно-конструкторские проработки показывают, что внутри головного обтекателя возможно размещение адаптера для попутного выведения полезных нагрузок с высотой верхнего яруса фермы высотой 950…1060 мм, нижнего - 640…630 мм, габаритными размерами верхнего и промежуточного поясов фермы от 1600 до 1700 мм и габаритным размером нижнего пояса фермы 1900…2100 мм. Это дает возможность перед верхним ярусом фермы разместить до четырех первых средств крепления попутных нагрузок с высотой донной панели 650…720 мм и шириной до 700 мм и до четырех каркасов второго средства крепления полезных нагрузок с длиной основной панели 900…1000 мм и шириной 400…550 мм. Это позволяет разместить на адаптере основную полезную нагрузку массой до 700…750 кг и, кроме того, на каждом из корпусов первого средства крепления попутных нагрузок разместить до 24 контейнеров с микроспутниками класса «Кубсат» (CubeSAT), а на каждой из основных панелей второго средства крепления попутных нагрузок - до 12 контейнеров микроспутников класса «Кубсат» (CubeSAT).

Заявляемый адаптер для попутного выведения полезных нагрузок работает следующим образом.

Элементы конструкции силовой фермы, первого и второго средства крепления попутных нагрузок изготавливаются с использованием известных методов и приемов механического производства. С использованием известных приемов и методов осуществляется узловая, агрегатная и общая сборка адаптера. В процессе сборки адаптера на первые и вторые средства крепления попутных нагрузок устанавливаются контейнеры микроспутников класса «Кубсат» (CubeSat), а на опорных узлах верхнего пояса фермы размещается основная полезная нагрузка - космический аппарат большой массы и габаритов.

Изготовленный адаптер с попутными нагрузками и основной полезной нагрузкой размещается на разгонном блоке путем крепления опорных узлов нижнего пояса фермы на ответных элементах разгонного блока.

В процессе выведения космической головной части на ОИСЗ продольные и поперечные усилия от основной полезной нагрузки воспринимаются опорными узлами верхнего пояса фермы и передаются на силовые элементы фермы.

Кроме того, опорные узлы верхнего пояса фермы и раскосы верхнего яруса фермы воспринимают продольные и поперечные усилия от попутных спутников, установленных на первых средствах крепления попутных нагрузок.

Продольные и поперечные усилия от вторых средств крепления попутных нагрузок передаются на опорные узлы промежуточного и нижнего поясов фермы.

После выведения основной полезной нагрузки на заданную орбиту сначала производится отделение основной полезной нагрузки, установленной на опорных узлах верхнего пояса фермы. После этого разгонный блок осуществляет перевод адаптера на целевые орбиты попутных нагрузок. Сначала целесообразно отделить микроспутники, установленные на первых средствах крепления попутных нагрузок, а после отделить микроспутники, установленные на вторых средствах крепления попутных нагрузок. В наиболее предпочтительном варианте использования адаптера (см. фиг. 15-17), предусматривающего установку на его ферме двух первых и двух вторых средств крепления попутных нагрузок симметрично от продольной оси адаптера, отделение микроспутников от адаптера наиболее предпочтительно проводить парами: по одному от противоположно расположенных средств крепления попутных нагрузок, что позволяет увеличить разведение микроспутников друг от друга и уменьшить возмущающие моменты на адаптер.

Заявляемый адаптер может быть изготовлен на предприятиях ракетно-космической промышленности.

1. Адаптер для попутного выведения полезных нагрузок, включающий ферму, содержащую верхний и нижний пояса и два яруса треугольных решеток, соединенных промежуточным поясом, при этом верхний ярус фермы выполнен в виде цилиндра, а нижний выполнен в виде усеченного конуса, при этом адаптер содержит по крайней мере одно первое средство крепления попутных нагрузок, и по крайней мере одно второе средство крепления попутных нагрузок, каждое из первых средств крепления попутных нагрузок содержит корпус, выполненный в виде ящика, дно которого перекрыто панелью, наружная сторона которой ориентирована в сторону от продольной оси адаптера, при этом корпус каждого из первых средств крепления попутных нагрузок закреплен перед пролетом верхнего яруса фермы, причем верхняя часть его корпуса закреплена на двух смежных опорных узлах верхнего пояса фермы, нижняя часть корпуса вблизи середины закреплена на опорном узле промежуточного пояса фермы, а углы нижней части корпуса стержнями соединены с раскосами верхнего яруса фермы, каждое из вторых средств крепления попутных нагрузок содержит каркас, выполненный в виде прямой призмы с треугольным основанием и снабженный силовыми элементами, пропущенными вдоль боковых ребер и сторон оснований каркаса, а также основную панель, перекрывающую пролет между первым и вторым боковыми ребрами каркаса, каждое из вторых средств крепления попутных нагрузок расположено перед нижним ярусом фермы, при этом первое ребро каркаса соединено с тремя смежными опорными узлами промежуточного пояса фермы, а третье ребро каркаса соединено с двумя смежными опорными узлами нижнего пояса фермы.

2. Адаптер для попутного выведения полезных нагрузок по п. 1, отличающийся тем, что боковые стенки корпуса первого средства крепления попутных нагрузок выполнены в форме трапеций.

3. Адаптер для попутного выведения полезных нагрузок по п. 1, отличающийся тем, что концы первого ребра каркаса второго средства крепления попутных нагрузок закреплены на опорных узлах промежуточного пояса фермы стержнями.

4. Адаптер для попутного выведения полезных нагрузок по п. 1, отличающийся тем, что пролет каркаса второго средства крепления попутных нагрузок между его вторым и третьим ребрами перекрыт дополнительной панелью.

5. Адаптер для попутного выведения полезных нагрузок по п. 4, отличающийся тем, что основная и дополнительная панели каркаса второго средства крепления попутных нагрузок дополнительно снабжены силовыми элементами, размещенными на внутренних сторонах панелей и пропущенными между боковыми ребрами каркаса.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способам управления движением ракет космического назначения (РКН). Способ управления угловым движением РКН заключается в управлении углами тангажа и рыскания путем отклонения в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях установленной в карданном подвесе камеры сгорания основного двигателя, в управлении углом крена с помощью двух пар газовых сопел и двух аэродинамических рулей, отклоняемых с помощью своих электрогидравлических сервоприводов (ЭГС).

Изобретение относится к космической технике, а именно к малым космическим модулям (КМ). КМ содержит силовой корпус блочного типа в виде скрепленных ребер правильной призмы с торцевыми панелями, имеющими вырезы для корпуса оптико-электронного модуля (ОЭМ) и для крепления блока реактивной двигательной установки (ДУ).

Изобретение относится к области машиностроения, где необходимо осуществить мягкую посадку объекта с помощью посадочного устройства по вертикальной схеме. Посадочное устройство содержит посадочные опоры с центральными стойками, содержащими главный цилиндр с сотовым энергопоглотителем и узел крепления к корпусу космического корабля, телескопический шток с механизмом выдвижения, шарнирно связанную с телескопическим штоком опорную тарель.

Изобретение относится к космической технике. В узле крышки транспортно-пускового контейнера (ТПК), состоящем из поворотной крышки, закрепленной на неподвижном элементе ТПК, размещено по меньшей мере по одному установленному на оси вращения поворотному упору с выступами, один из которых плоский, а другой сферический.

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Воздушно-реактивная стартовая система космической ракеты содержит основание, выполненное из верхнего невращающегося кольца, к которому крепятся опорные штанги для космической ракеты.

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Воздушно-реактивная с электрическим запуском стартовая система космической ракеты содержит основание, выполненное из верхнего невращающегося кольца, к которому крепятся одними своими концами опорные штанги для космической ракеты.

Группа изобретений относится к технологиям осуществления сверхбыстрых полетов в атмосфере планет. Конструкция и рабочие режимы летательных аппаратов для этой цели обеспечивают высокую синергию теплофизических и газодинамических процессов взаимодействия с атмосферой.

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат содержит блок управления с возможностью выдачи импульсных или непрерывных напряжений, прямоугольную камеру с амортизатором внутри с закруглениями между стенками.

Использование: в области электротехники при эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей (АБ) в автономных системах электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), функционирующих на низкой околоземной орбите.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при разработке ускоренного режима восстановления ориентации орбитального космического аппарата (КА) с применением астродатчика.

Изобретение относится к многосредным транспортным средствам и может применяться, в частности, для исследований в ближнем и дальнем космосе. Аквааэрокосмический летательный аппарат включает в себя корпус в виде двояковыпуклой линзы, накрытой снизу и сверху полусферами титановых обтекателей. Корпус подкреплен несущей стальной рамой с элементами жесткости, на которой смонтирована силовая установка. Эта установка содержит четыре группы двигателей: четыре подъемно-маршевых турбореактивных двухконтурных двигателя, два маршевых ракетных двигателя, четыре ракетных двигателя вертикальной тяги и два водометных двигателя. Летательный аппарат имеет стойки шасси. Для стыковки и сообщения с межпланетной космической станцией (МКС) служит герметизируемый люк шлюза. На корпусе аппарата установлены фары освещения задней полусферы и бортовые аэронавигационные огни. Техническим результатом изобретения является создание многорежимного многофункционального аппарата для исследований и других операций в ближнем и дальнем космосе, с использованием для его дозаправки МКС и небесных тел, например планет и их спутников. 10 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к способам доставки полезного груза - комплекса научной аппаратуры к небесным телам (планетам, астероидам, кометам и др.) для их исследования и пенетраторам - устройствам с полезным грузом, отделяемым от основного космического аппарата и представляющим собой ударный проникающий зонд, внедряющийся в грунт небесного тела для исследования его параметров и параметров его грунта. В данном изобретении предложен способ доставки полезного груза к небесному телу и устройства его реализации, по которому полезный груз помещают внутрь балласта, служащего для полезного груза дополнительным защитным телом, а в качестве материала для балласта используют высокопрочные модификации льда: льда-VII или льда-VIII или льда-Х. После ударного внедрения в грунт пенетратора освобождают балласт с содержащимся в нем комплексом научной аппаратуры из защитного корпуса, удаляют балласт, освобождая полезный груз, и проводят исследования грунта небесного тела. Технический результат - повышение ударостойкости полезного груза и повышение точности измерений параметров грунта и небесного тела. 4 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может найти применение в конструкциях систем разделения объектов летательных аппаратов (ЛА), где требуется снижение ударных нагрузок и импульса от действия средства разделения на точность выведения конечных ступеней объекта, в частности в заднем узле крепления разгонных блоков крылатых ракет. Узел стыковки разделяемых объектов ЛА содержит корпус с фиксаторами для крепления отделяемого элемента по сферической поверхности. Каждый фиксатор представляет собой гильзу, содержащую плунжер-упор, удерживаемый в гильзе шариковым замком. Плунжер-упор базируется в гильзе по сопрягаемым диаметрам, образующим дифференциальную площадь привода снятия фиксации узла стыковки разделяемых объектов. Срабатывание фиксаторов обеспечивается одновременной подачей давления в шариковые замки, которые освобождают плунжеры-упоры. Разделение объектов осуществляется перемещением плунжеров-упоров. Технический результат - надежная стыковка объектов ЛА без напряжений от допускаемых и возможных отклонений стыкуемых объектов. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Способ управления движением ракеты космического назначения при выведении космических объектов на орбиту заключается в том, что в заданные моменты времени определяют текущее положение ракеты космического назначения с помощью навигационной системы, прогнозируют с помощью бортовой цифровой вычислительной машины оставшуюся траекторию полета с прежним управлением и определяют выполнимость условия обеспечения с заданной точностью терминальных условий полета и, при невыполнимости этих условий, выбирают новое управление и реализуют его с помощью исполнительных органов до следующего, заданного момента времени полета, кроме того, выбирают новые терминальные условия, находящиеся в области достижимости ракеты космического назначения, и новое управление движением ракеты космического назначения и реализуют его с помощью исполнительных органов до следующего, заданного момента времени полета. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности функционирования выводимого космического объекта. 1 ил.
Изобретение относится к области обеспечения долговременного устойчивого развития космической деятельности и может быть использовано для предупреждения столкновений космического аппарата с преднамеренно сближающимся активным объектом. Cпособ защиты космического аппарата от столкновения с преднамеренно сближающимся активным объектом, согласно которому экран выпускают при обнаружении непрерывной последовательности сигналов с нарастающей амплитудой, а направление движения экрана определяют по данным о пространственной ориентации детекторов с максимальными показаниями амплитуды регистрируемых сигналов среди набора плоских детекторов на поверхности двух сферических оболочек, которые устанавливают на защищаемом космическом аппарате и на малом космическом аппарате, сопровождающем защищаемый космический аппарат. Техническим результатом является обеспечение высокой надежности идентификации потенциально опасных ситуаций и повышение оперативности выполнения защитных мероприятий.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции двигательных установок (ДУ) космического назначения. ДУ состоит из топливных баков с газовой и топливной горловинами, системы подачи топлива, системы исполнительных органов, включающей, как минимум, отклоняющие двигатели со смесительной головкой и двигатели стабилизации и ориентации. Согласно изобретению баки жестко и герметично соединены топливными горловинами со смесительной головкой отклоняющих двигателей с помощью разъемного либо неразъемного соединения. При этом часть соединения, расположенного в смесительной головке, образует коллектор распределения топлива по каналам, выполненным в смесительной головке к отклоняющим двигателям, а смесительная головка отклоняющих двигателей обеспечивает жесткое крепление баков между собой. Техническим результатом заявленного изобретения является снижение массы ДУ и обеспечение живучести конструкции ДУ и КА в целом. 5 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится, главным образом, к конструкции высокоскоростных двухступенчатых ракет. Первой ступенью может служить носовой обтекатель, а второй – остальная часть ракеты. Предлагаемое устройство включает в себя устройство отделения и узел электрической стыковки. Данный узел установлен перпендикулярно внешней поверхности второй ступени и содержит закрепленную в корпусе втулку с электрическим разъемом. На верхней части втулки закреплена крышка с пазом для размещения жгута. Верхняя поверхность крышки повторяет внешний обвод ракеты. Устройство отделения выполнено из двух частей: одна представляет собой срезной механизм, а другая содержит жестко соединенную с корпусом первой ступени трубку с ограничителем, параллельную оси ракеты, и кассету для размещения сложенного жгута. Кассета шарнирно соединена с трубкой и закреплена на корпусе первой ступени. Тяга срезного механизма установлена с возможностью продольного перемещения в трубке до контакта с ограничителем. Техническим результатом изобретения является снижение динамических нагрузок, в частности, на обтекатель при его отделении, а также улучшение обтекаемости ракеты. 6 ил.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к транспортно-пусковым контейнерам (ТПК). В ТПК для запуска малых космических аппаратов, выполненном в виде корпуса с четырьмя боковыми стенками, из которых две противоположные стенки имеют направляющие, задней стенкой, переходной рамкой и поворотной крышкой. Поворотная крышка крепится к переходной рамке и оснащена по меньшей мере одной пружиной, переводящей в свободном состоянии поворотную крышку в открытое положение, а также расположенными внутри корпуса стартовой пружиной и толкателем с размещенным на нем магнитом. На переходной рамке корпуса установлен узел фиксации поворотной крышки, подпружиненными стопорами взаимодействующий с пазами поворотной крышки в момент ее открытия на заданный угол. На толкателе размещены подшипники, взаимодействующие с направляющими корпуса. Техническим результатом изобретения является повышение надежности ТПК и точности запуска малых космических аппаратов. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Использование: в области электротехники в системах электроснабжения (СЭС) космических аппаратов (КА). Технический результат - обеспечение штатного отключения сеансной нагрузки при нештатной ситуации. Способ управления автономной системой электроснабжения, которая содержит солнечную батарею и n аккумуляторных батарей, стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батарей и нагрузкой и по n зарядных и разрядных устройств заключается в управлении стабилизатором напряжения и зарядно-разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы, контроле степени заряженности и разряженности аккумуляторных батарей, запрете на работу соответствующего зарядного устройства при достижении предельного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, снятии этого запрета при достижении определенного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи, запрете на работу соответствующего разрядного устройства при достижении предельного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи и снятии этого запрета при достижении определенного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи. Нагрузку делят на дежурную и сеансную составляющие и при достижении предельного уровня разряженности какой-либо аккумуляторной батареи проводят отключение сеансной части нагрузки, а запрет на работу соответствующего разрядного устройства устанавливают после отключения сеансной части нагрузки. 1 ил.

Изобретение относится к космическим аппаратам (КА) для научных исследований физических явлений и отработки различных систем и элементов КА на орбите ИСЗ и при спуске в атмосфере. Возвращаемый КА (ВКА) содержит лабораторный отсек (1), соединенный с корпусом приборного отсека (2), лобовой аэродинамический экран (3) сегментально-конической формы и тормозную двигательную установку (4). Экран (3) состоит из жесткой центральной части (5) и периферийной части в виде основного надувного тормозного устройства (6), покрытого снаружи гибкой теплозащитой. На жесткой части (5) могут быть размещены испытуемые объекты, например образцы теплозащиты. Для снижения скорости посадки ВКА снабжен дополнительным надувным тормозным устройством (7) торовой формы. Устройство (7) соединено с корпусом отсека (1) силовой конической оболочкой из тканевого материала со слабой газопроницаемостью. Оно раскрывается на дозвуковых скоростях полета. В транспортном положении ВКА имеет малые габариты благодаря плотной укладке герметичных оболочек тормозных устройств. Технический результат заключается в расширении комплекса решаемых исследовательским ВКА научных и технологических задач как на орбите, так и при спуске в атмосфере. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к конструктивным элементам средств выведения полезных нагрузок, в частности, микроспутников. Адаптер включает ферму с двумя ярусами треугольных решеток: верхний ярус выполнен в форме цилиндра, а нижний - в форме усеченного конуса. Опорные узлы образуют верхний и нижний пояса. Ярусы стыкуются через опорные узлы промежуточного пояса. Первые средства крепления попутных ПН содержат корпуса в виде ящиков. Их донные панели могут быть снабжены выступами для установки блоков управления отделением ПН. Вторые средства крепления попутных ПН содержат каркас в виде прямой треугольной призмы, закрепленный на нижнем ярусе фермы. Средства крепления обеспечивают отделение ПН в боковом, по отношению к оси, направлении. Техническим результатом изобретения является снижение массы адаптера для выведения значительного числа микроспутников класса «Кубсат», при наличии точечного стыка адаптера с разгонным блоком и основной ПН. 4 з.п. ф-лы, 17 ил.

Наверх