Способ и устройство для последовательного запуска двух спутников

Авторы патента:

КОМТЕССЕ Патрик (US)

B64G1/64 - системы стыковки и расстыковки космических кораблей или их частей, например устройство для причаливания

Владельцы патента RU 2602873:

АСТРИУМ САС (FR)

Группа изобретений относится к методам и средствам соединения и разделения космических объектов. При запуске двух спутников один из них прикрепляют к подвижной части (4В), а другой помещают в неподвижную часть (4А) камеры (4). При отделении спутника от части (4В) эта часть, открываясь, отклоняется на угол более 90^°. Затем другой спутник высвобождается из части (4А) без риска столкновения с частью (4В). Обе части камеры (4) соединены средствами (10, 13А, 13В). Техническим результатом группы изобретений является исключение источника мусора, загрязняющего космическое пространство. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 10 ил.

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Настоящее изобретение относится к способу и устройству для последовательного запуска двух спутников.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Известно устройство для запуска спутников, рассчитанное на размещение первого спутника в верхней части устройства, а также второго спутника в предусмотренной для этого камере, имеющей неподвижную часть и подвижную часть, которая может находиться в двух последовательных положениях, а именно в первом положении, в котором камера закрыта и в ней помещается второй спутник, и во втором положении, в котором камера открыта и упомянутый второй спутник может быть высвобожден из нее. Независимо от положения подвижной части камеры неподвижная часть прикреплена к устройству запуска. С периферией камеры также могут быть соединены вспомогательные спутники меньших размеров.

После запуска в космос это устройство запуска выводят на орбиту первого спутника, после чего этот спутник отделяется от устройства. Затем устройство покидает орбиту первого спутника и подвижная часть камеры, в которой помещается второй спутник, отделяется, позволяя высвободить второй спутник, когда устройство достигает его орбиты.

После того как первый и второй спутники запущены таким способом, устройство запуска может быть выведено на орбиту обезвреживания (так называемую орбиту захоронения) или орбиту, обеспечивающую его разрушение при возврате в атмосферу.

Тем не менее, когда во время такого запуска подвижная часть камеры (и, возможно, другие прикрепленные компоненты, такие как перемычка, механизм отделения, пиротехнические устройства и т.д.) отделяются от устройства запуска, она выбрасывается в космическое пространство, становясь мусором, который определенно не может быть уничтожен и тем самым способствует загрязнению космического пространства.

Наиболее близким аналогом изобретения является известный из ЕР 1013546 способ последовательного запуска двух спутников, в котором первый спутник, закрытый обтекателем, прикреплен к разделительному элементу, находящемуся в верхней части камеры, в которую предварительно помещен второй спутник. Первый спутник выполнен с возможностью отделения от разделительного элемента камеры. Камера для второго спутника выполнена в виде неподвижной части и подвижной части и имеет цилиндрическую боковую стенку, а также разделительный элемент, являющийся одновременно крышкой камеры и элементом для крепления сегментов боковых стенок обтекателя, закрывающего полость с первым спутником. Подвижная часть камеры состоит из двух цилиндрических сегментов, имеющих возможность перехода после отделения первого спутника от камеры из первого положения, в котором камера со вторым спутником закрыта (цилиндрические сегменты соединены между собой), во второе положение, в котором камера открыта (цилиндрические сегменты рассоединены и раздвинуты) для высвобождения второго спутника. Разделительный элемент камеры, к которому разъемно прикреплен первый спутник, состоит из двух частей, каждая из которых выполнена за одно целое с соответствующим цилиндрическим сегментом, боковой стенки камеры (фиг. 11 и 12 ЕР 1013546). Между неподвижной частью и подвижной частью камеры предусмотрено соединение, выполненное таким образом, что при нахождении подвижной части (двух цилиндрических сегментов) во втором положении эта оба цилиндрических сегмента вместе с частями разделительного элемента камеры остаются прикрепленными к неподвижной части. Данное техническое решение позволяет уменьшить количество компонентов и количество отдельных компонентов, рассеянных в околоземном пространстве, а также предотвращает увеличение космических загрязняющих элементов, выброшенных и дрейфующих в пространстве.

Однако в ЕР 1013546 конструкция камеры включает в себя два подвижных элемента - два цилиндрических сегмента, которые должны синхронизироваться при открытии камеры, что усложняет конструкцию устройства и снижает надежность работы. При заклинивании одного из цилиндрических сегментов выход второго спутника из камеры будет невозможен.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Задачей настоящего изобретения является обеспечение запуска спутника, предварительно помещенного в камеру, без создания источника мусора, способного загрязнять космическое пространство.

