UA128746C2 - Пристрій множинного утримування та відділення для космічного апарата та способи відділення космічного апарата з вивідного пристрою ракети-носія та встановлення пристрою множинного утримування та відділення для космічного апарата - Google Patents

Abstract

Пристрій (1) множинного утримування та відділення для космічного апарата, який містить: центральну конструкцію (2), що містить центральну ділянку (3) з внутрішнім отвором (4) із циліндричною поверхнею, що містить кінцевий упор (5), внутрішній осьовий вал (6), що вставляється в центральний отвір (4), при цьому центральна ділянка (3) також містить відділювальний болт (7), вирівняний із внутрішнім осьовим валом (6), головну втулку (8), яка щонайменше частково розміщена всередині внутрішнього отвору (4) і спрямовується в осьовому напрямку за допомогою напрямної системи, що містить напрямну втулку (11) на головній втулці (8) та напрямну втулку (11") на поверхні внутрішнього отвору (4), причому головна втулка (8) містить виступ (9) на своїй зовнішній поверхні, стопорну пружину (10), передбачену всередині головної втулки (8), і щонайменше дві лапи (12), що виступають із центральної ділянки (3), які є заздалегідь навантаженими в осьовому напрямку штовхальним засобом (13) на кінці, протилежному центральній ділянці (3), опору (14), що приєднана до центральної ділянки (3) центральної конструкції (2) і містить приєднувальний засіб (15), актуатор (16), приєднаний до відділювального болта (7) центральної ділянки (3) центральної конструкції (2), щонайменше два з'єднувальні важелі (17), причому кожен зі з'єднувальних важелів (17) з'єднується з кінцем відповідної лапи (12) центральної конструкції (2) за допомогою штовхального засобу (13), і щонайменше два утримувальні вузли (19), розміщені на периферії пристрою (1), кожен із них складається з опори (20) тримача та тримача (21), обидва з яких мають конічні контактні поверхні (22), причому кожна опора (20) тримача складається з торсійної пружини (23) навколо вала (24) торсійної пружини, і кожен важіль (17) шарнірно з'єднується з відповідною опорною (20) тримача за допомогою відповідного вала (24) торсійної пружини.

Description

Галузь техніки

Винахід стосується пристрою для забезпечення утримування та конструктивної безперервності між космічним апаратом і ракетою-носієм, який також підходить для забезпечення відділення космічного апарату від ракети-носія. Винахід також стосується способу видалення космічного апарату з вивідного пристрою ракети-носія та способу для встановлення пристрою множинного утримування та відділення для космічного апарату.

Рівень техніки

Ринок невеликих космічних апаратів безперервно росте. Розробляються скупчення з сотень невеликих космічних апаратів у діапазоні від 50 до 800 кг. Щоб виводити це велике число невеликих космічних апаратів на орбіту, ракета-носій передбачає конструкцію, яка називається вивідним пристроєм, що відповідає за жорстке з'єднання космічного апарату з ракетою-носієм під час польоту, і щоб забезпечувати безпечне відділення та розміщення на певній відстані між космічним апаратом і ракетою-носієм, і між самими космічними апаратами.

Поточними рішеннями для цієї проблеми є центральний циліндр або квадратні, шестикутні або восьмикутні призми, приєднані до верхньої частини останнього ступеня ракети-носія, що несе один або більше космічних апаратів на кожній грані призми.

Із таким компонуванням кожна ракета-носій може виводити типово космічні апарати в кількості від 2 до 32 на орбіту, залежно від кількості граней вивідного пристрою і від кількості рядів космічних апаратів (типово від 1 до 4).

У поточних рішеннях кожен космічний апарат приєднується до вивідного пристрою в 4-6 точках, що називаються механізмами утримування та вивільнення, які заздалегідь завантажують космічний апарат у вивідний пристрій.

Інтерфейс цього невеликого космічного апарату з вивідним пристроєм не є стандартизованим, і в цьому моменті ракета-носій повинна забезпечувати гнучкість у визначенні інтерфейсів із цим видом платформ.

Кожен механізм утримування та вивільнення активізується за допомогою однієї спеціально призначеної віддільної гайки поруч із інтерфейсом космічного апарату, призводячи в результаті в деяких випадках до сотень віддільних гайок для кожного вивідного пристрою. Відділення цих дискретних механізмів утримування та вивільнення створює сильний удар під час відділення внаслідок швидкого зняття попереднього навантаження та піротехнічного актуатора поруч із інтерфейсом космічного апарату.

Існують системи для зменшення удару за допомогою сповільнення зняття попереднього навантаження, але збільшення часу активізації та розкиду, погіршуючи одночасне відділення чотирьох механізмів утримування та вивільнення. Це одночасне відділення є дуже бажаним, так що система розміщення на відстані, що зазвичай формується за допомогою пружини, може випускати космічний апарат із мінімальною кутовою швидкістю, мінімізуючи ризик зіткнення всіх космічних апаратів під час відділення.

