Транспортно-пусковой контейнер

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.

 

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, в частности к транспортно-пусковым контейнерам (ТПК), и может быть использовано для транспортировки и автоматического запуска автономной научной аппаратуры, а именно малых космических аппаратов (МКА) (спутников формата «CubeSat»).

Известен транспортно-пусковой контейнер для автономной научной аппаратуры, корпус которого включает четыре боковых стенки, две из которых с направляющими, заднюю стенку с ручкой для переноски контейнера и заходную рамку. На корпусе с помощью заходной рамки крепится поворотная крышка, которая в открытом положении фиксируется магнитом (см. патент RU 2536417).

Недостатком известного устройства является то, что фиксация крышки после ее открытия происходит с помощью магнита вручную. Запуск спутника происходит путем толчкового движения рукой за ручку контейнера в направлении движения спутника, что не может не оказывать влияния на направление и скорость выхода спутника из контейнера. Соответственно контроль выхода спутника из контейнера осуществляется визуально. Таким образом, использование данного контейнера при автоматическом запуске невозможно.

Известен также ТПК для запуска пико- и наноспутников, выполненный в виде корпуса, состоящего из четырех боковых стенок, две из которых с направляющими, задней стенки и заходной рамки. Внутри корпуса расположен толкатель, с установленным на нем магнитом, и стартовая пружина. На корпусе, с помощью заходной рамки, крепится поворотная крышка. На боковой стенке корпуса расположено устройство запуска, управляющее фиксацией поворотной крышки в закрытом положении. Для уменьшения скорости движения крышки в конце ее поворота на ней закреплен кронштейн, взаимодействующий с демпфером на стенке корпуса ТПК (см. патент RU 2541617).

Недостатком известного устройства является недостаточная надежность, обусловленная возможностью контакта поворотной крышки при ее движении в обратном направлении со спутником, в случае недостаточного поглощения кинетической энергии крышки демпфером. Кроме того, наличие кронштейна увеличивает габариты ТПК. Также, установленный на толкателе магнит используется только для активации аппаратуры спутника. В случае отсутствия сигнала от спутника, запускаемого с помощью данного ТПК, неизвестно, в чем причина неисправности - в спутнике или в контейнере.

Задачами заявленного технического решения является повышение надежности ТПК путем обеспечения фиксации поворотной крышки после ее открытия, повышение точности запуска малых космических аппаратов, благодаря уменьшению воздействия сил трения между направляющими корпуса и толкателем при его движении.

Поставленные задачи решаются тем, что в транспортно-пусковом контейнере для запуска малых космических аппаратов, выполненном в виде корпуса, включающем четыре боковые стенки, из которых две диаметрально расположенные стенки имеют направляющие, заднюю стенку, переходную рамку, снабженного поворотной крышкой, крепящейся к переходной рамке и оснащенной 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, который своими подпружиненными стопорами взаимодействует с пазами поворотной крышки в момент ее открытия на заданный угол, при этом на толкателе размещены подшипники, взаимодействующие с направляющими корпуса.

На внутренней поверхности корпуса, в месте остановки движения толкателя, предпочтительно установлен как минимум один датчик, сигнализирующий о нахождении рядом с ним магнита.

Конструкция ТПК поясняется чертежами:

на фиг. 1 представлена часть общего вида ТПК со стороны узла фиксации с закрытой поворотной крышкой,

на фиг. 2 представлена часть общего вида ТПК со стороны узла фиксации с открытой поворотной крышкой в зафиксированном положении,

на фиг. 3 представлен общий вид ТПК, на котором видна установка датчика, переключение которого производится магнитом. Часть верхней стенки и расположенные над ней элементы условно вырезаны,

на фиг. 4 представлена часть общего вида ТПК со стороны толкателя с подшипниками и магнитом. Задняя крышка, установленные на ней элементы, а также часть корпуса условно вырезаны.

Часть элементов на фигурах, поясняющих заявленное устройство, отображены с двух сторон, с обозначением нумерации только с одной стороны для более удобного восприятия.

Транспортно-пусковой контейнер, выполненный в виде корпуса 1, включающего четыре стенки, из которых две диаметрально расположенные, а именно верхняя 2 и нижняя 3 стенки имеют направляющие 4.

На передней части корпуса 1 установлена переходная рамка 5 с установленным на ней узлом фиксации 6 поворотной крышки 7 снабженным подпружиненными стопорами 8.

Подпружиненные стопоры 8 находятся в сжатом состоянии и при закрытой поворотной крышке 7 упираются в выступы 9, расположенные на поворотной крышке 7. Дополнительно, выступы 9 поворотной крышки снабжены пазами 10, размер которых соответствует величине подпружиненных стопоров 8.

