RU2670359C2 - Method of separation from the rocket-carrier of a group of spacecrafts and the device for its implementation - Google Patents
Method of separation from the rocket-carrier of a group of spacecrafts and the device for its implementation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2670359C2 RU2670359C2 RU2017106229A RU2017106229A RU2670359C2 RU 2670359 C2 RU2670359 C2 RU 2670359C2 RU 2017106229 A RU2017106229 A RU 2017106229A RU 2017106229 A RU2017106229 A RU 2017106229A RU 2670359 C2 RU2670359 C2 RU 2670359C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- separation
- adapter
- launch vehicle
- platform
- Prior art date
Links
- 238000000926 separation method Methods 0.000 title claims abstract description 163
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 25
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 claims abstract description 8
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 12
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 claims description 7
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 6
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 6
- 230000002159 abnormal effect Effects 0.000 description 3
- 230000006978 adaptation Effects 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 description 2
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 2
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 2
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 2
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000001934 delay Effects 0.000 description 1
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000000977 initiatory effect Effects 0.000 description 1
- 230000014759 maintenance of location Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Details Of Aerials (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а более конкретно к способам и устройствам для отделения группы объектов, преимущественно космических аппаратов, от ракеты-носителя.The invention relates to the field of rocket and space technology, and more specifically to methods and devices for separating a group of objects, mainly spacecraft, from the launch vehicle.
Известен способ отделения от ракеты-носителя космического аппарата, заключающийся в выведении ракеты-носителя с космическим аппаратом на заданную орбиту, подаче команды на отделение космического аппарата по штатной циклограмме, отсоединении космического аппарата от ракеты-носителя, придании космическому аппарату скорости относительно ракеты-носителя, регистрации сигнала об отделении космического аппарата от ракеты-носителя по датчикам контроля его отделения.There is a method of separation from the launch vehicle of a spacecraft, which consists in removing the launch vehicle with a spacecraft to a given orbit, giving the command to separate the spacecraft according to a standard cyclogram, disconnecting the spacecraft from the launch vehicle, imparting a velocity to the spacecraft relative to the launch vehicle, registering a signal about the separation of a spacecraft from a launch vehicle using sensors for monitoring its separation.
Устройство для осуществления данного способа отделения от ракеты-носителя космического аппарата содержит адаптер, закрепленный на ракете-носителе и состоящий из цилиндрического отсека, на верхнем шпангоуте которого дискретно размещены механические замки, удерживающие космический аппарат, тросовое устройство фиксации замков и средства отделения космического аппарата, выполненные в виде пружинных толкателей. Описанные выше способ отделения от ракеты-носителя космического аппарата и устройство для его осуществления были применены при запуске космического аппарата «Экспресс АМ22» (см., например, журнал «Новости космонавтики», февраль 2004 г., №2, стр. 26-29).A device for implementing this method of separating a spacecraft from a launch vehicle contains an adapter mounted on a launch vehicle and consisting of a cylindrical compartment, on the upper frame of which discretely placed mechanical locks holding the spacecraft, a cable-fixing device for locking and separating the spacecraft made in the form of spring pushers. The above-described method of separating a spacecraft from a launch vehicle and a device for its implementation were applied when the Express AM22 spacecraft was launched (see, for example, News of Cosmonautics, February 2004, No. 2, pp. 26-29 ).
Недостатком данного способа отделения от ракеты-носителя космического аппарата и устройства для его осуществления является невозможность использования для выведения на орбиту группы космических аппаратов.The disadvantage of this method of separation from the launch vehicle of a spacecraft and a device for its implementation is the impossibility of using it for launching a group of spacecraft into orbit.
Известен способ отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов, установленных на ракете-носителе с использованием адаптера ярусной («этажерной») схемы крепления, заключающийся в выведении ракеты-носителя с группой космических аппаратов на заданную орбиту, подаче команды на отделение космических аппаратов верхнего яруса адаптера по штатной циклограмме, отсоединении космических аппаратов верхнего яруса адаптера от ракеты-носителя, придании космическим аппаратам верхнего яруса адаптера скорости относительно ракеты-носителя, регистрации сигнала об отделении космических аппаратов от ракеты-носителя по датчикам контроля их отделения, последующем поочередном отделении от ракеты-носителя верхнего яруса адаптера и космических аппаратов нижнего яруса адаптера по технологической схеме отделения космических аппаратов верхнего яруса адаптера.There is a method of separation from the launch vehicle of the group of spacecraft installed on the launch vehicle using the adapter of the tiered ("shelf") mounting scheme, which consists in removing the launch vehicle with a group of spacecraft to a given orbit, giving the command to the spacecraft of the upper tier adapter according to the standard cyclogram, disconnecting the upper tier spacecraft of the adapter from the launch vehicle, imparting to the spacecraft the upper tier of the speed adapter relative to the rocket-carry I detect the signal of the spacecraft separation from the launch vehicle of sensors monitoring their separation, followed by alternately separated from the launch vehicle upper tier adapter and spacecraft adapter on the lower tier of the technological scheme of separation of spacecraft upper deck adapter.
