RU2442728C1 - Adapter for connection of small spacecraft and its final orbital injection device - Google Patents

Adapter for connection of small spacecraft and its final orbital injection device Download PDF

Info

Publication number
RU2442728C1
RU2442728C1 RU2010143398/11A RU2010143398A RU2442728C1 RU 2442728 C1 RU2442728 C1 RU 2442728C1 RU 2010143398/11 A RU2010143398/11 A RU 2010143398/11A RU 2010143398 A RU2010143398 A RU 2010143398A RU 2442728 C1 RU2442728 C1 RU 2442728C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
separation
ssc
cable
base
mca
Prior art date
Application number
RU2010143398/11A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Валерий Иванович Костенко (RU)
Валерий Иванович Костенко
Вера Ивановна Майорова (RU)
Вера Ивановна Майорова
Николай Николаевич Игнатьев (RU)
Николай Николаевич Игнатьев
Владимир Иванович Безукладов (RU)
Владимир Иванович Безукладов
Виктор Станиславович Шутов (RU)
Виктор Станиславович Шутов
Original Assignee
Учреждение Российской академии наук Институт космических исследований РАН (ИКИ РАН)
Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана" (МГТУ им. Н.Э. Баумана)
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Учреждение Российской академии наук Институт космических исследований РАН (ИКИ РАН), Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана" (МГТУ им. Н.Э. Баумана) filed Critical Учреждение Российской академии наук Институт космических исследований РАН (ИКИ РАН)
Priority to RU2010143398/11A priority Critical patent/RU2442728C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2442728C1 publication Critical patent/RU2442728C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Manipulator (AREA)

Abstract

FIELD: docking and separation devices of the spacecrafts. ^ SUBSTANCE: invention refers to docking and separation devices of the spacecrafts (SC) and may be used as a means of orbital launching of the small spacecrafts (SSC): micro- and nano-satellites with the weight between 50 and 1 kg. The adapter contains a base frame (1) with the mounting faces for SSC on one surface and places for a glue joint (2) with the delivery vehicle (SC or the rocket stage) - on another. The positioning device in the form of holder (3) that is withheld with the cable (4) is fixed on the base frame (1). The cable has a drag bar and a separation device (6) with an electric starter connected to the control box that includes a sequence timer (7) and an electrical power supply (8). After the satellite has been launched to the orbit, the actuating device (9) (of the pressure ok overload) activates the initiation command for the device (7) in order to start time keeping for signaling the SSC separation. Simultaneously, when the vacuum has been achieved, the bellow valve (12) is puffed up with the gas that is situated inside it under the pressure of at least 1 atm. and contracts the working spring of the extractor (10) with the help of a double-arm lever (11). When the time for separation of the SSC from the delivery vehicle has been achieved, the device (7) produces the actuating command for the electric trigger of the mechanism (6). This leads to breakage of the cable (4) and to opening of the holder (3). Separation of the SSC is performed with the pushoff spring (10) that is lifted under the influence of the lever (11). ^ EFFECT: improvement of safety and reliability in the course of launching and separation of the SSC from the delivery vehicle. ^ 5 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к космонавтике, а именно к системам отстыковки космических аппаратов, и может быть использовано для запуска на орбиту малых космических аппаратов (МКА) - микро- и наноспутников массой от 50 до 1 кг.The invention relates to astronautics, and in particular to spacecraft undocking systems, and can be used to launch small spacecraft (MCAs) into micro-orbit - micro and nanosatellites weighing from 50 to 1 kg.

Для достижения высокой эффективности использования малоразмерных спутников все более актуальной становится проблема организации их запусков на орбиты функционирования. Одним из решений указанной проблемы может быть использование для запусков МКА автономного устройства, не требующего функциональных связей с ракетоносителем (РН) или космическим аппаратом (КА), и разработка технологий использования клеевых соединений для механического соединения полезной нагрузки с РН или КА.To achieve high efficiency of using small-sized satellites, the problem of organizing their launches into orbits of operation becomes more and more urgent. One of the solutions to this problem can be the use of an autonomous device for launching an ICA that does not require functional connections with a rocket launcher (LV) or a spacecraft (SC), and the development of technologies for using adhesive joints for mechanical connection of a payload with a launch vehicle or spacecraft.