С этой целью в соответствии с изобретением предложен способ последовательного запуска двух спутников, в котором первый спутник прикреплен к камере, в которую предварительно помещен второй спутник, и первый спутник выполнен с возможностью отделяться от камеры, содержащей неподвижную часть и подвижную часть, подвижная часть выполнена с возможностью перехода после разделения первого спутника и камеры из первого положения, в котором камера закрыта и в ней помещается второй спутник, во второе положение, в котором камера открыта и упомянутый второй спутник может быть высвобожден из нее, отличающийся тем, что между неподвижной частью и подвижной частью предусмотрено соединение, выполненное таким образом, что при нахождении подвижной части во втором положении она остается прикрепленной к неподвижной части.

Таким образом, когда камера открывается с целью высвобождения второго спутника, подвижная часть камеры смещается, оставаясь соединенной с неподвижной частью камеры. Следовательно, вместо выбрасывания подвижной части в космическое пространство она вместе с остальным устройства запуска может направляться к месту, удобному для разрушения (или обезвреживания) и, соответственно, не будет создавать источник мусора, способного загрязнять космическое пространство. Из этого следует, что при запуске спутника, помещающегося в такой камере, значительно уменьшается загрязнение космического пространства.

Для осуществления способа запуска согласно изобретению предложено устройство для последовательного запуска двух спутников, в котором первый спутник помещается в верхней части устройства и прикреплен к камере первым средством соединения/разделения, второй спутник предварительно помещен в камеру, содержащую неподвижную часть и подвижную часть, подвижная часть выполнена с возможностью перехода после разделения первого спутника и камеры из первого положения, в котором камера закрыта и в ней помещается второй спутник, во второе положение, в котором камера открыта и упомянутый второй спутник может быть высвобожден из нее, отличается тем, что дополнительно содержит средство соединения неподвижной части и подвижной части, выполненное таким образом, что при нахождении подвижной части во втором положении она остается прикрепленной к неподвижной части.

Чтобы второй спутник мог правильно выбрасываться из камеры, а подвижная часть оставалась прикрепленной к неподвижной части камеры, средство соединения также выполнено таким образом, что при нахождении подвижной части во втором положении неподвижная часть и подвижная часть обеспечивают отверстие в камере, через которое может быть высвобожден второй спутник.

Средство соединения предпочтительно представляет собой соединение шарнирного типа, которое позволяет открывать камеру за счет того, что подвижная часть наклоняется при повороте вокруг оси.

Средство соединения также может состоять из средства инициирования и торможения перемещения подвижной части при ее переходе из первого положения во второе положение, что позволяет избегать резкого перемещения подвижной части.

В этом случае средство инициирования и торможения может представлять собой, например, пневматические рессоры, прикрепленные к неподвижной части и подвижной части, соответственно, что обеспечивает не только наклон, но также торможение в конце перемещения и отсутствие возврата подвижной части. Средство инициирования и торможения также может быть непосредственно встроено в средство соединения.

В случае дистанционного запуска второго спутника подвижная часть может быть способна переходить из первого положения во второе положение под действием регулируемого средства закрывания/открывания.

Задачей, решаемой заявленным изобретением, является упрощение известной конструкции.

Техническим результатом, получаемым в результате изготовления и использования заявленного изобретения, является получение простой, надежной в работе конструкции, позволяющей исключить создание мусора, способного загрязнять космическое пространство.

Достижение указанного выше технического результата обусловлено тем, что вместо двух цилиндрических сегментов с частями разделительного элемента, как это выполнено в ЕР 1013546, камера образована из неподвижной части и прикрепленной к ней одной подвижной части, имеющей возможность откидываться на угол, превышающий 90°, образованный между краями (кромками) неподвижной части и подвижной части камеры, так, что образуется отверстие, достаточное для выхода из камеры второго спутника.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Из прилагаемых чертежей легко понять, как может быть осуществлено изобретение. На чертежах сходные элементы обозначены одинаковыми позициями.