У цьому виді випускних пристроїв для великих скупчень ракета-носій повинна бути підготовлена, щоб керувати величезною кількістю сигналів відділення (два на кожну віддільну гайку для надмірності). Система ініцювання може обмежувати кількість відділень у деяких випадках. В інших випадках ракета-носій повинна встановлювати дуже дорогі системи контролерів на вивідному пристрої, перетворювачі та проводку для керування відділеннями, погіршуючи вартість. Іншим недоліком для цих систем є те, що багато частин залишаються на космічному апараті після відділення.

Ці нові супутникові платформи зумовлені витратами, й ефективні рішення повинні бути вивчені. Висока надійність, необхідна для кожного з чотирьох піротехнічних актуаторів для кожного космічного апарату, призводить у результаті до високої відсоткової частки сумарної вартості системи відділення та випускного пристрою.

ЕР 2298648 А описує пристрій для утримування та вивільнення розгортуваної основної частини, встановленої на опорну конструкцію, пристрій функціонує між укладеним станом і відпущеним станом і містить: - пару підвузлів, кожен для приєднання або до розгортуваної основної частини, або до опорної конструкції, ці підвузли містять спряжувані поверхні, які взаємно закриваються одна з одною в укладеному стані, щоб практично запобігати бічному переміщенню розгортуваної основної частини щодо опорної конструкції; - вивільнюваний натягнутий елемент, який приєднується до обох підвузлів, що чинить стискальну попередньо навантажувану дію на згадані підвузли, яка підтримує їх разом; - систему вимірювання зусилля, яка надає можливість спостереження за згаданою прикладаною попередньо навантажуваною стискальною дією; - вивільнювальний пристрій для зняття згаданого попереднього навантаження, що дає можливість вільного розділення підвузлів; він додатково містить бо механізм прикладання попереднього навантаження, впроваджений у пристрій, так що він прикладає попереднє навантаження практично чистого натягу до вивільнюваного натягнутого елемента.

КО 2111905 С1 описує пристрій для відділення ступеня ракети та космічного апарату, який повинен бути відділений, який містить піроактуатор із поршнем, встановленим у ньому, з'єднаний із запірними пристроями з'єднувальними елементами, в якому піроактуатор оснащується розрізним кільцем, з'єднувальні елементи виконуються в формі штоку, розміщеного послідовно, встановленого всередині поршня з можливістю їхнього взаємного переміщення, і штоку, приєднаного до штоку через поворотний вузол, при цьому розрізне кільце встановлене на поршні між плечем поршня та кінцем поршня, прикріпленим до штоку.

КО 2396191 С1 описує систему відділення корисного навантаження, що містить відокремлюваний утримувальний пристрій, встановлений між конструкцією, що несе навантаження, та корисним навантаженням, який включає в себе дискретно розміщені механічні замки з утримувальною та запірною тягою на конструкції пристрою, що несе навантаження, з'єднані з обертовою багатопроменевою зіркою, яка закріплена з можливістю обертання в центрі кола для установлення замків і утримується в початковій позиції від обертання за допомогою піроелектричного засобу, так само як пружинні штовхачі для відділення. Система відділення конструкції що несе навантаження, включає в себе механічні замки з утримувальною та запірною тягою, з'єднаною з обертовою багатопроменевою зіркою, яка закріплена з можливістю обертання в центрі кола для установлення замків і утримується в початковій позиції від обертання за допомогою піроелектричного засобу.

ЕР 2213572 А1 розкриває "Пристрій для утримання рухомої конструкції на космічному апараті", який містить нерухому конструкцію, прикріплену до космічного апарату, актуатор, вивільнюваний елемент, який приводиться в рух в осьовому напрямку щодо нерухомої конструкції при активізації актуатора та запірного вузла, виконаного з можливістю утримувати або вивільняти рухому конструкцію залежно від осьової позиції вивільнюваного елемента.

Запірний вузол містить множину розміщених по окружності запірних елементів, рухомих у радіальному напрямку в і з зачеплення з рухомою конструкцією в "М»-подібних пазах, які розміщуються на кільцеподібній пластині, яка приєднується до зовнішнього модуля, запірні елементи з'єднуються з вивільнюваним елементом через перші важелі, так що осьове переміщення вивільнюваного елемента та радіальне переміщення запірного елемента з'єднуються один із одним за допомогою механізму типу колінчастого важеля.

Інші системи відділення розкриваються в документі "Епабіїпд ЗоїЇшіопе Тог 5таї! ЗасеШе

Зрасе Ассев5" (13-а Конференція з переосмислення космосу, листопад 2015 року) Адреаса

Джонссона та Магнуса Енгстрема, в який включені декілька систем для багаторазових запусків супутників. Одна з цих систем складається з 4 утримуючих механізмів та пластинчастої конструкції, але лише з однією точкою вивільнення.