Известен адаптер для соединения МКА со средством выведения его на орбиту функционирования, содержащий основание, закрепленное на указанном средстве выведения, удерживающее устройство, фиксирующее МКА на основании, и пружинный толкатель (см. патент RU 2276046, кл. B64G 1/64, опубл. 10.05.2006). Недостатком известного устройства является необходимость подачи сигнала на срабатывание устройства по команде с Земли или от программно-временного устройства, имеющими электрические связи с КА или последней ступенью РН.A known adapter for connecting an MCA with a means of launching it into an orbit of operation, containing a base mounted on the indicated launch vehicle, a holding device, fixing the MCA on the base, and a spring pusher (see patent RU 2276046, class B64G 1/64, publ. 10.05 .2006). A disadvantage of the known device is the need for a signal to be triggered by a command from the Earth or from a program-time device having electrical connections with the spacecraft or the last stage of the launch vehicle.

Задачей изобретения является устранение указанного недостатка. Технический результат заключается в повышении безопасности и надежности выведения и отделения МКА от базового блока КА или последней ступени РН. Поставленная задача решается, а технический результат достигается тем, что в адаптере для соединения МКА со средством выведения его на орбиту функционирования, содержащем основание, закрепленное на указанном средстве выведения, удерживающее устройство, фиксирующее МКА на основании, и пружинный толкатель, удерживающее устройство выполнено в виде фиксатора, удерживаемого тросом, на котором расположен механизм разделения с электроспуском от программно-временного устройства, размещенного на основании и оснащенного автономным источником электропитания и датчиками давления и/или перегрузок, причем на основании закреплен одним торцом заполненный газом герметичный сильфон, который при расширении газа воздействует другим концом на пружинный толкатель. Предпочтительно сильфон воздействует на толкатель посредством двуплечего рычага. Сильфон может быть заполнен воздухом при атмосферном давлении, азотом или инертным газом, например ксеноном. Основание может быть закреплено на средстве выведения МКА на орбиту с помощью клея.The objective of the invention is to remedy this drawback. The technical result consists in increasing the safety and reliability of the launch and separation of the MCA from the spacecraft base unit or the last LV stage. The problem is solved, and the technical result is achieved by the fact that in the adapter for connecting the MCA with the means of launching it into the orbit of operation, containing a base mounted on the indicated means of launching, a holding device, fixing the MCA on the base, and a spring pusher holding the device is made in the form a retainer held by a cable, on which the separation mechanism is located with electric start from a program-temporary device located on the base and equipped with an autonomous source the power and pressure sensors and / or overload, and on the basis of a fixed end-filled sealed bellows gas which during gas acts on the other end of the spring pusher. Preferably, the bellows acts on the pusher via a two-shouldered lever. The bellows can be filled with air at atmospheric pressure, nitrogen or an inert gas, such as xenon. The base can be fixed on the means of putting the MCA into orbit with glue.

На фиг.1 изображено предлагаемое устройство в разрезе.Figure 1 shows the proposed device in section.

На фиг.2 - предлагаемое устройство, вид сверху.Figure 2 - the proposed device, a top view.

Адаптер для соединения МКА со средством выведения его на орбиту функционирования выполнено в виде основания 1, на котором предусмотрены посадочные места для МКА на одной поверхности и места для клеевого стыка 2 с КА или РН - на другой. На основании 1 закреплено удерживающее устройство, которое обеспечивает возможность удержания различных по размеру нагрузок МКА и выполнено в виде фиксатора 3, удерживаемого тросом 4. На тросе 4 расположен натяжитель 5 и механизм разделения 6 с электроспуском. Электропуск осуществляется блоком управления, включающим программно-временное устройство 7 и источник электропитания 8, по сигналу с датчика 9 давления (при достижения вакуума) или перегрузок после окончания вывода на орбиту (достижения невесомости). Отстыковка МКА осуществляется с помощью пружинного толкателя 10, который взводится при воздействии на него двуплечего рычага 11. Рычаг 11 перемещается при расширении газа (воздуха, азота или инертного газа, например ксенона) в сильфоне 12.The adapter for connecting the MCA with the means of putting it into operation orbit is made in the form of a base 1, on which there are provided seats for the MCA on one surface and places for the adhesive joint 2 with the spacecraft or the PH on the other. A holding device is fixed on the base 1, which makes it possible to hold MCA loads of various sizes and is made in the form of a retainer 3 held by a cable 4. A tensioner 5 and a separation mechanism 6 with electric start are located on the cable 4. The electric start is carried out by the control unit, which includes the time-programing device 7 and the power supply 8, by a signal from the pressure sensor 9 (when vacuum is reached) or by overloads after the end of the orbit (zero gravity). The MCA is undocked by means of a spring pusher 10, which is cocked when a two-arm lever 11 is exposed to it. The lever 11 moves when the gas (air, nitrogen or inert gas, for example xenon) expands in the bellows 12.

Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.

