RU2248310C2

RU2248310C2 - Адаптер для группового запуска космических аппаратов

Info

Publication number: RU2248310C2
Application number: RU2002132904/11A
Authority: RU
Inventors: В.Н. Блинов (RU); В.Н. Блинов; Н.Н. Иванов (RU); Н.Н. Иванов; А.А. Европейцев (RU); А.А. Европейцев; Г.М. Касаткин (RU); Г.М. Касаткин; В.В. Маркелов (RU); В.В. Маркелов; кин А.Е. Шем (RU); А.Е. Шемякин
Original assignee: Закрытое акционерное общество "Конструкторское бюро "Полет" (ЗАО КБ "Полет")
Priority date: 2002-12-06
Filing date: 2002-12-06
Publication date: 2005-03-20

Abstract

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается адаптеров для группового запуска космических аппаратов. Адаптер содержит корпус, состоящий из двух частей, одна из которых выполнена в виде силового корпуса с платформой для установки космических аппаратов на одном торце и со стыковочным шпангоутом на другом торце, другая часть – в виде силового кольца, закрепленного на раме полезного груза, со стыковочным шпангоутом. Стыковочные шпангоуты силового корпуса и силового кольца соединены между собой при помощи болтовых соединений, в каждом их которых установлены по два шайбовых резиновых амортизатора, причем один из них смонтирован между стыкуемыми поверхностями стыковочных шпангоутов силового корпуса и силового кольца, а другой – между противоположной поверхностью стыковочного шпангоута силового корпуса и металлической шайбой под головкой болта. Диаметр металлической шайбы превышает диаметр шайбового резинового амортизатора, а устройства крепления космических аппаратов закреплены на платформе силового корпуса при помощи болтовых соединений с шайбовыми резиновыми амортизаторами, смонтированными между стыкуемыми поверхностями платформы и устройствами крепления космических аппаратов. Технический результат – снижение вибродинамических и ударных нагрузок на устанавливаемые на адаптер космические аппараты путем расширения диапазона варьирования демпфирующих свойств конструкции адаптера. 6 ил., 1 табл.

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается адаптеров для группового запуска космических аппаратов.

Известны адаптеры для группового выведения космических аппаратов, содержащие корпус, соединенный с ракетой-носителем, на котором при помощи систем отделения закреплены космические аппараты (см. “Устройство для размещения нескольких спутников на ракете-носителе”, патент №2156212 по заявке 95103975/28).

Как правило, корпус через специальный стыковочный шпангоут крепится на силовых шпильках стержневой рамы полезного груза, входящей в состав приборного отсека ракеты-носителя.

Особенностью подобных конструкций является то, что динамические нагрузки, действующие на космические аппараты от ракеты-носителя на участке выведения, а также импульсные нагрузки от систем отделения космических аппаратов, существенным образом зависят от демпфирующих свойств конструкции адаптера. Снижение данных нагрузок до допустимых путем подбора требуемых демпфирующих свойств конструкции адаптера является сложной технической задачей.

Наиболее близким техническим решением к заявляемому является адаптер для группового запуска космических аппаратов, содержащий корпус, установленную на торце корпуса платформу для установки космических аппаратов. Нижним торцом через основание адаптер устанавливается на шпильки стержневой рамы полезного груза ракеты-носителя (см. “Современные технологии при создании продукции военного и гражданского назначения. Сборник докладов технологического конгресса. Часть II. Изд-во “Омский государственный технический университет”. 2001 г. ISBN 5-8149-0076-8. Стр.20. Рис. 6(а) “Адаптеры для группового выведения КА”, Общий вид данного адаптера приведен в приложении.

Как показывает опыт наземной экспериментальной отработки динамической прочности космических аппаратов в составе подобных адаптеров и их систем отделения, динамические и импульсные нагрузки, действующие на космические аппараты, определяются демпфирующими свойствами конструкции адаптера и устройств закрепления космических аппаратов на адаптере.

В полете в плоскости стыка адаптера с ракетой-носителем действуют по трем ортогональным осям квазистационарные широкополосные случайные вибрации. Максимальные уровни полетных вибраций приходятся на момент старта и во время полета в плотных слоях атмосферы в трансзвуковом режиме.

Виброударные ускорения в плоскости стыка адаптера с ракетой-носителем возникают при запуске и выключении двигателей 1-й и 2-й ступеней, разделении ступеней. Виброударные процессы представляют собой переходные затухающие вибрации. Низкочастотные виброудары возникают при включении и выключении двигателей маршевых ступеней. Высокочастотные виброудары вызываются срабатыванием пиротехнических устройств, используемых для разделения ступеней и сброса головного обтекателя.

