Адаптер для установки космических аппаратов

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Адаптер для установки космических аппаратов состоит из ряда конструктивно идентичных платформ, последовательно связанных между собой посредством несущих штанг. Нижняя платформа закреплена к ракете-носителю (РН) посредством узлов крепления. Платформы снабжены посадочными отверстиями с возможностью крепления в них систем отделения космических аппаратов (КА). На платформах со стороны установки КА выполнены каналы, образующие ячейки квадратной конфигурации. В каждой ячейке размещено по четыре посадочных отверстия, равноудаленных от каналов, охватывающих данные ячейки. В каналы уложены пиротехнические устройства, охватывающие посадочные отверстия, используемые для крепления систем отделения КА. Пиротехнические устройства закрыты защитными крышками, установленными в пазы, выполненные на платформах по обе стороны вдоль каналов. Несущие штанги снабжены узлами разделения, обеспечивающими взаимное разделение смежных платформ. Техническим результатом изобретения является обеспечение возможности крепления к адаптеру КА различных типоразмеров и повышение надежности отделения КА от РН. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а более конкретно к адаптерам для установки и отделения космических аппаратов при их запусках на ракетах-носителях.

Обычно адаптеры разрабатываются под конкретные космические аппараты, и их конструкция позволяет устанавливать на них космические аппараты определенной массы и размеров посредством систем отделения, разрабатываемых также под конкретные космические аппараты.

Известен адаптер для установки космического аппарата, содержащий платформу, выполненную в виде конического переходника, с узлами крепления к ракете-носителю. Платформа снабжена посадочными отверстиями для установки и крепления в них системы отделения космического аппарата (см., например: П. Павельцев «Цзяньбин-8»: срочное усиление», журнал «Новости космонавтики», №2, февраль 2015 г. (стр. 24-25), а также И. Лисов «Цзыюань-3» и аргентинский дебют», журнал «Новости космонавтики», №7, июль 2016 г. (стр. 22-25).

Недостатками данного адаптера являются:

- однозначная привязка посадочных отверстий для установки и крепления системы отделения конкретного космического аппарата;

- возможность установки на адаптере только одного космического аппарата (исключена возможность размещения на адаптере попутных полезных нагрузок);

- утрата космического аппарата при несрабатывании его системы отделения.

Известен также адаптер для установки космических аппаратов, относящихся к классам наноспутников (масса до 10 кг) и пикоспутников (масса до 1 кг), в котором космические аппараты указанной массовой категории размещаются в ячейках «комодного» типа, а при отделении выталкиваются пружинными механизмами из соответствующих ячеек своих «комодов» (см., например: Ю. Журавин «Норвежский студенческий наноспутник полетит на «Днепре», журнал «Новости космонавтики», №7, июль 2004 г. (стр. 39).

Недостатками адаптера с размещением космических аппаратов в ячейках «комодного» типа являются:

- затрудненный (ограниченный) доступ к местам обслуживания (электроразъемы, пневмоколодки, заправочные штуцеры и т.д.) космических аппаратов, размещенных в ячейках «комодного» типа;

- ограничения по массовому диапазону устанавливаемых в ячейки «комодного» типа космических аппаратов (использование «комодной» схемы для космических аппаратов массой более 10 кг приводит к неоправданному перетяжелению и существенному усложнению конструкции адаптера и, как следствие, к его экономической неэффективности);

- однозначная привязка ячеек «комодного» типа под габаритные размеры размещаемых в них космических аппаратов;

- утрата космических аппаратов при несрабатывании их систем отделения.

Известен также адаптер для установки космических аппаратов, содержащий платформу с узлами крепления к ракете-носителю. Платформа снабжена посадочными отверстиями для установки и крепления в них систем отделения основного (полноразмерного) и попутного (малого) космического аппарата. В качестве системы отделения основного космического аппарата используются механические устройства (пружинные механизмы или пневмотолкатели). В качестве системы отделения попутного космического аппарата используется пиротехническое устройство (см., например: В.Н. Блинов, В.А. Гриневич, Н.Н. Иванов, Ю.Н. Сеченов, В.В. Шалай «Адаптация космических аппаратов со средствами выведения и наземным оборудованием при реализации одиночных, кластерных (групповых) и попутных запусков», учебное пособие, книга 1. «Адаптация космических аппаратов со средствами выведения», г. Омск, издательство ОмГТУ, 2012 г., стр. 21-23), а также И. Маринин, А. Владимиров, И. Лисов «Космодром Капустин Яр возрождается», журнал «Новости космонавтики», №6, июнь 1999 г. (стр. 1-11).

