Система отделения космического аппарата

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.

 

Изобретение относится к системам сброса или отделения объектов, преимущественно космических аппаратов (КА) и других полезных нагрузок (ПН) от несущих конструкций (адаптеров или приборных отсеков) ракет-носителей (РН) при их выводе на расчетную орбиту, и может быть использовано в области ракетно-космической техники.

Известна система отделения (СО) КА по патенту РФ №2268208 от 20.01.2006 г., МПК B64G 1/64, содержащая разъединяемое удерживающее устройство, установленное между несущей конструкцией РН (например, адаптером или приборным отсеком РН) и КА, состоящее из корпуса, замков и толкателей, взаимодействующих с приборным блоком КА и обеспечивающих его отделение от РН. При этом замки удерживают КА на несущей конструкции РН при его выводе на орбиту функционирования, а толкатели предназначены для отделения КА от РН. Элементы (замки и толкатели) СО данной конструкции взаимодействуют только с приборным блоком (ПБ) КА, при этом солнечная батарея (СБ), состоящая из панелей, свернутых в пакет и закрепленных на одной из боковых сторон ПБ КА, консольно «висит», нагружая узлы фиксации СБ к КА значительными отрывающими нагрузками. При закреплении крыла СБ (крепление крыла СБ, как правило, осуществляется сбоку от ПБ КА) на замки СО (замки крепления КА к РН) также действуют значительные нагрузки из-за большого эксцентриситета между центром масс крыла СБ и продольной осью ПБ КА. Значительные нагрузки, действующие на замки СО и узлы крепления фиксации СБ к КА, могут отрицательно повлиять на их работоспособность при отделении КА от РН и при развертывании крыла СБ в рабочее положение после отделения КА от РН. Это является недостатком СО в случае закрепления на ней КА, имеющего в своем составе многозвенное крыло СБ, состоящее из нескольких панелей и закрепленное сбоку от ПБ КА.

Известна система разделения спутника и устройство для удержания СБ по патенту США 3327967, кл. 244-1 от 31.03.1965 г., в котором панель СБ установлена на корпусе спутника (КА) и закреплена на РН узлами крепления (фиксации). Панель СБ находится в сложенном (транспортном) положении и после разделения спутника с РН разворачивается относительно корпуса спутника в рабочее положение.

Известен также переходник - система отделения для стыковки с РН летательного аппарата (ЛА) по патенту РФ №2198117 от 10.02.2003 г., МПК B64G 1/00, B64G 1/44. (заявка №99102341/28 от 08.02.1999 г.). Переходник - система отделения состоит из корпуса (в виде обечайки со стрингерно-шпангоутным набором), на который установлены замки (фиксаторы), соединяющие ЛА с РН и обеспечивающие их разделение в соответствии с программой полета. ЛА включает корпус, на котором установлены навесные конструкции, например панели СБ, имеющие узлы крепления, установленные вне ЛА и расположенные на переходнике (на корпусе СО), установленном на РН. Переходник (СО) соединен замками (фиксаторами) с ЛА и жесткими узлами с РН (после срабатывания замков и отделения ЛА от РН, переходник (СО) остается на РН). Кроме того, на переходнике (СО) выполнены узлы крепления навесной конструкции (панели СБ). Т.е. панели СБ имеют узлы крепления и с корпусом ЛА (верхние узлы), и с переходником (СО) РН (нижние узлы). После сброса головного обтекателя перед отделением ЛА от РН вначале расфиксируются узлы крепления панелей СБ на переходнике (нижние узлы), а затем срабатывают замки СО (фиксаторы переходника), которые обеспечивают разделение ЛА с РН. После отделения ЛА от РН панель СБ удерживается и разворачивается относительно корпуса ЛА на верхних узлах фиксации.

Недостатком данных конструкций СО, реализующих схемы крепления панелей СБ КА одновременно на корпусе КА и на корпусе переходника (СО), установленном на РН, является обеспечение определенной последовательности срабатывания узлов крепления СБ к переходнику РН и замков СО крепления КА к PH. При задержке срабатывания (или несрабатывании) узлов крепления СБ к переходнику РН КА не отделится от РН или отделится с неизбежным повреждением панели СБ, удерживаемой несработавшим узлом крепления. Недостатком крепления крыла или панели СБ большой площади сверху на корпусе КА (на приборном блоке КА), а снизу на переходнике (на СО) РН приводит к большому межопорному расстоянию и, следовательно, к большим прогибам и перемещениям крыла СБ относительно ПБ КА при его нагружении в процессе эксплуатации. Крепление панели СБ с помощью замков-фиксаторов на корпусе спутника и на корпусе переходника, т.е. конструкциях, обладающих разной податливостью, также может привести к недопустимым деформациям конструкции панели СБ и выходу из строя установленных на ней фотоэлектронных преобразователей.

