Способ отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов и устройство для его осуществления

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике. В способе отделения от ракеты-носителя (РН) 4 группы космических аппаратов (КА) 7 в случае неотделения одного КА 7 выполняют отделение последующих КА 7, после подают команду на отделение неотделившегося КА 7 с использованием пиротехнического устройства 13, обеспечивающего отделение КА 7 совместно с разрушившейся при срабатывании пиротехнического устройства 13 частью корпуса 8 системы отделения 6 с одновременным приданием им скорости относительно адаптера 1. Регистрацию сигнала об отделении КА 7 проводят по датчикам 15, устанавливаемым на корпусе 8 системы отделения 6. Устройство для реализации способа содержит адаптер 1, состоящий из основания 2 с узлами крепления 3 к ракете-носителю 4 и платформы 5, соединенной с основанием 2, системы отделения 6 КА 7, закрепленные на платформе 5. По внешнему периметру корпусов 8 выполнены замкнутые каналы 12 с пиротехническими устройствами 13, например, в виде малоимпульсных детонирующих шнуров. Пиротехнические устройства 13 закрыты защитными крышками 14. Техническим результатом группы изобретений является повышение надежности отделения КА от РН. 2 н.п. ф-лы, 6 ил.

 

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а более конкретно к способам и устройствам для отделения группы объектов, преимущественно космических аппаратов, от ракеты-носителя.

Известен способ отделения от ракеты-носителя космического аппарата, заключающийся в выведении ракеты-носителя с космическим аппаратом на заданную орбиту, подаче команды на отделение космического аппарата по штатной циклограмме, отсоединении космического аппарата от ракеты-носителя, придании космическому аппарату скорости относительно ракеты-носителя, регистрации сигнала об отделении космического аппарата от ракеты-носителя по датчикам контроля его отделения.

Устройство для осуществления данного способа отделения от ракеты-носителя космического аппарата содержит адаптер, закрепленный на ракете-носителе и состоящий из цилиндрического отсека, на верхнем шпангоуте которого дискретно размещены механические замки, удерживающие космический аппарат, тросовое устройство фиксации замков и средства отделения космического аппарата, выполненные в виде пружинных толкателей. Описанные выше способ отделения от ракеты-носителя космического аппарата и устройство для его осуществления были применены при запуске космического аппарата «Экспресс АМ22» (см., например, журнал «Новости космонавтики», февраль 2004 г., №2, стр. 26-29).

Недостатком данного способа отделения от ракеты-носителя космического аппарата и устройства для его осуществления является невозможность использования для выведения на орбиту группы космических аппаратов.

Известен способ отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов, установленных на ракете-носителе с использованием адаптера ярусной («этажерной») схемы крепления, заключающийся в выведении ракеты-носителя с группой космических аппаратов на заданную орбиту, подаче команды на отделение космических аппаратов верхнего яруса адаптера по штатной циклограмме, отсоединении космических аппаратов верхнего яруса адаптера от ракеты-носителя, придании космическим аппаратам верхнего яруса адаптера скорости относительно ракеты-носителя, регистрации сигнала об отделении космических аппаратов от ракеты-носителя по датчикам контроля их отделения, последующем поочередном отделении от ракеты-носителя верхнего яруса адаптера и космических аппаратов нижнего яруса адаптера по технологической схеме отделения космических аппаратов верхнего яруса адаптера.

Устройство для осуществления данного способа отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов содержит адаптер, выполненный в виде составной ярусной конструкции. Нижний ярус адаптера закреплен на ракете-носителе, а верхний ярус адаптера с установленными на нем космическими аппаратами закреплен на нижнем ярусе адаптера и охватывает космические аппараты, закрепленные на нижнем ярусе. Данные способ отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов и устройство для его осуществления применены при выведении группы космических аппаратов на ракете-носителе «Ариан-5» (см., например, журнал «Новости космонавтики», январь 2006 г., №1, стр. 12-13).