У патенті США 4219171 А розкрито пристрій, встановлений на першому транспортному засобі, такому як орбітальний космічний човник, що має множину контактних елементів для зачеплення та утримання кільцевого кільця на другому транспортному засобі, такому як орбітальний корисний вантаж. Контактні елементи з'єднані з важелями маніпулятора, які встановлені в точці опори та переміщуються за допомогою механізму ірисового типу. Рух важелів маніпулятора змушує контактні елементи захоплювати або вивільняти кільцеве кільце.

Передбачені амортизаторні пристрої для аксіального вирівнювання кільцевого кільця та приведення контактних елементів у зачеплення з ним.

У патенті США 4664344 А розкрито пристрій та спосіб захоплення орбітального космічного корабля шляхом прикріплення захватного пристосування. Зонд вставляється в отвір, такий як сопло ракети, в космічному кораблі до тих пір, поки упор механізму зонда не торкнеться космічного корабля, приводиться в дію важіль, що вивільняє підпружинений стрижень, який переміщується в осьовому напрямку вздовж зонда, знімаючи закривну втулку, щоб оголити підпружинені важелі перемикання, що повертаються, зачеплюючись за бічну частину отвору.

Зонд укорочується і натягується шляхом повороту гвинтової різі та натискання пальців усередині отвору, щоб стиснути космічний корабель між важелями та упором. Захватний пристрій, прикріплений до зонда і таким чином прикріплений до космічного корабля, зачеплюється за допомогою відповідних засобів вилучення, таких як дистанційний маніпулятор.

В ЕР 3184439 АТ розкрито пристрій для утримання і керованого вивільнення космічних супутників, встановлених на пускових установках, і вантажів, встановлених на космічних супутниках, який містить блокувальний елемент, що складається із сегментів, радіально переміщуваних із взаємно зближеного утримувального положення у взаємно рознесене положення вивільнення з'єднувального гвинта. Для керування радіальним зміщенням сегментів бо між положенням утримання і положенням вивільнення передбачені поворотний елемент,

співвісний блокувальному елементу, шарнірний механізм, який оперативно з'єднує поворотний елемент із сегментами блокувального елемента, і лінійні двигуни для приведення в рух керованого обертання поворотного елемента і за допомогою шарнірного механізму одночасного переміщення сегментів блокувального елемента.

Відповідно, існує необхідність надати пристрій множинного утримування відділення для космічного апарату, який зменшує вихідний удар, зменшує кількість піротехнічних пристроїв і, отже, вартість, поліпшує одночасне вивільнення дискретних точок, мінімізуючи ризик зіткнення під час відділення та зменшуючи масу, що розлітається, яка додається до космічного апарату після відділення, і який може бути легко перевірений велику кількість разів на землі, поліпшуючи надійність проектного рішення.

Суть винаходу

Метою винаходу є надання пристрою множинного утримування та відділення для космічного апарату, який долає згадані недоліки.

Винахід надає пристрій множинного утримування та відділення для космічного апарату, який містить: - центральну конструкцію, що містить: - центральну ділянку з внутрішнім отвором із циліндричною поверхнею, що містить кінцевий упор, внутрішній осьовий вал, що передбачається у внутрішньому отворі, центральна ділянка також містить вивільнювальний болт, вирівняний із внутрішнім осьовим валом, головну втулку, яка, щонайменше частково, розміщується всередині внутрішнього отвору та спрямовується в осьовому напрямку за допомогою напрямної системи, що містить напрямну втулку на головній втулці та напрямну втулку на поверхні внутрішнього отвору, головна втулка містить виступ на своїй зовнішній поверхні, стопорну пружину, що передбачається всередині головної втулки, і - щонайменше дві лапи, що виступають із центральної ділянки в осьовому напрямку, заздалегідь навантажених штовхальним засобом на кінці, протилежному центральній ділянці, - опору, що з'єднана з центральною ділянкою центральної конструкції та містить засіб приєднання, - актуатор, приєднаний до вивільнювального болта центральної ділянки центральної конструкції, - щонайменше два з'єднувальні важелі, кожен зі з'єднувальних важелів з'єднується з кінцем відповідної лапи центральної конструкції за допомогою штовхального засобу, і - щонайменше два утримувальні вузли, розміщені на периферії пристрою, кожен із них містить опору тримача та тримач, обидва з яких із конічними спряжуваними поверхнями, кожна опора тримача містить торсійну пружину навколо осі торсійної пружини, кожен відповідний важіль шарнірно з'єднується з відповідною опорою тримача через відповідну вісь торсійної пружини.

Винахід також містить спосіб вивільнення космічного апарату з вивідного пристрою ракети- носія за пунктом 11, і спосіб встановлення пристрою множинного утримування та відділення для космічного апарату за пунктом 12.

Іншою перевагою пристрою винаходу є те, що він є модульним пристроєм. Він дає можливість декількох конфігурацій із різними центральними конструкціями, інші елементи є звичайними.

Також він є універсальним пристроєм, який дає можливість зміни кількості плечей і їхньої довжини згідно з різною необхідністю.

