RU2787984C1 - Устройство множественного удерживания и высвобождения для космического аппарата и способы высвобождения космического аппарата из выводного устройства ракеты-носителя и для установки устройства множественного удерживания и высвобождения для космического аппарата - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к области космической техники, а именно к устройствам и способам стыковки и отделения космических аппаратов (КА) и ракеты-носителя (РН). Устройство удерживания и высвобождения КА является модульным и предоставляет возможность нескольких конфигураций с различными центральными конструкциями и с различным числом плеч и их длины. Изобретение также содержит способ высвобождения КА из выводного устройства РН и способ установки устройства множественного удерживания и отделения КА. Достигается безопасное размещение КА на РН, уменьшение удара при отстыковке, уменьшение числа пиротехнических устройств и уменьшение риска столкновения во время отделения. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 15 ил.

Description

Область техники

Изобретение относится к устройству для обеспечения удерживания и конструктивной непрерывности между космическим аппаратом и ракетой-носителем, которое также подходит для обеспечения отделения космического аппарата от ракеты-носителя. Изобретение также относится к способу удаления космического аппарата из выводного устройства ракеты-носителя и к способу для установки устройства множественного удерживания и отделения для космического аппарата.

Уровень техники

Рынок небольших космических аппаратов непрерывно растет. Разрабатываются скопления из сотен небольших космических аппаратов в диапазоне от 50 до 800 кг. Чтобы выводить это большое число небольших космических аппаратов на орбиту, ракета-носитель предусматривает конструкцию, называемую выводным устройством, отвечающую за жесткое соединение космического аппарата с ракетой-носителем во время полета, и чтобы обеспечивать безопасное отделение и размещение на определенном расстоянии между космическим аппаратом и ракетой-носителем, и между самими космическими аппаратами.

Текущими решениями для этой проблемы являются центральный цилиндр или квадратные, шестиугольные или восьмиугольные призмы, присоединенные к верхней части последней ступени ракеты-носителя, несущей один или более космических аппаратов на каждой грани призмы.

С такой компоновкой каждая ракета-носитель может выводить типично космические аппараты в количестве от 2 до 32 на орбиту, в зависимости от количества граней выводящего устройства и от числа рядов космических аппаратов (типично от 1 до 4).

В текущих решениях каждый космический аппарат присоединяется к выводному устройству в 4-6 точках, называемых механизмами удерживания и высвобождения, которые предварительно загружают космический аппарат в выводное устройство.

Интерфейс этого небольшого космического аппарата с выводным устройством не является стандартизированным, и в этом моменте ракета-носитель должна обеспечивать гибкость в определении интерфейсов с этим видом платформ.

Каждый механизм удерживания и высвобождения активизируется посредством одной специально предназначенной отделительной гайки рядом с интерфейсом космического аппарата, приводя в результате в некоторых случаях к сотням отделительных гаек для каждого выводного устройства. Отделение этих дискретных механизмов удерживания и высвобождения создает сильный удар во время отделения вследствие быстрого снятия предварительной нагрузки и пиротехнического актуатора рядом с интерфейсом космического аппарата.

Существуют системы для уменьшения удара посредством замедления снятия предварительной нагрузки, но увеличения времени активизации и разброса, ухудшая одновременное отделение четырех механизмов удерживания и высвобождения. Это одновременное отделение является очень желательным, так что система размещения на расстоянии, обычно формируемая посредством пружины, может выпускать космический аппарат с минимальной угловой скоростью, минимизируя риск столкновения всех космических аппаратов во время отделения.

В этом виде выпускных устройств для больших скоплений ракета-носитель должна быть подготовлена, чтобы управлять огромным количеством сигналов отделения (два на каждую отделительную гайку для избыточности). Система инициирования может ограничивать количество отделений в некоторых случаях. В других случаях ракета-носитель должна устанавливать очень дорогостоящие системы контроллеров на выводном устройстве, преобразователи и проводку для управления отделениями, ухудшая стоимость. Другим недостатком для этих систем является то, что многие части остаются на космическом аппарате после отделения.

Эти новые спутниковые платформы обусловлены затратами, и эффективные решения должны быть изучены. Высокая надежность, требуемая для каждого из четырех пиротехнических актуаторов для каждого космического аппарата, приводит в результате к высокой процентной доле суммарной стоимости системы отделения и выпускного устройства.