Недостатком вышеизложенного способа отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов и устройства для его осуществления является обязательность определенного порядка (однозначной последовательности) при отделении от ракеты-носителя космических аппаратов после их выведения на заданную орбиту, а именно: по штатной циклограмме пуска проводят первоочередное отделение космических аппаратов, установленных на верхнем ярусе («этаже») адаптера, а перед отделением космических аппаратов, установленных на нижнем ярусе («этаже») адаптера, выполняют дополнительную операцию по отделению верхнего яруса адаптера для обеспечения безопасного отделения космических аппаратов нижнего яруса адаптера. Таким образом, неотделение по каким-либо причинам космического аппарата, закрепленного на верхнем ярусе адаптера, приводит к невозможности отделения всех космических аппаратов, установленных на нижнем ярусе адаптера.

Известен также способ отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов, установленных на адаптере, закрепленном на ракете-носителе, заключающийся в том, что выводят ракету-носитель с группой космических аппаратов на заданную орбиту, подают команду на отделение первого космического аппарата по штатной циклограмме, отсоединяют первый космический аппарат от адаптера с использованием (задействованием) средств удержания (происходит их расфиксация) системы отделения, придают первому космическому аппарату скорость относительно адаптера за счет срабатывания средств отделения системы отделения, регистрируют сигнал об отделении первого космического аппарата от адаптера по датчикам контроля его отделения, поочередно отделяют по штатной циклограмме последующие космические аппараты с регистрацией сигналов об их отделении от адаптера по соответствующим датчикам контроля отделения космических аппаратов.

Устройство для осуществления данного способа отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов содержит адаптер, включающий основание с узлами крепления к ракете-носителю и платформу, соединенную с основанием, системы отделения, состоящие из корпусов, закрепленных на платформе, средств удержания, средств отделения и датчиков контроля отделения космических аппаратов, установленных на корпусах в плоскостях стыка с космическими аппаратами. Данные способ отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов и устройство для его осуществления применены при выведении группы космических аппаратов на ракете-носителе «Космос-3М» (см., например, В.Н. Блинов и др. «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. 12-13, 112-115, а также журнал «Новости космонавтики», декабрь 2005 г., №12, стр. 43-47).

Недостатком вышепредставленного способа отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов и устройства для его осуществления является возможность неотделения какого-либо космического аппарата из-за сбоев в функционировании его системы отделения.

Учитывая, что в составе устройства для отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов имеется несколько систем отделения, а при последовательном (поочередном) отделении космических аппаратов происходит существенное взаимное воздействие (влияние) от срабатывания систем отделения космических аппаратов, отделяющихся в первую очередь, на космические аппараты и их системы, отделяющиеся в последующую очередь, то вероятность нештатной работы элементов какой-либо из систем отделения возрастает.

При этом нормальная работоспособность систем отделения зависит от многих факторов, предопределяющих штатное отделение космического аппарата от ракеты-носителя, начиная от подачи и прохождения электрической команды на отделение космического аппарата и до срабатывания датчиков отделения, свидетельствующих о факте отделения космического аппарата. Между этими событиями происходит работа элементов (звеньев) системы отделения, например: срабатывание пружинно-тросового устройства расчековки (расфиксации) замков (возможен «захлест», зацеп тросов за смежные элементы конструкции), последовательное срабатывание (возможны заедания и задержки) рычагов механических замков, освобождающих ответные элементы замков, установленные на космический аппарат, работа пружинных толкателей (возможно несинхронное срабатывание из-за неправильной настройки и регулировки усилий срабатывания) для придания космическому аппарату заданной скорости при отделении. Нештатная (со сбоями) работа элементов (звеньев) системы отделения в конечном итоге приводит к неотделению космического аппарата от ракеты-носителя. Космический аппарат, неотделившийся от последней ступени ракеты-носителя, не может использоваться по целевому назначению, и пуск является неудачным.

Примерами таких неудачных пусков является неотделение космического аппарата «Можаец-5» (см., например, журнал «Новости космонавтики», декабрь 2005 г., №12, стр. 43-47) и неотделение космического аппарата «Канопус-СТ» (см., например, журнал «Новости космонавтики», февраль 2016 г., №2, стр. 33-38) от своих ракет-носителей из-за сбоев в работе систем отделения.

Задачей (целью) предлагаемого изобретения является повышение эксплуатационных характеристик известного способа отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов и устройства для его осуществления (путем повышения надежности отделения от ракеты-носителя каждого космического аппарата из состава группы космических аппаратов, выводимых на орбиту ракетой-носителем).

