Устройство для размещения нескольких спутников на ракете- носителе

 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для установки на ракету-носитель 10 и одновременного выведения ею нескольких спутников 12. Согласно изобретению устройство содержит адаптируемую к ракете-носителю стойку 18 и идентичные органы стыковки 20. На каждом органе расположены система крепления и отделения спутника, а также электроразъемы. Последние служат для электрической связи с ракетой-носителем спутников и органов стыковки. Снаружи стойки 18 монтируются идентичные посадочные места. Органы стыковки 20 могут быть установлены на любое число этих мест. Изобретение направлено на достижение унификации средств выведения спутников и повышение гарантий их запуска в запланированные сроки. 8 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение касается устройства для размещения нескольких спутников, предназначенного для установки на ракету-носитель с тем, чтобы обеспечить возможность одновременного вывода на орбиту нескольких спутников при помощи одной ракеты-носителя.

Устройство подобного типа находит применение предпочтительно в тех космических программах, которые предусматривают выведение на орбиту нескольких идентичных друг другу спутников. Однако аналогичное устройство может быть использовано и для выведения на орбиту спутников различных типов, но обладающих схожими геометрическими и инерционными параметрами.

Первоначально для запуска каждого искусственного спутника приходилось использовать отдельную ракету-носитель, выводившую спутник на соответствующую орбиту.

Однако в последние годы благодаря новым техническим и технологическим достижениям, позволившим существенно повысить возможности ракет-носителей, создалась ситуация, когда появилась возможность при помощи некоторых ракет-носителей осуществлять запуски по меньшей мере двух спутников одновременно в ходе одного и того же старта. Этому способствовало и то обстоятельство, что в последнее время совершенствование полезных характеристик и рост возможностей искусственных спутников Земли опережали возрастание их веса. В результате переход к выведению на орбиту нескольких спутников одной ракетой-носителем привел к существенному уменьшению стоимости выведения на орбиту каждого спутника.

На практике технические приемы, используемые на сегодняшний день для запуска двух спутников одной ракетой-носителем, непосредственно вытекают из уже найденных технических приемов, использовавшихся ранее для запуска одного спутника одной ракетой-носителем. Таким образом, первый спутник обычно монтируется на вершине ракеты-носителя при помощи переходного устройства, имеющего форму усеченного конуса, а второй спутник устанавливается на опорную конструкцию, которая охватывает первый спутник и опирается непосредственно на вершину ракеты-носителя. Единый головной обтекатель такой ракеты-носителя может защитить систему из двух спутников или только верхнюю полезную нагрузку данной ракеты-носителя, причем полезная нагрузка в виде спутника указанной ракеты-носителя, располагающаяся снизу, защищается несущей конструкцией другого спутника, которая охватывает со всех сторон указанный второй спутник.

Указанные технические приемы, обеспечивающие возможность установки спутников на ракете-носителе, становятся практически непригодными в том случае, когда число одновременно выводимых на орбиту спутников превышает три единицы. Кроме того, существующая технология размещения спутников на ракете-носителе предполагает не поддающуюся изменению последовательность сброса этих спутников, которая неизбежно должна быть обратной по отношению к последовательности их установки на данную ракету-носитель.

Могут быть предложены и различные другие устройства, предназначенные для обеспечения запуска нескольких спутников при помощи одной и той же ракеты-носителя. Некоторые из этих устройств позволяют обеспечить одновременный запуск одной ракетой-носителем более трех спутников. Однако существующий уровень техники характеризуется тем, что подобные устройства являются достаточно сложными, предполагают заданный заранее порядок вывода спутников на орбиту и не позволяют рассматривать возможность изменения программы пуска в короткие сроки в тех случаях, когда первоначально предусмотренный запуск данной ракеты-носителя должен быть перенесен на некоторое время, превышающее обычно приемлемые сроки.

Объектом предлагаемого изобретения является устройство для размещения нескольких спутников, оригинальная концепция которого позволяет вывести на орбиту при помощи одной ракеты-носителя целую группу спутников, численность которых зависит только от свободного пространства под головным обтекателем данной ракеты-носителя и ее характеристики на определенных орбитах. Предлагаемое устройство спроектировано таким образом, чтобы один и тот же спутник мог быть установлен за сравнительно небольшое время на любой ракетный носитель аналогичного или другого типа. Данное свойство предлагаемого устройства позволяет, в частности, обеспечить соблюдение календарных сроков запуска спутника даже в том случае, когда благоприятные атмосферные условия приводят к задержке сроков первоначально запланированного запуска данной ракеты-носителя.

