устройство для попутного запуска космического аппарата

Формула изобретения

Устройство для попутного запуска космического аппарата, содержащее основной космический аппарат с расположенной в верхней его части фермой магнитно-гравитационной системы ориентации и стабилизации этого космического аппарата, в которой смонтирована выдвижная гравитационная штанга с магнитным успокоителем на конце, а также платформу-адаптер для установки попутного космического аппарата, установленную на основном космическом аппарате, отличающееся тем, что попутный космический аппарат установлен с помощью фермы, причем указанная ферма с выдвижной гравитационной штангой и магнитным успокоителем на ее конце и ферма с попутным космическим аппаратом установлены на платформе-адаптере так, что оси этих ферм смещены относительно продольной оси основного космического аппарата, обеспечивая условие размещения ферм и попутного космического аппарата в зоне полезного груза головного аэродинамического обтекателя ракеты-носителя, при этом продольная ось гравитационной штанги с магнитным успокоителем на ее конце наклонена в сторону попутного космического аппарата, обеспечивая условие размещения концевой точки магнитного успокоителя в выдвинутом положении гравитационной штанги в месте размещения этой точки при расположении выдвинутой гравитационной штанги по продольной оси основного космического аппарата.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается устройств для попутного запуска космических аппаратов.

Известны ступени ракеты, содержащие приборный отсек с рамой, на которую последовательно установлены два космических аппарата 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 установки космических аппаратов возможно только при соблюдении ряда условий, а именно:

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

- 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.

Практика использования данного способа установки попутного космического аппарата на основной космический аппарат, на котором установлена ферма магнитно-гравитационной системы ориентации и стабилизации, показывает, что определяющим критерием адаптации малого космического аппарата к основному является зона для размещения попутного космического аппарата, которая определяется размерами головного аэродинамического обтекателя в зоне расположения попутного космического аппарата и размерами и местом установки магнитно-гравитационной штанги.

Известно устройство для установки попутных малых космических аппаратов на основном космическом аппарате (см. журнал “Новости космонавтики”, №8 (211), август 2000 г.).

Устройство по прототипу характеризуется следующим (фиг.2-4):

- ферма магнитно-гравитационной системы ориентации и стабилизации с выдвижной гравитационной штангой и магнитным успокоителем на ее конце смонтирована по центру основного космического аппарата, ограничивая тем самым зону расположения для попутных космических аппаратов;

- ферма магнитно-гравитационной системы ориентации и стабилизации и платформа-адаптер для установки попутных космических аппаратов закреплены на основном космическом аппарате в разных местах.

Данное устройство взято за прототип.

Недостатком установки попутного космического аппарата по прототипу является малая зона для размещения попутного космического аппарата, ограничиваемая фермой магнитно-гравитационной системы ориентации и стабилизации и обтекателем ракеты-носителя.

Целью заявляемого устройства является увеличение зоны для размещения попутного космического аппарата при установке его на основной космический аппарат с фермой магнитно-гравитационной системы ориентации и стабилизации.

Поставленная цель достигается тем, что на основной космический аппарат соосно жестко закреплена платформа-адаптер, на которой установлены ферма магнитно-гравитационной системы ориентации и стабилизации основного космического аппарата с выдвигаемой гравитационной штангой и магнитным успокоителем на ее конце и ферма для установки попутного космического аппарата, при этом продольные оси фермы гравитационной системы ориентации и стабилизации основного космического аппарата и фермы для установки попутного космического аппарата расположены со смещением относительно продольной оси основного космического аппарата из условия размещения фермы и попутного космического аппарата в зоне полезного груза головного аэродинамического обтекателя ракеты-носителя, при этом продольная ось гравитационной штанги с магнитным успокоителем на ее конце наклонена в сторону попутного космического аппарата из условия размещения конечной точки магнитного успокоителя в выдвинутом положении гравитационной штанги в точке ее размещения при расположении гравитационной штанги по продольной оси основного космического аппарата.

Заявляемое решение поясняется фиг.1, где изображен общий вид установки основного и попутного космических аппаратов под головным аэродинамическим обтекателем.

Попутный космический аппарат 1 установлен на основном космическом аппарате 2 при помощи платформы 3. Попутный космический аппарат 1 установлен на платформе 3 посредством стержневой фермы 4, нижним основанием жестко скрепленной с платформой 3 и верхним основанием скрепленной с попутным космическим аппаратом посредством системы отделения (не показана).

Основной космический аппарат снабжен магнитно-гравитационной системой ориентации и стабилизации, для установки которой служит ферма. В заявляемом устройстве ферма 5 магнитно-гравитационной системы ориентации и стабилизации закреплена на платформе 3 со смещением относительно продольной оси основного космического аппарата и наклонена в сторону попутного космического аппарата 1. При этом продольная ось гравитационной штанги 7 с магнитным успокоителем 8 на ее конце также наклонена в сторону попутного космического аппарата. Ферма 5 установлена на платформе через переходный силовой элемент 6.

Углы наклона фермы 5 и гравитационной штанги 7 выбираются из условия размещения конечной точки магнитного успокоителя в выдвинутом положении гравитационной штанги в точке ее размещения при расположении гравитационной штанги по продольной оси основного космического аппарата.

Величины смещения продольных осей фермы 5 с гравитационной штангой 7 и магнитным успокоителем 8, а также попутного космического аппарата 1 выбираются из условия размещения фермы 5 с гравитационной штангой 7 и магнитным успокоителем 8, а также попутного космического аппарата 1 в зоне полезного груза 10 головного аэродинамического обтекателя 9 ракеты - носителя.

Функционирование заявляемого устройства осуществляется следующим образом. Ракета-носитель выводит основной 2 и попутный 1 космические аппараты на заданную орбиту функционирования, на которой происходит отделение основного космического аппарата совместно с попутным. После отделения осуществляется гашение угловых возмущений, полученных в результате отделения от ракеты-носителя, связки из двух космических аппаратов за счет работы магнитного успокоителя 8.

После этого отделяется попутный космический аппарат от основного. При малых зазорах попутного космического аппарата с фермой 5 возможна установка попутного космического аппарата на поворотную платформу, монтируемую на силовую ферму 4, которая отклоняет перед отделением попутный космический аппарат в сторону от фермы 5, обеспечивая тем самым безударность отделения.

Затем выдвигается гравитационная штанга 7 с магнитным успокоителем 8 и осуществляется штатная работа системы ориентации и стабилизации основного космического аппарата. При этом магнитный успокоитель 8 за счет наклона гравитационной штанги занимает практически свое штатное положение (когда гравитационная штанга стоит по центру космического аппарата). Характеристики магнитно-гравитационной системы ориентации и стабилизации практически не изменяются. По проведенным расчетам угол наклона гравитационной штанги составляет 2-3.

Заявляемое устройство по сравнению с прототипом позволяет увеличить зону для размещения попутных космических аппаратов на 120%, что позволяет реализовывать схемы попутных запусков космических аппаратов с установкой попутного космического аппарата на основной.