Кроме того, после расфиксации нижних узлов крепления панели (или крыла) СБ к переходнику РН оставшееся крепление только сверху на ПБ КА не обеспечивает надежное крепление панели (крыла), поэтому при отделении КА от РН возможен удар панели (крыла) СБ о нижнюю часть ПБ КА.

В результате анализа патентной и научно-технической литературы в качестве прототипа заявленной СО КА выбрано техническое решение по патенту РФ №2198117 от 10.02.2003 г., МПК B64G 1/00, B64G 1/44, в котором описана СО КА, имеющая корпус с установленными на нем замками (и толкателями) крепления КА к РН и узлы крепления СБ КА к корпусу СО.

Задачами (целями) предлагаемого устройства системы отделения КА являются:

- уменьшение нагрузок на узлы фиксации крыла СБ к ПБ КА и замки СО крепления КА к РН;

- увеличение жесткости установки крыла СБ на ПБ КА, уменьшение прогибов и перемещений крыла СБ относительно ПБ КА;

- повышение надежности отделения КА от РН.

Для достижения поставленных задач (целей) в известном устройстве системы отделения КА, установленной между несущей конструкцией РН и КА и содержащей узлы крепления крыла СБ, данные узлы крепления крыла СБ установлены на корпусе СО под крылом СБ и состоят из опорных кронштейнов с закрепленными на них регулируемыми в вертикальном направлении упорами. Каждый регулируемый упор выполнен в виде резьбового стержня, нижним концом закрепленного на опорном кронштейне (ввинченного в опорный кронштейн), а верхним концом через сферический наконечник, соединенный с прижимной планкой, контактирующей своей поверхностью с нижней торцевой поверхностью соответствующей панели крыла СБ. При этом количество регулируемых упоров каждого опорного узла равно количеству панелей в крыле СБ, а продольная ось каждого упора расположена в плоскости контактирующей с ним панели крыла СБ. Между поверхностью прижимной планки каждого регулируемого упора и нижней торцевой поверхностью соответствующей панели крыла СБ установлена резиновая прокладка.

Предложенная конструкция СО имеет узлы крепления КА, непосредственно соединяющие и удерживающие ПБ КА на несущей конструкции РН (замки СО), и узлы, обеспечивающие разделение КА и РН (толкатели СО). Кроме того, СО имеет узлы крепления, расположенные на корпусе СО (т.е. расположенные вне ПБ КА) под крылом СБ, на которые опирается свернутое (панели крыла с помощью шарнирных узлов свернуты в пакет - транспортное нерабочее положение крыла СБ на участке выведения КА на орбиту функционирования) и закрепленное (с помощью узлов фиксации) на боковой поверхности ПБ КА крыло СБ.

Конструкция каждого узла крепления (опорного узла) СБ, расположенного на корпусе СО под крылом СБ, состоящая из регулируемых упоров, взаимодействующих (контактирующих) с нижними торцевыми поверхностями соответствующих панелей крыла СБ, обеспечивает крепление (опирание) крыла в продольном направлении (в направлении действия максимальных осевых перегрузок на участке выведения КА). За счет этого крыло СБ находится как бы в обезвешенном состоянии, узлы фиксации крыла СБ к ПБ КА разгружены и воспринимают только боковые нагрузки, действующие на КА, которые значительно меньше продольных. За счет опоры под крылом СБ уменьшаются и нагрузки на замки СО, обусловленные эксцентриситетом между центром масс крыла СБ и продольной осью ПБ КА (крыло СБ расположено сбоку на ПБ КА).

Опора под крылом СБ ограничивает (уменьшает) его прогибы и перемещения по отношению к ПБ КА, которые приводят к разрушению (растрескиванию) фотоэлектронных преобразователей, установленных на панелях крыла. Наличие узлов фиксации крыла СБ на ПБ КА и опорных узлов под крылом СБ, расположенных на корпусе СО, значительно увеличивает жесткость установки крыла СБ на КА по сравнению с техническим решением - прототипом, в котором крыло СБ закреплено сбоку на ПБ КА и на переходнике - СО с помощью узлов фиксации (крепления).

