способ отработки поворотной платформы адаптера для группового запуска и отделения спутников

Формула изобретения

Способ отработки поворотной платформы адаптера для группового запуска и отделения спутников, включающий проведение наземной экспериментальной отработки на воздействие эксплуатационных нагрузок, проверку работоспособности системы разворота платформы после воздействия эксплуатационных нагрузок и летно-конструкторские испытания платформы, отличающийся тем, что наземную экспериментальную отработку поворотной платформы проводят в составе летного образца адаптера, при этом проводят испытания платформы на воздействие эксплуатационных нагрузок с использованием макета спутника, после чего осуществляют испытания на отделение макета спутника от зафиксированной в исходном положении платформы с задействованием штатной системы отделения спутника, вновь устанавливают макет спутника на платформу и проводят испытания на срабатывание системы разворота платформы с макетом спутника, а летно-конструкторские испытания платформы проводят в ходе одиночного запуска спутника с использованием адаптера с поворотной платформой, прошедших наземную экспериментальную отработку, при этом масса и моментно-центровочные характеристики запускаемого с использованием поворотной платформы спутника соответствуют массе и моментно-центровочным характеристикам макета для проведения наземной отработки платформы, а разворот платформы на адаптере осуществляют после отделения спутника от зафиксированной в исходном положении платформы.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается способов отработки адаптеров для группового и попутного запуска спутников.

Широко известен способ отработки элементов ракетно-космической техники, включающий проведение наземной экспериментальной отработки и летно-конструкторские испытания (см. книгу “Ракеты-носители” под редакцией С.О. Осипова. Воениздат. МО. М., 1981, стр.307-310).

В практике реализации групповых и попутных запусков спутников на орбиты функционирования важное место для обеспечения надежности отводится отработке различной конструкции платформ-адаптеров, в том числе отработке прочности и безударности отделения спутников. Безударность отделения спутника может обеспечиваться установкой его под углом к продольной оси ракеты-носителя (см. патент №2193994).

Если боковые перегрузки на участке выведения на попутный спутник-аппарат превышают допустимые или условия компоновки спутников в зоне полезного груза ракеты-носителя не позволяют разместить спутники под углом, то попутный спутник на участке выведения устанавливается параллельно продольной оси ракеты-носителя и закрепляется на поворотной платформе, которая поворачивает спутник перед отделением на необходимый угол, обеспечивающий безударность отделения (см. патент № 2155146. Опубликован 2000.08.27. “Наклонный адаптер для транспортирования нескольких полезных нагрузок на одной ракете-носителе”). В этом случае конструкция адаптера значительно усложняется. Увеличивается также объем отработки такого адаптера с поворотной платформой.

Наиболее близким техническим решением к заявляемому является способ отработки ракетно-космической техники, включающий проведение наземной экспериментальной отработки и летно-конструкторские испытания (см. книгу “Основы проектирования летательных аппаратов (транспортные системы)” под редакцией В.П.Мишина. М., Машиностроение. 1985 г., стр.269-291.

Эффективность данного способа отработки ракетно-космической техники и адаптеров для группового и попутного запуска спутников подтверждена практикой разработки и эксплуатации всей ракетно-космической техники. Недостатком является то, что отработка требует значительных временных и материальных затрат. В этой связи при отработке адаптера с поворотной платформой возникает задача распределения необходимого объема экспериментальной отработки между летными и наземными испытаниями с объективным подтверждением заданной надежности, а также задача сокращения времени отработки и финансовых затрат.

Поскольку источниками отказов поворотной платформы адаптера являются ошибки, которые не были замечены в ходе проектно-конструкторской разработки, и отступления при имитации реальных условий эксплуатации и функционирования адаптера в ходе наземной отработки, то объективным критерием надежности являются успешные испытания поворотной платформы адаптера в реальных условиях эксплуатации и функционирования.

В целях уменьшения затрат на экспериментальную отработку поворотной платформы адаптера количество запусков на этапе летно-конструкторских испытаний целесообразно сократить до минимально возможного, а необходимую информацию для подтверждения заданной надежности получить в ходе наземных комплексных испытаний адаптера. Как правило, распределение целей и задач испытаний между летно-конструкторскими испытаниями и наземными комплексными испытаниями проводится, исходя из необходимости выявить все возможные причины отказов с минимальными затратами средств и времени.

Целью заявляемого способа отработки поворотной платформы адаптера является сокращение времени отработки и финансовых затрат путем распределения необходимого объема экспериментальной отработки между летными и наземными испытаниями с объективным подтверждением заданной надежности, а также совмещения летно-конструкторских испытаний платформы с целевым запуском спутника.

Поставленная цель достигается тем, что наземную экспериментальную отработку поворотной платформы проводят в составе летного образца адаптера, при этом проводят испытания платформы на воздействие эксплуатационных нагрузок с использованием макета спутника, после чего осуществляют испытания на отделение макета спутника от зафиксированной в исходном положении платформы с задействованием штатной системы отделения спутника, снова устанавливают макет спутника на платформу и проводят испытания на срабатывание системы разворота платформы с макетом спутника, а летно-конструкторские испытания платформы проводят в ходе одиночного запуска спутника с использованием адаптера с поворотной платформой, прошедших наземную экспериментальную отработку, при этом масса и моментно-центровочные характеристики запускаемого с использованием поворотной платформы спутника соответствуют массе и моментно-центровочным характеристикам макета для проведения наземной отработки платформы, а разворот платформы на адаптере осуществляют после отделения спутника от зафиксированной в исходном положении платформы.