Подготовленный к запуску МКА доставляется на техническую позицию космодрома полностью собранным и испытанным с соответствующими сопроводительными документами и разрешением на запуск. На заранее согласованном посадочном месте на КА или РН осуществляется приклеивание основания 1.The spacecraft prepared for launch is delivered to the technical position of the cosmodrome fully assembled and tested with the corresponding supporting documents and permission to launch. At a pre-agreed seat on the spacecraft or launch vehicle, base 1 is glued.

После старта РН и прохождения плотных слоев атмосферы и при достижении необходимой величины вакуума срабатывает датчик 9, который выдает команду на включение программно-временного устройства 7 для начала отсчета времени на подачу сигнала для отделения МКА. Одновременно с этим при достижения вакуума сильфон 12 под действием находящегося внутри него газа с давлением не менее 1 атмосферы раздувается и сжимает через рычаг 11 или непосредственно предварительно не сжатую из условий безопасности рабочую пружину толкателя 10 от нагрузки P1 до P2, что обеспечивает в зависимости от массы МКА и усилий пружины необходимую скорость отделения МКА. При достижении времени отделения МКА от КА по программе полета с устройства 7 дается команда на срабатывание электроспуска механизма разделения 6, что приводит к разрыву троса 4 и раскрытию фиксатора 3. После этого МКА под воздействием пружинного толкателя 10 отделяется от КА или РН.After the launch of the LV and the passage of dense atmospheric layers and when the required vacuum is reached, the sensor 9 is activated, which issues a command to turn on the program-time device 7 to start the countdown of the signal for separation of the MCA. At the same time, when the vacuum is reached, the bellows 12 is inflated under the action of a gas inside it with a pressure of at least 1 atmosphere and compresses the operating spring of the pusher 10 from the load P 1 to P 2 through the lever 11 or directly without preliminary compression from safety conditions, which ensures, depending from the mass of the MCA and the efforts of the spring, the necessary speed of separation of the MCA. Upon reaching the time of separation of the MCA from the spacecraft according to the flight program from device 7, a command is given to trigger the electric start of the separation mechanism 6, which leads to the breakage of the cable 4 and the release of the latch 3. After this, the MCA is separated from the spacecraft or the LV by the spring pusher 10.

Использование предлагаемого устройства позволяет повысить как безопасность на этапе подготовки и выведения в космическое пространство МКА, так и надежность отделения элементов космического оборудования после выведения РН или КА на орбиту функционирования, а также снизить стоимость и сократить время на подготовку как самого запуска, так и всего космического эксперимента в целом.Using the proposed device can increase both safety at the stage of preparation and launch into space of the spacecraft, and the reliability of the separation of elements of space equipment after launching the spacecraft or spacecraft into orbit of operation, as well as reduce the cost and reduce the time to prepare both the launch and the entire space experiment as a whole.

Claims (5)

1. Адаптер для соединения малого космического аппарата (МКА) со средством выведения его на орбиту функционирования, содержащий основание, закрепленное на указанном средстве выведения, удерживающее устройство, фиксирующее МКА на основании, и пружинный толкатель, отличающийся тем, что удерживающее устройство выполнено в виде фиксатора, удерживаемого тросом, на котором расположен механизм разделения с электроспуском от программно-временного устройства, размещенного на основании и оснащенного автономным источником электропитания и датчиками давления и/или перегрузок, причем на основании закреплен одним торцом заполненный газом герметичный сильфон, который при расширении газа воздействует другим концом на пружинный толкатель.1. An adapter for connecting a small spacecraft (MCA) with a means of launching it into an orbit of operation, comprising a base mounted on said launch vehicle, a holding device fixing the MCA on the base, and a spring pusher, characterized in that the holding device is made in the form of a latch held by a cable on which there is a separation mechanism with electric start from a program-temporary device located on the base and equipped with an autonomous power supply and sensors pressure and / or overloads, moreover, on the base is fixed one end-face sealed bellows filled with gas, which, when the gas expands, acts on the spring pusher with the other end. 2. Адаптер по п.1, отличающийся тем, что сильфон воздействует на толкатель посредством двуплечего рычага.2. The adapter according to claim 1, characterized in that the bellows acts on the pusher by means of a two-shouldered lever. 3. Адаптер по п.1, отличающийся тем, что сильфон заполнен воздухом при атмосферном давлении.3. The adapter according to claim 1, characterized in that the bellows is filled with air at atmospheric pressure. 4. Адаптер по п.1, отличающийся тем, что сильфон заполнен азотом или инертным газом, например, ксеноном.4. The adapter according to claim 1, characterized in that the bellows is filled with nitrogen or an inert gas, for example, xenon. 5. Адаптер по п.1, отличающийся тем, что основание закреплено на средстве выведения МКА на орбиту с помощью клея. 5. The adapter according to claim 1, characterized in that the base is fixed to the means of introducing the MCA into orbit with glue.
RU2010143398/11A 2010-10-25 2010-10-25 Adapter for connection of small spacecraft and its final orbital injection device RU2442728C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010143398/11A RU2442728C1 (en) 2010-10-25 2010-10-25 Adapter for connection of small spacecraft and its final orbital injection device