В соответствии с предлагаемым изобретением упомянутый выше результат достигается посредством использования устройства размещения нескольких спутников на одной ракете-носителе за счет того, что это устройство содержит: вертикальную опору или стойку, которая может быть закреплена на верхней части данной ракеты-носителя и имеет по меньшей мере два одинаковых посадочных места, на каждое из которых может быть установлен выводимый на орбиту спутник; идентичные органы стыковки, причем каждый из указанных органов содержит специальные средства крепления и сброса, при помощи которых один из устанавливаемых на данной ракете-носителе спутников может быть смонтирован на этом органе стыковки и отделен от него в заданный момент; легко демонтируемые средства крепления, при помощи которых каждый орган стыковки может быть смонтирован на любой точке ракеты-носителя.

В той мере, в какой несколько идентичных или отличающихся друг от друга ракет-носителей могут быть оборудованы стойкой или опорой в соответствии с предлагаемым изобретением, имеющей то количество посадочных мест, которое зависит от конкретных характеристик рассматриваемой ракеты-носителя, становится возможным устанавливать тот или иной спутник на ту или иную опору или стойку при помощи взаимозаменяемых органов стыковки, которые предварительно были установлены на этих спутниках.

В предпочтительном варианте выполнения предлагаемого изобретения демонтируемые средства крепления спутников доступны с наружной стороны упомянутой выше опоры или стойки когда спутник смонтирован на соответствующем органе стыковки. Эта особенность предлагаемого изобретения позволяет монтировать любое число спутников на данной стойке или опоре при любом ее поперечном сечении, в частности, в том случае, когда параметры этого поперечного сечения или какие-либо другие соображения не позволяют обслуживающему персоналу осуществлять монтажные работы во внутренней части этой стойки или опоры.

Упомянутые выше демонтируемые средства крепления могут, в частности, содержать крепежные винты, установленные на выступающих по отношению к смонтированному на органе стыковки спутнику частях этого органа стыковки. Указанные крепежные винты могут быть в случае необходимости дополнены вспомогательными механизмами крепления, установленными в непосредственной близости от каждого из винтов.

В качестве примера каждое из мест, куда может быть установлен спутник, является прямоугольным, и каждый из органов стыковки содержит прямоугольную рамку, снабженную четырьмя угловыми пластинами, несущими средства крепления и сброса. Выступающие части органа стыковки, на которых смонтированы винты, служащие для демонтируемого крепления органа стыковки к любому посадочному месту стойки или опоры, сформированы в предпочтительном варианте на упомянутых угловых пластинах.

В предпочтительном варианте практической реализации предлагаемого изобретения стойка или опора содержит электрическую и/или пиротехническую кабельную сеть, обеспечивающую передачу информации или команд между ракетой-носителем и органами стыковки спутников. К каждому из органов стыковки подводится упомянутая кабельная сеть, где осуществляется ее разводка в зависимости от потребляемой или выдаваемой информации и/или команд (используемых главным образом для осуществления отцепления данного спутника), а также информации, касающейся непосредственно спутников, которым она передается через один или несколько электросоединителей.

В предпочтительном варианте выполнения упомянутая стойка или опора располагается вдоль продольной оси ракеты-носителя и имеет многоугольное поперечное сечение, определяющее по меньшей мере три основных присоединительных поверхности, каждая из которых содержит по меньшей мере одно посадочное место для спутника.

Ниже в качестве примера приводится описание предпочтительного варианта практической реализации предлагаемого изобретения, в котором даются ссылки на приведенные чертежи, на которых: фиг. 1 - вертикальный разрез схематического вида, изображающего верхнюю часть ракеты-носителя, на которой установлена группа спутников, смонтированных на устройстве для размещения нескольких спутников в соответствии с предлагаемым изобретением; фиг. 2А - вид в разрезе по линии II-II, показанной на фиг. 1, в том случае, когда диаметр головного обтекателя данной ракеты-носителя позволяет разместить три спутника в одной и той же горизонтальной плоскости; фиг. 2B - перспективный вид, представляющий опору или стойку устройства для размещения нескольких спутников в соответствии с предлагаемым изобретением в случае реализации, представленной на фиг. 2A; фиг. 3A - вид в разрезе, аналогичный виду, показанному на фиг. 2A, и демонстрирующий случай, когда диаметр головного обтекателя данной ракеты-носителя позволяет разместить четыре спутника в одной и той же горизонтальной плоскости; фиг. 3B - перспективный вид, аналогичный виду, представленному на фиг. 2B, и демонстрирующий опору или стойку устройства для размещения нескольких спутников в случае, представленном на фиг. 3A; фиг. 4 - перспективный вид, показывающий сплошными линиями один из взаимозаменяемых органов стыковки устройства для размещения нескольких спутников в соответствии с предлагаемым изобретением и показывающий штрихпунктирными линиями контуры спутника, который может быть смонтирован на органе стыковки перед креплением органа на одном из посадочных мест, предусмотренных на устройствe для размещения нескольких спутников;
фиг. 5 - вид спереди, показывающий в увеличенном масштабе верхнюю часть органа стыковки, схематически представленного на фиг. 4;
фиг. 6 - частичный вид в разрезе, выполненный по линии VI-VI, показанной на фиг. 5;
фиг. 7 схематически представляет различные этапы установки группы спутников на ракете-носителе при посредстве устройства размещения нескольких спутников в соответствии с предлагаемым изобретением.