Поставленная цель в предлагаемом способе отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов достигается тем, что при неотделении космического аппарата после подачи команды на его отделение выполняют отделение последующих космических аппаратов в очередности по штатной циклограмме пуска (отделения), а после отделения последнего космического аппарата подают команду на отделение неотделившегося космического аппарата, при этом отсоединение неотделившегося космического аппарата проводят путем разрушения корпуса системы отделения на части при срабатывании, например, пиротехнического устройства, устанавливаемого на корпусе соответствующей системы отделения в плоскости, расположенной между плоскостью стыка корпуса системы отделения с космическим аппаратом и плоскостью крепления корпуса системы отделения к платформе адаптера, при этом придание космическому аппарату скорости относительно адаптера выполняют совместно с приданием относительно адаптера скорости части корпуса системы отделения, расположенной между плоскостью стыка корпуса системы отделения с космическим аппаратом и плоскостью установки пиротехнического устройства, причем регистрацию сигнала об отделении космического аппарата от адаптера проводят по датчикам контроля его отделения, дополнительно устанавливаемым на корпусе соответствующей системы отделения по обе стороны от плоскости установки пиротехнического устройства.

Устройство для реализации предлагаемого способа отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов выполняется содержащим адаптер, включающий основание с узлами крепления к ракете-носителю и платформу, соединенную с основанием, системы отделения, состоящие из корпусов, закрепленных на платформе, средств удержания, средств отделения и датчиков контроля отделения космических аппаратов, установленных на корпусах в плоскостях стыка с космическими аппаратами. По наружному периметру корпусов систем отделения между плоскостями стыка корпусов с космическими аппаратами и плоскостями крепления корпусов с платформой выполняются замкнутые каналы с установленными в них пиротехническими устройствами, выполненными, например, в виде гибких малоимпульсных детонирующих шнуров, и закрытыми защитными крышками, закрепленными на корпусах систем отделения.

Устройство, реализующее предлагаемый способ отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов, поясняется на фигурах 1-6.

На фигуре 1 изображен общий вид устройства для отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов.

На фигуре 2 показан выносной элемент А согласно фигуре 1.

На фигуре 3 представлен общий вид предлагаемого устройства с установленными на нем космическими аппаратами.

На фигуре 4 изображена схема отделения космических аппаратов от ракеты-носителя при срабатывании (штатных) систем отделения.

На фигуре 5 показана схема отделения космического аппарата от ракеты-носителя при срабатывании пиротехнического устройства.

На фигуре 6 представлен выносной элемент Б согласно фигуре 5.

Предлагаемое устройство содержит адаптер 1 (фиг. 1, 3), включающий основание 2 (фиг. 1, 3) с узлами крепления (например, болтовыми соединениями) 3 к ракете-носителю 4 и платформу 5. Основание 2 выполнено в виде силовой (несущей) конструкции, например, кольца или отсека, подкрепленного стрингерно-шпангоутным набором, или балочно-стержневой конструкции (рамы, фермы). Основание 2 и платформа 5 соединены между собой (элементы соединения на фиг. условно не показаны). На платформу 5 установлены системы отделения 6 (фиг. 1, 3) космических аппаратов 7 (фиг. 3). Каждая система отделения 6 состоит из корпуса 8 (фиг. 1, 3), средств удержания (замков) 9 и средств отделения (толкателей) 10 космического аппарата 7. Корпуса 8 представляют собой полые тонкостенные конструкции, например, цилиндрической формы. Корпус 8 каждой системы отделения 6 закреплен (на фиг. элементы крепления условно не показаны) к платформе 5. На корпусе 8 в плоскости стыка с космическим аппаратом 7 установлены средства удержания (замки) 9 и средства отделения (толкатели) 10 космического аппарата 7. В этой же плоскости размещены датчики 11 (фиг. 3, 4, 5) контроля отделения космических аппаратов 7. По наружному периметру корпуса 8 каждой системы отделения 6 между плоскостью стыка с соответствующим космическим аппаратом 7 и плоскостью крепления корпуса 8 с платформой 5 выполнен замкнутый канал 12 (фиг. 2). В замкнутый канал 12 установлено (уложено) пиротехническое устройство 13, выполненное, например, в виде гибкого малоимпульсного детонирующего шнура. Пиротехническое устройство 13, уложенное в замкнутый канал 12, закрыто защитной крышкой 14 (фиг. 2, 4), закрепленной с внешней стороны на корпусе 8 системы отделения 6. Защитная крышка 14 предназначена для защиты элементов космического аппарата 7 и ракеты-носителя 4 от воздействия частиц конструкции корпуса 8 при его разрушении от срабатывания пиротехнического устройства 13. Каждая защитная крышка 14 закреплена (элементы крепления на фиг. условно не показаны) на корпусе 8 с одной стороны замкнутого канала 12 и не препятствует разделению корпуса 8 на части при срабатывании пиротехнического устройства 13. Защитные крышки 14 выполнены из высокопрочного негорючего материала, обеспечивающего их неразрушение и непрогорание.