Недостатками данного адаптера являются:

- однозначная привязка посадочных отверстий для установки и крепления системы отделения конкретных космических аппаратов;

- возможность установки на адаптере ограниченного числа конкретных космических аппаратов;

- неэффективное (по занимаемому объему) использование подобтекательного пространства ракеты-носителя для размещения в нем полезной нагрузки (космических аппаратов);

- утрата космических аппаратов при несрабатывании их систем отделения.

В настоящее время широкое распространение получили малые космические аппараты типа кубсат, относящиеся к классу наноспутников и пикоспутников и имеющие в своей основе одиночную кубсатовскую ячейку или набор кубсатовских ячеек (размеры одиночной кубсатовской ячейки составляют 10 см × 10 см × 10 см). При этом малые космические аппараты типа кубсатов могут состоять как из последовательно, так и параллельно соединенных кубсатовских ячеек.

При запусках кубсаты играют роль попутных полезных нагрузок и в каждом конкретном случае приходится решать задачу не только размещения кубсатов в свободной зоне подобтекательного пространства (не занятой основной полезной нагрузкой), но и их крепления к адаптеру. Это приводит к увеличению срока и стоимости адаптации кубсатов к средству выведения (ракете-носителю). Проблема многократно возрастает с увеличением количества кубсатов, запускаемых в одном пуске.

Примером актуальности и сложности данной проблемы стал запуск 15.02.2017 г. индийской РН PSLV 104 космических аппаратов, из которых 96 космических аппаратов относились к классу наноспутников (см. Н. Ячменникова «Одним взмахом - сразу 104 аппарата», «Российская газета» от 16 февраля 2017 г. (стр. 6).

Задачей (целью) предлагаемого изобретения является расширение функциональных возможностей (установка на адаптере космических аппаратов различных размеров и масс, максимально эффективное использование подобтекательного пространства для размещения в нем космических аппаратов) и повышение эксплуатационных характеристик (повышение надежности отделения космических аппаратов от ракеты-носителя) адаптера для космических аппаратов.

Для достижения поставленной цели (задачи) в адаптере для крепления космических аппаратов, содержащем платформу, снабженную узлами крепления к ракете-носителю и посадочными отверстиями для установки и крепления в них систем отделения космических аппаратов, на платформе со стороны установки космических аппаратов выполнены каналы с образованием на платформе ячеек квадратной конфигурации (каналы на платформе выполняются в виде системы («сетки») пересекающихся каналов). В каждой ячейке платформы размещаются по четыре посадочных отверстия для крепления систем отделения космических аппаратов. Посадочные отверстия каждой ячейки равноудалены (находятся на одинаковом расстоянии) от каналов платформы, охватывающих данные ячейки. Посадочные отверстия для крепления систем отделения космических аппаратов размещаются в каждой ячейке, а в каналах платформы размещаются пиротехнические устройства с образованием ими замкнутых контуров, охватывающих в плане посадочные отверстия, в которых закреплены системы отделения космических аппаратов. Пиротехнические устройства закрываются упругими защитными крышками, установленными в пазы платформы, расположенные по обе стороны вдоль каналов платформы. Защитные крышки выполняются упругими (быстросъемными, деформируемыми в боковом направлении от усилия руки).

Современные космические аппараты имеют малые размеры и массу (например, наноспутники и пикоспутники). Поэтому размещение группы подобного типа космических аппаратов в один ярус на одной платформе адаптера не позволяет добиться достаточно эффективного использования объема подобтекательного пространства и энергетических характеристик (из-за малой суммарной массы и габаритных размеров выводимого полезного груза) для большинства современных ракет-носителей, рассчитанных на запуск многотонных и крупноразмерных полезных нагрузок.

Для более эффективного (рационального) использования энергетических возможностей ракет-носителей и объема зоны полезного груза в подобтекательном пространстве ракет-носителей адаптер предлагается выполнять состоящим из ряда идентичных (конструктивно аналогичных) платформ, последовательно связанных между собой посредством несущих штанг, закрепленных через посадочные отверстия ячеек платформ, расположенных в их центрах. Несущие штанги снабжаются узлами разделения, обеспечивающими отделение вышерасположенных платформ после того, как отделятся все установленные на них космические аппараты. Несущие штанги устанавливаются таким образом, чтобы их продольные оси совпадали с продольными осями симметрии платформ, а высота несущих штанг выполнена превышающей наибольшую высоту космического аппарата совместно с системой отделения, устанавливаемого на нижерасположенных платформах.

Крепление платформ в несколько ярусов посредством несущих штанг, установленных по центрам платформ (при совпадении продольных осей несущих штанг с продольными осями симметрии платформ), позволяет максимально использовать площадь платформ (не занятую несущими штангами) для размещения на ней космических аппаратов. Несущие штанги снабжаются узлами разделения, которые обеспечивают отделение вышерасположенных платформ от нижерасположенных платформ после отделения от вышерасположенных платформ всех устанавливаемых на них космических аппаратов. Следует отметить, что отделение космических аппаратов от вышерасположенных платформ производится как от срабатывания штатных систем отделения, так и от срабатывания соответствующих пиротехнических устройств с разрушением части вышерасположенной платформы (в пределах (по замкнутому контуру) ячеек платформы с посадочными отверстиями для крепления систем отделения соответствующих космических аппаратов).