Устройство для осуществления данного способа отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов содержит адаптер, выполненный в виде составной ярусной конструкции. Нижний ярус адаптера закреплен на ракете-носителе, а верхний ярус адаптера с установленными на нем космическими аппаратами закреплен на нижнем ярусе адаптера и охватывает космические аппараты, закрепленные на нижнем ярусе. Данные способ отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов и устройство для его осуществления применены при выведении группы космических аппаратов на ракете-носителе «Ариан-5» (см., например, журнал «Новости космонавтики», январь 2006 г., №1, стр. 12-13).A device for implementing this method of separation from the launch vehicle of the group of spacecraft contains an adapter, made in the form of a composite tier structure. The lower tier of the adapter is mounted on the booster rocket, and the upper tier of the adapter with spacecraft installed on it is fixed on the lower tier of the adapter and covers the spacecraft attached to the lower tier. This method of separation of the spacecraft group from the launch vehicle and the device for its implementation are applied when removing a group of spacecraft on the Ariane-5 launch vehicle (see, for example, the journal Astronautics News, January 2006, No. 1, p. 12-13).
Недостатком вышеизложенного способа отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов и устройства для его осуществления является обязательность определенного порядка (однозначной последовательности) при отделении от ракеты-носителя космических аппаратов после их выведения на заданную орбиту, а именно: по штатной циклограмме пуска проводят первоочередное отделение космических аппаратов, установленных на верхнем ярусе («этаже») адаптера, а перед отделением космических аппаратов, установленных на нижнем ярусе («этаже») адаптера, выполняют дополнительную операцию по отделению верхнего яруса адаптера для обеспечения безопасного отделения космических аппаратов нижнего яруса адаптера. Таким образом, неотделение по каким-либо причинам космического аппарата, закрепленного на верхнем ярусе адаптера, приводит к невозможности отделения всех космических аппаратов, установленных на нижнем ярусе адаптера.The disadvantage of the above method of separating a group of spacecraft from a launch vehicle and a device for its implementation is that a certain order (single-valued sequence) is required when separating spacecraft from a launch vehicle after their launch into a given orbit, namely: according to the standard cyclogram of launch devices installed on the upper tier (“floor”) of the adapter, and before separating spacecraft installed on the lower tier (“floor”) of the adapter Era, perform an additional operation to separate the upper tier of the adapter to ensure the safe separation of the spacecraft of the lower tier of the adapter. Thus, the non-separation of a spacecraft fixed on the upper tier of the adapter for any reason leads to the impossibility of separating all the spacecraft installed on the lower tier of the adapter.
Известен также способ отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов, установленных на адаптере, закрепленном на ракете-носителе, заключающийся в том, что выводят ракету-носитель с группой космических аппаратов на заданную орбиту, подают команду на отделение первого космического аппарата по штатной циклограмме, отсоединяют первый космический аппарат от адаптера с использованием (задействованием) средств удержания (происходит их расфиксация) системы отделения, придают первому космическому аппарату скорость относительно адаптера за счет срабатывания средств отделения системы отделения, регистрируют сигнал об отделении первого космического аппарата от адаптера по датчикам контроля его отделения, поочередно отделяют по штатной циклограмме последующие космические аппараты с регистрацией сигналов об их отделении от адаптера по соответствующим датчикам контроля отделения космических аппаратов.There is also known a method of separation from the launch vehicle of a group of spacecraft mounted on an adapter mounted on a launch vehicle, which consists in outputting a launch vehicle with a group of spacecraft to a predetermined orbit, giving a command to separate the first spacecraft using a standard cyclogram, disconnect the first spacecraft from the adapter using (using) the means of containment (they are released) the separation system, give the first spacecraft a speed relative to hell The apteters, by triggering the separation means of the separation system, register the separation signal of the first spacecraft from the adapter using sensors for monitoring its separation, alternately separating subsequent spacecraft according to the standard cyclogram with recording signals about their separation from the adapter using appropriate sensors for controlling the separation of spacecraft.
Устройство для осуществления данного способа отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов содержит адаптер, включающий основание с узлами крепления к ракете-носителю и платформу, соединенную с основанием, системы отделения, состоящие из корпусов, закрепленных на платформе, средств удержания, средств отделения и датчиков контроля отделения космических аппаратов, установленных на корпусах в плоскостях стыка с космическими аппаратами. Данные способ отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов и устройство для его осуществления применены при выведении группы космических аппаратов на ракете-носителе «Космос-3М» (см., например, В.Н. Блинов и др. «Адаптация космических аппаратов со средствами выведения и наземным оборудованием при реализации одиночных, кластерных (групповых) и попутных запусков», учебное пособие, книга 1. «Адаптация космических аппаратов со средствами выведения», г.Омск, издательство ОмГТУ, 2012 г., стр. 12-13, 112-115, а также журнал «Новости космонавтики», декабрь 2005 г., №12, стр. 43-47).A device for implementing this method of separating a spacecraft group from a launch vehicle contains an adapter comprising a base with attachment points to a launch vehicle and a platform connected to the base, separation systems consisting of bodies fixed on the platform, means of containment, means of separation and sensors control of separation of the spacecraft installed on the bodies in the planes of the joint with the spacecraft. These methods of separating a spacecraft group from a launch vehicle and a device for its implementation are applied when removing a group of spacecraft on the Kosmos-3M launch vehicle (see, for example, VN Blinov and others. "Adaptation of spacecraft with launch and ground equipment in the implementation of single, cluster (group) and associated launches ", tutorial,
Недостатком вышепредставленного способа отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов и устройства для его осуществления является возможность неотделения какого-либо космического аппарата из-за сбоев в функционировании его системы отделения.The disadvantage of the above-presented method of separating a group of spacecraft from a launch vehicle and a device for its implementation is the possibility of not separating any spacecraft due to failures in the functioning of its separation system.
