СИСТЕМА ОТДЕЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И СПОСОБ ЕЕ СБОРКИ И УСТАНОВКИ
SPACECRAFT UNDOCKING SYSTEM AND METHOD FOR ASSEMBLY AND INSTALLATION THEREOF

Предлагаемое изобретение относится к системам отделения объектов, преимущественно космических аппаратов и других полезных нагрузок от ракет-носителей при их выводе на расчетную орбиту, а также к способам сборки и установки систем отделения на ракету-носитель и может быть использовано в области ракетно-космической техники.
Широко известны различные конструкции систем отделения, устанавливаемых в стыке между космическим аппаратом и ракетой-носителем, которые снабжены замками, удерживающими космический аппарат на ракете-носителе при старте и на участке выведения ракеты-носителя, и толкателями, после срабатывания которых космический аппарат отделяется от ракеты-носителя.
Например, известна система отделения космического аппарата по патенту РФ RU №2155146 от 27.08.2000 г.(регистрационный номер заявки 97103514/28 от 05.06.1996 г., номер конвенционной заявки 9506642 от 06.06.1995 г., страна приоритета Франция - FR), состоящая из дистанционного разъединяемого удерживающего устройства, установленного непосредственно между несущей конструкцией (например, адаптером или приборным отсеком) ракеты-носителя и полезной нагрузкой, и средств сброса полезной нагрузки, например, состоящих из пружинных толкателей, действующих непосредственно на полезную нагрузку. Причем, разъединяемое удерживающее устройство представляет собой пиротехническую разъединительную полосу, удерживающую полезную нагрузку вдоль фактически плоской и круглой поверхности соединения.
Недостатком данного устройства являются большие динамические нагрузки при разъединении удерживающего устройства. Для одновременного разъединения плоской и круглой поверхности соединения несущей конструкции и полезной нагрузки необходима большая энергоемкость (энергия) пиротехнической системы для обеспечения одновременного разъединения сразу всей поверхности стыка, поэтому в момент отделения полезной нагрузки на нее будут действовать значительные по величине нагрузки ударного характера.
Известно также техническое решение по патенту РФ №2268208 от 20.01.2006 г. «Система отделения полезной нагрузки», в котором описана система отделения для крепления полезной нагрузки (космического аппарата), состоящая из корпуса, замков и толкателей, расположенных в верхней части корпуса, и снабженная болтовыми соединениями, расположенными в нижней части корпуса для крепления системы отделения к несущей конструкции ракеты-носителя.
Из технического решения по патенту РФ №2268208 от 20.01.2006 г. «Система отделения полезной нагрузки» известен способ сборки системы отделения и ее стыковки (крепления) с космическим аппаратом, при котором на верхнюю часть корпуса системы отделения устанавливают замки (средства удержания космического аппарата) и толкатели (средства отделения космического аппарата), посредством замков и толкателей к верхней части корпуса стыкуют космический аппарат, затем корпус системы отделения с состыкованным космическим аппаратом нижней частью устанавливают на несущую конструкцию (адаптер, переходную систему, проставку, приборный отсек и т.д.) ракеты-носителя и жестко крепят к ней путем затяжки болтовых соединений.
Недостатком данной системы отделения и способа сборки и установки системы отделения космического аппарата являются значительные полетные нагрузки, передающиеся от ракеты-носителя к космическому аппарату из-за жесткого крепления корпуса системы отделения на несущую конструкцию и отсутствия каких-либо узлов (или систем) амортизации, уменьшающих виброударные нагрузки на космический аппарат на участке выведения ракеты-носителя, т.е. когда космический аппарат с помощью замков и толкателей (взаимодействующих с космическим аппаратом) состыкован с системой отделения и закреплен на ракете-носителе и в таком положении находится до отделения от ракеты-носителя.