Інші характеристики та переваги даного винаходу будуть з'ясовані з подальшого детального опису декількох варіантів здійснення, що ілюструють його мету щодо прикладених креслень.

Короткий опис креслень

Фіг. 1 показує вигляд пристрою множинного утримування та відділення винаходу, що прикріплює космічний апарат до вивідного пристрою ракети-носія (закритий режим).

Фіг. 2 показує елементи на Фіг. 1, після того як космічний апарат був відпущений із вивідного пристрою (відкритий режим).

Фіг. 3-5 показують декілька варіантів здійснення пристрою множинного утримування та відділення винаходу.

Фіг. 6-8 показують декілька варіантів здійснення центральної конструкції пристрою множинного утримування та відділення винаходу.

Фіг. 9 показує деталь пристрою множинного утримування та відділення винаходу в закритому режимі.

Фіг. 10 показує деталь пристрою множинного утримування та відділення винаходу у відкритому режимі. 60 Фіг. 11 показує вигляд декількох елементів пристрою множинного утримування та відділення винаходу в закритому режимі.

Фіг. 12 показує вигляд декількох елементів пристрою множинного утримування та відділення винаходу у відкритому режимі.

Фіг. 13 показує деталь з'єднання між лапою центральної конструкції та з'єднувальним важелем.

Фіг. 14 показує деталь пристрою множинного утримування та відділення винаходу в закритому режимі.

Фіг. 15 показує деталь пристрою множинного утримування та відділення винаходу у відкритому режимі.

Детальний опис винаходу

Винахід розкриває пристрій 1, що використовується для утримування та вивільнення космічного апарату 27 у бажаній кількості та місцезнаходженні дискретних точок за допомогою розмикання єдиного актуатора 16 у центральній точці пристрою 1.

Пристрій 1 множинного утримування та відділення для космічного апарату винаходу (ілюстрований, наприклад, на Фіг. 3, 4 і 5), в основному, містить декілька елементів: - центральну конструкцію 2, - опору 14, приєднану до центральної конструкції 2, - актуатор 16, приєднаний до центральної конструкції 2, - декілька з'єднувальних важелів 17, і - декілька утримувальних вузлів 19, розміщених на периферії пристрою 1.

Фіг. 1 показує пристрій 1 множинного утримування та відділення винаходу в закритому режимі, що приєднує літальний апарат 27 до вивідного пристрою 28 ракети-носія. Фіг. 2 показує елементи на фіг. 1, після того як космічний апарат 27 був відпущений із вивідного пристрою 28 (тобто, коли пристрій 1 множинного утримування та відділення знаходиться у відкритому режимі).

Головні елементи центральної конструкції 2 може бути видно на Фіг. 6, 7 і 8, які відповідають різним варіантам здійснення. Центральна конструкція 2 містить: - Центральну ділянку З із внутрішнім отвором 4 із циліндричною поверхнею, що містить кінцевий упор 5, внутрішній осьовий вал б, що передбачається у внутрішньому отворі 4.

Центральна ділянка З також містить вивільнювальний болт 7, вирівняний із внутрішнім осьовим валом 6, головну втулку 8, яка щонайменше частково розміщена всередині внутрішнього отвору 4 і спрямовується в осьовому напрямку за допомогою напрямної системи, що містить напрямну втулку 11 на головній втулці 8 і напрямну втулку 11" на поверхні внутрішнього отвору 4. Головна втулка 8 містить виступ 9 на своїй зовнішній поверхні, а стопорна пружина 10 передбачається всередині головної втулки 8. - Щонайменше дві лапи 12 виступають із центральної ділянки 3. Лапи 12 можуть бути невід'ємною частиною центральної ділянки З або можуть бути приєднані до центральної ділянки

З як окремі частини (наприклад, пригвинчені до неї). Ці лапи 12 заздалегідь навантажені в осьовому напрямку штовхальним засобом 13 на кінці лапи 12, протилежному центральній ділянці З. Фіг. 13 показує лапу та з'єднувальний важіль 1/ із натяжним штовхачем як штовхальним засобом 13.

Фіг. 6 і 7 показують центральну ділянку З з чотирма лапами 12, а Фіг. 8 показує центральну ділянку З з шістьма лапами 12.

Опора 14 приєднується до центральної ділянки З центральної конструкції 2 та містить приєднувальний засіб 15, прийнятний для приєднання до вивідного пристрою 28.

Актуатор 16 приєднується до вивільнювального болта 7 центральної ділянки З центральної конструкції 2, коли пристрій 1 знаходиться в закритому режимі.