Учитывая, что в составе устройства для отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов имеется несколько систем отделения, а при последовательном (поочередном) отделении космических аппаратов происходит существенное взаимное воздействие (влияние) от срабатывания систем отделения космических аппаратов, отделяющихся в первую очередь, на космические аппараты и их системы, отделяющиеся в последующую очередь, то вероятность нештатной работы элементов какой-либо из систем отделения возрастает.Considering that the device for separating a group of spacecraft from a launch vehicle has several separation systems, and with sequential (alternate) separation of spacecraft there is a significant mutual influence (influence) from the operation of separation systems for spacecraft devices and their systems, separated in the subsequent queue, the probability of abnormal operation of the elements of any of the separation systems increases.
При этом нормальная работоспособность систем отделения зависит от многих факторов, предопределяющих штатное отделение космического аппарата от ракеты-носителя, начиная от подачи и прохождения электрической команды на отделение космического аппарата и до срабатывания датчиков отделения, свидетельствующих о факте отделения космического аппарата. Между этими событиями происходит работа элементов (звеньев) системы отделения, например: срабатывание пружинно-тросового устройства расчековки (расфиксации) замков (возможен «захлест», зацеп тросов за смежные элементы конструкции), последовательное срабатывание (возможны заедания и задержки) рычагов механических замков, освобождающих ответные элементы замков, установленные на космический аппарат, работа пружинных толкателей (возможно несинхронное срабатывание из-за неправильной настройки и регулировки усилий срабатывания) для придания космическому аппарату заданной скорости при отделении. Нештатная (со сбоями) работа элементов (звеньев) системы отделения в конечном итоге приводит к неотделению космического аппарата от ракеты-носителя. Космический аппарат, неотделившийся от последней ступени ракеты-носителя, не может использоваться по целевому назначению, и пуск является неудачным.At the same time, the normal operation of the separation systems depends on many factors that determine the staffing separation of the spacecraft from the launch vehicle, ranging from submitting and passing an electrical command to the separation of the spacecraft and to triggering the separation sensors, indicating the separation of the spacecraft. Between these events, the elements (links) of the separation system work, for example: triggering of a spring-cable unlocking device (unlocking) of locks (possible overlapping, hooking of cables for adjacent structural elements), sequential operation (possible jams and delays) of mechanical locks levers, releasing locks mounted on the spacecraft, reciprocating pushers (asynchronous operation is possible due to incorrect setting and adjustment of the operation forces) to give spacecraft of a given speed during separation. The abnormal (malfunctioning) operation of the elements (links) of the separation system ultimately leads to the non-separation of the spacecraft from the launch vehicle. A spacecraft, inseparable from the last stage of the launch vehicle, cannot be used for its intended purpose, and the launch is unsuccessful.
Примерами таких неудачных пусков является неотделение космического аппарата «Можаец-5» (см., например, журнал «Новости космонавтики», декабрь 2005 г., №12, стр. 43-47) и неотделение космического аппарата «Канопус-СТ» (см., например, журнал «Новости космонавтики», февраль 2016 г., №2, стр. 33-38) от своих ракет-носителей из-за сбоев в работе систем отделения.Examples of such unsuccessful launches are the non-separation of the “Mozhaets-5” spacecraft (see, for example, the Journal of Astronautics News, December 2005, No. 12, pp. 43-47) and the non-separation of the Kanopus-ST spacecraft (see ., for example, the magazine "Cosmonautics News", February 2016, No. 2, pp. 33-38) from its launch vehicles due to the failure of the separation system.
Задачей (целью) предлагаемого изобретения является повышение эксплуатационных характеристик известного способа отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов и устройства для его осуществления (путем повышения надежности отделения от ракеты-носителя каждого космического аппарата из состава группы космических аппаратов, выводимых на орбиту ракетой-носителем).The objective (goal) of the present invention is to improve the operational characteristics of the known method of separation from the launch vehicle of the group of spacecraft and device for its implementation (by increasing the reliability of separation from the launch vehicle of each spacecraft from the composition of the group of spacecraft put into orbit by the launch vehicle) .