Известен также способ сборки системы отделения с космическим аппаратом и установки (крепления) на несущую конструкцию ракеты-носителя через демпфирующие узлы для уменьшения нагрузок на космический аппарат, предварительно установленные на несущую конструкцию ракеты-носителя под корпус системы отделения. Конструктивно демпфирующие узлы состоят из набора резиновых и металлических шайб (пластин, прокладок), устанавливаемых на болтовые соединения, которыми корпус системы отделения крепят к ракете-носителю. Следует отметить, что демпфирующие элементы невозможно установить непосредственно в стыке космического аппарата и системы отделения из-за наличия механического стыка их разделения (в этом стыке размещены замки и толкатели), поэтому демпфирующие узлы, как правило, размещают в стыке системы отделения и несущей конструкции ракеты-носителя.
Такой способ сборки системы отделения (с использованием демпфирующих узлов) реализован в техническом решении по патенту РФ №2260551 от 20.09.2005 г. «Адаптер для группового запуска микроспутников», в котором описан способ установки системы отделения для микроспутника (космического аппарата) через демпфирующие узлы на коническую проставку (несущую конструкцию) ракеты-носителя, дискретно размещенные в стыке системы отделения и проставки. Способ установки системы отделения заключается в том, что корпус системы отделения (состоящий из кольца 41 с фланцами 42, 43), с пристыкованным микроспутником (космическим аппаратом) 4 крепят к конической проставке (несущей конструкции) 10 через демпфирующие узлы, предварительно установленные на коническую проставку 10 (встык между проставкой 10 и фланцем 43 корпуса системы отделения). Демпфирующие узлы, состоящие из набора резиновых прокладок 44 и металлических пластинчатых упоров 45, размещают по периметру корпуса системы отделения. В процессе крепления (при затяжке болтовых соединений 46) корпуса системы отделения с установленным на нем микроспутником 4 к конической проставке 10 демпфирующие узлы одновременно обжимают болтовыми соединениями 46.
Недостатком данного способа является трудоемкий и продолжительный по времени процесс сборки и установки системы отделения из-за длительной затяжки болтовых соединений. Демпфирующие узлы, как отдельную систему для уменьшения нагрузок, предварительно (до установки системы отделения с космическим аппаратом) устанавливают на несущую конструкцию ракеты-носителя, а затем после установки системы отделения с космическим аппаратом затягивают болтовые соединения. При этом болтовые соединения одновременно крепят корпус системы отделения к несущей конструкции ракеты-носителя и обжимают демпфирующие узлы. В процессе затяжки болтовых соединений последовательно обжимают резиновые прокладки через пластинчатые упоры, установленные на соответствующее болтовое соединение. Поэтому сложно обеспечить обжатие одинаковыми усилиями все демпфирующие узлы. При затяжке одного болтового соединения происходит ослабление находящегося рядом демпфирующего узла, что приводит к необходимости многократной регулировки и дозатяжки ослабленных соединений. Возможная неравномерность усилий обжатия демпфирующих узлов приводит к неэффективности системы амортизации нагрузок, передающихся на космический аппарат от ракеты-носителя в полетных случаях нагружения.
В результате анализа научно-технической и патентной литературы в качестве прототипа устройства системы отделения принято техническое решение по патенту РФ №2268208 от 20.01.2006 г. «Система отделения полезной нагрузки». При этом система отделения по патенту РФ №2268208 от 20.01.2006 г. может быть собрана и установлена на несущую конструкцию ракеты-носителя через демпфирующие узлы в соответствии с техническим решением по патенту РФ №2260551 от 20.09.2005 г., которое принято в качестве прототипа для предложенного способа сборки и установки системы отделения.
Конструктивными недостатками такого устройства системы отделения и ее установки на ракету-носителя, являются
- наличие двух автономных систем: собственно системы отделения и системы амортизации нагрузок, предварительно устанавливаемой на несущую конструкцию ракеты-носителя, приводит к продолжительной по времени затяжке и регулировке болтовых соединений с одновременным обжатием демпфирующих узлов и является технологически неудобной операцией, проводимой в процессе установки космического аппарата (предварительно состыкованного с системой отделения) на ракету-носитель;
- возможная неравномерность обжатия демпфирующих узлов в процессе сборки и установки системы отделения с космическим аппаратом на ракету-носитель может привести к нестабильности упругих характеристик отдельных демпфирующих узлов и, как следствие, к неэффективности системы амортизации в целом.