На фиг. 1 в схематическом виде показана верхняя часть последней ступени 10 ракеты-носителя, предназначенная непосредственно для вывода на орбиту искусственного спутника Земли группы из шести спутников 12, одинаковых или близких друг другу по своим размерным характеристикам. Все эти спутники 12 смонтированы в верхней части последней ступени ракеты-носителя 10 при помощи устройства для размещения нескольких спутников 14 в соответствии с предлагаемым изобретением. Конструкция, образованная выводимыми на орбиту спутниками 12 и устройством для размещения нескольких спутников на ракете-носителе 14, располагается внутри головного обтекателя 16, закрепленного на верхнем конце наружной оболочки последней ступени 10 ракеты-носителя.

Устройство размещения нескольких спутников 14 на ракете-носителе в соответствии с предлагаемым изобретением содержит главным образом опору или стойку 13 и органы стыковки 20. Это устройство содержит также переходное или согласующее устройство 22, при помощи которого опора или стойка 18 стыкуется с конструкцией последней ступени 10 данной ракеты-носителя на ее верхнем конце.

Опора или стойка 18 смонтирована на переходном устройстве 22 с возможностью размещения указанной опоры вдоль продольной оси данной ракеты-носителя. Как показано, с одной стороны, на фиг. 2A и 2B, а с другой стороны, на фиг. 3A и 3B, форма, которую имеет упомянутая опора или стойка 18 в поперечной сечении, зависит от количества спутников, которые можно разместить под головным обтекателем 16 данной ракеты-носителя.

Таким образом, в том случае, когда только три спутника 12 могут быть установлены в одной и той же горизонтальной плоскости, как это показано на фиг. 2A, опора или стойка 14 имеет в горизонтальном поперечном сечении форму равностороннего треугольника со скошенными или усеченными углами. В этом случае стойка или опора 14 имеет три плоских наружных поверхности стыковки 24 (см. фиг. 2B) одинаковой ширины и одной и той же высоты. В варианте практической реализации, проиллюстрированном на фиг. 2B, каждая из поверхностей стыковки определяет два располагающихся друг над другом одинаковых посадочных места 25, на каждом из которых при помощи соответствующего элемента стыковки 20 может быть установлен один спутник 12. Таким образом, ракета-носитель, оборудованная таким устройством для размещения нескольких спутников, может вывести на орбиту одновременно до шести спутников.

Как показано на фиг. 3A, в том случае, когда диаметр головного обтекателя 16 данной ракеты-носителя позволяет разместить четыре спутника 12 на одном и том же горизонтальном уровне, опора или стойка 14 имеет в горизонтальном поперечном сечении наружную форму в виде квадрата со скошенными или усеченными углами. В этом случае стойка или опора 14 содержит четыре плоских наружных поверхности стыковки 24 одинаковой ширины и одной и той же высоты. В варианте практической реализации стойки или опоры, представленном на фиг. 3B, каждая из четырех стыковочных поверхностей 24 определяет три располагающихся друг над другом одинаковых посадочных моста 25, на каждом из которых может быть закреплен при помощи соответствующего органа стыковки 20 один спутник 12. Таким образом, ракета-носитель, оборудованная таким устройством для размещения нескольких спутников, может обеспечить выведение на орбиту одновременно до двенадцати спутников.

Переходная конструкция 22, которая служит средством стыковки опоры или стойки 18 с верхней ступенью ракеты-носителя, представляет собой жесткую несущую конструкцию, специфичную для каждого типа ракеты-носителя и закрепляемую первоначально на вершине ее последней ступени.

