устройство для группового выведения космических аппаратов

Формула изобретения

Устройство для группового выведения космических аппаратов в составе одного основного и двух попутных космических аппаратов, содержащее силовую конструкцию адаптера с закрепленными на его диаметрально противоположно расположенных боковых посадочных поверхностях при помощи систем отделения космическими аппаратами, отличающееся тем, что силовая конструкция адаптера выполнена в виде фермы, боковые посадочные поверхности которой расположены перпендикулярно и с наклоном к плоскости стыковки с ракетой, при этом на первой из указанных плоскостей установлены системы отделения попутных космических аппаратов, а на второй - система отделения основного космического аппарата в виде четырех кронштейнов с замками-толкателями, смонтированными попарно в зоне размещения систем отделения попутных космических аппаратов, при этом каждый кронштейн и системы отделения попутных космических аппаратов выполнены в виде двух частей, соединенных между собой замками-толкателями, одна из которых жестко закреплена на ферме, а другая снабжена узлами крепления с космическим аппаратом.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается устройств для группового выведения космических аппаратов.

Известны ступени ракеты, содержащие приборный отсек с рамой, на которую последовательно установлены два космических аппаратов с установкой верхнего космического аппарата на нижний (см. “Ракетная и космическая техника”, ЦНТИ “Поиск” по материалам иностранной печати, №42(1251) от 14.10.83 г, стр. 11, “О перспективах коммерческого использования ракет “Титан-34Д””. Данный способ установки космических аппаратов широко используется, например, на ракете “Ариан” (ESA) (РКТ №37-38 (1246-1247) от 16.09.83 г., стр. 19).

Использование данного способа возможно только при соблюдении ряда условий, а именно:

- наличия достаточной зоны для размещения последовательно установленных космических аппаратов под обтекателем;

- совместимости космических аппаратов по механическому и электрическому интерфейсам, при которой нижний космический аппарат должен дорабатываться (или разрабатываться) с учетом установки на него верхнего космического аппарата.

В случае несоблюдения данных условий последовательная установка космических аппаратов под обтекателем ракеты невозможна. Космические аппараты в этом случае могут устанавливаться на раме приборного отсека ракеты по параллельной схеме.

Известна ступень ракеты с параллельной установкой КА под обтекателем ракеты (см. “Ракетная и космическая техника”, ЦНТИ “Поиск” по материалам иностранной печати, №21(1230) от 27.05.83 г, стр. 7, рис. “Схематическое изображение спутника GS-1 с дополнительной (попутной) полезной нагрузкой”). Попутный космический аппарат может устанавливаться сбоку от основного космического аппарата по следующим схемам:

- установка попутных космических аппаратов сбоку на основном космическом аппарате;

- установка основного и попутного космического аппарата на специальном адаптере.

Выбор схемы установки космических аппаратов на ракете зависит от многих факторов, в том числе:

- от габаритных размеров космических аппаратов;

- от зоны полезного груза головного обтекателя ракеты;

- от способности основного космического аппарата к адаптации к стыковке с попутным космическим аппаратом;

- от прочностных и динамических характеристик стержневой рамы приборного отсека ракеты;

- от требований к параметрам поперечной центровки ракеты, определяющим условия устойчивости и управляемости ракеты на участке выведения и др.

При установке космических аппаратов на специальном адаптере к нему предъявляются специальные требования:

- обеспечение удобства механической стыковки полезных нагрузок;

- исключение настройки систем отделения полезных нагрузок при полностью собранном адаптере;

- минимальные массовые характеристики;

- заданные параметры жесткости для исключения соударения полезных нагрузок и конструкции головного аэродинамического обтекателя на участке выведения;

- обеспечение заданных параметров поперечной центровки для исключения потери устойчивости и управляемости ракеты на участке выведения.

В этой связи произвольная компоновка полезных нагрузок на адаптере, а также его конструктивное исполнение ведут к невыполнению приведенных требований и, как следствие, к снижению тактико-технических характеристик ракеты.

Целью заявляемого решения является обеспечение удобства механической стыковки космических аппаратов с адаптером, исключение настройки систем отделения космических аппаратов при полностью собранном адаптере, обеспечение минимальных массовых характеристик и заданных параметров жесткости адаптера, обеспечение заданных параметров поперечной центровки ракеты.

Поставленная цель достигается тем, что устройство для выведения основного и попутных космических аппаратов в составе одного основного и двух попутных космических аппаратов, содержащее силовую конструкцию адаптера с закрепленными на его диаметрально противоположно расположенных боковых посадочных поверхностях при помощи систем отделения космическими аппаратами, выполнено в виде фермы, боковые посадочные поверхности которой расположены перпендикулярно и с наклоном к плоскости стыковки с ракетой, при этом на первой из указанных плоскостей установлены системы отделения попутных космических аппаратов, а на второй - система отделения основного космического аппарата в виде четырех кронштейнов с замками-толкателями, смонтированными попарно в зоне размещения систем отделения попутных космических аппаратов, при этом каждый кронштейн и системы отделения попутных космических аппаратов выполнены в виде двух частей, соединенных между собой замками-толкателями, одна из которых жестко закреплена на ферме, а другая снабжена узлами крепления с космическим аппаратом.

Заявляемое решение поясняется чертежом, на котором изображено:

на фиг.1 - общий вид адаптера в сборе с полезными нагрузками ракеты;

на фиг.2 - конструктивное исполнение адаптера;

на фиг.3 - элемент системы отделения первого попутного космического аппарата;

на фиг.4 - часть системы отделения первого попутного космического аппарата, стыкуемая с ним;

на фиг.5 - элемент системы отделения второго попутного космического аппарата;

на фиг.6 - элемент системы отделения основного космического аппарата;

на фиг.7 - ферма адаптера с элементами систем отделения космических аппаратов.

Основной 1 и попутные 2, 3 космические аппараты устанавливаются на адаптере 4, который жестко закреплен на приборном отсеке 5 ракеты. Адаптер 4 выполнен в виде стержневой силовой конструкции, состоящей из стыковочного кольца 6 и фермы 7. Посадочные места 8, 9 для попутных космических аппаратов 2, 3 выполнены на плоскости 10, расположенной перпендикулярно стыковочной плоскости кольца 6. Четыре посадочных места 11 для основного космического аппарата 1 расположены на плоскости 12, расположенной под наклоном к стыковочной плоскости кольца 6.

Посадочное место 8 для попутного космического аппарата 3 выполнено в виде кронштейна 13, жестко соединенного с адаптером, и крестовины 14, которая соединена замками-толкателями 15 с кронштейном 13, а на крестовине 14 выполнены посадочные платы 16 с отверстиями для крепления космического аппарата.

Посадочное место 9 для крепления космического аппарата 2 выполнено в виде кронштейна 17, жестко соединенного с адаптером, и платы 18. Кронштейн 17 и плата 18 соединены между собой пирозамками 19. Для крепления космического аппарата на плате 18 смонтированы шпильки 20. Отделение космического аппарата осуществляется толкателями 21.

Каждое из четырех посадочных мест 11 для крепления основного космического аппарата 1 выполнено в виде кронштейна 22, жестко соединенного с адаптером, и кронштейна 23 с отверстиями для установки основного космического аппарата. Кронштейны 22, 23 соединены между собой замком-толкателем 24.

Кронштейн 13 посадочного места 8 соединен с кронштейнами 22, расположенными напротив 2-х посадочных мест 11, при помощи силовых элементов 25.

Кронштейн 17 посадочного места 9 через силовые балки 26, 27 и фитинги 28 связан с кронштейнами 22, расположенными напротив 2-х других посадочных мест 11.

На фиг.8 представлена зависимость реализуемого массового момента относительно поперечной оси ракеты для массы основного космического аппарата в 500 кг в зависимости от угла наклона большей стороны адаптера к поперечной оси ракеты, иллюстрирующая возможность обеспечения заданных параметров поперечной центровки ракеты.

Например, при массе попутных космических аппаратов 180 кг и 50 кг момент относительно поперечной оси РН составляет 132 кг·м (поперечные центровки составляют соответственно 550 и 660 мм). Данный возмущающий момент компенсируется при угле наклона большей стороны адаптера к поперечной оси РН порядка 77.

Заявляемое устройство обеспечивает:

- удобство механической стыковки космических аппаратов с адаптером;

- исключение настройки систем отделения космических аппаратов при полностью собранном адаптере;

- минимальные массовые характеристики и заданные параметры жесткости адаптера;

- заданные параметры поперечной центровки ракеты.

Заявляемая конструкция прошла полный цикл наземной экспериментальной отработки на полномасштабных макетах (конструкторско-технологические испытания по отработке технологии стыковки космических аппаратов с адаптером, динамические испытания с макетами космических аппаратов по программе “05ДИ”), в ходе которой подтверждена эффективность конструкции.