Поставленная цель в предлагаемом способе отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов достигается тем, что при неотделении космического аппарата после подачи команды на его отделение выполняют отделение последующих космических аппаратов в очередности по штатной циклограмме пуска (отделения), а после отделения последнего космического аппарата подают команду на отделение неотделившегося космического аппарата, при этом отсоединение неотделившегося космического аппарата проводят путем разрушения корпуса системы отделения на части при срабатывании, например, пиротехнического устройства, устанавливаемого на корпусе соответствующей системы отделения в плоскости, расположенной между плоскостью стыка корпуса системы отделения с космическим аппаратом и плоскостью крепления корпуса системы отделения к платформе адаптера, при этом придание космическому аппарату скорости относительно адаптера выполняют совместно с приданием относительно адаптера скорости части корпуса системы отделения, расположенной между плоскостью стыка корпуса системы отделения с космическим аппаратом и плоскостью установки пиротехнического устройства, причем регистрацию сигнала об отделении космического аппарата от адаптера проводят по датчикам контроля его отделения, дополнительно устанавливаемым на корпусе соответствующей системы отделения по обе стороны от плоскости установки пиротехнического устройства.The goal in the proposed method of separation from the launch vehicle of the group of spacecraft is achieved by the fact that when the spacecraft is not segregated, after the command is given to its branch, the subsequent spacecraft are separated according to the standard launch sequence (branch), and after the last spacecraft is separated, the command is issued the separation of the non-detachable spacecraft, while the disconnection of the non-detached spacecraft is carried out by destroying the system case On the part when triggered, for example, a pyrotechnic device mounted on the housing of the corresponding separation system in a plane located between the joint plane of the separation system housing with the spacecraft and the attachment plane of the separation system housing to the adapter platform, while giving the spacecraft a speed relative to the adapter with giving relative to the speed adapter part of the housing system compartment located between the joint plane of the housing system compartment with the spacecraft and the plane of installation of the pyrotechnic device, and the registration of the signal about the separation of the spacecraft from the adapter is carried out by sensors controlling its separation, additionally installed on the housing of the corresponding system of separation on both sides of the plane of installation of the pyrotechnic device.
Устройство для реализации предлагаемого способа отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов выполняется содержащим адаптер, включающий основание с узлами крепления к ракете-носителю и платформу, соединенную с основанием, системы отделения, состоящие из корпусов, закрепленных на платформе, средств удержания, средств отделения и датчиков контроля отделения космических аппаратов, установленных на корпусах в плоскостях стыка с космическими аппаратами. По наружному периметру корпусов систем отделения между плоскостями стыка корпусов с космическими аппаратами и плоскостями крепления корпусов с платформой выполняются замкнутые каналы с установленными в них пиротехническими устройствами, выполненными, например, в виде гибких малоимпульсных детонирующих шнуров, и закрытыми защитными крышками, закрепленными на корпусах систем отделения.A device for implementing the proposed method of separating a spacecraft group from a launch vehicle is performed comprising an adapter comprising a base with attachment points to a launch vehicle and a platform connected to the base, separation systems consisting of bodies fixed on the platform, means of containment, means of separation and sensors for monitoring the separation of spacecraft mounted on bodies in the planes of the joint with spacecraft. Closed channels with pyrotechnic devices installed in them, made, for example, in the form of flexible low-impulse detonating cords and closed with protective caps mounted on the compartment systems, are made along the outer perimeter of the housings of the separation systems between the planes of the junction of the housings with spacecraft and the mounting surfaces of the housings with the platform. .
Устройство, реализующее предлагаемый способ отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов, поясняется на фигурах 1-6.A device that implements the proposed method of separation from the launch vehicle of the group of spacecraft, is illustrated in figures 1-6.
На фигуре 1 изображен общий вид устройства для отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов.The figure 1 shows a General view of the device for separating from the launch vehicle group of spacecraft.
На фигуре 2 показан выносной элемент А согласно фигуре 1.The figure 2 shows the remote element And according to figure 1.
На фигуре 3 представлен общий вид предлагаемого устройства с установленными на нем космическими аппаратами.The figure 3 presents a General view of the proposed device with installed spacecraft.
На фигуре 4 изображена схема отделения космических аппаратов от ракеты-носителя при срабатывании (штатных) систем отделения.The figure 4 shows a diagram of the separation of the spacecraft from the launch vehicle when triggered (standard) separation systems.
На фигуре 5 показана схема отделения космического аппарата от ракеты-носителя при срабатывании пиротехнического устройства.The figure 5 shows a diagram of the separation of the spacecraft from the booster when triggered pyrotechnic device.
На фигуре 6 представлен выносной элемент Б согласно фигуре 5.The figure 6 presents the remote element B according to figure 5.
