WO2021126009A1 - Устройство для стыковки космических аппаратов - Google Patents
Устройство для стыковки космических аппаратов Download PDFInfo
- Publication number
- WO2021126009A1 WO2021126009A1 PCT/RU2020/050266 RU2020050266W WO2021126009A1 WO 2021126009 A1 WO2021126009 A1 WO 2021126009A1 RU 2020050266 W RU2020050266 W RU 2020050266W WO 2021126009 A1 WO2021126009 A1 WO 2021126009A1
- Authority
- WO
- WIPO (PCT)
- Prior art keywords
- docking
- pneumatic
- spacecraft
- cable
- docking unit
- Prior art date
Links
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
Definitions
- the spacecraft docking device belongs to the field of spaceships and their equipment, systems of docking and undocking of spaceships or their parts.
- the final stage is especially difficult when it is necessary to get into the docking device, which has small dimensions, due to the fact that the unit with the docking device after docking enters the ship, opening the opening of the entrance hatch.
- the complex which contains a docking unit, the cone of which is located on one ship, and the pin on the other, includes a gripper with a cable and a throwing unit attached to one apparatus.
- the purpose of the invention - a device for docking spacecraft is to search for design principles that make it possible to approach the solution of problems arising during the processes of docking of spacecraft.
- a device for docking spacecraft consisting of a docking unit, including a flexible connection with the carrier vehicle differs in that the docking unit 1 of Fig. 1 has an annular conical shape, a large diameter, fixation mechanisms 2 of Fig. 1, located on the outer perimeter of the unit and the middle part free of docking mechanisms, facilitating access to the entrance and exit hatches.
- the docking unit is intended for intermediate docking and is movably fixed on the apparatus carrier 3 of Fig. 1 with the help of 4, 6, 8 pneumatic modules, consisting of corrugated inflatable hoses 4 Fig. 1, 4 Fig. 2 with the sleeves passing inside cable-rope 5 Fig. 1, 5 Fig. 2 fixed at one end on the base of the sleeve in the docking unit 1 in Fig. 1, 1 in Fig. 2, and the other to the servo winch 6 in Fig. 2, which is equipped with each pneumatic module.
- Pneumatic modules with corrugated sleeves 4 Fig. 1, 4 Fig. 2 cable-cables 5 Fig. 2 and servo drives 6 Fig. 2 are located around the circumference around the entrance-exit hatch 7 of Fig. 1 in the shafts of the docking compartment of the spacecraft of the carrier 3 of Fig. 1.
- the docking station By supplying the working fluid (air or inert gas) to the pneumatic modules, the docking station can be extended to a predetermined distance from the spacecraft, the position of the docking station can be controlled by changing the pressure and length of the cable-tether.
- the residual inertial moments are damped by a controllably-amortized structure of corrugated sleeves. Adjustment of the pressure in the sleeves can be carried out by moving the working fluid into reserve containers, according to the principles of operation of pneumatic shock absorbers, or, if necessary, by releasing pressure through the jet nozzles 9 of Fig. 1 according to the principle of a muzzle brake.
- the devices are pulled together by winding the cable cable with a servo drive and controlled by the back pressure of the pneumatic element. In this way, the pulling speed can be controlled very precisely.
- the pneumatic modules 10 of Fig. 3 should be made easily replaceable.
- the replacement of pneumatic modules can take place when the devices are docked, or the docking unit 1 of Fig. 3 is in the transport position and the shafts of the pneumatic modules 10 of Fig. 3 are closed and sealed by the annular body of the docking unit 1 of Fig. 3.
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области космической техники, а более конкретно к системам стыковки и расстыковки космических кораблей и их частей. Устройство для стыковки космических аппаратов для двухступенчатого процесса стыковки состоит из выдвигаемого стыковочного узла. Стыковочный узел представляет структуру с элементами-фиксаторами на внешней стороне. Выполнен с возможностью выдвижения с аппарата носителя при помощи управляемых пневматических элементов. Элементы состоят из гофрированного рукава с проходящим внутри кабель-тросом. Кабель-трос закреплен одним концом на основании пневматического элемента на стыковочном узле, а другим на сервоприводе в корпусе пневматического элемента, регулирующем его длину. Достигается повышение надежности.
