устройство отделения космического аппарата

Формула изобретения

Устройство отделения космического аппарата, содержащее разъединяемое удерживающее устройство, установленное между несущей конструкцией и космическим аппаратом и включающее в себя дискретно расположенные на несущей конструкции по периферии космического аппарата механические замки, каждый из которых содержит стержень, удерживающее и фиксирующее звенья, причем стержень механического замка резьбовым концом закреплен подвижно подпружиненно на космическом аппарате, а другим концом контактирует с удерживающим звеном механического замка, кинематически связанным с приводом посредством двуплечего рычага упомянутого фиксирующего звена, соединенного также в кинематическую цепь, содержащую регулируемую по длине тягу (трос), удерживаемую на несущей конструкции пирочекой, при этом устройство отделения содержит толкатели отделения космического аппарата от несущей конструкции и разъемные электросоединители, отличающееся тем, что несущая конструкция выполнена в виде оболочки с продольно-поперечным силовым набором из соединенных с торцевыми шпангоутами и подкрепленных по местам крепления космического аппарата плоских ребер жесткости, на которых закреплены разъединяемое удерживающее устройство космического аппарата и разъемные электросоединители транзитных цепей систем космического аппарата, прокладываемых по несущей конструкции и по ракете-носителю, при этом цилиндрический конец стержня механического замка выполнен диаметром более диаметра резьбовой части стержня с лысками и отверстием, ось которого перпендикулярна продольной оси стержня, а контактирующая внутренняя поверхность отверстия, расположенная со стороны торца стержня, взаимодействует с одним из плеч двуплечего рычага удерживающего звена, выполненного в виде упора, а другое плечо двуплечего рычага удерживающего звена выполнено с отношением 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, выполненного в виде сектора с наружной цилиндрической поверхностью, а другое плечо двуплечего рычага фиксирующего звена выполнено с отношением плеч в пределах от 5,5 до 6,5 и взаимодействует шарнирно с подвижной в направляющем отверстие несущей конструкции тягой кинематической цепи, соединяющей двуплечий рычаг фиксирующего звена механического замка с пирочекой, закрепленной на амортизирующих прокладках на плоских ребрах жесткости несущей конструкции, и через поворотный рычаг со штоком соответствующего пружинного привода, также закрепленного на ребрах жесткости несущей конструкции.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для установки на несущую конструкцию ракеты-носителя или любого другого носителя космического аппарата (блок довыведения, разгонный блок, космический аппарат, адаптер для группового запуска и др.) и отделения от нее космического аппарата.

В результате анализа патентной и научно-технической литературы в качестве прототипа заявленного устройства выбрана система (устройство) отделения полезной нагрузки (космического аппарата), содержащая разъединяемое удерживающее устройство, установленное между несущей конструкцией и полезной нагрузкой. Это устройство включает в себя дискретно расположенные на несущей конструкции механические замки и устройство их фиксации. Каждый замок содержит стержень, удерживающее и фиксирующее звенья (кинематическая цепь). Стержень одним концом закреплен на полезной нагрузке, а другим концом контактирует с удерживающим звеном замка. Устройство фиксации замков содержит тросы (тяги), взаимодействующие с фиксирующими звеньями замков и удерживаемые на несущей конструкции при помощи пиросредства. При этом стержень замка выполнен с односторонним выступом, контактирующим с указанным удерживающим звеном замка. Устройство фиксации замков снабжено многолучевой центральной звездочкой, закрепленной на несущей конструкции и удерживаемой от поворота указанным пиросредством. Лучи звездочки связаны с фиксирующими звеньями соответствующих замков радиально натянутыми тросами (тягами). Концы этих тросов соединены с лучами звездочки эксцентрично оси ее вращения. При срабатывании пиросредства звездочка поворачивается, натяжение тросов исчезает, и звенья замков освобождают стержни. Под действием толкателей полезная нагрузка отделяется от несущей конструкции (см. патент РФ 2268208 B64G 1/64, 2003).