По обе стороны от плоскости установки пиротехнического устройства 13 размещены датчики 15 (фиг. 3, 4) контроля отделения космического аппарата 7, дополнительно устанавливаемые на корпусе 8 соответствующей системы отделения 6.

Сборка предлагаемого устройства проводится в следующей технологической последовательности:

- платформа 5 и основание 2 адаптера 1 предварительно (до установки на них космических аппаратов 7) соединяются (элементы соединения на фиг. условно не показаны) между собой;

- в замкнутые каналы 12 корпусов 8 систем отделения 6 устанавливаются (укладываются) пиротехнические устройства (представляющие собой гибкие малоимпульсные детонирующие шнуры) 13 и закрываются защитными крышками 14;

- корпусы 8 нижними торцами 16 (фиг. 1, 3) крепятся (элементы крепления на фиг. условно не показаны) к платформе 5;

- к верхним торцам 17 (фиг. 3) корпусов 8 систем отделения 6 через замки 9 и толкатели 10 стыкуются (устанавливаются и закрепляются) соответствующие космические аппараты 7 (возможен другой вариант стыковки: вначале к корпусам 8 (к их верхним торцам 17) систем отделения 6 через замки 9 и толкатели 10 стыкуются соответствующие космические аппараты 7, а затем корпуса 8 с установленными космическими аппаратами 7 крепятся (своими нижними торцами 16) к платформе 5 адаптера 1);

- датчики 11 контроля отделения космических аппаратов 7 приводятся в рабочее состояние (проводится их настройка и регулировка);

- адаптер 1 в горизонтальном или вертикальном положении с установленными космическими аппаратами 7 стыкуется (крепится) к ракете-носителю 4 посредством узлов крепления (например, болтовых соединений) 3 (фиг. 1, 3), расположенных на основании 2.

На участке выведения ракеты-носителя 4 на заданную орбиту группа космических аппаратов 7 находится в положении удержания посредством соответствующих систем отделения 6 на адаптере 1, закрепленном на ракете-носителе 4.

Отделение от ракеты-носителя 4 группы космических аппаратов 7, установленных на адаптере 1, закрепленном на ракете-носителе 4, предлагаемым способом проводится в следующей технологической последовательности:

- выполняют выведение ракеты-носителя 4 с группой космических аппаратов 7 на заданную орбиту (при этом на участке выведения все космические аппараты 7 находятся в закрепленном положении на платформе 5 адаптера 1 посредством замков 9 и толкателей 10 соответствующих систем отделения 6);

- подают команду на отделение первого космического аппарата 7 по штатной циклограмме отделения;

- проводят отсоединение первого космического аппарата 7 от адаптера 1 за счет срабатывания средств удержания (замков) 9 его системы отделения 6;

- придают первому космическому аппарату 7 скорость относительно адаптера 1 за счет срабатывания средств отделения (толкателей) 10 его системы отделения 6;

- регистрируют сигнал об отделении первого космического аппарата 7 от адаптера 1 по датчикам 11 контроля его отделения,

- в аналогичной последовательности, начиная с подачи команды на отделение и заканчивая регистрацией сигналов об отделении космических аппаратов 7 от адаптера 1 по соответствующим датчикам 11 контроля их отделения, проводят поочередное отделение по штатной циклограмме (отделения) последующих космических аппаратов 7 (при этом космические аппараты 7 в определенной (заданной) последовательности отделяются от адаптера 1 (от ракеты-носителя 4) за счет работы (срабатывания) замков 9 и толкателей 10 соответствующих систем отделения 6 (фиг. 4);