Декілька типів актуатора 16 підходять для ослаблення вивільнювального болта 7: - Невибуховий актуатор, який називається МЕА (від компанії ЕВАЮ та інш.), який є механізмом, що дає можливість перенести дуже високе навантаження натягу за допомогою вивільнювального болта 7, що утримується на місці за допомогою двох відокремлюваних половин бобіни, які, своєю чергою, утримуються разом за допомогою щільного намотування утримувального проводу. Утримувальний провід утримується на місці за допомогою дублюючих проводів електричного замикача. Коли номінальний електричний струм 4 А протягом 25 мс прикладається, утримувальний провід розмотується, даючи можливість половинам бобіни відділятися, вивільняючи вивільнювальний шток і пов'язане попереднє навантаження. - Віддільна гайка або піротехнічний актуатор (від Ругоаійапсе, Спетгіпд, ЕВАО та інш.), який підтримує попереднє навантаження вивільнювального болта 7 за допомогою нарізних сегментів, які відсуваються за допомогою тиску, що створюється піротехнічними ініціюючими 60 пристроями по електричному імпульсу 5 А протягом щонайменше 10 мс.

- Інші варіанти для підтримання та вивільнення вивільнювального болта 7, такі як болторізи, ламкі болти та гайки, також є можливими.

Пристрій 1 також містить декілька з'єднувальних важелів 17 (щонайменше два важелі).

Кожен зі з'єднувальних важелів 17 з'єднується з кінцем відповідної лапи 12 центральної конструкції 2 за допомогою штовхального засобу 13.

Пристрій 1 також містить щонайменше два утримувальні вузли 19, розміщені на периферії пристрою 1. Кожен утримувальний вузол 19 містить опору 20 тримача та тримач 21, обидва з яких із конічними спряжуваними поверхнями 22 (Фіг. 11 ії 12). Кожна опора 20 тримача містить торсійну пружину 23 навколо осі 24 торсійної пружини. Кожен відповідний важіль 17 шарнірно з'єднується з відповідною опорою 20 тримача через відповідну вісь 24 торсійної пружини.

На Фітг. 11 ї 12 може бути видно, що опора 20 тримача додатково містить кінцевий упор 25, який обмежує кут обертання важеля 17 навколо відповідної осі 24 торсійної пружини. Може також бути видно, що опора 20 тримача додатково містить защіпку 26, прийнятну для утримування відповідного важеля 17, для того, щоб захищати важіль 17 від відведення, після того як він досягає своєї кінцевої позиції.

Пристрій 1 винаходу забезпечує утримування та конструктивну безперервність між космічним апаратом 27 і ракетою-носієм 28 у бажаній кількості та місцезнаходженні дискретних точок (тримачів) і вивільняється одночасно за допомогою приведення в дію унікального актуатора 16 у центральній точці.

Пристрій 1 містить центральну конструкцію 2 з кількістю лап 12, що дорівнює кількості бажаних дискретних точок М утримування, заздалегідь навантажених в осьовому напрямку за допомогою зусилля Р.

Кількість та місцезнаходження дискретних точок може бути вибране для кожної місії за допомогою лише модифікації геометрії цієї центральної конструкції 12, при цьому інші частини є повністю ідентичними.

Ця конструкція 12 заздалегідь навантажується в осьовому напрямку єдиним способом за допомогою прикладення крутного моменту послідовно до натяжних болтів (штовхального засобу 13) на кінці лап 12. Це попереднє навантаження дорівнює Р/М.

Кожна система захоплення складається зі з'єднувального важеля 17, що відповідає за посилення та передачу попереднього навантаження від кожної лапи 12 центральної конструкції 2 до тримача 21. Це посилення досягається згідно з законом важеля, що повертається по опорній осі (осі 24 торсійної пружини). Механічною перевагою важеля МА, отже, є відношення відстаней від опорної осі до місця, де вхідні та вихідні зусилля прикладаються до важеля 17.

Тоді попереднє навантаження, що привноситься на тримач 21, дорівнює МА х Р/М. Якщо відношення відстаней вибирається таким чином, що МА - М, результуюче попереднє навантаження, що привноситься на тримач 21, є таким самим, що й попереднє навантаження в центральній точці Р. Це дає можливість використання того ж актуатора 16 для цього пристрою 1, що й актуатор, що використовується для окремих тримачів, зберігаючи спільність.

Кожен тримач 21 містить класичний конус для конуса 22, заздалегідь навантаженого, щоб витримувати як поперечні, так і осьові зовнішні навантаження.

Для того, щоб вивільняти космічний апарат 27 із вивідного пристрою 28 ракети-носія, може бути використаний спосіб, який використовує пристрій 1 множинного утримування та відділення для космічного апарату винаходу, так що в позиції утримування космічний апарат 27 приєднується до вивідного пристрою 28 у множині дискретних точок за допомогою відповідних тримачів 21, і опора 14, яка містить приєднувальний засіб 15, і опори 20 тримачів приєднуються до вивідного пристрою 28. Спосіб включає такі етапи: - електричну команду від ракети-носія, щоб активувати актуатор 16, за допомогою лінії, що з'єднує ракету-носій і актуатор 16, - вивільнювальний болт 7 послаблюється, і центральна ділянка З центральної конструкції 2 переміщується в осьовому напрямку за допомогою своєї пружної енергії та стопорної пружини 10, поки виступ 9 втулки 8 не торкнеться кінцевого упору 5 циліндричної поверхні внутрішнього отвору 4, лапи 12 центральної конструкції 2 переміщуються разом із центральною ділянкою З (Фіг. 2, Фіг. 10), - з'єднувальні важелі 17 вивільняються з лап 12 центральної конструкції 2 та обертаються за допомогою своєї пружної енергії та торсійних пружин 23 (Фіг. 12, Фіг. 15), і - кінець кожного важеля 17 вивільняється з відповідного тримача 21, щоб відмикати відповідний тримач 21, даючи можливість відділення космічного апарату 27 від вивідного пристрою 28 (Фіг. 12, Фіг. 15).