Недостатками известного устройства являются:

- наличие несущей конструкции, выполненной в виде переходной рамы устройства, приводит к необходимости создания несущей конструкции (рамы) с высокой степенью жесткости и распределенными по ее периферии местами крепления на ракете-носителе, что приводит к значительным массовым характеристикам конструкции крепления и отделения КА на РН и не обеспечивает высокий уровень конструктивного совершенства закрепления космического аппарата на ракете-носителе;

- наличие стержней замков, выполненных с односторонними выступами, контактирующими с удерживающими звеньями замков с ограниченной при этом в процессе отделения космического аппарата от переходной рамы устройства возможностью их перемещения относительно космического аппарата, может привести к заклиниванию переходной рамы между стержнями замков, а также к зацепу выступами стержней выступающих частей ракеты-носителя;

- невозможность достижения минимального уровня ударных механических воздействий на космический аппарат при его разделении и отделении от несущей конструкции; по причине высоких уровней усилия трения в кинематической цепи (удерживающее и фиксирующее звенья) четырехзвенника, возникающих от воздействия монтажного усилия затяжки стержней при закреплении космического аппарата на несущую конструкцию. При этом при малых значениях эксцентриситетов (плеч) воздействия на двуплечие рычаги (удерживающее и фиксирующее звенья) четырехзвенника требуются значительные усилия пружинных толкателей. В момент выхода стержня из зацепления с кинематической цепью остаточная энергия пружин ударно воздействует на устройство и космический аппарат;

- невозможность применения устройства фиксации с многолучевой звездочкой на космических аппаратах, имеющих значительно выступающие в несущую конструкцию элементы конструкции (сопла, антенны и др.) в зоне размещения устройства отделения.

Задачей предлагаемого изобретения является создание устройства отделения космического аппарата с техническим результатом:

- повышение надежности устройства;

- повышение уровня конструктивного совершенства устройства отделения космического аппарата;

- понижение уровней ударных механических воздействий на несущую конструкцию и отделяемый космический аппарат при их разделении и отделении;

- возможность применения устройства отделения на космических аппаратах, имеющих значительно выступающие в несущую конструкцию элементы конструкции космического аппарата в зоне размещения устройства отделения.

Решение указанной задачи достигается тем, что в устройстве отделения космического аппарата, содержащем разъединяемое удерживающее устройство, установленное между несущей конструкцией и космическим аппаратом и включающее в себя дискретно расположенные на несущей конструкции по периферии космического аппарата механические замки, каждый из которых содержит стержень, удерживающее и фиксирующее звенья, причем стержень механического замка резьбовым концом закреплен подвижно подпружиненно на космическом аппарате, а другим концом контактирует с удерживающим звеном механического замка, кинематически связанным с приводом посредством двуплечих рычагов упомянутых фиксирующих звеньев, соединенных также в кинематическую цепь, содержащую регулируемые по длине тяги (тросы), удерживаемые на несущей конструкции пирочекой, при этом устройство отделения содержит толкатели отделения космического аппарата от несущей конструкции и разъемные электросоединители, несущая конструкция выполнена в виде оболочки с продольно-поперечным силовым набором из соединенных с торцевыми шпангоутами и подкрепленных по местам крепления космического аппарата плоских ребер жесткости, на которых закреплены разъединяемое удерживающее устройство космического аппарата и разъемные электросоединители транзитных цепей систем космического аппарата, прокладываемых по несущей конструкции и по ракете-носителю, при этом цилиндрический конец стержня механического замка выполнен диаметром более диаметра резьбовой части стержня с лысками и отверстием, ось которого перпендикулярна продольной оси стержня, а контактирующая внутренняя поверхность отверстия, расположенная со стороны торца стержня, взаимодействует с одним из плеч двуплечего рычага удерживающего звена, выполненного в виде упора, а другое 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, выполненного в виде сектора с наружной цилиндрической поверхностью, а другое плечо двуплечего рычага фиксирующего звена выполнено с соотношением плеч в пределах от 5,5 до 6,5 и взаимодействует шарнирно с подвижными в направляющих отверстиях несущей конструкции тягами кинематической цепи, соединяющей двуплечие рычаги фиксирующих звеньев механических замков с пирочекой, закрепленной на амортизирующих прокладках на плоских ребрах жесткости несущей конструкции и через поворотные рычаги, со штоком пружинного привода, также закрепленных на ребрах несущей конструкции.