На Фиг. 1 показан вид в перспективе с разделением деталей известного из уровня техники устройства для запуска двух спутников,

на Фиг. 2 показан вид в перспективе камеры согласно настоящему изобретению, которая может быть встроена в показанное на Фиг. 1 устройство запуска, при нахождении подвижной части в первом положении,

на Фиг. 3 показан вид сбоку показанной на Фиг. 2 камеры,

на Фиг. 4 показан вид в перспективе показанной на Фиг. 2 и 3 камеры при нахождении подвижной части во втором положении,

на Фиг. 5 показан вид сбоку показанной на Фиг. 4 камеры,

на Фиг. 6А-6Е показаны виды в перспективе показанного на Фиг. 1 устройства запуска, в которое встроена показанная на Фиг. 2-5 камера, на последовательных стадиях запуска двух спутников.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Схематически показанное на Фиг. 1 устройство 1 запуска, которое может запускаться в космос ракетой-носителем (не показанной), содержит две оболочки 2А и 2В, при сборке которых образуется кожух, защищающий спутник при перемещении устройства 1 в атмосфере, при этом оболочки 2А и 2В отделены от устройства 1 с целью обеспечения последующего высвобождения спутников.

Устройство 1 также содержит два основных спутника, включающих первый спутник 3, который помещается в верхней части устройства и прикреплен к камере 4 первым средством 5 соединения/разделения, и второй спутник 6, который помещается в камере 4. В положениях, специально предусмотренных на наружной стенке камеры 4, могут размещаться другие вспомогательные спутники 3 и 6 меньших размеров.

В соответствии с известным уровнем техники, показанным на Фиг. 1, камера 4 имеет неподвижную часть 4А и подвижную часть 4В. Подвижная часть 4В изначально находится в первом положении, в котором камера 4 закрыта и, соответственно, в ней помещается второй спутник 6. В этом случае подвижная часть 4В опирается на неподвижную часть 4А камеры 4, при этом подвижная часть 4В и неподвижная часть 4А соединены друг с другом вторым средством соединения/разделения (не показанным).

В процессе применения устройства 1 запуска оболочки 2А и 2В кожуха отделяются друг от друга, а также от остального устройства в двух преимущественно противоположных направлениях, показанных, соответственно, стрелками F1 и F2 на Фиг. 1. После того как оболочки 2А и 2В отделились на достаточное расстояние друг от друга, а устройство 1 после ряда маневров и изменений пространственного положения достигло орбиты первого спутника 3, приводится в действие первое средство 5 соединения/разделения, и первый спутник 3, удерживаемый до этого момента первым средством 5 соединения/разделения, отделяется от устройства 1 запуска и выходит на свою орбиту.

Затем устройство 1 запуска выполняет дополнительные маневры и изменения пространственного положения с целью достижения другой орбиты. После того как эта орбита достигнута, приводится в действие второе средство соединения/разделения, и подвижная часть 4В отделяется от неподвижной части 4А камеры 4 и тем самым даже от устройства 1. Затем подвижная часть 4В переходит из первого положения во второе положение, в котором камера 4 открыта, как показано на Фиг. 1. Далее устройство 1 запуска выполняет дальнейшие маневры и изменения пространственного положения с целью достижения орбиты второго спутника 6. После этого второй спутник 6 может быть запущен в космос через отверстие, образованное при отсоединении подвижной части 4В, и тем самым выведен на свою орбиту.

Чтобы обеспечить фиксацию внутри камеры 4 второго спутника 6, который затем отделяется от камеры 4 при отсоединении самой подвижной части 4В, на неподвижной части 4А камеры 4 предусмотрено дополнительное средство 7 соединения/разделения, соединенное со вторым спутником 6 посредством адаптера 8.

После того как запущены оба спутника 3 и 6, неподвижная часть 4А камеры 4 остается прикрепленной к остальному устройству 1 запуска (только верхний элемент 9 которого показан на Фиг. 1), а ее подвижная часть 4В выбрасывается в космическое пространство, становясь затем загрязняющим его мусором.

Этот недостаток преодолен в настоящем изобретении за счет камеры 4 особой конфигурации, пример которой показан на Фиг. 2-5. В этой камере 4 согласно настоящему изобретению неподвижная часть 4А и подвижная часть 4В соединены друг с другом средством 10 соединения, выполненным таким образом, чтобы в камере 4 создавалось отверстие, через которое может высвобождаться второй спутник 6, когда подвижная часть 4В, изначально находящаяся в первом положении (Фиг. 2 и 3), находится во втором положении (Фиг. 4 и 5), но без отсоединения подвижной части 4В от неподвижной части 4А и, следовательно, от устройства 1.

В примере, показанном на Фиг. 2-5, средство 10 соединения выполнено в виде соединения шарнирного типа, установленного, соответственно, на верхнем крае 11А неподвижной части 4А и нижнем крае 11В подвижной части 4В. Таким образом, подвижная часть 4В способна поворачиваться вокруг сочленения, образованного средством 10 соединения, из первого положения, в котором камера 4 закрыта (Фиг. 2 и 3), с целью достижения второго положения (Фиг. 4 и 5), в котором в камере 4 создается отверстие 12 (Фиг. 5), позволяющее высвобождать спутник 6.