EP 2298648 A описывает устройство для удерживания и высвобождения развертываемой основной части, установленной на опорную конструкцию, устройство функционирует между уложенным состоянием и отпущенным состоянием и содержит: - пару подузлов, каждый для присоединения либо к развертываемой основной части, либо к опорной конструкции, эти подузлы содержат сопрягающиеся поверхности, которые взаимно запираются друг с другом в уложенном состоянии, чтобы практически предотвращать боковое перемещение развертываемой основной части относительно опорной конструкции; - высвобождаемый натянутый элемент, который присоединяется к обоим подузлам, оказывающий сжимающее предварительно нагружающее действие на упомянутые подузлы, которое поддерживает их вместе; - систему измерения усилия, которая предоставляет возможность наблюдения за упомянутым прикладываемым сжимающим предварительно нагружающим действием; - высвобождающее устройство для снятия упомянутой предварительной нагрузки, предоставляющее возможность свободного разделения подузлов; оно дополнительно содержит механизм приложения предварительной нагрузки, внедренный в устройство, так что он прикладывает предварительную нагрузку практически чистого натяжения к высвобождаемому натянутому элементу.

RU 2111905 C1 описывает устройство для отделения ступени ракеты и космического аппарата, который должен быть отделен, содержащее пироактуатор с поршнем, установленным в нем, соединенный с запирающими устройствами соединительными элементами, в котором пироактуатор оснащается разрезным кольцом, соединительные элементы выполняются в форме штока, размещенного последовательно, установленного внутри поршня с возможностью их взаимного перемещения, и штока, присоединенного к штоку через поворотный узел, при этом разрезное кольцо установлено на поршне между плечом поршня и концом поршня, прикрепленным к штоку.

RU 2396191 C1 описывает систему отделения полезной нагрузки, содержащую отделяемое удерживающее устройство, установленное между несущей нагрузку конструкцией и полезной нагрузкой, которое включает в себя дискретно размещенные механические замки с удерживающими и запирающими тягами на несущей нагрузку конструкции устройства, соединенные с вращающейся многолучевой звездой, закрепленной с возможностью вращения в центре круга для установки замков и удерживаемой в первоначальной позиции от вращения посредством пироэлектрического средства, также как пружинные толкатели для отделения. Система отделения несущей нагрузку конструкции включает в себя механические замки с удерживающими и запирающими тягами, соединенными с вращающейся многолучевой звездой, закрепленной с возможностью вращения в центре круга для установки замков и удерживаемой в первоначальной позиции от вращения посредством пироэлектрического средства.

EP 2213572 A1 раскрывает "Устройство для удерживания подвижной конструкции на космическом аппарате", которое содержит неподвижную конструкцию, прикрепленную к космическому аппарату, актуатор, высвобождаемый элемент, приводимый в движение в осевом направлении относительно неподвижной конструкции при активизации актуатора и запирающего узла, выполненного с возможностью удерживать или высвобождать подвижную конструкцию в зависимости от осевой позиции высвобождаемого элемента. Запирающий узел содержит множество размещенных по окружности запирающих элементов, подвижных в радиальном направлении в и из зацепления с подвижной конструкцией в "V"-образных пазах, которые размещаются на кольцеобразной пластине, которая присоединяется к внешнему модулю, запирающие элементы соединяются с высвобождаемым элементом через первые рычаги, так что осевое перемещение высвобождаемого элемента и радиальное перемещение запирающего элемента соединяются друг с другом посредством механизма типа коленчатого рычага.

Другие системы отделения раскрываются в документе "Enabling Solutions for Small Satellite Space Access" (13-я Конференция по переосмыслению космоса, ноябрь 2015 года) Адреаса Джонссона и Магнуса Энгстрема, в который включены несколько систем для многократных запусков спутников. Одна из этих систем состоит из 4 удерживающих механизмов и пластинчатой конструкции, но лишь с одной точкой высвобождения.

Соответственно, существует необходимость предоставить устройство множественного удерживания отделения для космического аппарата, которое уменьшает выходной удар, уменьшает число пиротехнических устройств и, следовательно, стоимость, улучшает одновременное высвобождение дискретных точек, минимизируя риск столкновения во время отделения и уменьшая разлетающуюся массу, которая добавляется к космическому аппарату после отделения, и которое может быть легко испытано множество раз на земле, улучшая надежность проектного решения.

Сущность изобретения

Целью изобретения является предоставление устройства множественного удерживания и отделения для космического аппарата, которое преодолевает упомянутые недостатки.

Изобретение предоставляет устройство множественного удерживания и отделения для космического аппарата, которое содержит:

- центральную конструкцию, содержащую:

- центральный участок с внутренним отверстием с цилиндрической поверхностью, содержащей концевой упор, внутренний осевой вал, предусматриваемый во внутреннем отверстии, центральный участок также содержит высвобождающий болт, выровненный с внутренним осевым валом, главную втулку, которая, по меньшей мере частично, размещается внутри внутреннего отверстия и направляется в осевом направлении посредством направляющей системы, содержащей направляющую втулку на главной втулке и направляющую втулку на поверхности внутреннего отверстия, главная втулка содержит выступ на своей внешней поверхности, стопорную пружину, предусматриваемую внутри главной втулки, и

- по меньшей мере две лапы, выступающих из центрального участка в осевом направлении, предварительно нагруженных толкающим средством на конце, противоположном центральному участку,

- опору, соединенную с центральным участком центральной конструкции и содержащую средство присоединения,

- актуатор, присоединенный к высвобождающему болту центрального участка центральной конструкции,

- по меньшей мере два соединительных рычага, каждый из соединительных рычагов соединяется с концом соответствующей лапы центральной конструкции посредством толкающего средства, и

- по меньшей мере два удерживающих узла, размещенных на периферии устройства, каждый из них содержит опору держателя и держатель, оба из которых с коническими сопрягающимися поверхностями, каждая опора держателя содержит торсионную пружину вокруг оси торсионной пружины, каждый соответствующий рычаг шарнирно соединяется с соответствующей опорой держателя через соответствующую ось торсионной пружины.

Изобретение также содержит способ высвобождения космического аппарата из выводного устройства ракеты-носителя по пункту 11, и способ установки устройства множественного удерживания и отделения для космического аппарата по пункту 12.

Другим преимуществом устройства изобретения является то, что оно является модульным устройством. Оно предоставляет возможность нескольких конфигураций с различными центральными конструкциями, остальные элементы являются обычными.

Также оно является универсальным устройством, которое предоставляет возможность изменения числа плеч и их длины согласно различным необходимостям.

Другие характеристики и преимущества настоящего изобретения будут выяснены из последующего подробного описания нескольких вариантов осуществления, иллюстрирующих его цель относительно приложенных чертежей.

Краткое описание чертежей

Фи. 1 показывает вид устройства множественного удерживания и отделения изобретения, прикрепляющего космический аппарат к выводному устройству ракеты-носителя (закрытый режим).

Фиг.2 показывает элементы на фиг.1, после того как космический аппарат был отпущен из выводного устройства (открытый режим).

Фиг.3-5 показывают несколько вариантов осуществления устройства множественного удерживания и отделения изобретения.

Фиг.6-8 показывают несколько вариантов осуществления центральной конструкции устройства множественного удерживания и отделения изобретения.

Фиг.9 показывает деталь устройства множественного удерживания и отделения изобретения в закрытом режиме.

Фиг.10 показывает деталь устройства множественного удерживания и отделения изобретения в открытом режиме.

Фиг.11 показывает вид нескольких элементов устройства множественного удерживания и отделения изобретения в закрытом режиме.

Фиг.12 показывает вид нескольких элементов устройства множественного удерживания и отделения изобретения в открытом режиме.

Фиг.13 показывает деталь соединения между лапой центральной конструкции и соединительным рычагом.

Фиг.14 показывает деталь устройства множественного удерживания и отделения изобретения в закрытом режиме.

Фиг.15 показывает деталь устройства множественного удерживания и отделения изобретения в открытом режиме.

Подробное описание изобретения

Изобретение раскрывает устройство 1, используемое для удерживания и высвобождения космического аппарата 27 в желаемом количестве и местоположении дискретных точек посредством размыкания единственного актуатора 16 в центральной точке устройства 1.

Устройство 1 множественного удерживания и отделения для космического аппарата изобретения (иллюстрировано, например, на фиг.3, 4 и 5), в основном, содержит несколько элементов:

- центральную конструкцию 2,

- опору 14, присоединенную к центральной конструкции 2,

- актуатор 16, присоединенный к центральной конструкции 2,

- несколько соединительных рычагов 17, и

- несколько удерживающих узлов 19, размещенных на периферии устройства 1.

Фиг.1 показывает устройство 1 множественного удерживания и отделения изобретения в закрытом режиме, присоединяющее летательный аппарат 27 к выводному устройству 28 ракеты-носителя. Фиг.2 показывает элементы на фиг.1, после того как космический аппарат 27 был отпущен из выводного устройства 28 (т.е., когда устройство 1 множественного удерживания и отделения находится в открытом режиме).

Главные элементы центральной конструкции 2 могут быть видны на фиг.6, 7 и 8, соответствующих различным вариантам осуществления. Центральная конструкция 2 содержит:

- Центральный участок 3 с внутренним отверстием 4 с цилиндрической поверхностью, содержащей концевой упор 5, внутренний осевой вал 6, предусматриваемый во внутреннем отверстии 4. Центральный участок 3 также содержит высвобождающий болт 7, выровненный с внутренним осевым валом 6, главную втулку 8, по меньшей мере частично размещенную внутри внутреннего отверстия 4 и направляемую в осевом направлении посредством направляющей системы, содержащей направляющую втулку 11 на главной втулке 8 и направляющую втулку 11' на поверхности внутреннего отверстия 4. Главная втулка 8 содержит выступ 9 на своей внешней поверхности, а стопорная пружина 10 предусматривается внутри главной втулки 8.

- По меньшей мере две лапы 12 выступают из центрального участка 3. Лапы 12 могут быть неотъемлемой частью центрального участка 3 или могут быть присоединены к центральному участку 3 как отдельные части (например, привинчены к нему). Эти лапы 12 предварительно нагружены в осевом направлении толкающим средством 13 на конце лапы 12, противоположном центральному участку 3. Фиг.13 показывает лапу и соединительный рычаг 17 с натяжным толкателем в качестве толкающего средства 13.

Фиг.6 и 7 показывают центральный участок 3 с четырьмя лапами 12, а фиг.8 показывает центральный участок 3 с шестью лапами 12.

Опора 14 присоединяется к центральному участку 3 центральной конструкции 2 и содержит присоединяющее средство 15, подходящее для присоединения к выводному устройству 28.

Актуатор 16 присоединяется к высвобождающему болту 7 центрального участка 3 центральной конструкции 2, когда устройство 1 находится в закрытом режиме.

Несколько типов актуатора 16 подходят для ослабления высвобождающего болта 7:

- Невзрывной актуатор, называемый NEA (от компании EBAD и др.), который является механизмом, предоставляющим возможность переносить очень высокую нагрузку натяжения посредством высвобождающего болта 7, удерживаемого на месте посредством двух отделяемых половин бобины, которые, в свою очередь, удерживаются вместе посредством плотной намотки удерживающего провода. Удерживающий провод удерживается на месте посредством дублирующих проводов электрического замыкателя. Когда номинальный электрический ток 4 А в течение 25 мс прикладывается, удерживающий провод разматывается, предоставляя возможность половинам бобины отделяться, высвобождая высвобождающий шток и связанную предварительную нагрузку.

- Отделительная гайка или пиротехнический актуатор (от Pyroalliance, Chemring, EBAD и др.), который поддерживает предварительную нагрузку высвобождающего болта 7 посредством резьбовых сегментов, которые отодвигаются посредством давления, создаваемого пиротехническими инициирующими устройствами по электрическому импульсу 5 А в течение по меньшей мере 10 мс.

- Другие варианты для поддерживания и высвобождения осовбождающего болта 7, такие как болторезы, ломкие болты и гайки, также являются возможными.

Устройство 1 также содержит несколько соединительных рычагов 17 (по меньшей мере два рычага). Каждый из соединительных рычагов 17 соединяется с концом соответствующей лапы 12 центральной конструкции 2 посредством толкающего средства 13.

Устройство 1 также содержит по меньшей мере два удерживающих узла 19, размещенных на периферии устройства 1. Каждый удерживающий узел 19 содержит опору 20 держателя и держатель 21, оба из которых с коническими сопрягающимися поверхностями 22 (фиг.11 и 12). Каждая опора 20 держателя содержит торсионную пружину 23 вокруг оси 24 торсионной пружины. Каждый соответствующий рычаг 17 шарнирно соединяется с соответствующей опорой 20 держателя через соответствующую ось 24 торсионной пружины.

На фиг.11 и 12 может быть видно, что опора 20 держателя дополнительно содержит концевой упор 25, который ограничивает угол вращения рычага 17 вокруг соответствующей оси 24 торсионной пружины. Может также быть видно, что опора 20 держателя дополнительно содержит защелку 26, подходящую для удерживания соответствующего рычага 17, для того, чтобы предохранять рычаг 17 от отведения, после того как он достигает своей конечной позиции.

Устройство 1 изобретения обеспечивает удерживание и конструктивную непрерывность между космическим аппаратом 27 и ракетой-носителем 28 в желаемом количестве и местоположении дискретных точек (держателей) и высвобождается одновременно посредством приведения в действие уникального актуатора 16 в центральной точке.

Устройство 1 содержит центральную конструкцию 2 с количеством лап 12, равным количеству желаемых дискретных точек N удерживания, предварительно нагруженных в осевом направлении с помощью усилия P.

Число и местоположение дискретных точек может быть выбрано для каждой миссии посредством лишь модификации геометрии этой центральной конструкции 12, при этом остальные части являются полностью идентичными.

Эта конструкция 12 предварительно нагружается в осевом направлении единообразным способом посредством прикладывания крутящего момента последовательно к натяжным болтам (толкающему средству 13) на конце лап 12. Эта предварительная нагрузка равна P/N.

Каждая система захвата состоит из соединительного рычага 17, отвечающего за усиление и передачу предварительной нагрузки от каждой лапы 12 центральной конструкции 2 к держателю 21. Это усиление достигается по закону рычага, поворачивающегося по опорной оси (оси 24 торсионной пружины). Механическим преимуществом рычага MA, следовательно, является отношение расстояний от опорной оси до места, где входные и выходные усилия прикладываются к рычагу 17. Тогда предварительная нагрузка, привносимая на держатель 21, равна MA x P/N. Если отношение расстояний выбирается таким образом, что MA ~ N, результирующая предварительная нагрузка, привносимая на держатель 21, является такой же, что и предварительная нагрузка в центральной точке P. Это предоставляет возможность использования того же актуатора 16 для этого устройства 1, что и актуатор, используемый для отдельных держателей, сохраняя общность.

Каждый держатель 21 содержит классический конус для конуса 22, предварительно нагруженного, чтобы выдерживать как поперечные, так и осевые внешние нагрузки.

Для того, чтобы высвобождать космический аппарат 27 из выводного устройства 28 ракеты-носителя, может быть использован способ, который использует устройство 1 множественного удерживания и отделения для космического аппарата изобретения, так что в позиции удерживания космический аппарат 27 присоединяется к выводному устройству 28 во множестве дискретных точек посредством соответствующих держателей 21, и опора 14, которая содержит средство 15 присоединения, и опоры 20 держателей присоединяются к выводному устройству 28. Способ содержит следующие этапы:

- электрическую команду от ракеты-носителя, чтобы активировать актуатор 16, посредством линии, соединяющей ракету-носитель и актуатор 16,

- высвобождающий болт 7 ослабляется, и центральный участок 3 центральной конструкции 2 перемещается в осевом направлении посредством своей упругой энергии и стопорной пружины 10, пока выступ 9 втулки 8 не коснется концевого упора 5 цилиндрической поверхности внутреннего отверстия 4, лапы 12 центральной конструкции 2 перемещаются вместе с центральным участком 3 (фиг.2, фиг.10),

- соединительные рычаги 17 высвобождаются из лап 12 центральной конструкции 2 и вращаются посредством своей упругой энергии и торсионных пружин 23 (фиг.12, фиг.15), и

- конец каждого рычага 17 высвобождается из соответствующего держателя 21, чтобы отпирать соответствующий держатель 21, предоставляя возможность отделения космического аппарата 27 от выводного устройства 28 (фиг.12, фиг.15).

В действии, отпускание устройства 1 начинается с активизации актуатора 16 (например, отделяющей гайки). В варианте осуществления этот актуатор 16 активизируется в полете по электрическому сигналу, приходящему от ракеты-носителя, который преобразуется в механическое давление внутри отделяющей гайки посредством стандартных пиротехнических инициаторов. Это давление может быть также привнесено непосредственно в камеру отделяющей гайки с азотным газом для испытания на земле.

Перемещение центральной конструкции 2 направляется в осевом направлении посредством двух направляющих втулок 11, 11' низкого трения и шипов/пазов, чтобы препятствовать вращению.

В конце смещения центральная конструкция 2 механически останавливается.

Внутренняя стопорная пружина 10 между центральной конструкцией 2 и неподвижной точкой ракеты-носителя удерживает центральную конструкцию 2 в открытом режиме после высвобождения.

Открытие центральной структуры 2 ослабляет предварительную нагрузку на соединительных рычагах 17 и, следовательно, на держателя 21 и позволяет соединительным рычагам 17 свободно вращаться вдоль опорной оси. Энергия для этого вращательного движения идет, главным образом, из их упругой энергии. В конце вращательного движения соединительные рычаги 17 останавливаются посредством концевого упора 25 (например, тефлонового стопора), чтобы уменьшать ударную нагрузку этого столкновения. Соединительные рычаги 17 поддерживаются в их открытом режиме посредством двух (левой и правой) торсионных пружин 23 на каждой опоре.

Соединительный рычаг 17 в открытом режиме обеспечивает достаточный зазор, чтобы предоставлять возможность конусам 22, присоединенным к космическому аппарату 27, безопасно высвобождаться.

Это устройство 1 уменьшает число отделяющих гаек, инициаторов, проводки и электронных контроллеров для управления отделением на коэффициент N, при этом N является желаемым числом дискретных точек, поддерживающих предварительную нагрузку P (если правильные геометрические отношения выбираются как MA~N) и, следовательно, нагрузочную способность каждого держателя 21 и уменьшая выходной удар до незначительных уровней: одно единственное пиротехническое устройство для каждого космического аппарата 27, расположенное слишком далеко от интерфейсом космического аппарата.

Актуатор 16 может быть активизирован на земле с помощью холодного газа сотни раз без восстановления изделия. Давление может быть привнесено непосредственно в камеру отделительной гайки с помощью газообразного азота для наземного испытания, таким образом, возможно выполнять большое количество бюджетных испытаний с этим устройством на земле, чтобы улучшать конечную надежность конструкции.

Для того, чтобы устанавливать устройство 1 множественного удерживания и отделения для космического аппарата, может быть использован способ, который использует устройство 1 множественного удерживания и отделения для космического аппарата изобретения и содержит следующие этапы:

- присоединение опоры 14 и опор 20 держателей к выводному устройству 28 ракеты-носителя,

- присоединение держателей 21 к космическому аппарату 27,

- приведение центральной конструкции 2 в закрытую позицию с помощью высвобождающего болта 7, присоединенного к актуатору 16, и

- прикладывание крутящего момента к толкающему средству 13, размещенному на конце каждой лапы 12 центральной конструкции 2.

Хотя настоящее изобретение было полностью описано в связи с предпочтительными вариантами осуществления, очевидно, что в рамках его объема защиты могут быть введены модификации, не рассматривая его, как ограниченное этими вариантами осуществления, но содержимым нижеследующей формулы изобретения.

Claims (27)

1. Устройство (1) множественного удерживания и отделения для космического аппарата, характеризующееся тем, что оно содержит:

центральную конструкцию (2), содержащую:

- центральный участок (3) с внутренним отверстием (4) с цилиндрической поверхностью, содержащей концевой упор (5), внутренний осевой вал (6), предусмотренный во внутреннем отверстии (4), при этом центральный участок (3) также содержит высвобождающий болт (7), выровненный с внутренним осевым валом (6), главную втулку (8), по меньшей мере частично размещенную внутри внутреннего отверстия (4) и направляемую в осевом направлении посредством направляющей системы, содержащей направляющую втулку (11) на главной втулке (8) и направляющую втулку (11') на поверхности внутреннего отверстия (4), причем главная втулка (8) содержит выступ (9) на своей внешней поверхности, стопорную пружину (10), предусмотренную внутри главной втулки (8), и

- по меньшей мере две лапы (12), выступающие из центрального участка (3), предварительно нагруженные в осевом направлении толкающим средством (13) на конце, противоположном центральному участку (3),

опору (14), присоединенную к центральному участку (3) центральной конструкции (2) и содержащую соединительное средство (15),

актуатор (16), присоединенный к высвобождающему болту (7) центрального участка (3) центральной конструкции (2),

по меньшей мере два соединительных рычага (17), каждый из соединительных рычагов (17) соединяется с концом соответствующей лапы (12) центральной конструкции (2) посредством толкающего средства (13), и

по меньшей мере два удерживающих узла (19), размещенных на периферии устройства (1), каждый из них содержит опору (20) держателя и держатель (21), оба из которых выполнены с коническими сопрягающимися поверхностями (22), причем каждая опора (20) держателя содержит торсионную пружину (23) вокруг оси (24) торсионной пружины, и каждый соответствующий рычаг (17) шарнирно соединен с соответствующей опорой (20) держателя через соответствующую ось (24) торсионной пружины.