- проводят регистрацию сигналов об отделении космических аппаратов 7 от адаптера 1 (от ракеты-носителя 4) по соответствующим датчикам 11 контроля их отделения (при отделении всех космических аппаратов 7 по штатной циклограмме адаптер 1 в исходном (собранном) состоянии с установленными на его платформу 5 системами отделения 6 с неразрушенными корпусами 8 (фиг. 4) остается закрепленным на ракете-носителе 4 посредством узлов крепления 3);

- при неотделении космического аппарата 7 после подачи команды на его отделение выполняют отделение последующих космических аппаратов 7 (еще неотделившихся от адаптера 1) в очередности по штатной циклограмме (неотделение космического аппарата 7 может произойти при сбое в подаче или непрохождении команды на отделение космического аппарата 7, а также при несрабатывании (заедании) замков 9 системы отделения 6 (при этом космический аппарат 7 остается соединенным с адаптером 1));

- после отделения последнего космического аппарата 7 подают команду на отделение неотделившегося космического аппарата 7,

- отсоединение неотделившегося космического аппарата 7 проводят путем разрушения корпуса 8 системы отделения 6 на части при срабатывании, например, пиротехнического устройства 13, устанавливаемого на корпусе 8 соответствующей системы отделения 6 в плоскости, расположенной между плоскостью стыка корпуса 8 системы отделения 6 с космическим аппаратом 7 и плоскостью крепления корпуса 8 системы отделения 6 к платформе 5 адаптера 1 (при работе пиротехнического устройства 13 полый корпус 8 соответствующей системы отделения 6 разрушается по замкнутому каналу 12 (по периметру укладки) пиротехнического устройства 13; разрушение корпуса 8 происходит между плоскостью стыка (верхним торцом 17) корпуса 8 с космическим аппаратом 7 и плоскостью крепления (нижним торцем 16) корпуса 8 с платформой 5 (фиг. 5); в результате срабатывания пиротехнического устройства 13 и разрушения корпуса 8 космический аппарат 7 с частью системы отделения 6 (верхней частью между плоскостью стыка (верхним торцом 17) корпуса 8 системы отделения 6 с космическим аппаратом 7 и плоскостью установки пиротехнического устройства 13) оказывается не связанным с платформой 5 адаптера 1 и отделяется от него,

- придание космическому аппарату 7 скорости относительно адаптера 1 (отведение космического аппарата от адаптера 1) выполняют совместно с приданием скорости (отведением) части корпуса 8 системы отделения 6, расположенной между плоскостью стыка корпуса 8 системы отделения 6 с космическим аппаратом 7 и плоскостью установки пиротехнического устройства 13 (отведение космического аппарата 7 с частью корпуса 8 от адаптера 1 осуществляется при делении корпуса 8 на части и отталкивании частей друг от друга за счет динамического воздействия при срабатывании пиротехнического устройства 13);

- регистрацию сигнала об отделении космического аппарата 7 от адаптера 1 проводят по датчикам 15 контроля его отделения, дополнительно устанавливаемым на корпусе 8 соответствующей системы отделения 6 по обе стороны от плоскости установки пиротехнического устройства 13.

Оставшаяся часть корпуса 8 (нижняя часть между плоскостью крепления (нижним торцом 16) корпуса 8 системы отделения 6 с платформой 5 адаптера 1 и плоскостью установки пиротехнического устройства 13) системы отделения 6 остается закрепленной на платформе 5 адаптера 1 (фиг. 6).

Таким образом, космический аппарат 7, неотделившийся от адаптера 1 (от ракеты-носителя 4) при первой попытке с использованием работы штатной системы отделения 6, может быть отделен от адаптера 1 (от ракеты-носителя 4) при второй попытке с использованием работы пиротехнического устройства 13, установленного на корпусе 8 системы отделения 6.

В случае если от адаптера 1 не отделится несколько космических аппаратов 7, то в аналогичном порядке проводится последующее задействование пиротехнических устройств 13, установленных на корпусах 8 систем отделения 6 неотделившихся космических аппаратов 7 с регистрацией сигналов об отделении космических аппаратов 7 по датчикам 15 контроля их отделения, дополнительно устанавливаемым по обе стороны от плоскости установки пиротехнического устройства 13.