Совпадение продольных осей несущих штанг с продольными осями симметрии платформ необходимо, чтобы исключить нежелательный наклон несущих штанг при сборке (формировании) адаптера.

Каждая платформа снабжается отражающим экраном, закрепленным по внешнему контуру платформы со стороны, противоположной стороне установки, на платформу космических аппаратов. В центре отражающего экрана выполняется проходная втулка (кольцо), охватывающая несущую штангу ниже узла ее разделения. Отражающий экран предназначен для обеспечения защиты космических аппаратов, устанавливаемых на нижерасположенных платформах от возможного разлета фрагментов (частиц) в случае отделения некоторых космических аппаратов от вышерасположенных платформ за счет срабатывания пиротехнических устройств, а также от возможного разлета фрагментов (частиц) при отделении вышерасположенных платформ от срабатывания узлов разделения, размещенных на несущих штангах. Отражающий экран, закрепленный на самой нижней платформе, предназначен для обеспечения защиты верхних отсеков (разгонных блоков) ракет-носителей, на которые устанавливается данная платформа предлагаемого адаптера.

Универсальность конструкции адаптера обеспечивается за счет наличия ряда конструктивно идентичных платформ, последовательно установленных по высоте зоны размещения полезной нагрузки в подобтекательном пространстве ракеты-носителя, выполнения на поверхности платформ типовых (одинаковых) ячеек квадратной конфигурации, системой посадочных отверстий в ячейках, что позволяет устанавливать на адаптере различное количество космических аппаратов разных типоразмеров с системами отделения.

При формировании головного блока - адаптера с полезными нагрузками (космическими аппаратами) - посадочные места для установки их систем отделения размещаются либо в одной ячейке, образованной пересекающимися каналами, либо в нескольких ячейках (в зависимости от размеров космического аппарата). Укладка (установка) пиротехнических устройств (например, гибких малоимпульсных детонирующих шнуров) в каналы проводится (осуществляется) в зависимости от расположения посадочных мест для крепления систем отделения конкретных космических аппаратов. Например, если космический аппарат имеет малые габаритные размеры и посадочные отверстия для его системы отделения размещаются в одной ячейке, то пиротехнические устройства укладываются в каналы по контуру данной ячейки. Если космический аппарат имеет достаточно большие габариты и посадочные места для его системы отделения размещаются в нескольких ячейках, то пиротехнические устройства укладываются в каналы по контуру всех ячеек, внутри которых располагаются посадочные места. К укладке пиротехнических устройств в пересекающиеся каналы на платформе предъявляются требования: первое - образование замкнутого контура, и второе - образованный замкнутый контур в плане должен охватывать все посадочные места, предназначенные для крепления системы отделения соответствующего космического аппарата. Таким образом, пиротехнические устройства размещаются не во всех каналах на платформе, а только вокруг посадочных отверстий (мест), на которые крепятся системы отделения космических аппаратов, устанавливаемых на адаптере.

Система ячеек квадратной конфигурации с четырьмя посадочными отверстиями в каждой ячейке, равноудаленных от каналов, охватывающих данные ячейки, позволяет крепить к адаптеру различные системы отделения с космическими аппаратами разных размеров и масс. Посадочные отверстия, выполненные в ячейках платформы, позволяют варьировать количеством космических аппаратов, устанавливаемых на адаптере.

Минимальное количество устанавливаемых на адаптере космических аппаратов - это один крупногабаритный космический аппарат, система отделения которого может быть закреплена к посадочным отверстиям нижней платформы (в этом случае вышерасположенные платформы с несущими штангами не устанавливаются), расположенным (в плане) в нескольких ячейках.

Возможен вариант установки крупногабаритных космических аппаратов и ряд малых космических аппаратов на платформе одного яруса с обеспечением зазоров между ними. Габаритные размеры космических аппаратов типа наноспутников и пикоспутников позволяют разместить до нескольких десятков штук подобных космических аппаратов на одной платформе.

Для быстрой установки (и при необходимости демонтажа) защитные крышки выполняются упругими, с возможностью взаимодействия с продольными пазами платформы, выполненными вдоль каналов с обеих сторон. Быстрая установка защитных крышек на платформу и снятие с платформы производится обжатием (вручную) их боковых поверхностей и фиксацией (расфиксацией) в пазах (из пазов) платформы. Пазы имеют клиновую форму сечения для обеспечения свободного выхода защитных крышек из пазов при разделении платформы после срабатывания пиротехнического устройства.

