Космические летательные аппараты: ..системы стыковки и расстыковки космических кораблей или их частей, например устройство для причаливания – B64G 1/64

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА) и может быть использовано для отделения отсека. Система отделения ЛА содержит устройство крепления с возможностью расфиксации, устройство отделения с толкателем (парой параллельных толкателей) с упорным элементом (УЭ) в виде участка сферы. УЭ содержит кольцевой буртик с внутренней поверхностью в виде конического сужения. Геометрический центр участка сферы расположен в центре тяжести отделяемого отсека, твердость материала УЭ превышает твердость материала контактирующей с ним части толкателя. Изобретение позволяет увеличить точность отделение отсека ЛА, уменьшить затраты энергии на стабилизацию отсека после отделения и динамические нагрузки на отделяемый отсек. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к автоматической стыковке активных космических аппаратов (АКА) с некооперируемыми пассивными космическими аппаратами (ПКА). АКА включает в свой состав самонаводящийся космический микробуксир (КМБ) для доставки троса, выпускаемого с АКА, и оснащен стыковочным штырем. Стягивание ПКА и АКА осуществляется с помощью троса. В качестве устройства стыковки на ПКА используется сопло маршевого двигателя, куда вводится и где фиксируется стыковочный штырь. При выполнении стыковки осуществляют стабилизацию углового положения АКА и связки КМБ и ПКА в инерциальной системе координат с центром, находящимся в центре масс АКА. Синхронизация угловых скоростей связки КМБ и ПКА с АКА, а также совмещение продольных осей АКА и указанной связки с направлением линии, соединяющей их центры масс, осуществляются с помощью двигателей АКА и КМБ. После касания связки КМБ и ПКА посадочного места на АКА осуществляют фиксацию связки с помощью системы стыковки, установленной на АКА. Техническим результатом изобретения является расширение области условий возможной стыковки с ПКА и упрощение процесса стыковки. 7 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для закрепления и расфиксации подвижных элементов конструкции (ПЭК) космических аппаратов (КА) без воздействия ударных импульсов. Безымпульсное устройство расфиксации ПЭК КА содержит корпус с основным и дублирующим исполнительным элементами в виде подвижных цилиндров с возможностью возвратно-поступательного движения, подпружиненную собачку с собственной осью. На подвижных цилиндрах насажены диски из изолирующего материала, в которых с двух сторон выполнены прорези под намотку проволок из материала с эффектом памяти формы, на которые периодически подается напряжение и концы которых зафиксированы на крайних дисках каждого цилиндра, при этом один из крайних дисков закреплен неподвижно относительно подвижного цилиндра, а другой неподвижно относительно корпуса, причем внутри каждого подвижного цилиндра установлена возвратная пружина, одним концом закрепленная на корпусе, а другим взаимодействует с подвижным цилиндром, при этом в корпусе и в хомутах, охватывающих корпус с двух сторон, выполнены соосные отверстия под шарики, а в цилиндрах выполнены вырезы со смещением относительно соосных отверстий, при этом качалка шарнирно закреплена на подпружиненной собачке, которая своими концами взаимодействует с выступами, выполненными на хомутах, причем между корпусом и хомутами с двух сторон установлена пружина. Изобретение позволяет исключить ударный импульс при срабатывании пиросредств. 10 ил.