Следует отметить, что соединение шарнирного типа, показанное на Фиг. 2-5, может быть заменено любым соответствующим средством поворота, позволяющим подвижной части 4В наклоняться, например, одним или несколькими шарнирами Карпентье.

Также следует отметить, что в варианте осуществления изобретения, описанном со ссылкой на Фиг. 2-5, угол α (Фиг. 5), образованный соответствующими краями 11А и 11В, предпочтительно превышает 90°, и спутник 6 может высвобождаться из камеры 4 без риска столкновения с подвижной частью 4В и, тем самым, его повреждений ей.

Камера 4 также снабжена средствами 13А и 13В инициирования и торможения перемещения подвижной части 4В, рассчитанными, с одной стороны, инициировать перемещение подвижной части 4В из первого положения в направлении второго положения, а с другой стороны, тормозить перемещение подвижной части 4 В, когда эта подвижная часть достигает второго положения. Эти средства инициирования и торможения могут быть выполнены, например, в виде пневматических рессор 13А и 13В, прикрепленных соответственно к неподвижной части 4А и подвижной части 4В, что позволяет обеспечивать при перемещении подвижной части 4В в направлении второго положения не только ее наклон, но также торможение в конце перемещения и отсутствие возврата подвижной части 4В. Эти средства инициирования и торможения также могут быть встроены непосредственно в средство 10 соединения, когда они образованы шарниром, таким как, например, один или несколько шарниров Карпентье, поворот которого может тормозиться.

Камера 4 также может быть оснащена дистанционно управляемым средством 14 закрывания/открывания (показанным на Фиг. 3), которое позволяет инициировать поворот подвижной части 4В вокруг средства 10 соединения. Это средство 14 закрывания/открывания соединяет неподвижную часть 4А и подвижную часть 4В камеры 4 друг с другом по краям 11А и 11В и распределено по краям 11А и 11В. Средство 14 закрывания/открывания, например, может быть образовано пиромеханическими гайками, которые обеспечивают физическое соединение подвижной части 4В с неподвижной частью 4А при нахождении подвижной части 4В в первом положении, затем разделение электрическими средствами частей 4А и 4В в месте нахождения пиромеханических гаек. Следует отметить, что эта регулируемая функция открывания также может выполняться другими применимыми средствами, такими как затяжные соединители, электромеханические системы, а также соединительной системой любого другого типа, применимой в устройстве для запуска спутников и не создающей мусор при выполнении этой функции.

На Фиг. 6А-6Е показаны последовательные стадии запуска двух спутников посредством устройства запуска, такого как показано на Фиг. 1, со встроенной камерой, показанной на Фиг. 2-5.

Когда устройство 1 запуска, оснащенное двумя спутниками (Фиг. 6А), из которых первый спутник 3 помещается в верхней части устройства 1, а второй спутник помещается в закрытой камере 4, соединенной с остальной частью 9 устройства 1, достигает орбиты первого спутника 3, первый спутник 3 отделяется от устройства 1 (Фиг. 6Б) в направлении стрелки F3 и выходит на свою орбиту.

Затем устройство 1 запуска следует в направлении орбиты второго спутника (Фиг. 6С), при этом подвижная часть 4В, находившаяся до этого момента в первом положении, в котором она закрывает камеру 4 и второй спутник, перемещается в направлении второго положения (Фиг. 6D) в направлении стрелки F4 под действием средства 14 закрывания/открывания, показанного на Фиг. 3 (не показанного на Фиг. 6А-6Е). Во время этого перемещения подвижной части 4В она остается соединенной с остальной камерой 4 средством соединения 10 и средствами 13А и 13В торможения, описанными выше. Таким образом, в камере 4 создается отверстие 12 для высвобождения второго спутника.

Таким образом, второй спутник 6 высвобождается из камеры 4 (Фиг. 6Е) в направлении стрелки F5 для выхода на свою орбиту. При этом подвижная часть 4В остается соединенной с остальной камерой 4 (и тем самым с остальным устройством 1 запуска) средством соединения 10 и средствами 13А и 13В инициирования и торможения и вместе с остальным устройством 1 может направляться в зону обезвреживания (на орбиту захоронения) или зону разрушения.