Предложенная последовательность отделения космических аппаратов 7 целесообразна для исключения нагружения штатно отделяющихся космических аппаратов 7 (от срабатывания соответствующих систем отделения 6) повышенными динамическими (ударными) нагрузками от срабатывания пиротехнического устройства 13 при повторной попытке отделения неотделившегося космического аппарата 7.

Предложенные способ отделения от ракеты-носителя 4 группы космических аппаратов 7 и устройство для его осуществления позволяют повысить надежность отделения космического аппарата 7 от ракеты-носителя 4 за счет повторной попытки отделения в случае, если космический аппарат 7 не отделится от ракеты-носителя 4 при первой попытке из-за нештатной работы системы отделения 6.

Следует отметить, что после отделения космического аппарата 7 в результате срабатывания пиротехнического устройства 13 его конфигурация будет отличаться от конфигурации космического аппарата 7 при его отделении в результате штатного срабатывания замков 9 системы отделения 6. А именно: к нижней части космического аппарата 7 будет пристыкована (присоединена) (фиг. 5) верхняя часть корпуса 8 системы отделения 6, отделившаяся от нижней части корпуса 8, что приведет к определенному изменению массо-центровочных и массо-инерционных характеристик космического аппарата 7 в целом. Это также может привести к некоторому ограничению работоспособности космического аппарата 7 (например, к уменьшению углов обзора оптико-электронных камер или антенн (на фиг. условно не показаны), расположенных в нижней части космического аппарата 7). Однако обычно при компоновке (размещении) данных устройств на космическом аппарате 7 их выносят за зону стыковки с системой отделения 6 для исключения возможного соударения при отделении космического аппарата 7.

Следует также отметить, что при срабатывании пиротехнического устройства 13 возможно воздействие на космический аппарат 7 нагрузок ударного характера. При этом данные динамические нагрузки не будут действовать непосредственно на космический аппарат 7, а будут передаваться через корпус 8 системы отделения 6, состыкованный с нижней частью космического аппарата 7, и частично им демпфироваться. Ударные нагрузки на конструкцию уменьшаются в зависимости от удаленности конструкции от пирозаряда. Поэтому, увеличивая расстояние (за счет увеличения высоты отделяющейся части корпуса 8 системы отделения 6) от плоскости расположения пиротехнического устройства 13 на корпусе 8 до нижней части космического аппарата 7, можно минимизировать ударные нагрузки на космический аппарат 7.

При этом разработка и проектирование конструкции и оборудования космического аппарата 7 проводятся с учетом динамических нагрузок при возможном отделении космического аппарата 7 от адаптера 1 посредством пиротехнического устройства 13.

Следует также отметить, что для защиты элементов конструкции ракеты-носителя 4 от возможного разлета частиц при разрушении корпусов 8 систем отделения 6 при срабатывании пиротехнических устройств 13 конструкция платформы 5 выполняется цельной (сплошной) без каких-либо вырезов и окон.

Толщина (стенок) корпусов 8 систем отделения 6 в зоне замкнутых каналов 12 (фиг. 2, 6) для укладки пиротехнических устройств 13 выбирается из условия разрушения (стенок) корпусов 8 от срабатывания пиротехнических устройств 13 выбранной (используемой) мощности при соблюдении условия неразрушения (стенок) корпусов 8 от действия на корпуса 8 нагрузок от закрепленных на них космических аппаратов 7 при эксплуатации космических аппаратов 7 в составе ракеты-носителя 4.

Пиротехнические устройства 13, выполненные на основе гибких малоимпульсных детонирующих шнуров, имеют малые габариты и массу. Поэтому их установка не приведет к значительному увеличению массы и габаритных размеров предлагаемого устройства. Кроме того, для срабатывания пиротехнических устройств 13 необходимы достаточно простая электрическая схема и низкий расход энергии инициирующего импульса тока.

Таким образом, предложенные способ отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов и устройство для его осуществления имеют существенные отличия от ранее известных способов отделения и устройств для их осуществления и позволяют повысить их эксплуатационные характеристики.