В том случае, когда, как это показано на фиг. 2B и 3B, стойка или опора 14 предлагаемого устройства для размещения нескольких спутников также специфична для данного носителя в отношении количества сторон правильного многоугольника, образованного в поперечном горизонтальном сечении этой стойки или опоры, а также в отношении числа посадочных мест 25, предусмотренных на каждой из наружных стыковочных поверхностей 24, все указанные посадочные моста 25 являются идентичными друг другу. Таким образом, всегда имеется возможность установить спутник 12, оснащенный органом стыковки 20, на любое из указанных посадочных мест. Другими словами, идентичность посадочных мест 25, образованных на различных стыковочных поверхностях 24 стоек или опор 18, позволяет без всяких ограничений или особенностей устанавливать любой спутник 12 на любое из указанных посадочных мест, то есть монтировать его как на любое из посадочных мест данной стойки или опоры 18, так и на любое посадочное место, относящееся к другим стойкам или опорам 18, установленным на ракетах-носителях как того же самого типа, так и на ракетах-носителях других типов.

Кроме того, важно отметить, что с точностью до конкретного числа располагаемых посадочных мест 25 стыковочные поверхности 24 стоек или опор 18 устройств для размещения нескольких спутников в соответствии с предлагаемым изобретением являются стандартными как в механическом, так и в электрическом отношении. Это обстоятельство дает возможность изготавливать стойки или опоры упомянутого устройства, имеющие треугольное, квадратное или другое правильное многоугольное поперечное сечение, путем соединения указанных стыковочных поверхностей друг с другом при помощи угловых соединительных элементов соответствующей формы.

Для дополнения указанной характеристики, обеспечивающей взаимозаменяемость спутников 12 и придающей устройству для размещения нескольких спутников в соответствии с предлагаемым изобретением высокую гибкость в практическом использовании, следует отметить, что органы стыковки 20, при помощи которых каждый из спутников 12 может быть смонтирован на любом из располагаемых посадочных мест 20, также все являются идентичными друг другу и совместимыми с посадочными местами 25 или дополняющими их. Следовательно, тот или иной спутник 12, смонтированный на стыковочном органе 20, может быть без всяких ограничений или особенностей установлен на любом из располагаемых посадочных мест 25.

Посадочные места 25, сформированные на каждой из стыковочных поверхностей 24 опор или стоек 18 предлагаемого устройства имеют прямоугольную форму. Эта форма, а также соответствующие размерные параметры, близки к форме и размерным параметрам плоской поверхности 13 (см. фиг. 4), при помощи которой каждый из спутников 12 закрепляется на устройстве для размещения нескольких спутников в соответствии с предлагаемым изобретением.

В варианте практической реализации изобретения, проиллюстрированном на фиг. 4, каждый из органов стыковки 20 содержит главным образом прямоугольную раму 26. В каждом из углов прямоугольной рамы 26 закреплена угловая пластина 28. На каждой из угловых пластин 28 устанавливаются, в частности, специальные средства крепления и отцепления 30, служащие для крепления данного спутника к данному элементу стыковки 20 и для управления его отделением или отцеплением после выведения на орбиту, а также демонтируемые средства крепления 32, служащие для закрепления элемента стыковки 20 на стыковочной поверхности стойки или опоры 18.

Как показано более подробно на фиг. 5 и 6, каждое из средств крепления и сброса 30, установленное на угловых пластинах 28 органа стыковки, содержит в представленной форме практической реализации механизм крепления 34 с пиротехническим болтом (в данном случае может быть использован и любой другой подходящий в данном случае способ крепления) и механизм отделения 36 с отталкивающей пружиной. Оба упомянутых выше механизма 34 и 36 стационарно смонтированы на каждой из угловых пластин 28 органа стыковки спутника к стойке или опоре данного устройства.

Механизм крепления 34 с пиротехническим болтом может быть практически реализован в качестве примера в соответствии с описанием и рекомендациями, приведенными во французском патенте FR-A-2661466. Такой механизм крепления дает возможность временно прикрепить при помощи пиротехнического болта 34а спутник 12 к органу стыковки 20. В тот момент, когда возникает необходимость отцепления или отстыковки спутника 12, закрепленного на органе стыковки 20, подается соответствующая команда на все четыре механизма крепления 34 с тем, чтобы одновременно подорвать, то есть разрушить, все четыре пиротехнических болта 34a.