1. Способ последовательного запуска двух спутников (3, 6), в котором первый спутник (3) прикрепляют к камере (4), в которую предварительно помещают второй спутник (6), при этом первый спутник (3) выполняют с возможностью отделения от камеры (4), содержащей неподвижную часть (4А) и подвижную часть (4В), при этом подвижную часть (4В) выполняют с возможностью перехода после разделения первого спутника (3) и камеры (4) из первого положения, в котором камера (4) закрыта и в ней помещен второй спутник (6), во второе положение, в котором камера (4) открыта и выполнена с возможностью высвобождения второго спутника (6), причем камера дополнительно содержит средства (10, 13А, 13В) соединения неподвижной части (4А) и подвижной части (4В), выполненные таким образом, что при нахождении подвижной части (4В) во втором положении подвижная часть (4В) остается прикрепленной к неподвижной части (4А), отличающийся тем, что край (11В) подвижной части (4В) выполнен с возможностью отклонения на угол, превышающий 90^°, от края (11А) неподвижной части (4А) для создания отверстия (12) в камере (4), чтобы второй спутник (6) высвобождался из камеры без риска столкновения с подвижной частью (4В).

2. Устройство (1) для последовательного запуска двух спутников (3, 6), в котором первый спутник (3) помещен в верхней части устройства и прикреплен к камере (4) первым средством (5) соединения/разделения, второй спутник (6) предварительно помещен в камеру (4), содержащую неподвижную часть (4А) и подвижную часть (4В), при этом подвижная часть (4В) выполнена с возможностью перехода после разделения первого спутника (3) и камеры (4) из первого положения, в котором камера (4) закрыта и в ней помещен второй спутник (6), во второе положение, в котором камера (4) открыта и выполнена с возможностью высвобождения второго спутника (6), причем камера дополнительно содержит средства (10, 13А, 13В) соединения неподвижной части (4А) и подвижной части (4В), выполненные таким образом, что при нахождении подвижной части (4В) во втором положении подвижная часть (4В) остается прикрепленной к неподвижной части (4А), отличающееся тем, что край (11В) подвижной части (4В) выполнен с возможностью отклонения на угол, превышающий 90^°, от края (11А) неподвижной части (4А) для создания отверстия (12) в камере (4), чтобы второй спутник (6) высвобождался из камеры без риска столкновения с подвижной частью (4В).

3. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что средства (10, 13А, 13В) соединения дополнительно выполнены таким образом, что при нахождении подвижной части (4В) во втором положении неподвижная часть (4А) и подвижная часть (4В) создают отверстие (12) в камере (4), через которое может быть высвобожден спутник (6).

4. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что средства (10, 13А, 13В) соединения представляют собой соединения шарнирного типа.

5. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что средства (10, 13А, 13В) соединения представляют собой средства (10, 13А, 13В) инициации и торможения перемещения подвижной части (4В) при ее переходе из первого положения во второе положение.

6. Устройство по п. 5, отличающееся тем, что средства (13А, 13В) инициирования и торможения представляют собой пневматические рессоры, прикрепленные к неподвижной части (4А) и подвижной части (4В).

7. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что подвижная часть (4В) выполнена с возможностью перехода из первого положения во второе положение под действием регулируемого средства (14) закрывания/открывания.

Группа изобретений относится к обслуживанию (в т.ч. дозаправке) автоматических космических аппаратов (КА) на орбите.

Способ обеспечения функционирования на орбите группировки космических аппаратов // 2598682

Изобретение относится к обслуживанию на околоземной орбите группировки автоматических космических аппаратов (КА). Способ включает выведение КА обслуживания (КАО) в орбитальную плоскость группировки КА, стыковку КАО и КА, техническое обслуживание КА, расстыковку КАО и КА.

Система отделения космического аппарата и способ ее сборки и установки // 2586942

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в системах отделения космических аппаратов (КА). Система отделения КА, установленная между несущей конструкцией ракеты-носителя (РН) и КА, содержит корпус, состоящий из силовых опор и стенок с замками и толкателями, болтовые соединения, дискретно размещенные по периметру корпуса демпфирующие узлы, состоящие из резиновых прокладок и пластинчатых упоров с резьбовыми отверстиями, промежуточную раму, элементы крепления, резьбовые стыковочные элементы.

Стыковочное устройство для космических аппаратов // 2584042

Изобретение относится к космической технике и предназначено для обеспечения автоматической стыковки космических аппаратов. Стыковочное устройство для космических аппаратов содержит стыковочный агрегат со шпангоутом, закрепленным на корпусе космического аппарата, и крышку люка, на внешней стороне которой закреплен приемный конус, заканчивающийся гнездом в форме стакана с продольными прорезями.

Активное устройство фиксации полезного груза преимущественно к корпусу находящегося на орбите космического корабля // 2583993

Изобретение относится к средствам и инструментам внекорабельной деятельности. Предлагаемое активное устройство фиксации использует привод инструмента манипулятора.

Пассивное устройство фиксации полезного груза преимущественно к корпусу находящегося на орбите космического корабля // 2583992

Изобретение относится к стыковочным средствам и инструментам внекорабельной деятельности. Устройство содержит корпус (1), закрепленный на внешней поверхности космического корабля, с кольцом (2), имеющим направляющие выступы (3) и датчики касания (4) с взаимодействующим активным устройством (АУ).

Способ соединения космических объектов в космическом пространстве // 2583255

Изобретение относится к способам создания в космосе связки космического аппарата (КА) с космическим объектом (КО). Контролируют положение в пространстве троса (2), развернутого с борта КА (1), используя датчики видеонаблюдения (4) на КА и/или датчики положения (5) на тросе.

Головной обтекатель ракеты // 2581636

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в головных обтекателях (ГО) ракет космического назначения (РКН). ГО для РКН представляет собой трехслойную конструкцию из полимерных композиционных материалов в виде двухстворчатой оболочки переменной кривизны, содержит внешний несущий слой из углепластика, внутренний несущий слой, металлический сотовый заполнитель в виде одинаковых по массе и размеру пластин с термитно-зажигающей смесью (ТЗС) с окислителем, которым является хлорат калия или перхлорат калия, порошкообразным металлом, которым является магний, или алюминий, или титан, или сплав, и связующим, которым является коллоксилин.

Безимпульсный делитель // 2581420

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в устройствах разделения элементов ракет. Безимпульсный делитель, установленный на разделяемой оболочке пространственной формы, содержит детонирующий удлиненный заряд (ДУЗ), инициатор ДУЗа, вставку в виде выступа П-образной формы с завулканизированным эластомером, Г-образную разрезную пластмассовую втулку.

Система разделения // 2577157

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано для разделения силовых конструкций космических аппаратов. Система разделения (СР) содержит силовые узлы в виде двух силовых элементов, охватывающих шпангоуты разделяемых конструкций с обеспечением направления вектора нагрузки через нейтральные оси шпангоутов разделяемых конструкций, бандаж в виде каната из свитых между собой проволок, пироузлы, толкатели отделения.

Способ синхронизации угловых скоростей движения активного космического аппарата с пассивным космическим аппаратом // 2603301

Изобретение относится к области управления движением космических аппаратов (КА) и может быть использовано, в частности, для стыковки активного КА с пассивным КА. Способ включает управление угловыми скоростями активного КА по данным наблюдения с его борта пассивного КА. При этом наблюдают фигуру треугольника, вершинами которого являются изображения трех отражающих элементов, установленных на пассивном КА на максимальном удалении от его центра масс. Управление выполняют до регистрации на активном КА устойчивой неподвижной фигуры треугольника. Техническим результатом изобретения является осуществление синхронизации угловых скоростей КА относительно простыми средствами.

Способ полуавтоматического управления причаливанием // 2605231

Изобретение относится к управлению движением стыкуемых космических аппаратов (КА). Способ обеспечивает касание активного (АК) и пассивного (ПА) КА с требуемыми значениями скорости, для чего регулируют скорость причаливания в зависимости от дальности. По внешней команде автоматическую ориентацию АК производят относительно той же системы координат, в которой ориентирован стыковочный узел ПК. Управление движением центра масс АК в плоскости, перпендикулярной продольной оси АК, осуществляют по углу отклонения стыковочной мишени относительно поддерживаемой системы координат. Этот угол определяют визуально по отклонению выносного креста мишени относительно перекрестия оптического средства наблюдения внешней обстановки. Техническим результатом изобретения являются повышение качества управления причаливанием при наличии взаимосвязи каналов управления, запаздываний в каналах передачи изображения мишени и при передаче команд от ручек управления на АК.

Устройство для разделения элементов конструкций летательных аппаратов // 2613376

Изобретение относится к космической технике, а именно к устройствам, предназначенным для управляемого разделения конструктивных элементов летательных аппаратов. В устройстве для разделения элементов конструкций летательных аппаратов содержится замок электростатический (ЗЭС), удерживаемый в закрытом состоянии силой электростатического притяжения, возникающей между электрическими зарядами противоположного знака. Основным элементом ЗЭС является контактная пара электродов, разделенная слоем диэлектрика. С помощью ЗЭС разделение элементов конструкций летательного аппарата происходит предельно естественно и плавно. При подаче сигнала на разделение и открытии ЗЭС сила удержания элементов в единой конструкции мгновенно уменьшается. Техническим результатом изобретения является плавность разъединения конструкции и снижение возможности возникновения дополнительных статических или динамических нагрузок в элементах или между элементами летательного аппарата. 1 з.п. ф-лы.

Устройство крепления и расфиксации развертываемых панелей // 2614465

Изобретение относится к средствам фиксации и быстрого дистанционного разделения элементов конструкций космических аппаратов (КА), их частей и других изделий. Устройство содержит узлы крепления панелей и сочленения в виде стаканов с коническими впадинами и выступами, взаимодействующими между собой и несущей конструкцией. Панели установлены на КА по сопрягаемым выступам и впадинам стаканов. В стаканах установлены стержни с поясами звездообразных зубьев и выступами. Эти зубья сцепляются с зубьями во впадинах стаканов. Выступы (9) одного стержня совмещаются с впадинами (10) следующего за ним другого стержня. Сверху сборки установлен пружинный привод. Стержни управляются промежуточными стержнями (12) с рычагами (13), объединенными в единый механизм тягами (14). Имеется замыкающий рычаг с одним или более (при поэтапном разделении) пирофиксаторами. При подаче команды на разделение пирофиксатор освобождает замыкающий рычаг, а с ним и все промежуточные рычаги (13), которые пружиной указанного привода перемещаются в положение «РАСЧЕКОВАНО». Техническим результатом изобретения является отсутствие разрушаемых и извлекаемых элементов, снижение количества и мощности пиротехнических средств и упрощение обслуживания устройства. 8 ил.

Устройство удержания и освобождения раскрываемых элементов конструкции космических аппаратов // 2619497

Изобретение относится к средствам фиксации и разделения элементов космического аппарата. Устройство состоит из отделяемой (ОЧ) и стационарной (СЧ) частей. ОЧ включает в себя крышку с отверстием под штырь (4), гайку (5), пружину (6), шайбу (7) и др. элементы. СЧ включает в себя корпус, шайбу, взаимодействующие с сухарями ролики (14) и с конической частью штыря (4) – ролики (15), пружину кручения (16), датчик разделения (20) и др. элементы. Корпус СЧ закрепляется на корпусе космического аппарата. При разделении ОЧ и СЧ в результате срабатывания пироузла освобождается и поворачивается под действием пружины (16) шайба, приводящая во вращение ролики (14). Ролики перекатываются по внутренней поверхности шайбы и по поверхности сухарей – до освобождения сухарей (для их поворота в осях (19)) и роликов (15) (для отпускания штыря (4)). Штырь вытягивается из корпуса СЧ в крышку ОЧ под действием пружины (6). Вследствие перемещения стакана (21) срабатывает датчик (20). От заклинивания при разделении служат пружина (22) в стакане (21) и рессора, расположенная между крышкой ОЧ и корпусом СЧ. Технический результат изобретения заключается в более высокой надежности освобождения раскрываемых элементов космических аппаратов, меньших габаритах и большей информативности устройства. 6 ил.

Способ минимизации зон отчуждения отделяемых частей ракет-носителей // 2626797

Изобретение относится к ракетно-космической технике. В способе минимизации зон отчуждения для отделяемых частей (ОЧ) ракеты-носителя (РН) на этапе предполетной подготовки РН производят расчет параметров движения ОЧ до момента падения их на землю. По результатам расчетов определяют участки на траектории спуска для воздействия на ОЧ, формируют сигнал в процессе автономного полета ОЧ и осуществляют воздействие на конструкцию ОЧ. На ОЧ размещают пиротехнический состав. При сжигании пиротехнический состав обеспечивает нагрев ОЧ до температуры, при которой происходит их горение в набегающем потоке атмосферного воздуха, по достижении высоты 25-30 км осуществляют зажигание ОЧ с использованием зажигающего состава. Техническим результатом изобретения является максимальное снижение площадей, выделяемых под районы падения ОЧ РН. 5 з.п. ф-лы, 1 табл.