У дії, відпускання пристрою 1 починається з активізації актуатора 16 (наприклад, віддільної 60 гайки). У варіанті здійснення цей актуатор 16 активізується в польоті по електричному сигналу,

що приходить від ракети-носія, який перетворюється на механічний тиск всередині віддільної гайки за допомогою стандартних піротехнічних ініціаторів. Цей тиск може бути також привнесений безпосередньо в камеру віддільної гайки з азотним газом для випробування на землі.

Переміщення центральної конструкції 2 спрямовується в осьовому напрямку за допомогою двох напрямних втулок 11, 11" низького тертя та шипів/пазів, щоб перешкоджати обертанню.

У кінці зміщення центральна конструкція 2 механічно зупиняється.

Внутрішня стопорна пружина 10 між центральною конструкцією 2 та нерухомою точкою ракети-носія утримує центральну конструкцію 2 у відкритому режимі після вивільнення.

Відкриття центральної структури 2 послаблює попереднє навантаження на з'єднувальних важелях 17 і, отже, на тримач 21 і дозволяє з'єднувальним важелям 17 вільно обертатися вздовж опорної осі. Енергія для цього обертального руху йде, головним чином, із їхньої пружної енергії. У кінці обертального руху з'єднувальні важелі 17 зупиняються за допомогою кінцевого упору 25 (наприклад, тефлонового стопора), щоб зменшувати ударне навантаження цього зіткнення. З'єднувальні важелі 17 підтримуються в їхньому відкритому режимі за допомогою двох (лівої та правої) торсійних пружин 23 на кожній опорі.

З'єднувальний важіль 17 у відкритому режимі забезпечує достатній зазор, щоб давати можливість конусам 22, приєднаним до космічного апарату 27, безпечно вивільнятися.

Цей пристрій 1 зменшує кількість віддільних гайок, ініціаторів, проводки та електронних контролерів для керування відділенням на коефіцієнт М, при цьому М є бажаним числом дискретних точок, які підтримують попереднє навантаження Р (якщо правильні геометричні відношення вибираються як МА-М) і, отже, навантажувальну здатність кожного тримача 21 і зменшуючи вихідний удар до незначних рівнів: один єдиний піротехнічний пристрій для кожного космічного апарату 27, розташований дуже далеко від інтерфейсу космічного апарату.

Актуатор 16 може бути активізований на землі за допомогою холодного газу сотні разів без відновлення виробу. Тиск може бути привнесений безпосередньо в камеру видільної гайки за допомогою газоподібного азоту для наземного випробування, таким чином, можливо виконувати велику кількість бюджетних випробувань із цим пристроєм на землі, щоб поліпшувати кінцеву надійність конструкції.

Для того, щоб встановлювати пристрій 1 множинного утримування та відділення для космічного апарату, може бути використаний спосіб, який використовує пристрій 1 множинного утримування та відділення для космічного апарату винаходу та включає такі етапи: - приєднання опори 14 і опор 20 тримачів до вивідного пристрою 28 ракети-носія, - приєднання тримачів 21 до космічного апарату 27, - приведення центральної конструкції 2 в закриту позицію за допомогою вивільнювального болта 7, приєднаного до актуатора 16, і - прикладення крутного моменту до штовхального засобу 13, розміщеного на кінці кожної лапи 12 центральної конструкції 2.

Хоча даний винахід був повністю описаний у зв'язку з переважними варіантами здійснення, очевидно, що в рамках його об'єму захисту можуть бути введені модифікації, не розглядаючи його, як обмежений цими варіантами здійснення, але вмістом нижченаведеної формули винаходу.