Наибольшие ударные нагрузки, действующие на элементы конструкции адаптера и на установленные космические аппараты, возникают при срабатывании пиросредств систем отделения космических аппаратов. Для примера в таблице 1 приведены ударные нагрузки от пиротехнической системы отделения космического аппарата массой около 90 кг.

Таблица 1
Частота, Гц	200	2000	10000
Спектр удара, g	60	3300	4200

Обычно, при разработке адаптера для группового запуска космических аппаратов ставится задача снижения вибродинамических и ударных нагрузок. Это связано с тем, что конструкция и приборы запускаемых космических аппаратов могут не выдерживать действующие нагрузки либо от ракеты-носителя, либо от систем отделения.

В техническом решении по прототипу данная задача может быть решена только путем подбора требуемых демпфирующих свойств конструкции адаптера и мест крепления космических аппаратов, что является сложной технической задачей, даже с учетом применения современного программного обеспечения и вычислительной техники, и является существенным недостатком известного технического решения.

Кроме того, в практике разработки адаптеров возникают случаи, когда при групповом запуске малых космических аппаратов (допустим два космических аппарата массой по 90 кг каждый) необходимо разработать такой адаптер, который бы обеспечивал требуемую по условиям устойчивости и управляемости ракеты-носителя массу всего головного блока (адаптер + космические аппараты), а также требуемое расположение центра масс головного блока (для рассматриваемой в качестве примера ракеты-носителя минимальная масса головного блока должна составлять 500 кг, а центр масс головного блока должен располагаться от плоскости стыка с ракетой-носителем на минимальном расстоянии в 1000 мм). В этом случае конструкция адаптера разрабатывается не из условия минимальной массы конструкции, а из условия выполнения требований по обеспечению устойчивости и управляемости ракеты-носителя на участке выведения. Поэтому конструкция адаптера в этом случае будет “перетяжелена” и варьировать ее демпфирующими свойствами практически невозможно.

Целью заявляемого решения является снижение вибродинамических и ударных нагрузок на устанавливаемые на адаптер космические аппараты путем расширения диапазона варьирования демпфирующих свойств конструкции адаптера.

Поставленная цель достигается тем, что адаптер для группового запуска космических аппаратов содержит корпус, состоящий их двух частей, одна из которых выполнена в виде силового корпуса с платформой для установки космических аппаратов на одном торце и со стыковочным шпангоутом на другом торце, а другая часть - в виде силового кольца, закрепленного на раме полезного груза, со стыковочным шпангоутом, при этом стыковочные шпангоуты силового корпуса и силового кольца соединены между собой при помощи болтовых соединений, в каждом из которых установлены по два шайбовых резиновых амортизатора, причем один из них смонтирован между стыкуемыми поверхностями стыковочных шпангоутов силового корпуса и силового кольца, а другой между противоположной поверхностью стыковочного шпангоута силового корпуса и металлической шайбой под головкой болта, при этом диаметр металлической шайбы превышает диаметр шайбового резинового амортизатора, а устройства крепления космических аппаратов закреплены на платформе силового корпуса при помощи болтовых соединений с шайбовыми резиновыми амортизаторами, смонтированными между стыкуемыми поверхностями платформы и устройствами крепления космических аппаратов.

Заявляемое решение поясняется чертежами, на которых изображено:

на фиг.1 - общий вид адаптера;

на фиг.2 - вид сверху на адаптер;

на фиг.3 - узел соединения силового кольца с силовым корпусом адаптера;

на фиг.4, 5 - узлы соединения устройств крепления космических аппаратов с платформой для установки космических аппаратов;

на фиг.6 - уровни перегрузок на космический аппарат при испытаниях адаптера на случайную вибрацию в направлении поперечной оси.

Кроме того, в приложении приведено объемное изображение общего вида адаптера, а также узла соединения силового кольца с силовым корпусом адаптера, полученные фотографией адаптера, предназначенного для проведения наземной экспериментальной отработки.

Адаптер для группового запуска космических аппаратов состоит из силового корпуса 1 с платформой 2 для крепления космических аппаратов и силового кольца 3. На платформе 2 устанавливаются космические аппараты и другие полезные нагрузки, например космические аппараты 4, 5 и неотделяемый измерительный блок 6.