Предлагаемое устройство содержит адаптер 1 (фиг. 1, 3), включающий основание 2 (фиг. 1, 3) с узлами крепления (например, болтовыми соединениями) 3 к ракете-носителю 4 и платформу 5. Основание 2 выполнено в виде силовой (несущей) конструкции, например, кольца или отсека, подкрепленного стрингерно-шпангоутным набором, или балочно-стержневой конструкции (рамы, фермы). Основание 2 и платформа 5 соединены между собой (элементы соединения на фиг. условно не показаны). На платформу 5 установлены системы отделения 6 (фиг. 1, 3) космических аппаратов 7 (фиг. 3). Каждая система отделения 6 состоит из корпуса 8 (фиг. 1, 3), средств удержания (замков) 9 и средств отделения (толкателей) 10 космического аппарата 7. Корпуса 8 представляют собой полые тонкостенные конструкции, например, цилиндрической формы. Корпус 8 каждой системы отделения 6 закреплен (на фиг. элементы крепления условно не показаны) к платформе 5. На корпусе 8 в плоскости стыка с космическим аппаратом 7 установлены средства удержания (замки) 9 и средства отделения (толкатели) 10 космического аппарата 7. В этой же плоскости размещены датчики 11 (фиг. 3, 4, 5) контроля отделения космических аппаратов 7. По наружному периметру корпуса 8 каждой системы отделения 6 между плоскостью стыка с соответствующим космическим аппаратом 7 и плоскостью крепления корпуса 8 с платформой 5 выполнен замкнутый канал 12 (фиг. 2). В замкнутый канал 12 установлено (уложено) пиротехническое устройство 13, выполненное, например, в виде гибкого малоимпульсного детонирующего шнура. Пиротехническое устройство 13, уложенное в замкнутый канал 12, закрыто защитной крышкой 14 (фиг. 2, 4), закрепленной с внешней стороны на корпусе 8 системы отделения 6. Защитная крышка 14 предназначена для защиты элементов космического аппарата 7 и ракеты-носителя 4 от воздействия частиц конструкции корпуса 8 при его разрушении от срабатывания пиротехнического устройства 13. Каждая защитная крышка 14 закреплена (элементы крепления на фиг. условно не показаны) на корпусе 8 с одной стороны замкнутого канала 12 и не препятствует разделению корпуса 8 на части при срабатывании пиротехнического устройства 13. Защитные крышки 14 выполнены из высокопрочного негорючего материала, обеспечивающего их неразрушение и непрогорание.The proposed device contains an adapter 1 (Fig. 1, 3), including the base 2 (Fig. 1, 3) with attachment points (for example, bolted connections) 3 to the
По обе стороны от плоскости установки пиротехнического устройства 13 размещены датчики 15 (фиг. 3, 4) контроля отделения космического аппарата 7, дополнительно устанавливаемые на корпусе 8 соответствующей системы отделения 6.On either side of the plane of installation of the
Сборка предлагаемого устройства проводится в следующей технологической последовательности:The assembly of the proposed device is carried out in the following technological sequence:
- платформа 5 и основание 2 адаптера 1 предварительно (до установки на них космических аппаратов 7) соединяются (элементы соединения на фиг. условно не показаны) между собой;- the
- в замкнутые каналы 12 корпусов 8 систем отделения 6 устанавливаются (укладываются) пиротехнические устройства (представляющие собой гибкие малоимпульсные детонирующие шнуры) 13 и закрываются защитными крышками 14;- pyrotechnic devices (which are flexible low-impulse detonating cords) 13 are installed (stacked) in the
- корпусы 8 нижними торцами 16 (фиг. 1, 3) крепятся (элементы крепления на фиг. условно не показаны) к платформе 5;- the
- к верхним торцам 17 (фиг. 3) корпусов 8 систем отделения 6 через замки 9 и толкатели 10 стыкуются (устанавливаются и закрепляются) соответствующие космические аппараты 7 (возможен другой вариант стыковки: вначале к корпусам 8 (к их верхним торцам 17) систем отделения 6 через замки 9 и толкатели 10 стыкуются соответствующие космические аппараты 7, а затем корпуса 8 с установленными космическими аппаратами 7 крепятся (своими нижними торцами 16) к платформе 5 адаптера 1);- to the upper ends 17 (Fig. 3) of the
- датчики 11 контроля отделения космических аппаратов 7 приводятся в рабочее состояние (проводится их настройка и регулировка);-
- адаптер 1 в горизонтальном или вертикальном положении с установленными космическими аппаратами 7 стыкуется (крепится) к ракете-носителю 4 посредством узлов крепления (например, болтовых соединений) 3 (фиг. 1, 3), расположенных на основании 2.-
На участке выведения ракеты-носителя 4 на заданную орбиту группа космических аппаратов 7 находится в положении удержания посредством соответствующих систем отделения 6 на адаптере 1, закрепленном на ракете-носителе 4.At the launching site of the
Отделение от ракеты-носителя 4 группы космических аппаратов 7, установленных на адаптере 1, закрепленном на ракете-носителе 4, предлагаемым способом проводится в следующей технологической последовательности:Separation from the
- выполняют выведение ракеты-носителя 4 с группой космических аппаратов 7 на заданную орбиту (при этом на участке выведения все космические аппараты 7 находятся в закрепленном положении на платформе 5 адаптера 1 посредством замков 9 и толкателей 10 соответствующих систем отделения 6);- carry out the launch of the