1. Способ отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов, установленных на адаптере, закрепленном на ракете-носителе и содержащем основание, платформу, системы отделения, установленные на корпусах, закрепленных на платформе, и снабженные датчиками контроля отделения космических аппаратов, размещенными в плоскостях стыка корпусов с космическими аппаратами, включающий выведение ракеты-носителя с группой космических аппаратов на заданную орбиту, подачу команды на отделение первого космического аппарата по штатной циклограмме отделения, отсоединение первого космического аппарата от адаптера, придание первому космическому аппарату скорости относительно адаптера, регистрацию сигнала об отделении первого космического аппарата от адаптера по датчикам контроля его отделения, поочередное отделение по штатной циклограмме отделения последующих космических аппаратов с регистрацией сигналов об их отделении от адаптера по соответствующим датчикам контроля отделения космических аппаратов, отличающийся тем, что при неотделении космического аппарата после подачи команды на его отделение выполняют отделение последующих космических аппаратов в очередности по штатной циклограмме отделения, а после отделения последнего космического аппарата подают команду на отделение неотделившегося космического аппарата, при этом отсоединение неотделившегося космического аппарата проводят путем разрушения корпуса системы отделения на части при срабатывании, например, пиротехнического устройства, устанавливаемого на корпусе соответствующей системы отделения в плоскости, расположенной между плоскостью стыка корпуса системы отделения с космическим аппаратом и плоскостью крепления корпуса системы отделения к платформе адаптера, а придание космическому аппарату скорости относительно адаптера выполняют совместно с приданием относительно адаптера скорости части корпуса системы отделения, расположенной между плоскостью стыка корпуса системы отделения с космическим аппаратом и плоскостью установки пиротехнического устройства, причем регистрацию сигнала об отделении космического аппарата от адаптера проводят по датчикам контроля его отделения, дополнительно устанавливаемым на корпусе соответствующей системы отделения по обе стороны от плоскости установки пиротехнического устройства.

2. Устройство для отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов, содержащее адаптер, включающий основание с узлами крепления к ракете-носителю и платформу, соединенную с основанием, системы отделения, состоящие из корпусов, закрепленных на платформе, средств удержания, средств отделения и датчиков контроля отделения космических аппаратов, установленных на корпусах в плоскостях стыка с космическими аппаратами, отличающееся тем, что по наружному периметру корпусов систем отделения между плоскостями стыка корпусов с космическими аппаратами и плоскостями крепления корпусов с платформой выполнены замкнутые каналы с установленными в них пиротехническими устройствами, выполненными, например, в виде гибких малоимпульсных детонирующих шнуров, и закрытыми защитными крышками, закрепленными на корпусах систем отделения.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике. В способе контроля поражения цели крылатой ракетой (КР) после выполнения пуска и полета КР по индивидуальной траектории, выбора цели и захода на цель, снятия ступеней предохранения боевого оснащения на заданном расстоянии до цели, задаваемом из условий неминуемого поражения цели, в бортовой аппаратуре КР производится по заданному алгоритму формирование массива данных.

Устройство управляемого артиллерийского снаряда (УАС) предназначено для снаряжения артиллерийских орудий, входящих в состав комплекса контрбатарейной борьбы с подразделениями ствольной и реактивной артиллерии, а также с подразделениями минометов противника, находящихся на огневых позициях и ведущих стрельбу.

Изобретение относится к области управления движением летательных аппаратов и, в частности, к электрогидравлическим и электропневматическим рулевым приводам управляемых ракет и снарядов.

Изобретение относится к ракетам класса «воздух-воздух». Ракета содержит фюзеляж, двигатель и головку самонаведения, а также отцепляемый парашют, уложенный в сбрасываемый обтекатель, расположенный перед носовой частью ракеты.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Адаптер для установки космических аппаратов состоит из ряда конструктивно идентичных платформ, последовательно связанных между собой посредством несущих штанг.

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.

Пирозамок // 2669901
Изобретение относится к области ракетной и космической техники. Пирозамок содержит шток с проточкой и гайкой, вложенные в проточку вкладыши, втулку, запирающую вкладыши снаружи, корпус, стержень, пружину, демпфирующий элемент, пиропатроны с пирокамерами.
Изобретение относится к системам автоматической стыковки космических аппаратов (КА). Устройство автоматической стыковки КА в операциях орбитального обслуживания содержит штырь на обслуживающем КА и коническое гнездо на обслуживаемом КА.
Изобретение относится к системам автоматической стыковки космических аппаратов (КА). Устройство автоматической стыковки КА в операциях орбитального обслуживания содержит штырь на обслуживающем КА и коническое гнездо на обслуживаемом КА.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Устройство удержания и освобождения трансформируемых механических систем КА содержит замок на основе болтового соединения, состоящий из стационарной и отделяемой частей.