Реализацию предлагаемого способа рассмотрим на примере отработки поворотной платформы 1, используемой при отделении спутников космической системы. Поворотная платформа устанавливается на платформу 4 адаптера 2. Спутник монтируется на поворотной платформе 1 при помощи специального кольца 3 (см. фиг.1, 2).

В практике развертывания таких космических систем спутники запускаются попутным и групповым способами. Например, сначала попутно с другой полезной нагрузкой запускают один спутник из всей группировки. При работе со спутником отрабатываются принципы его управления и получения служебной и целевой информации. Затем оставшиеся спутники запускают групповым способом (см., например, журнал “Новости космонавтики”, №9 (236), 2002 г., стр.33).

Обычно при попутном запуске одного спутника совместно с другой полезной нагрузкой условия компоновки позволяют разместить спутник так, что для обеспечения безударности отделения его не нужно поворачивать перед отделением. При реализации же группового запуска оставшихся спутников условия компоновки на ракете-носителе совсем иные и для их отделения приходится использовать поворотные платформы, которые поворачивают спутники на безопасный угол, обеспечивающий их безударное отделение.

Успешный групповой запуск спутников в значительной степени определяется степенью надежности поворотной платформы, достигаемой увеличением объема ее испытаний.

Естественно, что наилучшим сочетанием проводимых испытаний поворотной платформы являются наземные и летно-конструкторские испытания. Но проведение летно-конструкторских испытаний связано с большими материальными затратами. Отказ от проведения летно-конструкторских испытаний связан с определенным риском потерять спутники в ходе их отделения.

Для снижения временных и экономических затрат предлагается следующий способ испытаний поворотной платформы.

Поворотная платформа изготавливается и устанавливается на адаптер, предназначенный для попутного запуска спутника из состава, допустим, космической группировки. Адаптер для проведения наземных испытаний используется и для запуска основной полезной нагрузки и попутного спутника.

Для рассматриваемого случая по условиям компоновки попутный спутник для обеспечения безударного его отделения поворачивать не нужно. Макет спутника устанавливается на поворотную платформу, зафиксированную на адаптере штатными узлами системы фиксации. В этом положении адаптер с макетом основной полезной нагрузки, макетом попутного спутника, установленного на поворотной платформе, проходит цикл динамических испытаний на вибростенде на воздействие эксплуатационных нагрузок.

После проведения динамических испытаний осуществляют испытания на отделение макета спутника от зафиксированной в исходном положении платформы с задействованием штатной системы отделения спутника. Затем снова устанавливают макет спутника на платформу и проводят испытания на срабатывание системы разворота платформы с макетом спутника. При этом проверяется работоспособность системы фиксации и разворота платформы при наличии макета спутника.

Летно-конструкторские испытания платформы проводят в ходе одиночного запуска спутника с использованием адаптера с поворотной платформой, прошедших наземную экспериментальную отработку. При этом масса запускаемого с использованием платформы спутника соответствует массе макета для проведения наземной отработки платформы.

Отделение спутника от платформы осуществляют при зафиксированной в исходном положении платформе. Тем самым обеспечивается штатное отделение спутника, и работоспособность платформы никак не влияет на процесс отделения спутника.

Максимальные нагрузки на платформу и на систему ее фиксации и разворота возникают на участке выведения ракеты-носителя. Поэтому важно проверить факт ее разворота после воздействия максимальных нагрузок. С этой целью после отделения спутника от платформы осуществляют разворот платформы с фиксацией факта разворота через систему телеметрических измерений ракеты-носителя.

Заявляемый способ позволяет сократить временные и экономические затраты на проведение испытаний поворотной платформы за счет сокращения материальной части и проведения летно-конструкторских испытаний поворотной платформы в ходе целевого попутного запуска спутника, массовые и моментно-центровочные характеристики которого соответствуют соответствующим характеристикам спутников, запускаемых с использованием поворотной платформы.

Экономический эффект от использования предлагаемого способа оценим по отношению к способу испытаний по прототипу. Естественно, что для проведения летно-конструкторских испытаний поворотной платформы с использованием способа по прототипу использовать отдельный пуск ракеты-носителя неразумно. В этом случае летно-конструкторские испытания по прототипу проводятся путем установки на адаптер, предназначенный для запуска каких-либо полезных нагрузок, поворотной платформы с макетом спутника (макет спутника выступает в роли дополнительной полезной нагрузки ракеты-носителя). Адаптер в этом случае соответствующим образом дорабатывается (увеличиваются размеры платформы 4 адаптера 2). Энергетические возможности ракеты-носителя должны обеспечивать выведение дополнительной массы (масса макета спутника, увеличение массы адаптера). Кроме того, зона полезного груза обтекателя ракеты-носителя должна обеспечивать размещение макета спутника с поворотной платформой на адаптере, поскольку на нем установлены штатные запускаемые полезные нагрузки. Все это значительно усложняет организацию и проведение летно-конструкторских испытаний поворотной платформы, а также ведет к удорожанию адаптера и проводимых наземных и летных испытаний.

По сравнению с описанным способом по прототипу заявляемый способ сокращает экономические затраты на 65-70%.