Ниже в качестве примера приводится описание предпочтительного варианта практической реализации предлагаемого изобретения, в котором даются ссылки на приведенные чертежи:

на фиг.1 показано размещение устройства на РН;

на фиг.2 показан поперечный разрез А-А с фиг.1;

на фиг.3 показан вид Б с фиг.1;

на фиг.4 показан вид В с фиг.3;

на фиг.5 показан разрез Г-Г с фиг.4;

на фиг.6 показан разрез Д-Д с фиг.2.

На чертежах представлены позиции:

1 - разъединяемое удерживающее устройство;

2 - несущая конструкция;

3 - космический аппарат;

4 - механический замок;

5 - стержень;

6 - двуплечий рычаг удерживающего звена;

7 - двуплечий рычаг фиксирующего звена;

8 - стакан-ловитель;

9 - пружина;

10 - шайба;

11 - гайка;

12 - привод;

13 - тяга;

14 - пирочека;

15 - толкатель отделения;

16 - разъемный электросоединитель;

17 - оболочка;

18 - продольно-поперечный силовой набор;

19 - торцевой шпангоут;

20 - торцевой шпангоут;

21 - фитинг;

22 - ребро жесткости;

23 - ракета-носитель;

24 - люк;

25 - лыска;

26 - прямоугольное отверстие;

27 - плечо;

28 - плечо;

29 - сектор с внутренней цилиндрической поверхностью;

30 - плечо;

31 - сектор с наружной цилиндрической поверхностью;

32 - плечо;

33 - направляющее отверстие;

34 - кронштейн;

35 - амортизирующая прокладка;

36 - кронштейн;

37 - поворотный рычаг;

38 - шток;

39 - шпилька;

Устройство отделения космического аппарата содержит разъединяемое удерживающее устройство 1 (см. фиг.2), установленное между несущей конструкцией 2 и космическим аппаратом 3 (см. фиг.1) и включающее в себя дискретно расположенные на несущей конструкции 2 по периферии космического аппарата 3 механические замки 4 (см. фиг.2, 4).

Каждый механический замок 4 содержит стержень 5, двуплечий рычаг удерживающего звена 6 и двуплечий рычаг фиксирующего звена 7 (см. фиг.6).

Стержень 5 механического замка 4 резьбовым концом закреплен подвижно подпружиненно на космическом аппарате 3 с использованием стакана-ловителя 8, пружины 9, шайбы 10 и гайки 11.

Другой конец стержня 5 контактирует с двуплечим рычагом удерживающего звена 6 механического замка 4, кинематически связанным с приводом 12 посредством упомянутых двуплечих рычагов фиксирующих звеньев 7, соединенных в кинематическую цепь.

Кинематическая цепь содержит регулируемые по длине тяги 13 (тросы), удерживаемые на несущей конструкции 2 пирочекой 14 (см. фиг.4).

Устройство отделения космического аппарата содержит толкатели отделения 15 космического аппарата 3 от несущей конструкции 2 и разъемные электросоединители 16 (см. фиг.1, 4).

Несущая конструкция 2 выполнена в виде оболочки 17 с продольно-поперечным силовым набором 18 из соединенных с торцевыми шпангоутами 19 и 20 и подкрепленных по местам взаимодействия с фитингами 21 (см. фиг.5) крепления космического аппарата 3 плоских ребер жесткости 22 (см. фиг.3, 6).

Несущая конструкция 2 в таком исполнении повышает уровень конструктивного совершенства конструкции устройства отделения космического аппарата 3 от ракеты-носителя 23 путем исключения промежуточного стыка крепления переходной рамы, предусмотренной в устройстве-прототипе, что позволяет оптимизировать несущую конструкцию 2, исключая при этом дополнительные элементы конструкции, необходимые для закрепления переходной рамы на ракете-носителе, и обеспечивает возможность применения устройства отделения на космических аппаратах, имеющих значительно выступающие в несущую конструкцию элементы конструкции космического аппарата в зоне размещения устройства отделения.

На ребрах жесткости 22 закреплены разъединяемое удерживающее устройство 1 космического аппарата 3 и разъемные электросоединители 16 (см. фиг.1, 2, 4, 5) транзитных цепей систем космического аппарата 3, прокладываемых по несущей конструкции 2, закрепленной на ракете-носителе 23, и по ракете-носителю 23.

В оболочке 17 выполнены люки 24 для обслуживания разъемных электросоединителей 16 (см. фиг.1, 2).

Наличие люков 24 позволяет обслуживающему персоналу при установке космического аппарата 3 на устройство отделения проводить с высоким качеством работы с разъемными электросоединителями 16, расположенными на несущей конструкции 2 в заглубленных в нее зонах, определяемых конфигурацией космического аппарата и размещением на нем мест расположения фитингов 21 крепления космического аппарата 3 и мест расположения разъемных электросоединителей 16.

Это позволяет достичь высокого уровня надежности системы отделения космического аппарата.

Цилиндрический конец стержня 5 механического замка 4, контактирующий с двуплечим рычагом удерживающего звена 6 механического замка 4, выполнен диаметром более диаметра резьбовой части стержня 5 с лысками 25 и прямоугольным отверстием 26, ось которого перпендикулярна продольной оси стержня 5 (см. фиг.6).

После разделения космического аппарата 3 и несущей конструкции 2 конструкция стержня 5 механического замка 4 позволяет обеспечить надежную его фиксацию в стакане-ловителе 8 и безударное отделение космического аппарата 3 от несущей конструкции 2 устройства отделения путем исполнения цилиндрического конца стержня 5 обтекаемой формы диаметром больше диаметра его резьбовой части (см. фиг.6).

Контактирующая внутренняя поверхность отверстия 26, расположенная со стороны торца цилиндрического конца стержня 5, взаимодействует с одним из плеч 27 двуплечего рычага удерживающего звена 6, выполненного в виде упора.

Гайка 11 с шайбой 10 удерживают пружину 9 в сжатом состоянии до момента потери контакта гладкого конца стержня 5 с двуплечим рычагом удерживающего звена 6 (см. фиг.6).

Другое плечо 28 выполнено с соотношением плеч 28 и 27 в пределах от 3,5 до 4,5 и в виде сектора с внутренней цилиндрической поверхностью 29, взаимодействующей до раскрытия замка по контуру одного из плеч 30 двуплечего рычага фиксирующего звена 7, выполненного в виде сектора с наружной цилиндрической поверхностью 31.

Другое плечо 32 выполнено с соотношением плеч 32 и 30 двуплечего рычага фиксирующего звена 7 в пределах от 5,5 до 6,5 и взаимодействует шарнирно с подвижными в направляющих отверстиях 33, выполненных в кронштейнах 34, закрепленных на ребрах жесткости 22 несущей конструкции 2 тягами 13 кинематической цепи (см. фиг.5, 6).

Кинематическая цепь соединяет двуплечие рычаги фиксирующих звеньев 7 механических замков 4 с пирочекой 14, закрепленной для обеспечения допустимых уровней механического воздействия на космический аппарат 3 на амортизирующих прокладках 35 (см. фиг.3, 4) на плоских ребрах жесткости 22 несущей конструкции 2 и через закрепленные на кронштейнах 36, установленных на ребрах жесткости 22, поворотные рычаги 37 со штоками 38 пружинных приводов 12, также закрепленных на ребрах жесткости 22 несущей конструкции 2.