Следует отметить, что расположение каждого опорного узла снизу под крылом СБ и конструкция каждого опорного узла (контакт упоров с каждой панелью, входящей в состав крыла) обеспечивает опирание крыла при нагрузках, направленных вниз. А нагрузки, направленные вверх, опорный узел не воспринимает и поэтому не будет препятствовать свободному отделению КА вверх от усилий толкателей, взаимодействующих с ПБ КА. Таким образом в отличие от технического решения - прототипа, в предложенном узле крепления СО отсутствует механическая связь, удерживающая крыло (или панель) СБ и, следовательно, отсутствует влияние этого опорного узла, расположенного на корпусе СО под крылом СБ, на функционирование замков и толкателей СО, взаимодействующих с ПБ КА.

Для эффективного увеличения жесткости установки свернутого крыла СБ на ПБ КА и равномерного нагружения всех его панелей необходим контакт упоров с каждой панелью, т.е. количество упоров в каждом опорном узле должно быть равно количеству панелей в крыле СБ. В противном случае, т.е. контакт упоров не с каждой панелью крыла СБ приведет к неравномерному нагружению как самих панелей, так и элементов их взаимного крепления (шарнирных узлов, межпанельных связей, узлов фиксации крыла).

Расположение продольной оси каждого упора в плоскости контактирующей с ним панели крыла СБ позволяет эффективно передать продольные инерционные нагрузки от каждой панели СБ на опорный узел и корпус СО. При несовпадении продольной оси каждого упора и плоскости контактирующей с ним панели (т.е. ось упора выходит из плоскости панели) происходило бы нагружение упора изгибающим моментом, а на панель СБ в местах контакта с упорами действовали бы нежелательные нагрузки из ее плоскости.

Предложенная конструкция резьбовых регулируемых в вертикальном направлении упоров, состоящих из резьбового стержня, нижним концом закрепленного на опорном кронштейне, а верхним концом через сферический наконечник, соединенный с прижимной планкой, позволяет подвести каждый упор до контакта поверхности его планки с нижним торцом соответствующей панели крыла СБ независимо от точности изготовления и монтажа отдельных панелей СБ в крыло. В реальных конструкциях многозвенных крыльев возможны искривления и неплоскостность нижних торцевых поверхностей (кромок) панелей, что приводит к их расположению на разных высотах при сборке в крыло. Конструкция узла крепления позволяет обеспечить подвод и гарантированный контакт упоров с панелями крыла СБ и компенсировать неточности при изготовлении и установке крыла СБ на ПБ КА. Это обеспечивается вращением и наклоном прижимной планки на сферическом наконечнике стержня упора и регулировкой упоров по высоте (в вертикальном направлении).

Установка между поверхностями планок и нижними торцевыми поверхностями панелей СБ резиновых прокладок, обжимаемых при регулировке упоров, позволяет уменьшить ударные и виброударные нагрузки, действующие на КЛ при его выведении на орбиту функционирования.

Таким образом, предложенное устройство системы отделения позволяет уменьшить нагрузки на узлы фиксации крыла СБ к ПБ КА и замки СО крепления КА к РН, уменьшить прогибы и перемещения крыла СБ относительно ПБ КА, повысить надежность безударного отделения КА от РН.

На фигуре 1 изображен общий вид системы отделения КА с узлами крепления (опорными узлами) под крылом СБ.

На фигуре 2 изображен вид А согласно фигуры 1.

На фигуре 3 изображен общий вид узла крепления (см. узел Б на фигуре 1).

На фигуре 4 изображен общий вид регулируемого упора (см. поз.11 на фигуре 3).

На фигуре 5 изображено сечение В-В согласно фигуры 4.

Система отделения КА от несущей конструкции РН состоит из следующих устройств (элементов):

- устройство удержания КА на несущей конструкции РН с помощью замков, установленных на корпусе в стыке между ПБ КА и несущей конструкцией РН;

- устройство отделения КА от несущей конструкции РН - толкатели, создающие усилия толкания, непосредственно действующие на ПБ КА, при освобождении удерживающей связи в замках;

- узлы крепления (опорные узлы), установленные на корпусе СО под крылом СБ, панели которого свернуты в пакет.