Изобретение относится к системам стыковки летательных аппаратов. Способ отделения отсека летательного аппарата заключается в расфиксации устройства крепления отсека и воздействии усилием толкателя устройства отталкивания на контактную поверхность упорного элемента отделяемого отсека по направлению к положению его центра тяжести до отделения. Воздействуют на отсек с обеспечением свободы флуктуационного перемещения контактного пятна от взаимодействия толкателя с упорным элементом по контактной поверхности упорного элемента при флуктуационном изменении угла наклона корпуса отделяемого отсека к толкателю. При этом до отделения обеспечивают твердость материала упорного элемента больше твердости материала толкателя. В процессе отделения используют упорный элемент отделяемого отсека в виде участка сферы, геометрический центр которой расположен в центре тяжести отделяемого отсека. Изобретение направлено на уменьшение динамической нагрузки на отделяемый отсек. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам стыковки космических объектов и их отделения друг от друга. Система отделения космического аппарата (КА), установленная между несущей конструкцией ракеты-носителя и КА, содержит корпус с замками, толкателем и узлами крепления крыла солнечной батареи. Каждый узел крепления крыла солнечной батареи установлен на корпусе системы отделения под крылом солнечной батареи и состоит из опорного кронштейна с закрепленными на нем регулируемыми в вертикальном направлении упорами в виде резьбовых стержней. Резьбовые стержни нижними концами закреплены на опорном кронштейне, а верхними концами через сферические наконечники соединены с прижимными планками. Между поверхностью прижимной планки каждого регулируемого упора и нижней торцевой поверхностью соответствующей панели крыла солнечной батареи установлена резиновая прокладка. Изобретение позволяет уменьшить ударные и виброударные нагрузки на КА. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Группа изобретений относится к устройствам захвата свободно летящих объектов, устанавливаемым на борту космического аппарата (КА), в частности космического корабля. Устройство (10) захвата объекта (12), первоначально находящегося в состоянии свободного полета, содержит надувной корпус (14) и камеру захвата, образованную (хотя бы частично) указанным корпусом (14). Камера захвата имеет входное отверстие, через которое захватывается объект (12), и выходное отверстие (15С) для прохода через него объекта (12) в камеру хранения (в частности, на борт КА). Для выталкивания объекта (12) через отверстие (15С) предусмотрен надувной толкатель (22). Для более надежной передачи объекта (12) в камеру хранения имеются надувные направляющие элементы (24). Устройство содержит также заградительные средства (18) входного отверстия (15А) для удержания объектов (12), находящихся в состоянии свободного полета, внутри камеры захвата (15). Технический результат изобретений направлен на упрощение конструкции устройства, повышение его надежности и снижение массы КА. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретения относятся к устройству герметизации люков космических объектов и к способу его эксплуатации. Устройство герметизации люков космических объектов содержит средство герметизации, выполненное в виде герметичного рукава из эластичного газонепроницаемого материала. Рукав герметично присоединен по периметру к жесткой обечайке посредством клея-герметика. Жесткая обечайка герметично установлена концентрично относительно люка на корпусе внутри космического объекта. На обрезе герметичного рукава прикреплен элемент фиксации. В исходном состоянии герметичный рукав уложен на жесткой обечайке в виде кольцевой скатки и закреплен бандажом. Способ эксплуатации устройства герметизации люков космических объектов включает снятие бандажа крепления с герметичного рукава, разворот герметичного рукава, сборку рукава в жгут-скрутку, бандаж и завязку жгута-скрутки элементом фиксации, а также наддув герметизируемого отсека космического объекта. Достигается упрощение герметизации люка. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Система отделения отсека летательного аппарата содержит устройство крепления, состоящее из разрывных болтов и направляющих шпилек, и устройство отделения в виде пневматического механизма отделения, состоящего из баллона с газом, пневмотолкателя со штоком, продольная ось которого совпадает с продольной осью отделяемой части. Шток пневмоцилиндра соединен с поршнем посредством шарнирного соединения и снабжен толкающей вилкой, соединенной со штоком посредством шарнирного соединения и имеющей не менее двух регулируемых упоров для контакта с отделяемым отсеком, разнесенных симметрично относительно его центра масс. В отсеке имеются гнезда для размещения упоров вилки. Достигается снижение ударной нагрузки на отделяемый отсек, повышение надежности отделения от летательного аппарата отсека в заданном направлении, снижение массы устройства отделения отсека. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкции космических транспортных средств для выведения на околоземную орбиту полезных грузов. Устройство отделения хвостового отсека ракетного блока содержит отделяемые панели, толкатели поперечного стыка отделяемых панелей и направляющие кронштейны отделяемых панелей. Направляющие кронштейны имеют ребра, которые с зазором охватывают ролики качения отделяемых панелей. Оси вращения роликов качения с одной стороны установлены с возможностью продольного перемещения в продольных вырезах, выполненных в ребрах направляющих кронштейнов, а с другой стороны жестко закреплены посредством кронштейнов на отделяемых панелях. Оси вращения роликов качения каждой панели соосны и перпендикулярны плоскости симметрии отделяемых панелей и взаимодействуют с шарнирно подпружиненными стопорами, закрепленными на направляющих кронштейнах. Ролики качения после выхода из продольных вырезов ребер направляющих кронштейнов взаимодействуют с взаимно-параллельными контактирующими опорными направляющими поверхностями направляющих кронштейнов. Достигается увеличение надежности отделения хвостового отсека блока ступени ракеты-носителя. 5 ил.

Изобретение относится к лазерным локационным системам (ЛЛС), используемым, в частности, в процессе стыковки космических аппаратов (КА). Способ включает сканирование пространства путем разворота активного КА с жестко установленной на нем ЛЛС по каналу тангажа или курса до обнаружения пассивного КА. Ширина диаграммы направленности зондирующего излучения ЛЛС в направлении сканирования минимальна, а в перпендикулярном направлении угол ее расходимости равен угловому размеру зоны обзора. Обнаружение пассивного КА осуществляют в мгновенном поле зрения многоэлементного приемника излучения ЛЛС. Это поле совпадает с диаграммой направленности ЛЛС. Техническим результатом изобретения является повышение надежности за счет исключения оптико-механического сканирования с использованием движущихся деталей. 3 ил.

Заявленное устройство может быть использовано в областях машиностроения, где необходимо осуществить разделение элементов конструкций. Устройство разделения элементов конструкций, содержащее корпус с цилиндрической полостью, поршень, хвостовик, канал подведения сжатого газа, а так же разделяемый элемент, отличающееся тем, что во внутренних цилиндрических полостях размещены два дополнительных поршня, расположенные симметрично относительно оси устройства и включающие двухсторонние штоки, при этом на штоках, обращенных к оси устройства, выполнены скошенные участки, сопрягаемые с замковым элементом, выполненным в виде усеченного конуса, образующие которого параллельны скошенным участкам штоков, а замковый элемент связан хвостовиком с разделяемым объектом, при этом поршни взаимодействуют с пружинами, которые упираются в крышки корпуса, а на штоках, выходящих из цилиндра наружу, с двух сторон выполнены лыски, при этом ход поршней определяется зависимостью х_П=1 ₂-1₁ а значение хода удовлетворяет условию: x_П> , где: 1₁ и 1₂ - расстояние от оси симметрии устройства до вершины скоса штока соответственно до и после разделения конструкции; - величина перекрытия поверхности сопрягаемого элемента с цилиндрической поверхностью скошенного штока; при этом между корпусом и замковым элементом выполнен зазор . Техническим результатом настоящего изобретения является обеспечение многократности срабатывания устройства и возможность обратного соединения элементов конструкций для повторного использования. 2 ил.

Изобретение относится к космической технике (КТ) и может быть использовано для расчековки элементов КТ. Расфиксатор содержит перфорированный теплопроводящий цилиндрический корпус, крышку, линейно перемещаемый подвижный элемент в виде подпружиненного поршня, стопор из двух термопластичных вставок, пружину, направляющую, подвижный элемент (ПЭ), зуб ПЭ, чеку с возможностью линейного перемещения вдоль направляющей. Пружина и термопластичная вставка разделены оголовком, рабочий ход ПЭ превышает размер направляющей. Изобретение позволяет использовать альтернативные принципы работы автоматов расчековки в условиях космического пространства. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Стыковочное устройство космических аппаратов содержит активный агрегат, в центре которого установлен стыковочный механизм, и пассивный агрегат с ответным приемным конусом, который заканчивается гнездом. Приемным конусом служит сопло маршевого ракетного двигателя отделяющейся части последней ступени ракеты космического назначения. Стыковочный механизм выполнен в виде телескопически соединенных между собой штанг, свободный конец которых снабжен подпружиненными лепестками типа «зонтик», установленными с возможностью раскрытия и поджатия. Достигается упрощение стыковки с космического аппарата с отработанной ступенью ракеты-носителя. 4 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для управления космическим кораблем при причаливании. Для управления движением центра масс космического корабля при причаливании измеряют угол рассогласования относительно линии визирования с запаздыванием и угловую скорость линии визирования с запаздыванием. В случаях превышения углом рассогласования заданного порога срабатывания или превышении угловой скорости линии рассогласования заданного порога срабатывания и угле рассогласования, меньшем заданного порога срабатывания, прикладывают управляющее воздействие по центру масс. Длительность управляющего воздействия пропорциональна модулю угла рассогласования и модулю угловой скорости линии визирования с учетом дальности, а знак противоположен знаку угла рассогласования и знаку угловой скорости линии визирования. Определяют среднюю скорость по величине угла дрейфа. Угол дрейфа определяется по угловой скорости линии визирования на интервале времени как сумма значений запаздываний при определении угла рассогласования и угловой скорости линии визирования. Когда средняя угловая скорость равна или больше половины порога срабатывания по угловой скорости линии визирования производят приложение управляющего воздействия по центру масс. Длительность управляющего воздействия пропорциональна модулю средней скорости с учетом дальности, а знак противоположен знаку средней угловой скорости. Обнуляют накопленные значения угла дрейфа и временного интервала и начинают определение угла дрейфа и средней скорости. Изобретение позволяет повысить точность регулирования угловой скорости линии визирования. 1 ил.

Изобретение относится к способам управления разделением космических аппаратов (КА), в частности КА и отделяемого от него разгонного ракетного блока (РРБ). После отделения КА от РРБ на РРБ воздействуют импульсом тяги в плоскости, проходящей через центр масс (ц.м.) РРБ, не пересекающей обводы КА в состыкованном с РРБ состоянии и составляющей с продольной осью РРБ острый угол. Импульс прикладывают с эксцентриситетом ( ) относительно ц.м. РРБ, лежащим в диапазоне 0< R, где R - радиус центрального поперечного сечения РРБ. Импульс тяги образует тупой угол с прямой, пересекающей линию действия этого импульса и параллельной продольной оси РРБ. В результате воздействия импульсом тяги на РРБ последний переходит в прецессионно-нутационное движение, в котором его продольная ось описывает коническую поверхность вокруг направления разделения (расхождения) КА и РРБ. Этим снижаются энергетические требования к средствам отделения, а также влияние тяги последействия маршевого двигателя РРБ. Существенно уменьшаются возмущения углового движения КА после отделения. Повышаются также безопасность разделения и эффективность торможения отделившегося РРБ в верхней атмосфере. Полезная масса КА м.б. заметно увеличена. Техническим результатом изобретения, кроме того, является обеспечение безударного отделения РРБ и гарантированного увода его с траектории полета КА в заданном направлении. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракет для разделяемых ступеней и составных частей. Узел стыковки разделяемых ступеней ракет содержит корпус, силовую опору с кольцевой проточкой и заходной фаской с элементами фиксации. На корпусе и силовой опоре закреплен соединительный замок с хомутом и пиротолкателем, а на силовой опоре выполнен кольцевой бурт с наружной сферической поверхностью и концентрично ей внутренней сферической поверхностью, переходящей в кольцевую проточку. Контактирующие с этими поверхностями ответные поверхности корпуса и соединительного замка выполнены в виде сферических поясков. Достигается уменьшение массы конструкции. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и предназначено для одновременного выведения нескольких наноспутников, установленных на верхней ступени ракеты-носителя. После отделения основной полезной нагрузки на безопасное расстояние последовательно отделяют попутные наноспутники. Запуск наноспутников осуществляют импульсным магнитным полем, создаваемым разрядом емкостного накопителя на индуктор, преобразующимся в импульсное давление, необходимое для их отделения. Адаптер для группового запуска наноспутников содержит платформу, на которую установлен наноспутник. Адаптер снабжен индуктором, выполненным в виде спиральной катушки, к активной зоне которого примыкает одной стороной переходная пластина, а на другой стороне расположен наноспутник. Индуктор подключен через управляемый разрядник к емкостному накопителю энергии. Накопитель соединен с выходом высоковольтного зарядного блока, входы которого соединены с бортовой сетью питания. Достигается улучшение энергомассовых характеристик и расширение функциональных возможностей устройства для запуска наноспутников с заданной скоростью и заданным направлением. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области космической техники, в частности к средствам стыковки к основному космическому аппарату полезного груза и отделения его после выведения их на расчетную орбиту. Система отделения полезного груза содержит разъединяемое переходное устройство, установленное между конструкциями космического аппарата и полезного груза и включающее в себя механические замки с удерживающими и фиксирующими звеньями, устройство фиксации механических замков. Система содержит толкатели отделения полезного груза. Устройство фиксации механических замков выполнено в виде равноплечей качалки без ограничения количества плеч, соответствующих количеству механических замков, установленной на оси вращения, закрепленной в корпусе переходного устройства. Равноплечая качалка через сквозные окна переходного устройства шарнирно взаимодействует посредством стержневых тяг с фиксирующими звеньями механических замков, подпружиненные стержни которых имеют выемку под удерживающий поворотный двуплечий рычаг, другим концом взаимодействующим с фиксирующим звеном замка. Одно из плеч равноплечей качалки шарнирно взаимодействует через стержневую тягу с пружинным толкателем, другое с пирочекой, которые жестко закреплены снаружи корпуса переходного устройства. На полезном грузе выполнены ограничители хода, взаимодействующие с подпружиненными стержнями механических замков. Достигается повышение надежности работы системы стыковки и разделения. 4 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при разработке разъемных соединений разделяемых в процессе эксплуатации частей изделий. Разъемное соединение разделяемых в процессе эксплуатации частей изделия характеризуется тем, что герметичная рабочая полость пиротехнического привода раскрытия узла фиксации образована цилиндрическими поверхностями штока и канала обоймы, а также фланцем цилиндрического штока и кольцевой торцевой поверхностью, образованной ступенями ступенчатого цилиндрического канала обоймы. Резьбовое гнездо под пиротехнический источник давления выполнено в цилиндрическом штоке со стороны корпуса устройства и соосно ему. Электрическая розетка, сочлененная с вилкой пиротехнического источника давления, жестко закреплена на корпусе устройства. В узле фиксации разъемных соединений, разделяемых в процессе эксплуатации частей изделия, запорные элементы выполнены в виде частей плоского кольца, плоскости которого сопряжены по наружному и внутреннему диаметрам поверхностями кругового тора, диаметр круга которого не превосходит толщины кольца, при этом указанные части плоского кольца ограничены с боков плоскостями, параллельными и симметрично расположенными относительно продольной оси кольца, а радиальные отверстия обоймы выполнены в виде прямоугольных окон. В результате улучшаются эксплуатационные характеристики устройства, расширяются его эксплуатационные возможности. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к стыковочным устройствам космических кораблей к орбитальным станциям. Стыковочное устройство космических аппаратов содержит активный агрегат, в центре которого установлен стреловидный штырь, и пассивный агрегат с ответным приемным конусом, который заканчивается гнездом. Гнездо выполнено в виде стакана, заполненного легкоплавким металлом. Корпус стакана состоит из двух оболочек, внутренняя оболочка выполнена из тугоплавкого теплоизолирующего материала, внешняя - из ферромагнитного материала с пазами для укладки трехфазной винтовой оболочки, соединенной с источником питания. На внутренней боковой поверхности внутренней оболочки стакана жестко закреплена третья оболочка из проводящего материала. Достигается упрощение работы стыковочного устройства космических аппаратов. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разделении ступеней летательного аппарата. Пирозамок содержит цилиндрический корпус, крышку, стяжной элемент, рабочий поршень в виде стакана с днищем, соосно с ним расположенный ступенчатый валик с хвостовиком. Стяжной элемент выполнен в виде разрезной втулки с резьбой и гайкой на одном торце, венчиком с наружным конусом и зубом на торце разрезной части. Внутренняя поверхность корпуса имеет уступ. Венчик опирается зубом на уступ. Поршень днищем опирается на торец валика и имеет внутренний конус, ответный наружному конусу венчика. Хвостовик валика закреплен на крышке и имеет ослабленное сечение. Достигается увеличение надежности пирозамка. 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для дистанционного разделения трубопроводов, заполненных жидкостями. На разделяемом трубопроводе (1) смонтирован корпус (2), в котором размещены детонирующий удлиненный заряд (3), электродетонатор (4) и кольцевой нож (5). Корпус выполнен с кольцевым пустотелым выступом (6), внутри которого установлен вкладыш (7), образующий герметичную полость (10) с внутренней поверхностью выступа. Нож контактирует своей плоской торцевой поверхностью с детонирующим зарядом, а режущей кромкой - с вертикальной стенкой (11) выступа. Обеспечиваются устранение гидравлического удара, передающегося по жидкости, уменьшение габаритно-массовых характеристик устройства, уменьшение трудоемкости процесса и повышение экологической безопасности. 2 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к разработке минимизации зон отчуждения для отделяемых частей многоступенчатой ракеты-носителя. Способ минимизации зон отчуждения заключается в том, что на этапе предполетной подготовки многоступенчатой ракеты-носителя производят расчет параметров движения отделяемых частей ракеты-носителя до момента падения их на землю и по результатам расчетов определяют необходимую зону отчуждения. В конструкции отделяемых частей выделяют элементы, различающиеся по степени их разрушения в плотных слоях атмосферы после отделения от ракеты-носителя. Для этих отдельно летящих элементов отделяемых частей рассчитывают зоны необходимого отчуждения. После отделения отделяемых частей от ракеты-носителя в процессе автономного их полета на участке траектории до момента вхождения в плотные слои атмосферы формируют сигнал на средства членения и осуществляют воздействие на конструкцию отдельных частей для их физического разделения на выделенные элементы. Достигается уменьшение площадей зон отчуждения для отделяемых частей многоступенчатой ракеты-носителя. 2 ил.

Изобретение относится к космической технике. Термочека, предназначенная для крепления на космическом аппарате (КА) подвижных элементов конструкции, содержит корпус, приводные силовые элементы (основной и дублирующий), электрически связанные с системой управления КА, рабочий шток. Силовые элементы выполнены из сплава с эффектом памяти формы в виде проводников с замкнутыми контурами, охватывающих ролики-изоляторы, один из которых смонтирован на оси, принадлежащей рабочему штоку, а другой - на оси, принадлежащей опорному кронштейну, жестко закрепленному в корпусе. С осью, принадлежащей рабочему штоку, взаимодействует втулка, а с осью, принадлежащей опорному кронштейну, - вилка, причем втулка и вилка подпружинены между собой. Термочека снабжена модулем питания, обеспечивающим необходимые параметры электрического тока, подводимого к силовым элементам через электрические контакты, закрепляемые посредине проводников, и контактными датчиками, установленными на кронштейнах, жестко закрепленых с двух сторон в корпусе. На кронштейнах также закреплены пластинчатые пружины, взаимодействующие при срабатывании термочеки с конусным выступом, выполненным на втулке, и контактными датчиками. Повышается надежность космического аппарата. 5 ил.

Устройство для стыковки и расстыковки ракетно-космических объектов относится к области ракетно-космической техники. Устройство включает кольцевую ленту, на которой с возможностью проскальзывания размещены несколько скоб, взаимодействующих с соответствующими поверхностями торцевых шпангоутов стыкуемых отсеков. Концы кольцевой ленты стянуты в состыкованном положении посредством соединительно-разделительного замка, состоящего из стяжного элемента. К торцам стяжного элемента шарнирно присоединены концы шатунов, каждый из которых одновременно другим своим концом шарнирно соединен с соответствующим концом кольцевой ленты, и узла фиксации, удерживающего стяжной элемент при закрытом положении устройства. В состав соединительно-разделительного замка устройства дополнительно введен второй стяжной элемент. К торцам стяжного элемента шарнирно присоединены концы шатунов, каждый из которых одновременно другим своим концом шарнирно соединен с соответствующим концом кольцевой ленты. Оба стяжных элемента и их шатуны имеют соответственно одинаковую массу и располагаются в одной плоскости. Узел фиксации соединительно-разделительного замка размещается на стяжных элементах и при закрытом положении устройства связывает их между собой. Достигается повышение надежности работы устройства для стыковки и расстыковки ракетно-космических объектов. 2 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к области космической техники, а именно к устройствам, обеспечивающим открытие или закрытие входа в герметичные отсеки космических аппаратов. Устройство закрытия и последовательного открытия крышки содержит установленный на крышку привод с закрепленной на крышке рукояткой, замки, а также механизм отвода крышки, закрепленный на шпангоуте. Одна часть каждого из замков закреплена на крышке, а вторая часть, выполненная в виде элемента сцепления, установлена на шпангоуте люка. Первые части замков закреплены по периферии крышки, каждая из которых выполнена в виде эксцентрикового вала с крюком-захватом. Эксцентриковые валы объединены между собой и приводом n+1 карданными передачами. Крюки-захваты взаимодействуют с соответствующими элементами сцепления на шпангоуте. Достигается повышение надежности работы устройства, а также уменьшение его габаритов и массы. 6 ил.

Изобретение относится к средствам разделения элементов конструкции и их частей и может быть использовано в космической, авиационной, нефтяной и других отраслях промышленности, где необходимо дистанционное разделение элементов конструкций. Устройство для разделения элементов конструкции содержит составной корпус, установленные в одну часть корпуса патронник с пиропатронами и мембрану с жестко закрепленным штоком, один конец которого установлен во вторую часть корпуса в виде гильзы посредством вкладышей. На внешней стороне вкладышей, так же как и на внутренней стороне второй части корпуса, имеются проточки. На внутренней стороне вкладышей и на штоке имеются опорные буртики, взаимодействующие между собой. Одна часть корпуса контактирует со второй частью корпуса в виде гильзы по линии разделения. Второй конец штока, соединенный с мембраной, установлен в корпус через проточки. Достигается повышение надежности срабатывания устройства разделения. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике. Способ разделения ступеней ракеты-носителя пакетной схемы характеризуется тем, что в расчетный момент времени разрывают нижние узлы связи. Разворачивают первую ступень вокруг верхних узлов связи за счет силы тяги двигателей первой ступени. Разрывают верхний узел связи и производят отвод передней части первой ступени от второй ступени. Угол и скорость поворота первой ступени относительно верхнего узла связи регулируют углом поворота сопел двигателей первой ступени. Разрыв верхнего узла связи производят в момент, когда ускорение первой ступени становится равным ускорению второй ступени, после чего производят отвод передней части первой ступени от второй ступени с помощью отталкивающей силы. Достигается снижение нагрузок, действующих на узлы связи первой и второй ступеней при их разделении. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для соединения и последующего разъединения электрических цепей, формирующих сигнал в системе управления. Электросоединитель содержит первую (1) и вторую (2) части и снабжен кожухом (6) с хвостовиком (7), который соединен шарниром (8) с бортом летательного аппарата. Другой хвостовик, скрепленный с гильзой (11), выполнен в виде фланца (15) с направляющей (16), тяги (17) и серьги (не показана). Внутри направляющей (16) при помощи гайки (19) закреплен упор (20). Внешний конец тяги (17) соединен посредством серьги и шарнира с опорой наземного комплекса. После старта направляющая (16) перемещается вместе с летательным аппаратом. Упор (20), переместившись на величину зазора (5), упирается в наружный кольцевой буртик (21) тяги (17). Срезные элементы (10) разрушаются, и кольцевой выступ (12) гильзы (11) посредством шайбы (13) удерживает первую часть (1) электросоединителя на опоре наземного комплекса. Вторая часть (2) электросоединителя разъединяется с первой частью (1). После потери контакта с поверхностью гильзы (11) подпружиненная крышка (31), шарнирно установленная на кожухе (6), закрывает полость этого кожуха. Техническим результатом изобретения является повышение надежности эксплуатации электросоединителя. 3 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к устройству отделения космического аппарата. Устройство отделения содержит разъединяемое удерживающее устройство, включающее в себя дискретно расположенные на несущей конструкции по периферии космического аппарата механические замки. Каждый из замков содержит стержень, удерживающее и фиксирующее звенья. Стержень механического замка резьбовым концом закреплен подвижно подпружиненно на космическом аппарате, а другим концом контактирует с удерживающим звеном механического замка. Удерживающее звено кинематически связано с приводом посредством двуплечего рычага фиксирующего звена, соединенного также в кинематическую цепь, содержащую регулируемую по длине тягу, удерживаемую на несущей конструкции пирочекой. Одно плечо двуплечего рычага удерживающего звена выполнено с соотношением плеч в пределах от 3,5 до 4,5 и в виде сектора с внутренней цилиндрической поверхностью, взаимодействующей до раскрытия замка по контуру одного из плеч двуплечего рычага фиксирующего звена. Другое плечо двуплечего рычага фиксирующего звена выполнено с соотношением плеч в пределах от 5,5 до 6,5 и взаимодействует шарнирно с подвижной в направляющем отверстии несущей конструкции тягой кинематической цепи, соединяющей двуплечий рычаг фиксирующего звена механического замка с пирочекой и через поворотный рычаг со штоком соответствующего пружинного привода. Достигается повышение надежности работы устройства. 6 ил.