Направляющие отверстия 33 обеспечивают невыпадение тяг 13 кинематической цепи по окончании их взаимодействия с пирочекой 14 (см. фиг.5).

Наличие поворотных рычагов 37, выполненных равноплечими, и тяг 13 в кинематической цепи позволяет разместить приводы 12 в оптимальном положении относительно механических замков 4, обеспечивая при этом более высокое конструктивное совершенство устройства отделения (см. фиг.4).

Конструктивное исполнение двуплечих рычагов удерживающих и фиксирующих звеньев 6 и 7 механических замков 4 (см. фиг.6), выбранные соотношения их плеч 28 и 27, 32 и 30 позволяют при значительных значениях эксплуатационных осевых усилий в стержнях 5, действующих на момент разделения космического аппарата 3 и несущей конструкции 2, получить незначительные значения необходимого усилия и хода воздействия штока 38 привода 12 на кинематическую цепь для поворота двуплечего рычага фиксирующего звена 7 в положение, при котором он выходит из взаимодействия с двуплечим рычагом удерживающего звена 6 для последующего его поворота под действием усилий затяжки гаек 11, пружин 9, толкателей отделения 15 в положение, обеспечивающее свободный выход стержня 5 из механического замка 4 в стакан-ловитель 8.

Незначительные значения необходимого усилия и хода воздействия штока 38 привода 12 на кинематическую цепь позволяют применить в устройстве отделения приводы 12 с энергетикой, не приводящей к возникновению недопустимых уровней механического воздействия на космический аппарат 3.

Для исключения воздействия эксплуатационных нагрузок на стержень 5 в поперечном ему направлении на шпангоуте 19 установлены силовые шпильки 39 (см. фиг.5), взаимодействующие с направляющими по вектору отделения космического аппарата 3 отверстиями фитингов 21.

Устройство отделения космического аппарата работает следующим образом.

По команде от системы управления одновременно срабатывают пирочеки 14, освобождаются тяги 13 и двуплечие рычаги фиксирующих звеньев 7 поворачиваются на своей оси в направлении стрелки (см. фиг.6) на угол ~30° за счет эксцентрично приложенного на него и поворотный рычаг 37 усилия штока 38 привода 12.

Сектор с внутренней цилиндрической поверхностью 29 двуплечего рычага фиксирующего звена 7 выходит по цилиндрическим поверхностям из зацепления с сектором с наружной цилиндрической поверхностью 31 двуплечего рычага удерживающего звена 6, при этом упор (плечо 27) двуплечего рычага удерживающего звена 6 освобождает стержень 5, который под действием пружины 9 вытягивается из механического замка 4 в стакан-ловитель 8.

Фитинги 21 космического аппарата 3 и торцевой шпангоут 19 несущей конструкции 2 разъединяются.

Под действием усилий толкателей отделения 15, действующих на космический аппарат 3, разъединяемые электросоединители 16 расстыковываются, космический аппарат 3 отделяется от несущей конструкции 2 и ракеты-носителя 23.

При этом стержни 5, стаканы-ловители 8, пружины 9, гайки 11, шайбы 10, фитинги 21 и части разъемных электросоединителей 16, закрепленные на космическом аппарате, остаются на космическом аппарате, а двуплечие рычаги удерживающих звеньев 6 и фиксирующих звеньев 7, механических замков 4, толкатели отделения 15, части разъемных электросоединителей 16, закрепленные на ребрах жесткости 22, остаются на несущей конструкции 2.

Расчеты, проведенные авторами, показали значительную эффективность предложенного технического решения для крепления и отделения космического аппарата.

Заявленное устройство позволит обеспечить надежное отделение космических аппаратов, одновременность срабатывания механических замков, удерживающих космический аппарат, повысить конструктивное совершенство устройства и уменьшить динамические нагрузки (воздействия) на космический аппарат при его отделении от ракеты-носителя.