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010143398/11A RU2442728C1 (en) 2010-10-25 2010-10-25 Adapter for connection of small spacecraft and its final orbital injection device

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2442728C1 true RU2442728C1 (en) 2012-02-20

Family

ID=45854588

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010143398/11A RU2442728C1 (en) 2010-10-25 2010-10-25 Adapter for connection of small spacecraft and its final orbital injection device

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2442728C1 (en)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103010489A (en) * 2012-12-26 2013-04-03 浙江大学 Novel separation mechanism device for controlling nano-satellite and separation method of separation mechanism device
RU2536417C1 (en) * 2013-09-26 2014-12-20 Закрытое акционерное общество "Технологии ГЕОСКАН" Protective container for independent research hardware
RU2536979C1 (en) * 2013-05-20 2014-12-27 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт космических исследований Российской академии наук Device for small spacecraft connection with facility for its placing into orbit of operation and subsequent separation
CN104760710A (en) * 2015-03-31 2015-07-08 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 Electric connection and disconnection device of satellite and launch vehicle
CN105151330A (en) * 2015-09-18 2015-12-16 浙江大学 Pico/Nano satellite and rocket fixing and separating device

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103010489A (en) * 2012-12-26 2013-04-03 浙江大学 Novel separation mechanism device for controlling nano-satellite and separation method of separation mechanism device
CN103010489B (en) * 2012-12-26 2014-12-31 浙江大学 Novel separation mechanism device for controlling nano-satellite and separation method of separation mechanism device
RU2536979C1 (en) * 2013-05-20 2014-12-27 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт космических исследований Российской академии наук Device for small spacecraft connection with facility for its placing into orbit of operation and subsequent separation
RU2536417C1 (en) * 2013-09-26 2014-12-20 Закрытое акционерное общество "Технологии ГЕОСКАН" Protective container for independent research hardware
CN104760710A (en) * 2015-03-31 2015-07-08 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 Electric connection and disconnection device of satellite and launch vehicle
CN104760710B (en) * 2015-03-31 2016-12-07 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 A kind of electronic satellite and the rocket connect segregation apparatus
CN105151330A (en) * 2015-09-18 2015-12-16 浙江大学 Pico/Nano satellite and rocket fixing and separating device
CN105151330B (en) * 2015-09-18 2017-11-07 浙江大学 A kind of skin Nano satellite satellite and the rocket are fixed and separator

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2442728C1 (en) Adapter for connection of small spacecraft and its final orbital injection device
US20180201396A1 (en) Multiple space vehicle launch system
JP7326566B2 (en) Spacecraft working device and related assemblies, systems and methods
US10351268B2 (en) Systems and methods for deploying spacecraft
RU2671441C1 (en) Device for removing debris and method for removing debris
JP5569150B2 (en) Satellite mounted system
JP5620209B2 (en) Restraint and release device
JP2022097603A (en) Service satellite for providing on-orbit service using variable thruster control
JP5505829B2 (en) Space debris reduction device
US10689134B2 (en) Device for controlled separation between two parts and use of such a device
US9546007B2 (en) Method and device for the successive launching of two satellites
WO1999000300A1 (en) Integrated launch and spacecraft propulsion system
RU2703818C1 (en) Modular spacecraft
RU2677974C2 (en) Device for small spacecrafts ascent
RU2761253C1 (en) Method for the safe release of artificial satellites into earth's orbit
RU2770256C2 (en) Method for launching artificial satellites into earth orbit
RU2536979C1 (en) Device for small spacecraft connection with facility for its placing into orbit of operation and subsequent separation
US20020109047A1 (en) De-orbit instrument package
RU2009116790A (en) METHOD FOR RELEASING ADDITIONAL USEFUL LOAD AND SPACE DEVICE OF FLEXIBLE ASSEMBLY FOR ITS IMPLEMENTATION
RU2569966C1 (en) Spaceship head
Bernal et al. Releasing the cloud: A deployment system design for the qb50 cubesat mission
Newswander et al. Space Station Integrated Kinetic Launcher for Orbital Payload Systems (SSIKLOPS)–Cyclops
JP2012144206A (en) Device for fixing and separating space equipment
KR101430125B1 (en) Launch Vehicle Pipe Separation System
Adams Jr et al. JEM-EUSO Design for Accommodation on the SpaceX Dragon Spacecraft

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
QB4A Licence on use of patent

Free format text: LICENCE

Effective date: 20140617