- подают команду на отделение первого космического аппарата 7 по штатной циклограмме отделения;- give a command to the separation of the
- проводят отсоединение первого космического аппарата 7 от адаптера 1 за счет срабатывания средств удержания (замков) 9 его системы отделения 6;- carry out the detachment of the
- придают первому космическому аппарату 7 скорость относительно адаптера 1 за счет срабатывания средств отделения (толкателей) 10 его системы отделения 6;- give the
- регистрируют сигнал об отделении первого космического аппарата 7 от адаптера 1 по датчикам 11 контроля его отделения,- register the signal of the separation of the
- в аналогичной последовательности, начиная с подачи команды на отделение и заканчивая регистрацией сигналов об отделении космических аппаратов 7 от адаптера 1 по соответствующим датчикам 11 контроля их отделения, проводят поочередное отделение по штатной циклограмме (отделения) последующих космических аппаратов 7 (при этом космические аппараты 7 в определенной (заданной) последовательности отделяются от адаптера 1 (от ракеты-носителя 4) за счет работы (срабатывания) замков 9 и толкателей 10 соответствующих систем отделения 6 (фиг. 4);- in a similar sequence, starting with the command to the separation and ending with the registration of signals about the separation of the
- проводят регистрацию сигналов об отделении космических аппаратов 7 от адаптера 1 (от ракеты-носителя 4) по соответствующим датчикам 11 контроля их отделения (при отделении всех космических аппаратов 7 по штатной циклограмме адаптер 1 в исходном (собранном) состоянии с установленными на его платформу 5 системами отделения 6 с неразрушенными корпусами 8 (фиг. 4) остается закрепленным на ракете-носителе 4 посредством узлов крепления 3);- conduct the registration of signals about the separation of the
- при неотделении космического аппарата 7 после подачи команды на его отделение выполняют отделение последующих космических аппаратов 7 (еще неотделившихся от адаптера 1) в очередности по штатной циклограмме (неотделение космического аппарата 7 может произойти при сбое в подаче или непрохождении команды на отделение космического аппарата 7, а также при несрабатывании (заедании) замков 9 системы отделения 6 (при этом космический аппарат 7 остается соединенным с адаптером 1));- when the
- после отделения последнего космического аппарата 7 подают команду на отделение неотделившегося космического аппарата 7,- after the separation of the
- отсоединение неотделившегося космического аппарата 7 проводят путем разрушения корпуса 8 системы отделения 6 на части при срабатывании, например, пиротехнического устройства 13, устанавливаемого на корпусе 8 соответствующей системы отделения 6 в плоскости, расположенной между плоскостью стыка корпуса 8 системы отделения 6 с космическим аппаратом 7 и плоскостью крепления корпуса 8 системы отделения 6 к платформе 5 адаптера 1 (при работе пиротехнического устройства 13 полый корпус 8 соответствующей системы отделения 6 разрушается по замкнутому каналу 12 (по периметру укладки) пиротехнического устройства 13; разрушение корпуса 8 происходит между плоскостью стыка (верхним торцом 17) корпуса 8 с космическим аппаратом 7 и плоскостью крепления (нижним торцем 16) корпуса 8 с платформой 5 (фиг. 5); в результате срабатывания пиротехнического устройства 13 и разрушения корпуса 8 космический аппарат 7 с частью системы отделения 6 (верхней частью между плоскостью стыка (верхним торцом 17) корпуса 8 системы отделения 6 с космическим аппаратом 7 и плоскостью установки пиротехнического устройства 13) оказывается не связанным с платформой 5 адаптера 1 и отделяется от него,- detachment of the
- придание космическому аппарату 7 скорости относительно адаптера 1 (отведение космического аппарата от адаптера 1) выполняют совместно с приданием скорости (отведением) части корпуса 8 системы отделения 6, расположенной между плоскостью стыка корпуса 8 системы отделения 6 с космическим аппаратом 7 и плоскостью установки пиротехнического устройства 13 (отведение космического аппарата 7 с частью корпуса 8 от адаптера 1 осуществляется при делении корпуса 8 на части и отталкивании частей друг от друга за счет динамического воздействия при срабатывании пиротехнического устройства 13);- giving the
- регистрацию сигнала об отделении космического аппарата 7 от адаптера 1 проводят по датчикам 15 контроля его отделения, дополнительно устанавливаемым на корпусе 8 соответствующей системы отделения 6 по обе стороны от плоскости установки пиротехнического устройства 13.- registration of the signal about the separation of the
Оставшаяся часть корпуса 8 (нижняя часть между плоскостью крепления (нижним торцом 16) корпуса 8 системы отделения 6 с платформой 5 адаптера 1 и плоскостью установки пиротехнического устройства 13) системы отделения 6 остается закрепленной на платформе 5 адаптера 1 (фиг. 6).The remaining part of the housing 8 (the lower part between the mounting plane (bottom 16) of the
Таким образом, космический аппарат 7, неотделившийся от адаптера 1 (от ракеты-носителя 4) при первой попытке с использованием работы штатной системы отделения 6, может быть отделен от адаптера 1 (от ракеты-носителя 4) при второй попытке с использованием работы пиротехнического устройства 13, установленного на корпусе 8 системы отделения 6.Thus, the
В случае если от адаптера 1 не отделится несколько космических аппаратов 7, то в аналогичном порядке проводится последующее задействование пиротехнических устройств 13, установленных на корпусах 8 систем отделения 6 неотделившихся космических аппаратов 7 с регистрацией сигналов об отделении космических аппаратов 7 по датчикам 15 контроля их отделения, дополнительно устанавливаемым по обе стороны от плоскости установки пиротехнического устройства 13.If
Предложенная последовательность отделения космических аппаратов 7 целесообразна для исключения нагружения штатно отделяющихся космических аппаратов 7 (от срабатывания соответствующих систем отделения 6) повышенными динамическими (ударными) нагрузками от срабатывания пиротехнического устройства 13 при повторной попытке отделения неотделившегося космического аппарата 7.The proposed sequence of separation of the
Предложенные способ отделения от ракеты-носителя 4 группы космических аппаратов 7 и устройство для его осуществления позволяют повысить надежность отделения космического аппарата 7 от ракеты-носителя 4 за счет повторной попытки отделения в случае, если космический аппарат 7 не отделится от ракеты-носителя 4 при первой попытке из-за нештатной работы системы отделения 6.The proposed method of separation from the
Следует отметить, что после отделения космического аппарата 7 в результате срабатывания пиротехнического устройства 13 его конфигурация будет отличаться от конфигурации космического аппарата 7 при его отделении в результате штатного срабатывания замков 9 системы отделения 6. А именно: к нижней части космического аппарата 7 будет пристыкована (присоединена) (фиг. 5) верхняя часть корпуса 8 системы отделения 6, отделившаяся от нижней части корпуса 8, что приведет к определенному изменению массо-центровочных и массо-инерционных характеристик космического аппарата 7 в целом. Это также может привести к некоторому ограничению работоспособности космического аппарата 7 (например, к уменьшению углов обзора оптико-электронных камер или антенн (на фиг. условно не показаны), расположенных в нижней части космического аппарата 7). Однако обычно при компоновке (размещении) данных устройств на космическом аппарате 7 их выносят за зону стыковки с системой отделения 6 для исключения возможного соударения при отделении космического аппарата 7.It should be noted that after the separation of the
Следует также отметить, что при срабатывании пиротехнического устройства 13 возможно воздействие на космический аппарат 7 нагрузок ударного характера. При этом данные динамические нагрузки не будут действовать непосредственно на космический аппарат 7, а будут передаваться через корпус 8 системы отделения 6, состыкованный с нижней частью космического аппарата 7, и частично им демпфироваться. Ударные нагрузки на конструкцию уменьшаются в зависимости от удаленности конструкции от пирозаряда. Поэтому, увеличивая расстояние (за счет увеличения высоты отделяющейся части корпуса 8 системы отделения 6) от плоскости расположения пиротехнического устройства 13 на корпусе 8 до нижней части космического аппарата 7, можно минимизировать ударные нагрузки на космический аппарат 7.It should also be noted that when a
При этом разработка и проектирование конструкции и оборудования космического аппарата 7 проводятся с учетом динамических нагрузок при возможном отделении космического аппарата 7 от адаптера 1 посредством пиротехнического устройства 13.In this development and design of the design and equipment of the
Следует также отметить, что для защиты элементов конструкции ракеты-носителя 4 от возможного разлета частиц при разрушении корпусов 8 систем отделения 6 при срабатывании пиротехнических устройств 13 конструкция платформы 5 выполняется цельной (сплошной) без каких-либо вырезов и окон.It should also be noted that in order to protect the components of the
Толщина (стенок) корпусов 8 систем отделения 6 в зоне замкнутых каналов 12 (фиг. 2, 6) для укладки пиротехнических устройств 13 выбирается из условия разрушения (стенок) корпусов 8 от срабатывания пиротехнических устройств 13 выбранной (используемой) мощности при соблюдении условия неразрушения (стенок) корпусов 8 от действия на корпуса 8 нагрузок от закрепленных на них космических аппаратов 7 при эксплуатации космических аппаратов 7 в составе ракеты-носителя 4.The thickness (walls) of the
Пиротехнические устройства 13, выполненные на основе гибких малоимпульсных детонирующих шнуров, имеют малые габариты и массу. Поэтому их установка не приведет к значительному увеличению массы и габаритных размеров предлагаемого устройства. Кроме того, для срабатывания пиротехнических устройств 13 необходимы достаточно простая электрическая схема и низкий расход энергии инициирующего импульса тока.