Адаптер посредством силового кольца 3 крепится к раме полезного груза 7 ракеты-носителя. Космический аппарат 4 крепится к платформе 2 через кольцо 8, а космический аппарат 5 - через проставку 9. Адаптер с космическими аппаратами установлен под головным аэродинамическим обтекателем 10.

Силовой корпус 1 содержит стыковочный шпангоут 11, а силовое кольцо 3 - стыковочный шпангоут 12. Стыковочные шпангоуты 11, 12 предназначены для соединения силового корпуса 1 и силового кольца 3 между собой.

Стыковочные шпангоуты 11, 12 соединены между собой при помощи болтовых соединений 13, в каждом из которых установлены по два шайбовых резиновых амортизатора 14, 15. Шайбовый резиновый амортизатор 14 смонтирован между стыкуемыми поверхностями стыковочных шпангоутов 11, 12 корпуса и силового кольца, а шайбовый резиновый амортизатор 15 - между противоположной поверхностью стыковочного шпангоута 11 силового корпуса 1 и металлической шайбой 16 под головкой болта болтового соединения 13. Диаметр металлической шайбы 16 превышает диаметр шайбового резинового амортизатора 15 и выбирается из условия, чтобы в обжатом состоянии диаметр шайбы не был меньше диаметра шайбового резинового амортизатора.

Устройства крепления 8, 9 космических аппаратов 4, 5 закреплены на платформе 2 силового корпуса 1 при помощи болтовых соединений 17, 19 с шайбовыми резиновыми амортизаторами 18, 20, смонтированными между стыкуемыми поверхностями платформы 2 и устройствами крепления космических аппаратов 8, 9.

Выполнение адаптера из двух частей, соединенных двойным поясом амортизации из шайбовых резиновых амортизаторов, а также установка шайбовых резиновых амортизаторов в местах крепления космических аппаратов на платформе адаптера значительно расширяет демпфирующие свойства адаптера в целом.

Заявляемый адаптер с поясами амортизации по сравнению со стержневыми и оболочечными адаптерами без данных поясов амортизации позволяет:

- значительно уменьшить уровни случайных вибраций, действующих на космические аппараты в диапазоне частот от 60 Гц до 2500 Гц;

- уменьшить среднеквадратичное значение амплитуд случайных вибраций, действующих на космические аппараты в 2.5-3 раза;

- уменьшить уровни ударных нагрузок, действующих на установленные на адаптере космические аппараты, от срабатывания системы отделения отделяемого космического аппарата на 6-10 дБ по сравнению с адаптерами без поясов амортизации.

Заявляемый адаптер прошел полный цикл вибродинамических и ударных испытаний, показавших эффективность поясов амортизации.

На фиг.6 (график 21) приведены результаты испытаний адаптера с поясами амортизации на случайную вибрацию. Для сравнения показан график 22, полученный расчетом, для стержневого адаптера, в котором пояса амортизации отсутствуют.

Ударные испытания адаптера показали, что максимальные амплитудные значения отклика элементов конструкции при ударном воздействии от срабатывания системы отделения космического аппарата 4, установленного на платформе 2 через шайбовые резиновые амортизаторы (спектр удара при срабатывании системы отделения космического аппарата 4 приведен в таблице 1), составили на платформе 2 в районе установки измерительного блока 6-45g, а на проставке 9 для установки космического аппарата 5, закрепленной на платформе 2 через амортизаторы, - 19g. Спектр удара на проставке 9 в диапазоне частот от 10 до 10000 Гц не превысил 90g.

Claims

Адаптер для группового запуска космических аппаратов, содержащий корпус, состоящий из двух частей, одна из которых выполнена в виде силового корпуса с платформой для установки космических аппаратов на одном торце и со стыковочным шпангоутом на другом торце, а другая часть - в виде силового кольца, закрепленного на раме полезного груза, со стыковочным шпангоутом, при этом стыковочные шпангоуты силового корпуса и силового кольца соединены между собой при помощи болтовых соединений, в каждом из которых установлены по два шайбовых резиновых амортизатора, причем один из них смонтирован между стыкуемыми поверхностями стыковочных шпангоутов силового корпуса и силового кольца, а другой — между противоположной поверхностью стыковочного шпангоута силового корпуса и металлической шайбой под головкой болта, при этом диаметр металлической шайбы превышает диаметр шайбового резинового амортизатора, а устройства крепления космических аппаратов закреплены на платформе силового корпуса при помощи болтовых соединений с шайбовыми резиновыми амортизаторами, смонтированными между стыкуемыми поверхностями платформы и устройствами крепления космических аппаратов.