До задействования пиротехнического устройства конструкция платформы остается цельной и космический аппарат через соответствующую систему отделения крепится к ней. При подаче инициирующего импульса тока воспламеняется пиротехническое устройство (например, малоимпульсный детонирующий шнур), который разрушает конструкцию платформы адаптера по замкнутому контуру его укладки в каналы. При этом платформа адаптера разделяется на две части: на часть платформы с посадочными местами для крепления системы отделения с космическим аппаратом и часть платформы, остающейся закрепленной на ракете-носителе. Часть платформы с посадочными местами для крепления системы отделения с космическим аппаратом оказывается не связанной с остальной частью платформы и отделяется от нее.

Следует отметить, что задействование (инициирование) пиротехнических устройств проводится в том случае, если космический аппарат по каким-либо причинам не отделится от платформы адаптера (значит и от ракеты-носителя) после срабатывания штатной системы отделения. Если космический аппарат отделится от ракеты-носителя штатно, то задействовать пиротехнические устройства, установленные (размещенные) на платформе адаптера нет необходимости.

Конструкция предлагаемого адаптера для установки группы космических аппаратов поясняется на фигурах 1-8.

На фигуре 1 изображен адаптер с установленными на нем космическими аппаратами с системами отделения.

На фигуре 2 показан вид А согласно фигуре 1.

На фигуре 3 представлено сечение Б-Б согласно фигуре 1.

На фигуре 4 изображен выносной элемент В согласно фигуре 1.

На фигуре 5 показана схема отделения космического аппарата от платформы адаптера при срабатывании системы отделения (штатной).

На фигуре 6 представлена схема отделения космического аппарата от платформы адаптера посредством задействования пиротехнического устройства.

На фигуре 7 изображена схема отделения вышерасположенной платформы от нижерасположенной платформы адаптера.

На фигуре 8 показан адаптер с установленными на нем космическими аппаратами с системами отделения в изометрии.

Предлагаемый адаптер содержит платформу 1 (фиг. 1, 8) с узлами крепления (например, кронштейнами с болтовыми соединениями) 2 (фиг. 1) к ракете-носителю 3. Платформа 1 снабжена посадочными отверстиями 4 (фиг. 2, 3) с возможностью крепления в них систем отделения 5 (фиг. 1) космических аппаратов 6.

На платформе 1 со стороны установки космических аппаратов 6 выполнены пересекающиеся каналы 7 (фиг. 2, 3), которые образуют ячейки 8 квадратной конфигурации. В каждой ячейке 8 размещено по четыре посадочных отверстия 4, равноудаленных от каналов 7, охватывающих данные ячейки 8.

Такая система посадочных отверстий 4 обеспечивает установку в них систем отделения 5 с космическими аппаратами 6 различных типоразмеров. Для унификации посадочные отверстия 4 в ячейках 8 для крепления систем отделения 5 выполнены одинакового диаметра (фиг. 2, 3). При этом количество посадочных отверстий 4, используемых для крепления конкретного космического аппарата 6 зависит от размеров и конфигурации его системы отделения 5.

В каналы 7 уложены пиротехнические устройства 9 (фиг. 4), которые охватывают посадочные отверстия 4 для крепления систем отделения 5 космического аппарата 6 по замкнутому контуру. Пиротехнические устройства 9 выполнены, например, в виде малоимпульсных детонирующих шнуров. Пиротехнические устройства 9, уложенные в каналы 7 по замкнутому контуру, закрыты защитными крышками 10 (фиг. 2, 3, 4). Защитные крышки 10 выполнены упругими (быстросъемными) и установлены в пазы 11 (фиг. 4), выполненные на платформе 1 по обе стороны вдоль каналов 7. Для обеспечения свободного выхода защитных крышек 10 из пазов 11 (при срабатывания пиротехнических устройств 9) пазы 11 имеют клиновую форму сечения (фиг. 4).

Кроме того, защитные крышки 10 за счет своих упругих свойств контактируют с пиротехническими устройствами 9, фиксируя (прижимая) их в каналах 7 платформы 1 от возможного перемещения под действием динамических нагрузок на адаптер (фиг. 4).

Конфигурация (в плане) замкнутого контура для укладки пиротехнического устройства 9 зависит от расположения посадочных отверстий 4, используемых для крепления систем отделения 5 космических аппаратов 6.

Если посадочные отверстия 4, используемые для крепления космического аппарата 6, находятся в одной ячейке 8 платформы 1, то укладка пиротехнического устройства 9 в каналы 7 осуществляется по замкнутому контуру, ближайшему к используемым посадочным отверстиям 4, с охватом одной ячейки 8 (фиг. 2).