Устройство разделения ступеней двухступенчатой ракеты // 2635812

Предложенное изобретение относится к области ракетной техники, а более конкретно к устройствам разъединения тяг, относящихся к разным, разделяемым между собой ступенями. Устройство разделения ступеней двухступенчатой ракеты выполнено в виде установленного на корпусе ракеты с возможностью разъединения двух звеньев (в момент разделения ступеней ракеты) механизма управления рулями. Одно звено кинематически связано с валом аэродинамического руля, который размещен на маршевой ступени ракеты. Другое звено связано с газовым рулем, который размещен на стартовой ступени. Звено, связанное с валом аэродинамического руля, содержит качалку, шарнирно установленную на маршевой ступени, на концах которой выполнены два паза. Один паз предназначен для размещения пальца, жестко закрепленного на рычаге вала аэродинамического руля. Другой паз предназначен для размещения пальца, жестко закрепленного на шарнирно установленной на стартовой ступени качалке звена, связанного с газовым рулем. При этом концы качалки шарнирно соединены с парой тяг, шарнирно соединенных с качалкой газового руля. Упрощает конструкцию устройства разделения ступеней двухступенчатой ракеты с возможностью разъединения звеньев механизма управления рулями. 2 ил.

Заряд-усилитель для трансляторов детонации бортовой автоматики летательных аппаратов // 2636069

Изобретение относится к бортовой автоматике изделий ракетной, ракетно-космической, авиационной, специальной техники, главным образом к агрегатам и системам стыковки и разделения частей летательных аппаратов, в частности к системам разведения детонационных команд от инициирующих устройств к исполнительным узлам, например системам разделения, а также к устройствам взрывной логики - пиротехническим временным устройствам. Заряд-усилитель для трансляторов детонации бортовой автоматики летательных аппаратов содержит металлический корпус в виде тонкостенного металлического колпачка с размещенным внутри него комбинированным зарядом взрывчатого вещества, состоящим из двух запрессовок разной плотности, причем высокоплотная часть заряда расположена в донной части колпачка. Заряд-усилитель дополнительно снабжен кольцевым зарядом, установленным заподлицо во втулке из инертного неметаллического материала и контактирующим с комбинированным зарядом со стороны его низкоплотной части. В заряде-усилителе со стороны открытого торца колпачка выполнен глухой осевой канал, у которого глубина доходит до половины длины низкоплотной части комбинированного заряда, а диаметр соответствует наружному диаметру транслятора детонации. Наружный диаметр кольцевого заряда не менее чем в три раза превышает диаметр транслятора детонации, а края колпачка со стороны его открытого торца закатаны вовнутрь к оси корпуса с образованием буртика, обеспечивающего плотный контакт всех частей заряда. Изобретение позволяет повысить надежность инициирования детонации в ДУЗ чрезвычайно малого калибра, диаметром порядка 0,5-0,7 мм, снизить уровень ударно-волновых нагрузок при срабатывании таких зарядов, улучшить технологичность и повысить безопасность работ с устройством. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Устройство подавления вращения // 2636445

Изобретение относится к устройствам стыковки и управления относительным движением космических объектов. Устройство (1) включает в себя корпус (10) с отсеком (11) и вал (20), выполненный с возможностью вращения вокруг первой оси (А1). Вращающийся узел (30) выполнен с возможностью вращения вокруг второй оси (А2) с той же скоростью - благодаря средству (70) - что и вал (20). Средство (40) для захвата целевого объекта, например космического мусора (D), закреплено на узле (30). Тормозной узел (50) служит для подавления вращения валов (20) и (32а), а узел (60) (маховик) – для подавления реактивного момента вращения корпуса (10), возникающего при запуске узла (50). Соединение средства (40) с объектом (D) может быть осуществлено с помощью клея. Техническим результатом изобретения является возможность подавления вращения целевого объекта, совершающего произвольное (заранее не заданное) вращательное движение в космосе. 7 з.п. ф-лы, 1 ил.

Способ отделения полезной нагрузки с учетом энергии пружинного толкателя // 2640498

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для освобождения отделяемых в процессе эксплуатации и многоразовой отработки силовых крупногабаритных агрегатов, например головных обтекателей, отсеков и ступеней ракет-носителей, подвесных баков летательных аппаратов, космических аппаратов и других полезных нагрузок (ПН). В способе отделения полезной нагрузки применяют подбор пружинных толкателей с различной энергией, при этом пружинные толкатели с максимальной и минимальной энергией располагают диаметрально противоположно друг другу, определяют смещение энергии пружин толкателей и радиус смещения энергии пружин толкателей относительно геометрического центра масс. С целью исключения закручивания ПН относительно продольной оси продольные толкатели располагают попеременно с правой и левой навивкой. Техническим результатом изобретения является обеспечение отделения ПН с заданной линейной скоростью и исключение закручивания ПН относительно продольной оси. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.