Description
Описание изобретения устройство для стыковки космических аппаратов.
Область применения.
Устройство для стыковки космических аппаратов относится к области космических кораблей и их оборудования, системам стыковки и расстыковки космических кораблей или их частей.
Уровень техники.
Стыковка космических кораблей и их частей в космическом пространстве является наиболее сложным и опасным процессом на этапе рабочей фазы полета. Сближение, контакт, захват, стягивание. В каждом из этих этапов заключено множество сложностей. Сближение выполняется по законам баллистики с постоянной коррекцией двигателями ориентации с интенсивным расходованием рабочего тела.
Особенно сложным является заключительный этап, когда необходимо попасть в стыковочное устройство, имеющее небольшие габариты, обусловленные тем, что узел со стыковочным устройством после стыковки входит внутрь корабля, открывая проем входного люка.
Контакт - очень опасная фаза так, как масса стыкующихся объектов достигает значительных величин и погасить инерцию больших масс особенно на современных многозвенных объектах крайне сложно. Захват и стягивание операции ввиду конструктивных особенностей, применяемых устройств стыковки выполняются с помощью центрального (штыревого) элемента несущего на себе всю нагрузку и не имеющего дублирующих деталей.
В качестве аналогов известны:
Стыковочное устройство патент US 4722753 В 64G1/64 1987г.
Комплекс, содержащий узел стыковки, конус которого расположен на одном корабле, а штырь на другом, включает захват с тросом и метательную установку, закрепленную на одном аппарате.
Надувное устройство захвата патент РФ 2503593 B64G 1/64 10.01.2014г.
Состоит из надувного корпуса конической формы надуваемого вокруг входного-выходного шлюза, с целью направлять движение космического объекта к шлюзу или от него.
Способ стыковки космических аппаратов патент РФ 2521022 В64 G1/64 27.06.2014г.
Включающий использование самонаводящегося буксира для доставки троса, оснащенного стыковочным узлом для последующего сближения методом стягивания.
Наиболее близким аналогом по мнению заявителя является способ стыковки космических аппаратов патент РФ 2521022 B64G1/6427.06.2014г.
Цель изобретения:
Целью изобретения - устройство для стыковки космических аппаратов является поиск конструктивных принципов, позволяющий приблизиться к решению проблем, возникающих в ходе процессов стыковки космических аппаратов.
Основные задачи:
Разделив процесс стыковки на два основных этапа сближения, контакт, захват - первый этап, происходящий на определенном удалении аппаратов, второй этап - стягивание, максимально снизить отрицательные последствия соударения значительных масс, обладающих моментом инерции, и за счет конструкции обеспечить дублирование основных рабочих функций.
Устройство для стыковки космических аппаратов, состоящее из стыковочного узла, включающего гибкую связь с аппаратом-носителем отличается тем, что стыковочный узел 1 фиг.1 имеет кольцевую коническую форму, большой диаметр, механизмы фиксации 2 фиг.1, расположенные на наружном периметре узла и среднюю часть свободную от стыковочных механизмов, облегчающую доступ к входным-выходным люкам. Стыковочный узел предназначен для промежуточной стыковки и подвижно закреплен на аппарате носителе 3 фиг.1 при помощи 4-х, 6-ти, 8-ми пневматических модулей, состоящих из гофрированных надувных рукавов 4 фиг.1, 4 фиг.2 с проходящим внутри рукавов кабель-тросом 5 фиг.1, 5 фиг. 2 закрепленным одним концом на основании рукава в стыковочном узле 1 фиг.1, 1 фиг.2, а другим к лебедке сервопривода 6 фиг.2, которым оснащен каждый пневматический модуль.
Пневматические модули с гофрированными рукавами 4 фиг.1, 4 фиг.2 кабель-тросами 5 фиг.2 и сервоприводами 6 фиг.2 расположены по окружности
вокруг входного-выходного люка 7 фиг.1 в шахтах корпуса стыковочного отсека космического аппарата носителя 3 фиг.1.
Подавая рабочее тело (воздух или инертный газ) в пневматические модули можно выдвигать стыковочный узел на заданное удаление от космического аппарата, управлять положением стыковочного узла меняя давление и длину кабель-троса.