Таким образом, предложенные способ отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов и устройство для его осуществления имеют существенные отличия от ранее известных способов отделения и устройств для их осуществления и позволяют повысить их эксплуатационные характеристики.Thus, the proposed method of separation from the launch vehicle of the group of spacecraft and the device for its implementation differ significantly from the previously known methods of separation and devices for their implementation and can improve their performance.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017106229A RU2670359C2 (en) | 2017-02-22 | 2017-02-22 | Method of separation from the rocket-carrier of a group of spacecrafts and the device for its implementation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017106229A RU2670359C2 (en) | 2017-02-22 | 2017-02-22 | Method of separation from the rocket-carrier of a group of spacecrafts and the device for its implementation |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2017106229A3 RU2017106229A3 (en) | 2018-08-22 |
| RU2017106229A RU2017106229A (en) | 2018-08-22 |
| RU2670359C2 true RU2670359C2 (en) | 2018-10-22 |
Family
ID=63255437
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017106229A RU2670359C2 (en) | 2017-02-22 | 2017-02-22 | Method of separation from the rocket-carrier of a group of spacecrafts and the device for its implementation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2670359C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2749468C1 (en) * | 2020-12-15 | 2021-06-11 | Акционерное общество "Центр перспективных разработок" | Adapter for several payloads in the form of a shell made of polymer composite materials |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH02286500A (en) * | 1989-04-28 | 1990-11-26 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Interstage separator for rocket |
| SU1784832A1 (en) * | 1990-05-24 | 1992-12-30 | Vitalij K Bezverbyj | Rocket |
| FR2735099A1 (en) * | 1995-06-06 | 1996-12-13 | Aerospatiale | TILTING ADAPTER DEVICE FOR CARRYING MULTIPLE USEFUL LOADS ON THE SAME LAUNCHER. |
| RU2276046C2 (en) * | 2003-12-26 | 2006-05-10 | Фгуп Производственное Объединение "Полет" (Фгуп По "Полет") | System of separation of payload of spherical shape |
-
2017
- 2017-02-22 RU RU2017106229A patent/RU2670359C2/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH02286500A (en) * | 1989-04-28 | 1990-11-26 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Interstage separator for rocket |
| SU1784832A1 (en) * | 1990-05-24 | 1992-12-30 | Vitalij K Bezverbyj | Rocket |
| FR2735099A1 (en) * | 1995-06-06 | 1996-12-13 | Aerospatiale | TILTING ADAPTER DEVICE FOR CARRYING MULTIPLE USEFUL LOADS ON THE SAME LAUNCHER. |
| RU2276046C2 (en) * | 2003-12-26 | 2006-05-10 | Фгуп Производственное Объединение "Полет" (Фгуп По "Полет") | System of separation of payload of spherical shape |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2749468C1 (en) * | 2020-12-15 | 2021-06-11 | Акционерное общество "Центр перспективных разработок" | Adapter for several payloads in the form of a shell made of polymer composite materials |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2017106229A3 (en) | 2018-08-22 |
| RU2017106229A (en) | 2018-08-22 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2156212C2 (en) | Device for positioning several satellites on launch vehicle | |
| EP3153412B1 (en) | Dual port payload attach ring compatible satellite | |
| US6718881B2 (en) | Ordnance control and initiation system and related method | |
| JP4235607B2 (en) | Ordnance system having a common bus, method of operation thereof, and aerospace vehicle including the same | |
| US20160169646A1 (en) | Method and device for linear connection and separation of two elements, with offset energy means | |
| US7127994B2 (en) | Low shock separation joint | |
| US3221656A (en) | Apparatus for high-velocity recovery | |
| US20160075453A1 (en) | Satellite system comprising two satellites attached to each other and method for launching them into orbit | |
| RU2670359C2 (en) | Method of separation from the rocket-carrier of a group of spacecrafts and the device for its implementation | |
| JP5213031B2 (en) | Combined separation device | |
| Dowen et al. | Development of a reusable, low-shock clamp band separation system for small spacecraft release applications | |
| RU2661375C1 (en) | Adapter for the space crafts installation | |
| Forshaw et al. | An in-orbit active debris removal mission-REMOVEDEBRIS: Pre-Launch update | |
| Forshaw et al. | The RemoveDebris adr mission: launch from the ISS, operations and experimental timelines | |
| RU2677974C2 (en) | Device for small spacecrafts ascent | |
| KR101063843B1 (en) | Horizontal Separation System of Space Launch Vehicle Separator | |
| Sinn et al. | Lessons learned from REXUS12'S Suaineadh Experiment: Spinning deployment of a space web in milli gravity | |
| US3487781A (en) | Nose cone ejection for payloads employing parachutes | |
| KR101319826B1 (en) | Compact hold and release mechanism using a non-explosive release device for structure | |
| Sinn et al. | Results of REXUS12's Suaineadh Experiment: Deployment of a spinning space web in micro gravity conditions | |
| RU2781377C1 (en) | Apparatus for connecting the hulls of compartments of an aerial vehicle | |
| RU2569966C1 (en) | Spaceship head | |
| RU61140U1 (en) | DEVICE FOR DETERMINING THE CONDITION OF OBJECTS | |
| RU2572277C2 (en) | Spacecraft with extra payload | |
| KR102657909B1 (en) | Ground controlled drone system |