Claims (12)

ФОРМУЛА ВИНАХОДУ

1. Пристрій (1) множинного утримування та відділення для космічного апарата, який містить: центральну конструкцію (2), що містить: - центральну ділянку (3) з внутрішнім отвором (4) із циліндричною поверхнею, що містить кінцевий упор (5), внутрішній осьовий вал (б), передбачений у внутрішньому отворі (4), при цьому центральна ділянка (3) також містить відділювальний болт (7), вирівняний із внутрішнім осьовим валом (б), і - щонайменше дві лапи (12), що виступають із центральної ділянки (3), заздалегідь навантажені в осьовому напрямку штовхальним засобом (13) на кінці, протилежному центральній ділянці (3), опору (14), що приєднана до центральної ділянки (3) центральної конструкції (2) і містить приєднувальний засіб (15), актуатор (16), приєднаний до відділювального болта (7) центральної ділянки (3) центральної конструкції (2), який відрізняється тим, що 60 центральна ділянка (3) центральної конструкції (2) додатково містить головну втулку (8), яка щонайменше частково розміщена всередині внутрішнього отвору (4) і спрямовується в осьовому напрямку за допомогою напрямної системи, що містить напрямну втулку (11) на головній втулці (8) та напрямну втулку (11") на поверхні внутрішнього отвору (4), при цьому головна втулка (8) містить виступ (9) на своїй зовнішній поверхні, і всередині головної втулки (8) передбачена стопорна пружина (10), і що пристрій (1) множинного утримування та відділення для космічного апарата додатково містить: щонайменше два з'єднувальні важелі (17), при цьому кожен зі з'єднувальних важелів (17) з'єднується з кінцем відповідної лапи (12) центральної конструкції (2) за допомогою штовхального засобу (13), і щонайменше два утримувальні вузли (19), розміщені на периферії пристрою (1), при цьому кожен із них містить опору (20) тримача та тримач (21), обидва з яких виконані з конічними спряжуваними поверхнями (22), при цьому кожна опора (20) тримача містить торсійну пружину (23) навколо осі (24) торсійної пружини, та кожен відповідний важіль (17) шарнірно з'єднаний із відповідною опорою (20) тримача через відповідну вісь (24) торсійної пружини.

2. Пристрій (1) множинного утримування та відділення для космічного апарата за п. 1, який додатково містить на кожній опорі (20) тримача кінцевий упор (25) для обмеження кута обертання важеля (17) навколо відповідної осі (24) торсійної пружини.

3. Пристрій (1) множинного утримування та відділення для космічного апарата за будь-яким із пп. 1-2, який додатково містить на кожній опорі (20) тримача защіпку (26) для утримування відповідного важеля (17).

4. Пристрій (1) множинного утримування та відділення для космічного апарата за будь-яким із пп. 1-3, який містить дві лапи (12) в центральній конструкції (2) та два утримувальні вузли (19).

5. Пристрій (1) множинного утримування та відділення для космічного апарата за будь-яким із пп. 1-3, який містить чотири лапи (12) в центральній конструкції (2) та чотири утримувальні вузли (19).

6. Пристрій (1) множинного утримування та відділення для космічного апарата за п. 5, у якому утримувальні вузли (19) розташовані в прямокутній конфігурації.

7. Пристрій (1) множинного утримування та відділення для космічного апарата за п. 5, у якому утримувальні вузли (19) розташовані в квадратній конфігурації.

8. Пристрій (1) множинного утримування та відділення для космічного апарата за будь-яким із пп. 1-3, який містить шість лап (12) у центральній конструкції (2) та шість утримувальних вузлів (19), розташованих у шестикутній конфігурації.

9. Пристрій (1) множинного утримування та відділення для космічного апарата за будь-яким із пп. 1-8, у якому актуатор (16) є невибуховим актуатором або піротехнічним актуатором.

10. Пристрій (1) множинного утримування та відділення для космічного апарата за будь-яким із пп. 1-9, у якому лапи (12), що виступають із центральної ділянки (3), є невід'ємними частинами центральної ділянки (3) або є окремими частинами, приєднаними до центральної ділянки (3).

11. Спосіб вивільнення космічного апарата з вивідного пристрою ракети-носія, при цьому спосіб здійснюють за допомогою пристрою (1) множинного утримування та відділення для космічного апарата за будь-яким із пп. 1-9, так що в позиції утримування космічний апарат приєднують до вивідного пристрою у множині дискретних точок за допомогою відповідних тримачів (21), і опору (14), що містить приєднувальний засіб (15), та опори (20) тримачів приєднують до вивідного пристрою, при цьому спосіб включає такі етапи, на яких: - подають електричну команду від ракети-носія за допомогою лінії, що з'єднує ракету-носій і актуатор (16), - відділювальний болт (7) вивільняють, і центральну ділянку (3) центральної конструкції (2) переміщують в осьовому напрямку за допомогою своєї пружної енергії та стопорної пружини (10), поки виступ (9) головної втулки (8) не торкнеться кінцевого упора (5) циліндричної поверхні внутрішнього отвору (4), при цьому лапи (12) центральної конструкції (2) переміщують разом із центральною ділянкою (3), - з'єднувальні важелі (17) вивільняють з лап (12) центральної конструкції (2) та обертають за допомогою її пружної енергії та торсійних пружин (23), і - кінець кожного важеля (17) вивільняють з відповідного тримача (21), щоб розблокувати відповідний тримач (21), дозволяючи відділення космічного апарата від вивідного пристрою.