В отдельных случаях, для обеспечения безопасности определенного космического аппарата 6, замкнутый контур укладки пиротехнического устройства 9 может охватывать (в плане) не только посадочные отверстия 4, используемые для крепления системы отделения 5 космического аппарата 6, но и контур (в плане) космического аппарата 6, который, как правило, превышает (охватывает) контур размещения посадочных отверстий 4 для установки системы отделения 5 данного космического аппарата 6.

Для космических аппаратов 6, имеющих систему отделения 5 с крупногабаритными размерами и сложной формы в плане, используемые посадочные отверстия 4 располагаются в нескольких ячейках 8, а укладка пиротехнического устройства 9 в каналы 7 осуществляется по ближайшему наружному замкнутому контуру (с обеспечением охвата всех посадочных отверстий 4, используемых для крепления системы отделения 5) с охватом нескольких ячеек 8 (фиг. 3). При этом в каналы 7, расположенные внутри замкнутого контура, пиротехническое устройство (малоимпульсный детонирующий шнур) 9 не устанавливается (не укладывается).

Предлагаемый адаптер состоит из ряда конструктивно идентичных платформ 1, последовательно установленных на (нижней) платформе 1, закрепленной на ракете-носителе 3 посредством узлов крепления 2. Установка вышерасположенных платформ 1 на нижерасположенные платформы 1 осуществляется посредством несущих штанг 12. Несущие штанги 12 (фиг. 1, 8) представляют собой, например, стержни трубчатого сечения с верхним и нижним фланцами 13 и 14 (фиг. 1, 7) соответственно, через которые несущие штанги 12 крепятся к платформам 1. Несущие штанги 12 снабжаются узлами разделения 15 (фиг. 1). Узлы разделения 15 устанавливаются на несущих штангах 12 в пролете между их креплением к смежным платформам 1. Узлы разделения 15 представляют собой, например, замки-пиротолкатели, которые служат как средствами крепления, так и средствами разделения. При их срабатывании несущие штанги 12 (фиг. 7) разделяются на две части: верхняя часть 16 (фиг. 7) несущей штанги 12 отделяется вместе с вышерасположенной платформой 1, нижняя часть 17 (фиг. 7) несущей штанги 12 остается закрепленной на нижерасположенной платформе 1. Несущие штанги 12 устанавливаются по центру платформ 1 и крепятся (на фиг. элементы крепления условно не показаны) к посадочным отверстиям 4 ячеек 8, расположенных в центрах платформ 1 (фиг. 2, 3). Продольные оси несущих штанг 12 совпадают с продольными осями симметрии платформ 1.

На каждой платформе 1 установлен отражающий экран 18 (фиг. 1, 7), закрепленный (на фиг. элементы крепления условно не показаны) по внешнему контуру платформы 1. В центре отражающего экрана 18 установлена проходная втулка 19 (фиг. 1, 7), охватывающая несущую штангу 12 ниже узла ее разделения 15.

При этом отверстие 20 (фиг. 7) в проходной втулке 19 на отражающем экране 18 (нижней) платформы 1, которая крепится непосредственно к ракете-носителю 3 посредством узлов крепления 2, закрывается заглушкой (на фиг. условно не показана).

Сборка адаптера производится параллельно с установкой и креплением космических аппаратов 6 к адаптеру в следующей последовательности:

- нижняя платформа 1 с предварительно закрепленным на ней отражающим экраном 18 устанавливается на технологическую подставку (на фиг. условно не показана).

- производится установка несущей штанги 12, снабженной узлом разделения 15, и ее крепление к нижней платформе 1 через посадочные отверстия 4, выполненные в центральной ячейке 8 нижней платформы 1;

- космические аппараты 6 с системами отделения 5 крепятся через посадочные отверстия 4 к нижней платформе 1 (образуя нижний ярус космических аппаратов 6), предварительно установленной на технологической подставке (на фиг. условно не показана);

- в зоне установки каждого космического аппарата 6 в каналах 7 нижней платформы 1 (с охватом в плане посадочных отверстий 4 для крепления его системы отделения 5) размещается пиротехническое устройство 9 и закрывается защитными крышками 10, установленными в продольные пазы 11 нижней платформы 1 вдоль ее каналов 7;

- на несущую штангу 12 крепится вышерасположенная платформа 1 (с предварительно закрепленным на ней отражающим экраном 18), конструктивно идентичная нижней платформе 1 (при этом проходная втулка 19 отражающего экрана 18 охватывает несущую штангу 12, закрепленную на нижней платформе 1);

- на вышерасположенную платформу 1 устанавливаются космические аппараты 6 с системами отделения 5, образуя очередной ярус, аналогично установке космических аппаратов 6 на нижнюю платформу 1;

- в зоне установки каждого космического аппарата 6 в каналах 7 вышерасположенной платформы 1 (с охватом в плане посадочных отверстий 4 для крепления его системы отделения 5) размещается пиротехническое устройство 9 и закрывается защитными крышками 10, установленными в продольные пазы 11 вышерасположенной платформы 1 вдоль ее каналов 7.