Предложенная конструкция СО установлена между несущей конструкцией 1 РН и КА, включающей ПБ 2 и закрепленное на нем сбоку многозвенное (многосекционное) крыло СБ, состоящее из панелей 3. Крыло СБ находится в транспортном (нерабочем) положении. Его панели 3 свернуты в пакет с помощью шарнирных узлов (на фигурах не показаны) и закреплены (зафиксированы) на боковой поверхности ПБ 2 КА с помощью узлов фиксации 4. СО состоит из корпуса 5, на котором установлены замки 6 и толкатели 7. Замки 6 и толкатели 7 СО взаимодействуют с ПБ 2 КА. Корпус 5 закреплен на несущей конструкции 1 РН и после отделения КА остается на РН. СО имеет опорные узлы 8, установленные на корпусе 5 под панелями 3 крыла СБ (см. фигуры 1 и 2).

Каждый узел 8 состоит из опорного кронштейна 9, закрепленного на корпусе 5 СО с помощью резьбовых крепежных элементов 10 (см. фигуру 3). На кронштейне 9 закреплены регулируемые по высоте (в вертикальном направлении) упоры 11. Количество регулируемых упоров 11 на каждом опорном узле 8 равно количеству панелей 3 в крыле СБ. Каждый упор 11 (см. фигуру 4) состоит из резьбового стержня 12 и закрепленной на нем прижимной планки 13. Крепление прижимной планки 13 к резьбовому стержню 12 осуществляется через сферический наконечник 14, выполненный на верхнем конце резьбового стержня 12, с помощью двух пластин 15 и винтов 16 (см. фигуру 5). В каждой пластине 15 выполнены полукруглые выточки, обеспечивающие охват резьбового стержня 12 между сферическим наконечником 14 и шестигранником 17. Пластины 15 крепятся к прижимной планке 13 с помощью винтов 16 (по два винта 16 на каждой пластине 15, см. фигуру 5, сечение В-В) и обеспечивают невыпадение сферического наконечника 14 из отверстия в прижимной планке 13. Размер полукруглых выточек в пластинах 15 позволяет прижимной планке 13 самоустанавливаться относительно нижней торцевой поверхности 21 соответствующей панели 3 за счет возможности вращения прижимной планки 13 на сферическом наконечнике 14 резьбового стержня 12 упора 11. Нижний резьбовой конец стержня 12 упора 11 ввинчен в опорный кронштейн 9, в верхней горизонтальной полке которого выполнена резьба. Регулировка упора 11 по высоте осуществляется за шестигранник 17, выполненный на стержне 12, путем ввинчивания (вывинчивания) в опорный кронштейн 9. При регулировке упоров 11 их нижние резьбовые концы входят в отверстия 18, выполненные в вертикальной стенке опорного кронштейна 9 под каждым упором 11. После регулировки и установки упоров 11 в нужное положение (до обеспечения контакта прижимной планки 13 каждого упора 11 с нижней торцевой поверхностью 21 соответствующей панели 3 и обжатия резиновой прокладки 20 до необходимой величины) осуществляется их стопорение относительно кронштейна 9 с помощью гаек 19. Сверху на поверхность прижимной планки 13 каждого упора 11 закреплена (например, приклеена) резиновая прокладка 20. Контакт упоров 11 с панелями 3 может осуществляться непосредственно с их нижними торцевыми поверхностями 21 или в месте контакта с упорами 11 на эти поверхности могут быть установлены уголки 22. Таким образом, в рабочем положении устройства СО прижимная планка 13 каждого упора 11 контактирует с нижней торцевой поверхностью 21 (или уголком 22), соответствующей панели 3 крыла СБ через резиновую прокладку 20. Продольные оси упоров 11 расположены в плоскостях контактирующих с ними панелей 3 крыла СБ (см. фигуру 1).

В исходном состоянии системы отделения (в положении удержания КА на РН) ее элементы находятся в следующем положении:

- замки 6 находятся в зафиксированном (зачекованном) положении, взаимодействуют с нижней частью ПБ 2, удерживая КА на несущей конструкции 1 РН;

- толкатели 7 находятся во взведенном состоянии (например, в случае пружинных толкателей их пружины сжаты на определенную величину, необходимую для создания усилий толкания на КА при его отделении) и контактируют также с нижней частью ПБ 2 КА;

- регулируемые упоры 11 опорных узлов 8 контактируют с нижними торцевыми поверхностями 21 (или уголками 22, установленными на эти поверхности) панелей 3 крыла СБ, обеспечивая непосредственное опирание крыла СБ, панели которого свернуты в пакет и закреплены сбоку на ПБ 2 КА с помощью узлов фиксации 4.

Таким образом, при удержании КА на РН механическая связь между КА и несущей конструкцией 1 осуществляется с помощью замков 6 с одновременным опиранием крыла СБ на опорный узел 8, установленный на корпусе 5 СО.

Устройство системы отделения КА работает следующим образом.

Перед стыковкой КА и РН все регулируемые упоры 11 узлов крепления 8 СО ввинчены в опорные кронштейны 9. При стыковке КА с РН его ПБ 2 устанавливается на корпус 5 СО и крепится с помощью замков 6 СО. Настраиваются и регулируются толкатели 7 СО на определенные усилия срабатывания при отделении КА от РН. При этом панели 3 крыла СБ и упоры 11 не контактируют друг с другом, между их нижними торцевыми поверхностями 21 (или уголками 22) и прижимными планками 13 упоров 11 имеется зазор. Затем упоры 11 вывинчиваются из кронштейнов 9 (за шестигранник 17 резьбового стержня 12) до контакта прижимных планок 13 с соответствующими панелями 3 крыла СБ. Дальнейшим вывинчиванием упоров 11 производится обжатие резиновых прокладок 20 до необходимой величины (обычно на 50% толщины прокладки) и стопорение регулируемых упоров 11 в этом положении с помощью гаек 19.

На участке выведения КА на его конструкцию действуют линейные инерционные нагрузки, направленные вниз, которые передаются через замки 6 (от ПБ 2) и опорные узлы 8 (от крыла СБ) на корпус 5 СО и далее на несущую конструкцию 1 РН. Крыло СБ, свернутое в пакет и закрепленное сбоку на ПБ 2 с помощью узлов фиксации 4 и снизу опирающееся на опорные узлы 8 СО, имеет малые прогибы (деформации) и перемещения. Возможные знакопеременные (виброударные) нагрузки компенсируются установкой резиновых прокладок 20 и созданием предварительных усилий затяжки регулируемых упоров 11. После расфиксации (расчековки) замков 6 и срабатывания толкателей 7 КА отделяется от несущей конструкции 1 PH. При этом конструкция опорных узлов 8 СО не препятствует отделению КА под действием усилий толкателей 7, направленных вверх. При отделении КА от РН панели 3 крыла СБ в сложенном положении беспрепятственно отходят от упоров 11 (между прижимными планками 13 упоров 11 и нижними торцевыми поверхностями 21 (или уголками 22) панелей 3 исчезает контакт), закрепленных на кронштейнах 9, установленных на корпусе 5 СО. Корпус 5 с опорными узлами 8 и упорами 11, установленными на них, остается на несущей конструкции 1 РН. После отделения КА от РН и после расчековки узлов фиксации 4 панели 3 крыла СБ на шарнирных узлах (на фигурах не показаны) из сложенного (нерабочего) положения разворачиваются относительно ПБ 2 в рабочее положение.

Расчеты, проведенные авторами, а также стендовые испытания в составе отработочного изделия, показали значительную эффективность предложенного технического решения для крепления и отделения КА от РН.

Заявленное устройство системы отделения по сравнению с прототипом обладает существенными отличиями и обеспечивает уменьшение нагрузок на замки СО, уменьшение деформаций и перемещений крыла СБ при выведении КА, повышает надежность отделения КА от РН.

1. Система отделения космического аппарата, установленная между несущей конструкцией ракеты-носителя и космического аппарата, содержащая корпус с размещенными на нем замками и толкателями, соединяющими приборный блок космического аппарата с несущей конструкцией ракеты-носителя и обеспечивающими их разделение, снабженная расположенными на корпусе узлами крепления крыла солнечной батареи, состоящего из панелей, закрепленных на приборном блоке космического аппарата в сложенном положении, отличающаяся тем, что каждый из узлов 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, выполненными в виде резьбовых стержней, нижними концами закрепленными на опорном кронштейне, а верхними концами через сферические наконечники соединенными с прижимными планками, контактирующими своими поверхностями с нижними торцевыми поверхностями соответствующих панелей крыла солнечной батареи, при этом количество регулируемых упоров каждого узла крепления равно количеству панелей в крыле солнечной батареи, а продольная ось каждого регулируемого упора расположена в плоскости контактирующей с ним панели крыла солнечной батареи.

2. Система отделения космического аппарата по п.1, отличающаяся тем, что между поверхностью прижимной планки каждого регулируемого упора и нижней торцевой поверхностью соответствующей панели крыла солнечной батареи установлена резиновая прокладка.