12. Спосіб встановлення пристрою (1) множинного утримування та відділення для космічного апарата, при цьому спосіб здійснюють за допомогою пристрою (1) множинного утримування та відділення для космічного апарата за будь-яким із пп. 1-9, при цьому спосіб включає такі етапи, на яких: - приєднують опору (14) та опори (20) тримачів до вивідного пристрою (28) ракети-носія, 60 - приєднують тримачі (21) до космічного апарата (27),

- приводять центральну конструкцію (2) в закриту позицію за допомогою відділювального болта (7), приєднаного до актуатора (16), і - прикладають крутний момент до штовхального засобу (13), розміщеного на кінці кожної лапи (12) центральної конструкції (2). т З Е МКЧХ , У ї ! Кей : ! : ди 27-7 ! І М

Фіг. 1 а: Ї : Е в у ся

Ї о. 2 ж - ме й

Фіг. 2 аку й щу і. У з» що Ух ч я ФУ : С зооотівннк к ук У х ї МАК 5 А Е й я. ж х с 1674 я що М ї зе і вх па я

Фіг. З кеВ ь Ох зх» «6, с ІЗ Є сов іх я ка ЕЕ Ка 18 о не Я ту 5 х У и я

Фіг. 4 ж ї щі 1 У ж : ЗІ че ЩЕ о я о ее Я Я БЕ хм Я з ще їЕ Я с сх ВНУ ОА Ж У Х КО др В кН К Я я шко Те КО до щ. и Та хх ій хх хх я Б хе я А Є ща в в ЕХ ж г Ж Б КЕ В - «З УК с я ке Хо «МІК сх Б ІБ ку ж, х Ба Її о ОО, ІК ке шк й 15 ях Не З дя ще К я ТЕ щі я Го у же ЗЕ Ку ККУ з ях ї. Ех:

у. У То ще У дж КОКО б "

Фіг. 5 ща Я щ У М ЕК я КЗ ах т я з " Т Ж ше у а ши ЗК ен Мо шк я г Шен Й ТЗ и о Я 0осоевМ но их в ве дос тсо тооннн й у М-мх МА веж В саке Ве 5 Є ще кн 7 в дей В я НК їх зу ХУ й ЗО ХеседИ си ла " КО Ей Фі ріг. 6

. що 2 Її ї . ! ке сив В ве Я Ма ВЕ и ше Ви ий МН В В се ще

Фіг. 7 т 7 . . ж 2 кі г Як ! Едка Я 7 й КЕ дк " Ї ЖЕ ож АШЬД нн СК 4 І Я Ме се і» б се ЗХ, З ен ос СКК КК ен ов - з ак УМО УК о с о КВ м о се о мкм Оу з ше й ще АК ІА й ще

Фіг. 8

Ї я. дллвастяннкху кре е -е КА ча у йо х У я а - К х : У х . че : з 5 М жа з з ня фот ооо ес тити зх ххжна хр РУ знане ех Дня Кк в о я «ЕЕ Р ом ОВ г 3 ее ге ек» ер ШИ ее виплеє: Е ДО» С ен й М додано Коен те ї о я Мука - Я ЕК о в: о АК со ванн а ЕК Я ТКА Ж 1 А, с з Я , пло З 5 Гн к ех шу Ї СК осо ня де ніх . з бух ко ї сад ву рах КЕ ре К: Ом ЕНН ва ША ОБ се М ут де ме ЕВ НО б і їх ж й р У : У З Ж. кл ан и ше в Х - я й Ше яку щ -Й - А ї Я ї я . Е Я й Я с б Я й г я я є ь Ве А : Я п '

шу. ЖЖ оон . у

Фіг. З ше Е ХХХ. у с: з і ух КУ о «І Бо с і - ут С 11 ще хв и -й З 5. ЗИ ; сх Ми ФО Аня кеш 0 ЕКО, Є й В Дно ом бах хо п Моне РОС КК і под вн КК днк кю охжкже жнив нні діижамня не, о в КТе і п дисжлнуетя ! Ер ень 0 ЕОМ М У М Я не ОМ ж нс і НН : ї ад нен ТИМИ Ор ж ; : я АХ ж нневенви Уис ї- , уж АК ий нн як й КК Е А ; яляй у о ж і Ше і а их «і І в'я чий 40 р : й; ка і і 7 ї й й рай ХО - ї Я й Ж й й у 2 ! - Я й В я Ух і З ТЯ ка , 3 ї я ЗШ

К. ї Я я У ра я КУ У Є нннняй ЖЖ 0 фол х

Фіг. 10 й и паском оку умов нестатеве їх ау а Ву сек и

0. ож В ех хх Ух сх Ї т- - ще с САУ КАХ 3 г. ух ОА, Ши КА ВЕ -20. 4 Ку щ ї ї «С щк і де З | ЖАЄ ій | . КУ ше -н28 ПН ДИ тів шик З ї нн я АС ЖЕ ах ге Кк Сх 7 я . Я - хх я : ААУ ! ! Ок ех ста, езш і 25 Ж АК 3 й У : им ! .

ух. я се ще Бо, : дея ї А:

КЗ . 1 З

Фіг. 11