При наличии в составе адаптера нескольких вышерасположенных платформ 1 в такой же последовательности (аналогично) производится установка космических аппаратов 6, укладка пиротехнических устройств 9 на вышерасположенные платформы 1 и взаимная стыковка смежных платформ 1 между собой посредством несущих штанг 12.

Адаптер в горизонтальном или вертикальном положении с установленными космическими аппаратами 6 стыкуется (крепится) к ракете-носителю 3 посредством узлов крепления (например, кронштейнов с болтовыми соединениями) 2, расположенных на нижней платформе 1.

На участке выведения ракеты-носителя 3 космические аппараты 6, в состыкованном положении с соответствующими системами отделения 5, закреплены на платформах 1. Крепление систем отделения 5 космических аппаратов 6 к платформам 1 осуществляется через посадочные отверстия 4, выполненные на платформах 1.

После выведения на орбиту функционирования при подаче команды на отделение космические аппараты 6 в определенной (заданной) последовательности отделяются от ракеты-носителя 3 за счет работы механизмов, например механических замков и толкателей (на фиг. условно не показаны) систем отделения 5 (фиг. 5).

Сначала производится отделение космических аппаратов 6, установленных на верхней платформе 1. При сбое в подаче или прохождении электрической команды на отделение какого-либо космического аппарата 6 или при несрабатывании его системы отделения 5, например, при заедании механических замков (на фиг. условно не показаны) системы отделения 5, приведших к неотделению данного космического аппарата 6 от ракеты-носителя 3 (космический аппарат 6 остается соединенным с платформой 1), задействуется пиротехническое устройство 9, уложенное в каналы 7 платформы 1 с охватом посадочных отверстий 4 системы отделения 5 неотделившегося космического аппарата 6.

При срабатывании пиротехнического устройства 9 (согласно циклограмме работы с неотделившимся космическим аппаратом 6) платформа 1 разрушается по замкнутому контуру укладки (по периметру укладки) пиротехнического устройства 9 в каналы 7 платформы 1. В результате срабатывания пиротехнического устройства 9 и разрушения платформы 1 космический аппарат 6 с системой отделения 5 и частью платформы 1 оказывается не связанным с неразрушившейся частью платформы 1 и отделяется от нее (фиг.6). Отделившаяся часть платформы 1 имеет в плане форму, соответствующую замкнутому контуру укладки пиротехнического устройства 9. Защитные крышки 10, закрывающие пиротехническое устройство 9, при его срабатывании выходят из пазов 11 платформы 1, разрушаемой (разделяемой) по контуру укладки пиротехнического устройства 9, и не препятствуют отделению космического аппарата 6. После отделения всех космических аппаратов 6 от верхней платформы 1 производится отделение верхней платформы 1.

Отделение вышерасположенной платформы 1 от нижерасположенной платформы 1 (или нижней платформы 1) осуществляется за счет срабатывания узла разделения 15 (выполненного, например, в виде замка-пиротолкателя), расположенного на несущей штанге 12 (несущая штанга 12 при этом делится на верхнюю часть 16 и нижнюю часть 17), установленной между смежными платформами 1 (фиг. 7). После отделения вышерасположенной платформы 1 осуществляется отделение космических аппаратов 6, установленных на нижерасположенной платформе 1 (или нижней платформе 1).

Таким образом, предложенное устройство адаптера позволяет обеспечить отделение космических аппаратов 6 от ракеты-носителя 3 даже в том случае, если некоторые космические аппараты 6 не отделятся от ракеты-носителя 3 в результате нештатной работы их систем отделения 5.

Наличие отражающего экрана 18 под (каждой) платформой 1 обеспечивает защиту космических аппаратов 6, установленных на нижерасположенных платформах 1, и ракеты-носителя 3 при отделении космических аппаратов 6 с задействованием пиротехнических устройств 9, а также при срабатывании узлов разделения 15 при отделении вышерасположенных платформ 1.

После отделения космического аппарата 6 от срабатывания пиротехнического устройства 9 его конфигурация будет отличаться от конфигурации после штатного отделения (от срабатывания системы отделения 5) за счет того, что к космическому аппарату 6 будет присоединена его система отделения 5 и отделившийся фрагмент платформы 1, что приведет к изменению массоцентровочных и массоинерционных характеристик космического аппарата 6 в целом. Однако изменение массоинерционных характеристик по сравнению с массоинерционными характеристиками космического аппарата 6 в штатной конфигурации будет незначительным и не приведет к ограничению работоспособности его систем или к значительному ухудшению параметров стабилизации и управляемости космического аппарата 6. При этом отделение космического аппарата 6 совместно с системой отделения 5 и частью платформы 1 путем задействования пиротехнического устройства 9 позволяет сохранить основной функционал космического аппарата 6 и исключить его полную утрату.