Задачей (целью) предлагаемого изобретения является упрощение сборки системы отделения, стыковки ее с космическим аппаратом и последующей установки и крепления к ракете-носителю с одновременным повышением эффективности и обеспечением стабильности упругих свойств применяемой системы демпфирования виброударных нагрузок, действующих на космический аппарат.
Для достижения поставленной цели (задачи) в устройстве отделения космического аппарата предлагается конструктивно объединить систему отделения и систему демпфирования (обе системы объединить в одну конструкцию), а все операции по сборке такой объединенной системы отделения, включая регулировку и настройку системы демпфирования, проводить заранее (предварительно) до стыковки системы отделения с космическим аппаратом.
Для этого предлагаемая система отделения космического аппарата, состоящая из корпуса, замков и толкателей, а также содержащая болтовые соединения для крепления к несущей конструкции ракеты-носителя через дискретно размещенные по периметру корпуса демпфирующие узлы, снабжается промежуточной рамой. Промежуточная рама закрепляется к нижнему торцу (к нижней части) корпуса со стороны несущей конструкции ракеты-носителя и повторяет в плане конфигурацию (контур) нижнего торца корпуса. Корпус выполнен состоящим из опор и стенок, соединенных между собой. Замки и толкатели установлены в верхней части опор корпуса. Демпфирующие узлы, состоящие из резиновых прокладок и пластинчатых упоров, размещаются на промежуточной раме со стороны нижних торцов опор корпуса. Резиновые прокладки демпфирующих узлов предварительно обжимаются и фиксируются в обжатом состоянии относительно промежуточной рамы элементами крепления через пластинчатые упоры демпфирующих узлов. Промежуточная рама соединена с нижней частью корпуса резьбовыми стыковочными элементами. Своими верхними концами резьбовые стыковочные элементы установлены на опоры корпуса, а нижними концами завинчены в резьбовые отверстия пластинчатых упоров. Болтовые соединения для крепления корпуса системы отделения к несущей конструкции ракеты-носителя установлены на промежуточной раме.
Для обеспечения сборки и установки предлагаемой системы отделения выполняют следующие операции. На верхнюю часть корпуса системы отделения устанавливают замки и толкатели, предназначенные для стыковки космического аппарата. Перед стыковкой космического аппарата посредством замков и толкателей к верхней части корпуса системы отделения к нижнему торцу ее корпуса закрепляют промежуточную раму. Перед закреплением промежуточной рамы к корпусу системы отделения ее оснащают системой демпфирования (амортизации). Для этого на промежуточную раму устанавливают демпфирующие узлы, обжимают демпфирующие узлы усилием, превышающим растягивающие усилия, действующие на космический аппарат, проводят контроль величины усилия обжатия демпфирующих узлов и фиксируют демпфирующие узлы в обжатом состоянии относительно промежуточной рамы. К верхней части корпуса системы отделения посредством замков и толкателей стыкуют космический аппарат. Затем корпус системы отделения, состыкованный с космическим аппаратом, через промежуточную раму устанавливают на несущую конструкцию ракеты-носителя и крепят к ней путем затяжки болтовых соединений, установленных на промежуточной раме.
В результате этого система отделения, снабженная системой амортизации, состыкованная с космическим аппаратом, установлена на несущую конструкцию ракеты-носителя. При этом система отделения обеспечивает крепление космического аппарата с необходимым уровнем его нагружения при полете ракеты-носителя на участке выведения и последующее отделение космического аппарата от ракеты-носителя после вывода на орбиту функционирования. Необходимый уровень нагружения космического аппарата определяется выбором упругих параметров (площадь, толщина, жесткость, степень обжатия резиновых прокладок) демпфирующих узлов на этапе разработки системы отделения.
Закрепление к нижнему торцу (нижней части) корпуса системы отделения промежуточной рамы с размещенными на ней демпфирующими узлами позволяет создать эффективное устройство, выполняющее одновременно функции отделения космического аппарата от ракеты-носителя и функции амортизации космического аппарата при полете на участке выведения. При этом исключается сложная и трудоемкая операция (имеющая место в прототипе по патенту РФ №2260551) по установке системы отделения с космическим аппаратом на несущую конструкцию ракеты-носителя через демпфирующие узлы, расположенные в стыке системы отделения и несущей конструкции ракеты-носителя. Кроме того, предлагается все операции по настройке и регулировке демпфирующих узлов (обжатие, контроль усилий обжатия и фиксацию демпфирующих узлов) провести в составе промежуточной рамы перед ее закреплением к нижнему торцу корпуса системы отделения. Для исключения «раскрытия» («разжатия») демпфирующих узлов и возникновения ударных нагрузок на космический аппарат предлагается демпфирующие узлы предварительно обжать суммарным усилием, превышающим растягивающие усилия, действующие на космический аппарат. Затем необходимо проконтролировать величину усилий обжатия каждого демпфирующего узла (усилие обжатия каждого демпфирующего узла равно суммарному усилию, деленному на число демпфирующих узлов в системе отделения), например, по величине крутящего момента на ключе при затяжке элементов крепления пластинчатых упоров к промежуточной раме или по величине обжатия резиновых прокладок на определенную величину, соответствующую усилию обжатия. Для окончательного приведения системы отделения (оснащенной системой амортизации) в рабочее состояние демпфирующие узлы фиксируют в обжатом состоянии путем затяжки элементов крепления пластинчатых упоров к промежуточной раме. Данные операции позволяют настроить и привести систему отделения с амортизацией в рабочее состояние для конкретного космического аппарата с фиксированными массово-центровочными характеристиками, запускаемого на определенном типе ракеты-носителя. После этого промежуточную раму закрепляют на нижнем торце корпуса системы отделения со стороны ее крепления к несущей конструкции ракеты-носителя. Обжатие каждого демпфирующего узла одинаковыми усилиями, превышающими отрывающие нагрузки на космический аппарат, контроль усилий обжатия и последующая фиксация демпфирующих узлов в обжатом состоянии обеспечивают постоянство динамических характеристик системы отделения, выполняющей функции системы амортизации.
Следует отметить, что корпус системы отделения, состыкованный сверху посредством замков и толкателей с космическим аппаратом и с закрепленными на нем снизу промежуточной рамой и демпфирующими узлами, технологически более проще закрепить на несущую конструкцию ракеты-носителя. Для этого достаточно корпус системы отделения установить через промежуточную раму на несущую конструкцию ракеты-носителя и завинтить болтовые соединения (обычные резьбовые элементы крепления), которые в данном случае устанавливаются на промежуточной раме.
В устройстве системы отделения предлагается корпус выполнять состоящим из силовых опор и стенок, соединенных между собой. При этом количество силовых опор равно количеству замков системы отделения. Средства крепления и отделения (замки и толкатели) размещаются в верхней части силовых опор, а демпфирующие узлы устанавливаются на промежуточной раме под нижними торцами силовых опор и контактируют с ними пластинчатыми упорами. Такое взаимное положение замков, толкателей системы отделения и демпфирующих узлов относительно корпуса наиболее эффективно для уменьшения виброударных нагрузок, передающихся через нижние торцевые площадки силовых опор от ракеты-носителя на космический аппарат. При этом стенки корпуса, соединяющие силовые опоры, не контактируют с промежуточной рамой и, следовательно, не будут нагружаться изгибными напряжениями при действии нагрузок на конструкцию корпуса.
Конструкция предлагаемой системы отделения и операции по ее сборке и установке поясняются на фигурах 1-11.
На фигуре 1 изображен корпус системы отделения с установленными на нем замками и толкателями.
На фигуре 2 показан вид А согласно фигуре 1.
На фигуре 3 представлена промежуточная рама с установленными на ней демпфирующими узлами.
На фигуре 4 изображен вид Б согласно фигуре 3.
На фигуре 5 показан вид В согласно фигуре 4.
На фигуре 6 представлена конструкция системы отделения в собранном виде (на нижний торец корпуса закреплена промежуточная рама с демпфирующими узлами).
На фигуре 7 изображен вид Г согласно фигуре 6.
На фигуре 8 показан вид Д согласно фигуре 7.
На фигуре 9 представлен общий вид системы отделения в собранном виде с пристыкованным сверху космическим аппаратом.
На фигуре 10 изображен общий вид системы отделения с пристыкованным космическим аппаратом, установленной на несущую конструкцию ракеты-носителя.
На фигуре 11 показан общий вид системы отделения в собранном виде в изометрии.
Система отделения для крепления космического аппарата к ракете-носителю установлена между несущей конструкцией 1 ракеты-носителя и космическим аппаратом 2 (фигура 10). Система отделения содержит корпус 3 (фигура 1), состоящий из силовых опор 4 и стенок 5, соединенных между собой. В верхней части силовых опор 4 корпуса 3 установлены замки 6 и толкатели 7 (фигуры 1, 2), взаимодействующие с космическим аппаратом 2. С помощью замков 6 космический аппарат 2 удерживается на силовых опорах 4 корпуса 3 системы отделения при полете ракеты-носителя, а толкатели 7 обеспечивают отделение космического аппарата 2 от ракеты-носителя после его вывода на орбиту функционирования. Система отделения снабжена промежуточной рамой 8 (фигуры 3, 4), закрепленной к нижнему торцу (к нижней части) корпуса 3 со стороны несущей конструкции 1 ракеты-носителя. В плане (в проекции на горизонтальную плоскость) промежуточная рама 8 повторяет конфигурацию (контур) нижнего торца корпуса 3 (фигуры 2, 4). На промежуточной раме 8 со стороны нижнего торца корпуса 3 размещены демпфирующие узлы 9 (фигуры 3, 4). Каждый демпфирующий узел 9 выполнен состоящим из набора резиновых прокладок 10 и металлического пластинчатого упора 11 (фигуры 4, 5). Резиновые прокладки 10 контактирующие с промежуточной рамой 8, предварительно обжимаются через пластинчатые упоры 11 на определенную величину и фиксируются в обжатом состоянии относительно промежуточной рамы 8 (крепятся к промежуточной раме 8) посредством элементов крепления 12 (фигуры 4, 5). В процессе обжатия резиновых прокладок 10 проводится контроль величины усилия их обжатия. Следует отметить, что обжатие и последующая фиксация резиновых прокладок 10 относительно промежуточной рамы 8 производится до закрепления промежуточной рамы 8 к корпусу 3 (к силовым опорам 4) системы отделения. Для соединения промежуточной рамы 8 с нижним торцом корпуса 3 (с нижними торцами силовых опор 4) служат резьбовые стыковочные элементы 13 (фигура 8), установленные верхними концами на силовые опоры 4 корпуса 3, а нижними концами завинченные в резьбовые отверстия 14 пластинчатых упоров 11. Т.к. пластинчатые упоры 11 уже закреплены на промежуточной раме 8 элементами крепления 12, то тем самым осуществляется соединение (стыковка) промежуточной рамы 8 с нижним торцом корпуса 3. Следует отметить, что демпфирующие узлы 9, состоящие из резиновых прокладок 10 и пластинчатых упоров 11, установленных на промежуточную раму 8 под силовыми опорами 4 (снизу силовых опор 4), воспринимают сжимающие нагрузки, действующие вниз на космический аппарат 2. Кроме того, демпфирующие узлы 9 содержат также резиновые прокладки 15 и шайбы 16 (фигура 5), установленные под головки элементов крепления 12 и расположенные над пластинчатыми упорами (сверху пластинчатых упоров) 11, служащие для демпфирования растягивающих (отрывающих) нагрузок на космический аппарат 2 (аналогично резиновым прокладкам 44 и пластинчатым упорам 45, установленным под головкой болтового соединения 46 в техническом решении - прототипе по патенту РФ №2260551). Система отделения снабжена болтовыми соединениями 17 (фигура 10) для крепления к несущей конструкции 1 ракеты-носителя, которые для предлагаемой конструкции системы отделения установлены через отверстия 18 (фигуры 4, 7, 11), выполненные в промежуточной раме 8.
Сборку системы отделения, ее стыковку с космическим аппаратом и установку на несущую конструкцию ракеты-носителя предлагается проводить в следующей последовательности:
- устанавливают замки 6 и толкатели 7 на верхнюю часть корпуса 3 (на верхнюю часть силовых опор 4) системы отделения (см. фигуры 1. 2);
- устанавливают демпфирующие узлы 9 на промежуточную раму 8 (см. фигуры 3, 4, 5);
- проводят обжатие демпфирующих узлов 9 усилием, превышающим растягивающие усилия, действующие на космический аппарат 2 (обжатие резиновых прокладок 10 демпфирующих узлов 9 проводят через пластинчатые упоры 11 в процессе затяжки элементов крепления 12);
- проводят контроль величины усилия обжатия демпфирующих узлов 9 (например, по величине деформации резиновых прокладок 10 или по моменту затяжки элементов крепления 12);
- проводят фиксацию демпфирующих узлов 9 в обжатом состоянии относительно промежуточной рамы 8 (после достижения требуемой величины деформации резиновых прокладок 10 (а значит, и усилия их обжатия) затяжку элементов крепления 12 прекращают, при необходимости для предотвращения самоотвинчивания проводят контровку элементов крепления 12);
- закрепляют промежуточную раму 8 с размещенными на ней обжатыми демпфирующими узлами 9 к нижнему торцу корпуса 3 (к нижним торцам силовых опор 4) системы отделения (см. фигуры 6, 7, 8) (для этого верхние концы резьбовых стыковочных элементов 13 устанавливают на силовые опоры 4 корпуса 3, а нижние концы завинчивают в резьбовые отверстия 14 пластинчатых упоров 11).
(Вышеперечисленные операции проводят до стыковки космического аппарата 2 посредством замков 6 и толкателей 7 к верхней части корпуса 3 системы отделения).
- стыкуют (крепят) космический аппарат 2 с помощью замков 6 и толкателей 7 к верхней части корпуса 3 (к верхней части силовых опор 4) системы отделения (см. фигуру 9);
- устанавливают корпус системы отделения 3 с состыкованным космическим аппаратом 2 (при этом к нижнему торцу корпуса 3 системы отделения закреплена промежуточная рама 8 с демпфирующими узлами 9) через промежуточную раму 8 на несущую конструкцию 1 ракеты-носителя и крепят к ней путем затяжки болтовых соединений 17, установленных через отверстия 18 на промежуточной раме 8 (см. фигуру 10).
В результате проведенных операций предложенная система отделения с демпфированием (амортизацией) позволяет закрепить космический аппарат 2 на несущей конструкции 1 ракеты-носителя с обеспечением необходимого уровня нагружения космического аппарата 2 в полете. При выводе на орбиту функционирования после срабатывания замков 6 и толкателей 7 космический аппарат 2 отделяется от корпуса 3 системы отделения, а сам корпус 3, промежуточная рама 8 с демпфирующими узлами 9 остаются закрепленными болтовыми соединениями 17 на несущей конструкции 1 ракеты-носителя.
Предложенный способ позволяет операцию по установке системы отделения с пристыкованным космическим аппаратом 2 к ракете-носителю значительно упростить. Для этого достаточно закрепить корпус 3 системы отделения к несущей конструкции 1 ракеты-носителя через промежуточную раму 8 с помощью обычного болтового соединения 17. При этом все операции по настройке и приведению системы демпфирования (входящей в состав системы отделения) в рабочее состояние перенести на этап автономной сборки системы отделения перед стыковкой с космическим аппаратом 2.
Расчеты, проведенные авторами, а также стендовые испытания в составе отработочного изделия системы отделения, снабженной системой амортизации, собранной и установленной (закрепленной) на имитаторе адаптера (несущей конструкции ракеты-носителя) заявленным способом, показали значительную эффективность предлагаемого технического решения по уменьшению виброударных нагрузок на космический аппарат в широком диапазоне частот и позволили упростить сборку системы отделения с динамическим макетом космического аппарата и с имитатором адаптера при подготовке к проведению испытаний.
Заявленное техническое решение (устройство системы отделения космического аппарата и способ ее сборки) по сравнению с прототипом обладает существенными отличиями, обеспечивает уменьшение нагрузок на космический аппарат и позволяет упростить его установку на ракету-носитель.