Изобретение относится к управлению движением космических аппаратов (КА), в частности для предотвращения сближения КА с активным объектом (АО). Согласно способу излучаемые приближающимся АО сигналы регистрируют на борту КА детекторами плоской формы, расположенными на поверхности сферической оболочки.

Изобретение относится к управлению движением космических аппаратов (КА), в частности для предотвращения сближения КА с активным объектом (АО). Согласно способу излучаемые приближающимся АО сигналы регистрируют на борту КА детекторами плоской формы, расположенными на поверхности сферической оболочки.

Изобретение относится к эксплуатации группировки, преимущественно автоматических космических аппаратов (КА). Согласно способу комплектуют на Земле целевой КА, предназначенный для замещения неработающего КА (НКА), и сервисный КА.

Изобретение относится к оптико-электронным приборам, используемым в системах управления движением космического аппарата (КА), гл. обр., к мишени стыковки пассивного КА.

Изобретение относится к оптико-электронным приборам, используемым в системах управления движением космического аппарата (КА), гл. обр., к мишени стыковки пассивного КА.

Изобретение относится к космической технике, в частности к стыковочным устройствам космических аппаратов (КА). Стыковочный механизм содержит подвижный корпус, связанный с основанием стыковочного механизма двухстепенным вращательным шарниром, тягами и электромагнитными тормозами, штангу с головкой и защелками, установленную с возможностью поступательного перемещения относительно подвижного корпуса, размещенные в подвижном корпусе шарико-винтовой преобразователь, связанный с ним осевой амортизатор с первым фрикционным тормозом, электропривод, связанный с первым фрикционным тормозом через стопорную муфту.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к артиллерийскому снаряду. Технический результат – повышение дальности полета артиллерийского снаряда. Устройство содержит корпус с блоком основных стабилизаторов и кормовым отсеком. Внутри корпуса выполнена перегородка. Она разделяет полость корпуса на две изолированные друг от друга части. В одной части размещено взрывчатое вещество. Во второй части размещен топливный состав с недостатком окислителя для донного газогенератора. Донный газогенератор состоит из части полого корпуса снаряда и блока сопел. Упомянутый газогенератор обеспечивает выход газообразных продуктов с недостатком окислителя. Корпус кормового отсека выполнен составным из телескопически расположенных наружной и внутренней обечаек. Наружная обечайка выполнена с возможностью осевого перемещения по отношению к внутренней и образования при этом камеры ракетно-прямоточного двигателя. При этом корпус снаряда выполнен с возможностью расстыковки его частей между собой. Узел разъема расположен во второй части корпуса. В этой части размещен блок дополнительных стабилизаторов. Этот блок закреплен в сложенном состоянии на перегородке между частями корпуса. Он выполнен с возможностью автоматического раскрытия после разделения частей корпуса между собой. Несущая поверхность блока дополнительных стабилизаторов определена с учетом изменения общей массы снаряда и положения центра масс снаряда после окончания работы ракетно-прямоточного двигателя. 4 ил.

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике. В способе отделения от ракеты-носителя 4 группы космических аппаратов 7 в случае неотделения одного КА 7 выполняют отделение последующих КА 7, после подают команду на отделение неотделившегося КА 7 с использованием пиротехнического устройства 13, обеспечивающего отделение КА 7 совместно с разрушившейся при срабатывании пиротехнического устройства 13 частью корпуса 8 системы отделения 6 с одновременным приданием им скорости относительно адаптера 1. Регистрацию сигнала об отделении КА 7 проводят по датчикам 15, устанавливаемым на корпусе 8 системы отделения 6. Устройство для реализации способа содержит адаптер 1, состоящий из основания 2 с узлами крепления 3 к ракете-носителю 4 и платформы 5, соединенной с основанием 2, системы отделения 6 КА 7, закрепленные на платформе 5. По внешнему периметру корпусов 8 выполнены замкнутые каналы 12 с пиротехническими устройствами 13, например, в виде малоимпульсных детонирующих шнуров. Пиротехнические устройства 13 закрыты защитными крышками 14. Техническим результатом группы изобретений является повышение надежности отделения КА от РН. 2 н.п. ф-лы, 6 ил.

Наверх