При промежуточной стыковке космического аппарата 8 фиг.1 со стыковочным узлом 1 фиг.1 остаточные инерционные моменты гасятся управляемо-амортизированной структурой из гофрированных рукавов. Регулировка давления в рукавах может осуществляется перемещением рабочего тела в резервные емкости, по принципам работы пневматических амортизаторов или в случае необходимости сбросом давления через реактивные сопла 9 фиг.1 по принципу дульного тормоза.
Стягивание аппаратов производится наматыванием кабель троса сервоприводом и контролируется противодавлением пневмоэлемента. Таким образом скорость стягивания можно контролировать очень точно.
Для обеспечения надежности функционирования устройства для стыковки космических аппаратов пневматические модули 10 фиг.З должны быть выполнены легко заменяемыми. Замена пневматических модулей может происходить, когда аппараты состыкованы, либо стыковочный узел 1 фиг.З находится в транспортном положении и шахты пневматических модулей 10 фиг.З закрыты и загерметизированы кольцевым корпусом стыковочного узла 1 фиг.З
При открывании крышки 11 фиг.З шахты, пневматические модули меняются на запасные, расположенные в стыковочном отсеке. Крепление основания модуля к корпусу стыковочного узла и корпусу шахты осуществляется выступами-защелками 11 фиг.2 поворотом корпуса пневматического модуля. После соединения клемм электропитания и трассы пневмопривода крышка шахты закрывается и модуль готов к работе.
Claims
Формула изобретения устройство для стыковки космических аппаратов. п.1. Устройство для стыковки космических аппаратов для двухступенчатого процесса стыковки, состоящее из выдвигаемого стыковочного узла отличающееся тем, что стыковочный узел представляет структуру с элементами-фиксаторами на внешней стороне, выполнен с возможностью выдвижения с аппарата носителя при помощи управляемых пневматических элементов, состоящих из гофрированного рукава с проходящим внутри кабель-тросом, закрепленным одним концом на основании пневматического элемента на стыковочном узле, а другим на сервоприводе в корпусе пневматического элемента, регулирующим его длину. п.2. Устройство по п.1 отличающееся тем, что рабочее тело подается внутрь гофрированных рукавов пневматических элементов, стыковочный узел выполнен с возможностью выдвижения на заданное расстояние, контролируемое кабель-тросами, давление и длина кабель-тросов имеют возможности регулирования и управления положением стыковочного узла. п.З. Устройство по п.1 отличающееся тем, что при промежуточной стыковке космического аппарата с выдвигаемым стыковочным узлом остаточные инерционные моменты движущихся навстречу друг другу масс имеют возможность гаситься пневмоэлементами по принципу амортизатора, перемещением рабочего тела, или выпуском реактивных тормозящих потоков. п.4. Устройство по п.1 отличающееся тем, что пневмоэлементы являются самостоятельными, автономными, взаимозаменяемыми узлами, и могут быть заменены запасными, когда шахты пневмоэлементов загерметизированы корпусом стыковочного узла.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019142133 | 2019-12-18 | ||
| RU2019142133A RU2726340C1 (ru) | 2019-12-18 | 2019-12-18 | Устройство для стыковки космических аппаратов |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| WO2021126009A1 true WO2021126009A1 (ru) | 2021-06-24 |
Family
ID=71616567
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| PCT/RU2020/050266 WO2021126009A1 (ru) | 2019-12-18 | 2020-10-02 | Устройство для стыковки космических аппаратов |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2726340C1 (ru) |
| WO (1) | WO2021126009A1 (ru) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU770779A1 (ru) * | 1978-12-07 | 1980-10-15 | За витель Ю.В.Панов | Исполнительный орган манипул тора |
| RU2059542C1 (ru) * | 1988-06-13 | 1996-05-10 | Конструкторское бюро "Салют" | Андрогинное устройство для стыковки космических аппаратов |