2. Устройство (1) множественного удерживания и отделения для космического летательного аппарата по п.1, которое дополнительно содержит концевой упор (25) на каждой опоре (20) держателя, который ограничивает угол вращения рычага (17) вокруг соответствующей оси (24) торсионной пружины.

3. Устройство (1) множественного удерживания и отделения для космического аппарата по п.1 или 2, которое дополнительно содержит защелку (26) на каждой опоре (20) держателя, приспособленную для удерживания соответствующего рычага (17).

4. Устройство (1) множественного удерживания и отделения для космического аппарата по любому из предыдущих пунктов, которое содержит две лапы (12) в центральной конструкции (2) и два удерживающих узла (19).

5. Устройство (1) множественного удерживания и отделения для космического аппарата по любому из пп.1, 2 или 3, которое содержит четыре лапы (12) в центральной конструкции (2) и четыре удерживающих узла (19).

6. Устройство (1) множественного удерживания и отделения для космического аппарата по п.5, в котором удерживающие узлы (19) расположены в прямоугольной конфигурации.

7. Устройство (1) множественного удерживания и отделения для космического аппарата по п.5, в котором удерживающие узлы (19) расположены в квадратной конфигурации.

8. Устройство (1) множественного удерживания и отделения для космического аппарата по пп.1, 2 или 3, которое содержит шесть лап (12) в центральной конструкции (2) и шесть удерживающих узлов (19), расположенных в шестиугольной конфигурации.

9. Устройство (1) множественного удерживания и отделения для космического аппарата по любому из предшествующих пунктов, в котором актуатор (16) является невзрывным актуатором или пиротехническим актуатором.

10. Устройство (1) множественного удерживания и отделения для космического аппарата по любому из предыдущих пунктов, в котором лапы (12), выступающие из центрального участка (3), являются неотъемлемыми частями центрального участка (3) или являются отдельными частями, присоединенными к центральному участку (3).

11. Способ высвобождения космического аппарата из выводного устройства ракеты-носителя, причем способ использует устройство (1) множественного удерживания и отделения для космического аппарата по любому из пп.1-9, так что в позиции удерживания космический аппарат присоединяется к выводному устройству во множестве дискретных точек посредством соответствующих держателей (21), и опора (14), содержащая присоединяющее средство (15), и опоры (20) держателей присоединяются к выводному устройству, при этом способ содержит следующие этапы, на которых:

- электрическая команда от ракеты-носителя подается, чтобы активировать актуатор (16), посредством линии, соединяющей ракету-носитель и актуатор (16),

- высвобождающий болт (7) высвобождается, и центральный участок (3) центральной конструкции (2) перемещается в осевом направлении посредством своей упругой энергии и стопорной пружины (10), пока выступ (9) главной втулки (8) не коснется концевого упора (5) цилиндрической поверхности внутреннего отверстия (4), причем лапы (12) центральной конструкции (2) перемещаются вместе с центральным участком (3),

- соединительные рычаги (17) высвобождаются из лап (12) центральной конструкции (2) и вращаются посредством своей упругой энергии и торсионных пружин (23), и

- конец каждого рычага (17) высвобождается из соответствующего держателя (21), чтобы разблокировать соответствующий держатель (21), предоставляя возможность отделения космического аппарата из выводного устройства.

12. Способ установки устройства (1) множественного удерживания и отделения для космического аппарата, причем способ использует устройство (1) множественного удерживания и отделения для космического аппарата по любому из пп.1-9, при этом способ содержит следующие этапы, на которых:

- присоединяют опору (14) и опоры (20) держателей к выводному устройству (28) ракеты-носителя,

- присоединяют держатели (21) к космическому аппарату (27),

- приводят центральную конструкцию (2) в закрытую позицию с помощью высвобождающего болта (7), присоединенного к актуатору (16), и

- прикладывают крутящий момент к толкающему средству (13), размещенному на конце каждой лапы (12) центральной конструкции (2).

Images