Для того чтобы разрушение всех четырех пиротехнических болтов 34a происходило строго одновременно, четыре механизма крепления 34 могут быть связаны между собой специальной детонационной цепью 38 (см. фиг. 5), которая проходит вдоль рамы 26 органа стыковки 20. Детонационная цепь 38 снабжена на каждом из своих концов капсюлем-детонатором 40 таким образом, что воспламенение того или иного из этих капсюлей-детонаторов вызывает одновременное срабатывание четырех пиротехнических зарядов и соответственно одновременное разрушение четырех пиротехнических болтов 34a, при помощи которых спутник 12 прикреплен к рассматриваемому органу стыковки 20. Наличие двух капсюлей-детонаторов 40 позволяет обеспечить резервирование или избыточность упомянутой выше команды на подрыв пиротехнических болтов. Каждый капсюль-детонатор 40 соединен электрическим проводником 42 с отдельным электрическим соединителем 44, который автоматически подключается к линии электропитания ракеты-носителя, соединенной с источником напряжения, при закреплении данного элемента стыковки 20 на любом располагаемом посадочном месте стыковочной поверхности устройства в соответствии с предлагаемым изобретением.

Пиротехнические (взрывающиеся) болты или устройства автоматического рассоединения другого типа могут также быть приведены в действие одновременно при помощи четырех электрических команд, поступающих параллельно на пиротехнические инициирующие элементы, располагающиеся на этих пиротехнических болтах или других устройствах автоматического рассоединения.

В то же время механизмы отделения 36 позволяют оттолкнуть или отбросить спутник 12 в тот момент, когда все четыре пиротехнических болта 34a, связывающих этот спутник с органом стыковки 20, окажутся разрушенными. Для выполнения этой функции каждый из механизмов отделения 36 имеет в своем составе пружину сжатия 36a, которая постоянно оказывает толкающее воздействие на спутник 12 в том случае, когда этот спутник закреплен на органе стыковки 20 при помощи механизмов крепления 34. Устройство временной блокировки (не показано) в обычном состоянии поддерживает каждую из упомянутых выше пружин 36a в сжатом состоянии до тех пор, пока орган стыковки 20 не присоединен к данному спутнику 12 при помощи механизмов крeпления 34. С момента осуществления вышеуказанного соединения устройства блокировки отталкивающих пружин 36a освобождаются, и пружины начинают воздействовать на спутник.

Демонтируемые средства крепления 32, при помощи которых каждый орган стыковки 20, соединенный со спутником 12, может быть закреплен на любом посадочном месте 25 опоры или стойки 18 устройства для размещения нескольких спутников в соответствии с предлагаемым изобретением, разработаны таким образам, чтобы обеспечить возможность такого закреплении с наружной стороны упомянутой опоры или стойки устройства. Данная характеристика предлагаемого устройства позволяет существенно облегчить процесс монтажа спутников на упомянутой стойке или опоре, в частности в тех случаях, когда размерные параметры внутренней части опоры или стойки или же какие-либо другие соображения не позволяют оператору проникнуть во внутреннюю полость стойки или опоры.

С этой целью и как показано, в частности, на фиг. 6, высота прямоугольной рамы 26 каждого из элементов стыковки 20 немного превышает высоту стыковочной поверхности 12a спутника 12, на которую указанный орган стыковки монтируется при помощи средств крепления и сброса 30. Следовательно, после практического осуществления монтажа упомянутая рама 26 элемента стыковки выступает на несколько сантиметров на каждом из ее концов за пределы контура спутника 12, к которому она прикреплена. Угловые пластины 28 рамы также содержат части, которые определенным образом выступают за пределы контура спутника 12.

В варианте практической реализации устройства в соответствии с предлагаемым изобретением, проиллюстрированном на фиг. 5 и 6, демонтируемые средства крепления, при помощи которых элемент стыковки 20, несущий спутник 12, может быть закреплен на одном из посадочных мест 25 опоры или стойки 18 данного устройства, содержат винт 32, установленный на каждой из упомянутых выше угловых пластин 28 в той ее части, которая выступает за пределы контура данного спутника 12. Винты 32 могут представлять собой невыпадающие винты, установленные в органе стыковки 20, или винты, не зависимые от этого органа. Когда соответствующий орган стыковки 20 устанавливается непосредственно перед одним из посадочных мест 25 стыковочной поверхности стойки или опоры 18, каждый из винтов 32 оказывается расположенным против резьбового отверстия 46, предусмотренного в соответствующей стыковочной поверхности 24 опоры или стойки 18.

Возможным, но не обязательным образом позиционирование органа стыковки 20 точно напротив нужного в данном случае посадочного места 25 стыковочной поверхности стойки или опоры 18 может быть существенно облегчено за счет использования наличия направляющих и центрирующих штырей 48 (см. фиг. 4 и 5), выступающих в наружном направлении и располагающихся, например, на верхней и нижней ветвях рамы 26, когда орган стыковки 20 смонтирован на спутнике 12. В положении, когда орган стыковки 20 подведен к посадочному месту 20 и позиционирован непосредственно перед ним, упомянутые выше направляющие штыри 48 располагаются против специальных отверстий, выполненных в стыковочных поверхностях (отверстия не показаны). При этом заостренные концы направляющих штырей 48 обеспечивают облегчение операции центрирования органа стыковки 20.

Как показано, в частности, на фиг. 6, на стыковочных поверхностях 24 стойки или опоры 18 выполнены специальные вырезы 50, предназначенные для прохода механизмов 34 и 36 в процессе закрепления элемента стыковки 20 на каждом из посадочных мест 25 стыковочных поверхностей 24 при помощи винтов 32.

Крепление элемента стыковки 20 к стыковочной поверхности опоры или стойки 18 при помощи крепежных винтов 32 может быть дополнено в случае необходимости использованием вспомогательных механизмов крепления типа механизмов, схематически представленных на фиг. 6.

В представленном здесь варианте практической реализации вспомогательные механизмы крепления содержат палец 52, закрепленный на каждой из угловых пластин 28 поблизости от мест расположения винтов 32, но со смещением, например, вниз и наружу по отношению к указанным винтам. Пальцы 52 выступают в наружном направлении, когда элемент стыковки 20 установлен на спутнике 12. Пальцы 52, пиротехнические болты 34a и винты 32 располагаются по одной линии с тем, чтобы ограничить прохождение моментов в конструкцию спутника.

Когда сборка, образованная спутником 12 и элементом стыковки 20, установлена на ракету-носитель путем закрепления на одном из посадочных мест стойки или опоры 18 при помощи винтов 32, пальцы 52 входят в отверстия 54, выполненные в соответствующей стыковочной поверхности 24 стойки или опоры 18, и в отверстия 56 того же диаметра, выполненное в плоской тяге 56, установленной с возможностью скольжения на стойке или опоре 18. Область 60, где каждый из пальцев 52 имеет наименьший диаметр, располагается против соответствующей плоской тяги 58 в том случае, когда крепление органа стыковки 20 к соответствующей стыковочной поверхности 24 стойки или опоры 18 завершено. В этом случае оператор воздействует на приводной орган (не показан) каждой плоской тяги 58, доступной снаружи стойки или опоры 18, таким образом, чтобы заставить скользить указанную плоскую тягу в направлении, показанном стрелкой F на фиг. 6. Таким образом, прорезь 62 плоской тяги, открывающаяся в отверстие 56, устанавливается против зоны 60 наименьшего диаметра пальца 52.

При помощи указанной операции монтажник также сжимает пружинную шайбу 63 благодаря специальному профилю 64 поверхности плоской тяги 58, в которую упирается пружинная шайба 63. Таким образом, в создаваемое соединение вводится предварительное напряжение. При этом плоская тяга 58 упирается в конец пальца 52 и обеспечивает дополнительное крепление элемента стыковки 20 к соответствующей стыковочной поверхности 24 стойки или опоры 18. Специальный стопор (не показан) обеспечивает удержание плоской тяги 62 в этом положении.

Следует отметить, что одна и та же плоская тяга 58, перемещающаяся, например, вдоль вертикальной ветви рамы 26, может быть использована для блокировки одновременно двух пальцев 52 одного и того же органа стыковки 20. В этом случае воздействие на две плоские тяги 58, осуществляемое снаружи стойки или опоры 18, обеспечивает блокировку построенных таким образом вспомогательных механизмов крепления.

Когда установка спутника 12 на ракету-носитель осуществлена при помощи средств, которые только что были описаны, различные данные в виде электрических сигналов могут передаваться между спутником и ракетой-носителем.

Для обеспечения указанной взаимной передачи информации на каждом из органов стыковки 20 устанавливают также по меньшей мере один электрический проводник 64 (см. фиг. 5), а также электрические соединители 66 и 68, через которые концы указанного электрического проводника 64 подключаются соответственно к электрическим установкам спутника 12 и ракеты-носителя, когда средства крепления и отцепления 30, а также демонтируемые средства крепления 32 были использованы соответственно для монтажа спутника 12 на элементе стыковки 20, а затем для монтажа элемента стыковки на стойку или опору 18.

Приведенное выше описание показывает, что устройство для размещения нескольких спутников в соответствии с предлагаемым изобретением представляет собой наиболее простое и относительно дешевое устройство, которое дает возможность очень быстро и обратимым образом устанавливать различные спутники, предварительно соединенные с органом стыковки, на любое посадочное место 25 одной и той же опоры или стойки 18 или разных стоек, смонтированных на одинаковых или разных ракетах-носителях. Такой модульный или взаимозаменяемый характер вытекает из совместного использования элементов стыковки 20 одного типа и стоек или опор 18, адаптированных к конкретным типам ракет-носителей и снабженных идентичными посадочными местами 25, сопрягаемыми с органами стыковки.

В то же время устройство для размещения нескольких спутников в соответствии с данным изобретением позволяет выводить на орбиты различные спутники, установленные на этом устройстве, в любом порядке и последовательности.

В дальнейшем со ссылками на фиг. 7 будет описан процесс установки группы спутников на ракету-носитель при помощи устройства для размещения нескольких спутников в соответствии с данным изобретением.

Для монтажа спутников на устройство для размещения нескольких спутников это устройство обычно устанавливается на сборочный стенд и располагается на нем таким образом, чтобы его продольная ось занимала горизонтальное положение. В некоторых случаях устройство для размещения нескольких спутников может быть уже закреплено на последней ступени ракеты-носителя 10 при помощи переходного устройства 22. При этом последняя ступень и переходное устройство выступают в роли монтажного или сборочного стенда (этап A на фиг. 7).

Как показано на этапе B (фиг. 7) закрепление органа стыковки 20 проводится независимо на каждом из спутников 12, предназначенных для монтажа на ракете-носителе, при помощи описанных выше механизмов крепления 34.

Следует отметить, что указанные два предварительных подготовительных этапа могут быть осуществлены в любой момент, предшествующий собственно установке спутников на один или несколько ракет-носителей.

Как показано в положении C на фиг. 7, установка спутников 12, подаваемых к упомянутому устройству размещения подвешенными на стропах, осуществляется, как видно из приведенного выше описания, при помощи крепления элементов стыковки 20 к опоре или стойке 18 с использованием винтов 32 и в случае необходимости плоских тяг 58 и начинается с монтажа первого спутника 12 на посадочное место 25, в предпочтительном варианте расположенное в непосредственной близости от переходного устройства 22 (но не обязательно именно там).

Затем таким же образом устанавливают другой спутник 12 на посадочное место 25 стыковочной поверхности 24 стойки или опоры 18, наиболее близкое к посадочному месту, на котором установлен первый спутник. Этот этап, показанный на виде D (фиг. 7), может далее продолжаться одним или несколькими аналогичными этапами в том случае, когда технические характеристики данной ракеты-носителя позволяют расположить на ней несколько спутников и иметь соответственно более двух посадочных мест 25 на каждый из стыковочных поверхностей 24 стойки или опоры 18.

После того как установка спутников 12 на первой стыковочной поверхности 24 стойки или опоры 18 будет завершена, операции установки спутников, аналогичные операциям, показанным на видах C и D (фиг. 7), повторяются для второй стыковочной поверхности 24 опоры или стойки 18, как показано на виде E (фиг. 7), после поворота устройства размещения вокруг своей оси.

В зависимости от числа стыковочных поверхностей 24, которыми располагает данная стойка или опора 18, упомянутые выше операции повторяются еще один или несколько раз до тех пор, пока все располагаемые посадочные места 25 на данной стойке или опоре 18 не будут заняты спутниками 12, как показано на виде F (фиг. 7).

Следует, однако, отметить, что устройство для размещения нескольких спутников в соответствии с данным изобретением может также быть использовано частично, то есть без необходимости использования всех посадочных мест 25, располагаемых на данной стойке или опоре 16 для установки спутников. Следует отметить также, что установка спутников может осуществляться и последовательно располагающимися кольцами.

Установка спутников 12 на устройство размещения в соответствии с данным изобретением, установленное в вертикальное положение, также теоретически возможна.

Кроме того, если порядок установки спутников на ракете-носителе, представленный на видах C, D, E и F (фиг. 7) представляет собой предпочтительный порядок установки, то в некоторых случаях этот порядок установки спутников может быть и другим, что не приводит к выходу за рамки данного изобретения.