В предлагаемом адаптере отделение космических аппаратов может осуществляться двумя способами с разным уровнем воздействия на отделяемый космический аппарат 6 и на космические аппараты 6, остающиеся закрепленными на адаптере. Поэтому с целью уменьшения нагрузок (воздействий) отделение космических аппаратов 6, устанавливаемых на одной платформе 1, целесообразно проводить в следующей последовательности: в первую очередь от срабатывания штатных систем отделения 5 (с минимальными воздействиями на космические аппараты 6), в последующую очередь (при неудачной попытке отделения от срабатывания штатных систем отделения 5) - с задействованием пиротехнических устройств 9 (с возможными нагрузками динамического характера на космические аппараты 6).

Предлагаемое устройство адаптера для установки космических аппаратов позволяет:

- произвести повторную попытку отделения космического аппарата от ракеты-носителя для выполнения целевой задачи (в случае неудавшейся первой попытки его отделения посредством штатной системы) за счет установки резервного пиротехнического устройства;

- устанавливать и отделять от ракеты-носителя группы одинаковых космических аппаратов и космические аппараты различных масс, габаритных размеров, конфигураций, за счет выполнения на конструктивно идентичных платформах универсальной «сетки» из посадочных отверстий (мест) для крепления космических аппаратов;

- более эффективно использовать (по высоте) подобтекательное пространство ракеты-носителя за счет ярусного размещения космических аппаратов.

При этом следует отметить, что наиболее эффективным и востребованным является использование предлагаемого устройства при групповом запуске малых космических аппаратов.

Таким образом, предложенное устройство адаптера для установки космических аппаратов имеет существенные отличия от ранее известных устройств и позволяет расширить функциональные возможности и повысить эксплуатационные характеристики адаптера для установки космических аппаратов.

1. Адаптер для установки космических аппаратов, содержащий платформу, снабженную узлами крепления к ракете-носителю и посадочными отверстиями с возможностью установки в них систем отделения космических аппаратов, отличающийся тем, что на платформе со стороны установки космических аппаратов выполнены каналы с образованием на поверхности платформы ячеек квадратной конфигурации, при этом в каждой ячейке платформы размещены по четыре посадочных отверстия, равноудаленные от каналов, охватывающих данные ячейки, а в каналах платформы размещены пиротехнические устройства с образованием ими замкнутых контуров, охватывающих в плане посадочные отверстия, в которые установлены системы отделения космических аппаратов, при этом пиротехнические устройства закрыты упругими защитными крышками, установленными в пазы платформы, расположенные по обе стороны вдоль каналов платформы.

2. Адаптер для установки космических аппаратов по п. 1, отличающийся тем, что он выполнен состоящим из ряда идентичных платформ, последовательно связанных между собой посредством несущих штанг, закрепленных через посадочные отверстия ячеек, расположенных в центрах платформ, при этом несущие штанги снабжены узлами разделения, а их продольные оси совпадают с продольными осями симметрии платформ, при этом высота несущих штанг выполнена превышающей наибольшую высоту космического аппарата совместно с системой отделения, установленного на нижерасположенных платформах.

3. Адаптер для установки космических аппаратов по п. 2, отличающийся тем, что каждая платформа снабжена отражающим экраном, закрепленным по внешнему контуру платформы со стороны, противоположной стороне установки на платформу космических аппаратов, при этом в центре отражающего экрана выполнена проходная втулка, охватывающая несущую штангу ниже узла ее разделения.



 

Похожие патенты:

Ракета // 2660968
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть применено в ракетах с отделяемой стартовой ступенью. Ракета содержит маршевую ступень и отделяемую стартовую ступень с двигателем и механизмом разделения.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к устройствам, обеспечивающим сохранность ракеты при ее размещении в транспортно-пусковом контейнере (ТПК) на носителях, транспортно-заряжающих машинах, базах долговременного хранения.

Изобретение относится к зенитным и к авиационным ракетам класса «воздух-воздух». Технический результат - улучшение маневренности ракет.

Предлагаемая группа изобретений относится к военной технике, в частности к системам управляемого оружия с лазерными полуактивными головками самонаведения (ЛПГСН).

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в конструкциях малогабаритных ракет. Бикалиберная ракета содержит отделяемый стартовый двигатель с посадочным гнездом, в которое установлена кормовая часть маршевой ступени с кольцевым насадком, расположенным перед торцом двигателя.

Изобретение относится к области ракетной техники. Самоприцеливающийся боевой элемент содержит корпус с боевой частью, вращающийся парашют с полюсным отверстием, при этом внутри корпуса элемента перпендикулярно его продольной оси установлены выдвижные подпружиненные тормозные щитки.