На оси вращения поворотной крышки установлена по меньшей мере одна пружина 11, переводящая поворотную крышку 7, когда та находится в свободном состоянии, в открытое положение.

С противоположной стороны корпуса установлена задняя стенка 12, закрывающая расположенные внутри корпуса стартовую пружину 13 и толкатель 14, на котором со стороны направляющих 4 верхней 2 и нижней 3 стенок корпуса 1 размещены подшипники 15. На внутренней поверхности корпуса ТПК, а именно на верхней стенке 2, установлен как минимум один датчик 16 (типа геркон). Место его расположения соответствует уровню, на котором должен оказаться магнит 17, установленный на толкателе 14, при его перемещении после пуска МКА.

Устройство работает следующим образом.

При повороте под действием пружин 11 поворотной крышки 7 ее выступы 9 двигаются вдоль подпружиненных стопоров 8. Для уменьшения трения со стороны контакта с выступами 9 подпружиненные стопоры 8 имеют скругление 18. При повороте поворотной крышки 7 на заданный угол подпружиненные стопоры 8 входят в пазы 10 выступов 9 поворотной крышки 7 и она фиксируется.

При движении толкателя 14 под действием стартовой пружины 13 он с помощью подшипников 15 перемещается по направляющим 4 верхней 2 и нижней 3 стенок корпуса. Благодаря подшипникам 15 трение скольжения между толкателем 14 и направляющими 4 заменяется трением качения. Когда магнит 17, закрепленный на толкателе 14, доходит до уровня датчика 16, тот срабатывает и подается сигнал, что пуск произошел, так как для того, чтобы магнит 17 оказался около датчика 16, необходимо, чтобы поворотная крышка 7 открылась и толкатель 14, двигающий МКА, выдвинулся на заданный уровень.

Заявленное техническое решение позволит повысить надежность ТПК за счет фиксации поворотной крышки после ее открытия и точность запуска МКА, благодаря установке подшипников на толкателе.

1. Транспортно-пусковой контейнер для запуска малых космических аппаратов, выполненный в виде корпуса, включающего четыре боковые стенки, из которых две диаметрально расположенные стенки имеют направляющие, заднюю стенку, переходную рамку, снабженного поворотной крышкой, крепящейся к переходной рамке и оснащенной 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, отличающийся тем, что на переходной рамке корпуса установлен узел фиксации поворотной крышки, который своими подпружиненными стопорами взаимодействует с пазами поворотной крышки в момент ее открытия на заданный угол, при этом на толкателе размещены подшипники, взаимодействующие с направляющими корпуса.

2. Транспортно-пусковой контейнер по п. 1, отличающийся тем, что на внутренней поверхности корпуса, в месте остановки движения толкателя, установлен как минимум один датчик, сигнализирующий о нахождении рядом с ним магнита.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится, главным образом, к конструкции высокоскоростных двухступенчатых ракет. Первой ступенью может служить носовой обтекатель, а второй – остальная часть ракеты.

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.
Изобретение относится к области обеспечения долговременного устойчивого развития космической деятельности и может быть использовано для предупреждения столкновений космического аппарата с преднамеренно сближающимся активным объектом.

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.

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.

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.

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.

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.

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).

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 ракетно-космической технике и предназначено для создания современных, экономически эффективных средств выведения малых космических аппаратов (МКА) массой от 100 кг до 1000 кг на орбиты с высотой Нкр, от 200 км до 1500 км без ограничений по азимутам трасс запуска. Авиационный ракетно-космический комплекс (АРКК) состоит из твердотопливной ракеты космического назначения (РКН) на базе утилизируемой МБР «Тополь-М» и штатного военно-транспортного самолета-носителя (СН) ИЛ-76МФ. Для десантирования РКН с облегченной транспортно-пусковой платформы применятся комплекс парашютных систем на базе подъемно-стабилизирующего парашюта. Изобретение обеспечивает оптимальные массово-габаритные параметры ракетного сегмента, с сохранением штатных условий эксплуатации РКН и СН. 4 ил.
Изобретение относится к области медицины, а именно к урологии, андрологии и сексопатологии. Для лечения эректильной дисфункции ежедневно однократно в течение 10-12 минут проводят гравитационное воздействие на пациента в направлении голова-нижние конечности. Скорость вращения при первых двух сеансах составляет 32 оборота в минуту. С каждым последующим сеансом скорость вращения увеличивают на один оборот, доводя ее до 36 оборотов в минуту и сохраняя до окончания курса лечения. Мощность мышечной нагрузки постепенно увеличивают индивидуально от 10 до 50 Вт к концу курса лечения. Общий курс лечения составляет 10-15 дней. Способ повышает эффективность лечения больных с эректильной дисфункцией за счет гравитационного воздействия в совокупности с активной мышечной работой нижних конечностей, улучшающих кровоснабжение, микроциркуляцию и трофику тканей. 2 пр.

Изобретение относится к космической технике. В стартовой системе для космических летательных аппаратов старт летательного аппарата, закрепленного на стартовой платформе с электродвигателем, осуществляется из горизонтального положения. Разгонный импульс летательный аппарат получает при движении по направляющей конструкции, имеющей нисходящую и восходящую ветви с радиусами кривизны, обеспечивающими допустимые уровни перегрузок. Направляющая конструкция может содержать прямолинейные участки, располагаться в тоннелях и эстакадах. Стартовая платформа может состоять из двух секций – верхней и нижней. Нижняя секция оборудована электродвигателем, а верхняя секция имеет самолетную конструкцию и имеет складные крылья. Техническим результатом изобретения является экономия топлива на начальном этапе полета космического летательного аппарата. 23 з.п. ф-лы, 2 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. Ракетный разгонный блок содержит криогенный бак окислителя с дополнительными придонными перегородками, заборным устройством, штангой датчика уровня криогенного топлива, маршевый двигатель. Криогенный бак окислителя снабжен каплеотражателем, состоящим из внутреннего усеченного конуса с дном в малом основании, при этом большее основание его обращено к верхнему днищу криогенного бака окислителя, и внешнего усеченного конуса, большее основание которого обращено к нижнему днищу криогенного бака окислителя, причем меньшим основанием внешний усеченный конус плавно сопряжен с большим основанием внутреннего усеченного конуса, в сопряжении внутреннего усеченного конуса с внешним усеченным конусом выполнены отверстия, равномерно распределенные по окружности сопряжения. В дне внутреннего усеченного конуса каплеотражателя выполнено центральное отверстие, через которое проходит штанга датчика уровня криогенного топлива. Каплеотражатель закреплен на штанге датчика уровня криогенного топлива над дополнительными придонными перегородками. Техническим результатом изобретения является обеспечение надежного запуска маршевого двигателя разгонного блока и последующей его работы. 2 ил.

Изобретение относится к методам наблюдения планеты из космоса и обработки результатов этого наблюдения. Способ включает регистрацию на снимке кольцевых волн, одновременно с которыми регистрируют часть суши, выбирая и идентифицируя на ней не менее четырех характерных объектов, не лежащих на одной прямой. Затем производят ортотрансформирование снимка (преобразование изображения от центральной к ортогональной проекции). Фиксируют на полученном снимке (ортофотоплане) не менее трех точек, лежащих на изображении кольцевой волны, и определяют по этому снимку координаты данных точек. Координаты источника кольцевых волн определяют по конечным формулам, полученным с использованием геометрических свойств ортофотоплана. Технический результат изобретения заключается в повышении оперативности, надежности и точности определения координат источника кольцевых волн на водной поверхности при неизвестной заранее ориентации съемочной системы. 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Ракетный разгонный блок содержит криогенный бак окислителя с основными продольными перегородками, дополнительными придонными перегородками и заборным устройством, маршевый двигатель и дополнительную автономную двигательную установку системы ориентации и обеспечения запуска. Криогенный бак окислителя снабжен демпфирующей горизонтальной кольцевой перегородкой, размещенной с зазором по отношению к оболочке криогенного бака окислителя. Демпфирующая горизонтальная кольцевая перегородка выполнена в виде секторов, каждый из которых закреплен к соответствующим основным продольным перегородкам. Каждый сектор имеет отбортовку в сторону нижнего днища криогенного бака окислителя. Криогенный бак окислителя снабжен придонной сетчатой перегородкой, размещенной между дополнительными придонными перегородками и заборным устройством. Техническим результатом изобретения является обеспечение надежного запуска маршевого двигателя разгонного блока. 4 ил.

Группа изобретений относится преимущественно к внешнему оборудованию спутников (солнечным батареям, антеннам и т.п.). Устройство содержит упруго трансформируемые ленты («рулетки») (31а, 31b, 31c), согнутые U–образно и закрепленные на гибкой плёнке или полотне (30). Выдвижение и уборка рулеток производятся с помощью ротора (33), установленного в статоре (32). Первый конец (16) первой ветви рулетки (31) жестко связан с первым креплением (36), которое может быть неподвижно соединено со статором (32). Второй конец (17), пропущенный через прижимные (фасонные) губки, намотан на ротор (33). При размотке с ротора рулетка самопроизвольно (упруго) переходит в рабочее состояние. Технический результат состоит в создании малогабаритного, простого в работе, оптимально сопрягаемого с развёртываемой конструкцией устройства, обеспечивающего необходимую жесткость и устойчивость конструкции в рабочем положении. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 16 ил.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к транспортно-пусковым контейнерам. 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.

Наверх