И, наконец, следует отметить, что конкретный вариант практической реализации данного изобретения, описанный выше со ссылками на приведенные чертежи, представляет собой всего лишь один из примеров. Так, в соответствии с техническими характеристиками используемой ракеты-носителя число стыковочных поверхностей 24 на стойке или опоре 18 может представлять собой любое число начиная с 1. К тому же число посадочных мест 25, располагающихся на каждой из этих стыковочных поверхностей, может представлять собой любое число, превышающее или равное 1, при условии, что общее число располагаемых посадочных мест на данной стойке или опоре будет по меньшей мере равно 2. Следствием этого наблюдения является то, что если расположение стойки или опоры 18 по продольной оси ракеты-носителя представляет собой предпочтительный вариант расположения, то устройство для размещения нескольких спутников в соответствии с данным изобретением, установленное на ракету-носитель относительно небольшой мощности, может содержать опору или стойку 18, смещенную в поперечном направлении по отношению к продольной оси данной ракеты-носителя таким образом, чтобы один или два спутника могли быть смонтированы на стыковочной поверхности, обращенной к указанной оси, при помощи органов стыковки, имеющих отличительные признаки данного изобретения. Кроме того, к спутникам, установленным на стойке или опоре, может быть добавлен спутник, также установленный при помощи элемента стыковки 20 на посадочном месте, располагающемся, например, горизонтально и предусмотренном на опоре, установленной над стойкой. Эта опора, в частности, может опираться на стойки, содержащие оборудованную стойку или опору 18.

В то же время прямоугольная форма, приданная органам стыковки в описанном выше варианте практической реализации данного изобретения, представляет собой всего лишь один из вариантов. Так, каждый орган стыковки может быть образован двумя параллельными перекладинами, материализующими две противоположные стороны прямоугольника в описанной выше геометрии, или может представлять собой раму многоугольной формы, круглую раму и т.д., если посадочные места, предусмотренные на стойках или опорах 18, имеют различные формы.

Формула изобретения

1. Устройство для размещения нескольких спутников на ракете-носителе, содержащее стойку, закрепленную на ракете-носителе и имеющую множество идентичных посадочных мест, множество идентичных элементов стыковки, каждый из которых предназначен для закрепления одного из множества спутников на соответствующем посадочном месте, съемное средство крепления и средство крепления-отцепления, посредством которого любой из спутников может быть закреплен с возможностью управляемого отделения от соответствующего элемента стыковки, а также средство подключения для обеспечения по меньшей мере одного электрического соединения, осуществляемого через элемент стыковки, отличающееся тем, что каждый из элементов стыковки снабжен рамочным элементом, закрепленным посредством указанного съемного средства крепления на любом из посадочных мест стойки, при этом указанное средство крепления-отцепления установлено на рамочном элементе, а указанное средство подключения выполнено с возможностью обеспечения по меньшей мере одного электрического соединения, осуществляемого через данный рамочный элемент, между электрическим оборудованием ракеты-носителя, спутниками и средством крепления-отцепления на рамочном элементе.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что выполнено таким образом, что когда спутник закреплен на одном из элементов стыковки, съемное средство крепления данного элемента стыковки является доступным с внешней стороны стойки.

3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что съемное средство крепления, связанное с одним элементом стыковки, содержит винты, закрепленные на выступающих, по отношению к спутнику, закрепленному на элементе стыковки, частях элемента стыковки.

4. Устройство по п.3, отличающееся тем, что съемное средство крепления элемента стыковки дополнительно содержит вспомогательные механизмы крепления, установленные в непосредственной близости от каждого из винтов.

5. Устройство по п.3, отличающееся тем, что каждое из посадочных мест выполнено прямоугольным, а рамочный элемент каждого из элементов стыковки выполнен в виде прямоугольной рамки, снабженной четырьмя угловыми пластинами, на которых расположены соответствующие средства крепления-отцепления каждого из элементов стыковки.

6. Устройство по п.5, отличающееся тем, что выступающие части элементов стыковки расположены на угловых пластинах.

7. Устройство по п.1, отличающееся тем, что средство подключения каждого из элементов стыковки содержит по меньшей мере один первый подключатель для электрического соединения соответствующего средства крепления-отцепления этого элемента стыковки с источником напряжения ракеты-носителя.

8. Устройство по п.1, отличающееся тем, что средство подключения каждого из элементов стыковки содержит по меньшей мере один электрический проводник для электрического соединения по меньшей мере одного второго или по меньшей мере одного третьего подключателей с электрическим оборудованием ракеты-носителя и спутников, когда спутники закреплены на элементах стыковки и посадочных местах.

9. Устройство по п.1, отличающееся тем, что указанная стойка расположена вдоль продольной оси ракеты-носителя и имеет многоугольное поперечное сечение, определяющее по меньшей мере три стыковочных поверхности, каждая из которых содержит по меньшей мере одно посадочное место.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7