Изобретение относится к авиационным ракетам различных классов. Технический результат – уменьшение аэродинамического сопротивления ракеты за счет заднего торца.

Изобретение относится к ракетам с динамическими помехами для различных их классов. Технический результат – повышение эффективности создания радиолокационных помех радиолокатору оборонительной системы объекта.

Изобретение относится к способам спасения людей с применением авиационных средств. Способ оперативной доставки средств спасения с использованием ракетного комплекса заключается в выборе из комплекта ракеты, оснащенной взаимозаменяемой головной частью (ГЧ).

Группа изобретений относится к области вооружения и может быть использована при проектировании и модернизации управляемых боеприпасов, включающих в свою конструкцию отделяемый на траектории носовой обтекатель.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к транспортно-пусковым контейнерам (ТПК) для малых космических аппаратов (МКА). В универсальном транспортно-пусковом контейнере, содержащем корпус с направляющими, толкатель по меньшей мере с одной подвижной платформой и по меньшей мере одну поворотную крышку и ее устройство расфиксации, каждая направляющая съемная и выполнена в виде ступенчатого профиля, ступени которого неравнозначны.

Изобретение относится к космической технике. Периферийный стыковочный механизм (СтМ) содержит стыковочное кольцо с направляющими выступами и корпусами механизмов защелок для сцепки; штанги со штоками, установленными с возможностью поступательного перемещения вдоль продольных осей корпусов штанг; электропривод вращения барабана намотки тросов.

Изобретение относится к космической технике. Периферийный стыковочный механизм (СтМ) содержит стыковочное кольцо с направляющими выступами и корпусами механизмов защелок для сцепки; штанги со штоками, установленными с возможностью поступательного перемещения вдоль продольных осей корпусов штанг; электропривод вращения барабана намотки тросов.

Пирозамок // 2655978
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для соединения и последующего разъединения полезной нагрузки. Пирозамок содержит подпружиненное устройство, расположенное в скрепляемых элементах, вкладыши, устройство для удержания вкладышей, корпус с отверстиями и демпфирующее устройство.

Пирозамок // 2655978
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для соединения и последующего разъединения полезной нагрузки. Пирозамок содержит подпружиненное устройство, расположенное в скрепляемых элементах, вкладыши, устройство для удержания вкладышей, корпус с отверстиями и демпфирующее устройство.

Изобретение относится к космической технике. Роботизированный наноспутниковый комплекс спасения космонавтов содержит высокоточную систему отделения с электромеханической лебедкой и катушкой спасательного троса.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике и может быть использовано для отделения отсека летательного аппарата (ЛА). Система отделения отсека ЛА содержит устройство крепления отсека к ЛА по стыковочным шпангоутам, выполненное с возможностью расфиксации крепления, и устройство отделения, установленное на ЛА и снабженное толкателем.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике и может быть использовано для отделения отсека летательного аппарата (ЛА). Система отделения отсека ЛА содержит устройство крепления отсека к ЛА по стыковочным шпангоутам, выполненное с возможностью расфиксации крепления, и устройство отделения, установленное на ЛА и снабженное толкателем.

Изобретение относится к устройствам разделения отсеков летательных аппаратов (ЛА). Узел разделения отсеков ЛА включает силовые элементы отсеков, соединяющий их болт, упорный элемент в посадочном месте хвостовой части тела болта со стороны его боковой поверхности, и сдвигаемый ограничитель положения упорного элемента, сообщенный с источником газа избыточного давления.

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.

Группа изобретений относится к космическим двигательным модулям, предназначенным, в частности, для космических аппаратов, таких как спутники, зонды, или для верхних ракетных ступеней.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Адаптер для установки космических аппаратов состоит из ряда конструктивно идентичных платформ, последовательно связанных между собой посредством несущих штанг. Нижняя платформа закреплена к ракете-носителю посредством узлов крепления. Платформы снабжены посадочными отверстиями с возможностью крепления в них систем отделения космических аппаратов. На платформах со стороны установки КА выполнены каналы, образующие ячейки квадратной конфигурации. В каждой ячейке размещено по четыре посадочных отверстия, равноудаленных от каналов, охватывающих данные ячейки. В каналы уложены пиротехнические устройства, охватывающие посадочные отверстия, используемые для крепления систем отделения КА. Пиротехнические устройства закрыты защитными крышками, установленными в пазы, выполненные на платформах по обе стороны вдоль каналов. Несущие штанги снабжены узлами разделения, обеспечивающими взаимное разделение смежных платформ. Техническим результатом изобретения является обеспечение возможности крепления к адаптеру КА различных типоразмеров и повышение надежности отделения КА от РН. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

Наверх