| RU164263U1 (ru) * | 2016-02-19 | 2016-08-20 | Акционерное Общество "Ордена Ленина Научно-Исследовательский И Конструкторский Институт Энерготехники Имени Н.А. Доллежаля" | Устройство отодвижения космического аппарата от ядерной энергетической установки |
| RU2695155C1 (ru) * | 2018-12-19 | 2019-07-22 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана (национальный исследовательский университет)" (МГТУ им. Н.Э. Баумана) | Космический комплекс для утилизации группы объектов крупногабаритного космического мусора |
Family Cites Families (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| ITMI20111332A1 (it) * | 2011-07-18 | 2013-01-19 | Orbit S R L D | Dispositivo per la deorbitazione di satelliti artificiali. |
| DE102014104695A1 (de) * | 2014-04-02 | 2015-10-08 | Rheinisch-Westfälische Technische Hochschule (Rwth) Aachen | Androgyne Kopplungseinrichtung zur Verbindung von Modulen sowie entsprechende Module |
-
2019
- 2019-12-18 RU RU2019142133A patent/RU2726340C1/ru active
-
2020
- 2020-10-02 WO PCT/RU2020/050266 patent/WO2021126009A1/ru active Application Filing
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU770779A1 (ru) * | 1978-12-07 | 1980-10-15 | За витель Ю.В.Панов | Исполнительный орган манипул тора |
| RU2059542C1 (ru) * | 1988-06-13 | 1996-05-10 | Конструкторское бюро "Салют" | Андрогинное устройство для стыковки космических аппаратов |
| RU164263U1 (ru) * | 2016-02-19 | 2016-08-20 | Акционерное Общество "Ордена Ленина Научно-Исследовательский И Конструкторский Институт Энерготехники Имени Н.А. Доллежаля" | Устройство отодвижения космического аппарата от ядерной энергетической установки |
| RU2695155C1 (ru) * | 2018-12-19 | 2019-07-22 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана (национальный исследовательский университет)" (МГТУ им. Н.Э. Баумана) | Космический комплекс для утилизации группы объектов крупногабаритного космического мусора |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2726340C1 (ru) | 2020-07-13 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10414506B2 (en) | Aircraft parachute system utilizing airbag to assist with parachute deployment | |
| US7219859B2 (en) | Multipurpose modular spacecraft | |
| US11603216B2 (en) | Launch and/or recovery for unmanned aircraft and/or other payloads, including via parachute-assist, and associated systems and methods | |
| US3201065A (en) | Orbital vehicle docking system | |
| US6158693A (en) | Recoverable booster stage and recovery method | |
| US9612085B2 (en) | Payload launch system and method | |
| CN109131952B (zh) | 基于喷管捕获和星箭对接环锁紧的航天器捕获系统的捕获方法 | |
| JP2014507334A (ja) | 宇宙空間を自由に飛行している物体の回収・制動装置 | |
| US3389877A (en) | Inflatable tether | |
| EP0498846B1 (en) | Capture/berthing system for spacecraft | |
| WO2007086055A1 (en) | Aircraft landing method, system and device | |
| US4173324A (en) | Coupling device for moving vehicles | |
| US20130140403A1 (en) | Direct to facility capture and release | |
| JP7018066B2 (ja) | 副飛行アセンブリを備えた航空機 | |
| US20140166815A1 (en) | Tether for spacecraft reaction control system | |
| US11591111B2 (en) | Apparatus for vehicle launch, recovery, storage and transport | |
| CN109606748A (zh) | 火箭回收装置和液体火箭 | |
| US11565833B2 (en) | Recovery of a final stage of a spacecraft launch vehicle | |
| US20140151509A1 (en) | Capsule system, service module, and reuseable reentry payload and docking module | |
| KR101808553B1 (ko) | 케이블 구동 병렬형 로봇 구조를 이용한 우주선 도킹 시스템 | |
| RU2726340C1 (ru) | Устройство для стыковки космических аппаратов | |
| US20240010360A1 (en) | Reusable space transportation system | |
| CN212963052U (zh) | 一种运载火箭整流罩的回收结构 | |
| RU2726338C1 (ru) | Стыковочно-монтажный модуль | |
| JP7136664B2 (ja) | ロケット |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| 121 | Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application |
Ref document number: 20901369 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |
|
| NENP | Non-entry into the national phase |
Ref country code: DE |
|
| 122 | Ep: pct application non-entry in european phase |
Ref document number: 20901369 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |