СИСТЕМА ОТДЕЛЕНИЯ ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ
SYSTEM OF PAYLOAD DISENGAGEMENT

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для установки на ракету-носитель (РН) и расталкивания космического аппарата (КА) и иных полезных нагрузок на орбите.
Известны устройства отделения полезной нагрузки, в которых в качестве расталкивающих элементов применяются пневматические, пружинные или пороховые механизмы. Как правило, пружинные толкатели устанавливаются по периферии полезной нагрузки автономно (см. книгу «Динамика разделения ступеней летательных аппаратов», Москва, Машиностроение, 1977 г., авторы: К.С.Колесников, В.И.Козлов, В.В, Кокушкин, УДК 629.78.001.24, стр.29).
Недостатком известных устройств является невозможность обеспечения строго поступательной траектории отталкиваемого объекта после разделения с ракетой-носителем, т.е. перемещения без возмущений. Это объясняется допусками на изготовление пружин, в результате чего все пружины имеют различающиеся силовые характеристики, а также отклонениями координат центра масс (ЦМ) реальных объектов от расчетных величин. Для соблюдения условия прохождения в нужном направлении равнодействующей усилий толкающих пружин приходится регулировать как энергию пружин, так и их положения относительно ЦМ (или регулировать положение ЦМ с помощью балансировочных грузов), что усложняет конструкцию устройства отделения, снижает надежность и увеличивает время подготовки космических объектов к полету.
Из патентной литературы известна система отделения полезной нагрузки, содержащая разъединяемое удерживающее устройство с замками и пиросредством, установленное между несущей конструкцией и полезной нагрузкой, и толкатели с подпружиненными штоками для отталкивания полезной нагрузки, установленные на несущей конструкции (см., например, патент РФ 2268208, МКИ B64G 1/64 от 2003 г.).
Однако и в этой системе невозможно обеспечить строго поступательную траекторию отталкиваемого объекта после разделения его с ракетой-носителем, т.е. перемещения без возмущений и строго по заданному направлению.
Задачей предлагаемого изобретения является создание устройства отделения с техническим результатом: повышение точности и надежности расталкивания космических аппаратов после их разделения с ракетой-носителем при снижении требований к точности силовых параметров и центровке, снижение времени на подготовку космического аппарата к полету, а также расширение арсенала технических средств.
Решение указанной задачи достигается тем, что в системе отделения полезной нагрузки, содержащей разъединяемое удерживающее устройство с замками и пиросредством, установленное между несущей конструкцией и полезной нагрузкой, и толкатели с подпружиненными штоками для отделения полезной нагрузки, установленные на несущей конструкции, в соответствии с изобретением смонтирован бесконечный натянутый канат, огибающий блок-ролики, установленные по периферии несущей конструкции, причем каждый из штоков толкателей кинематически связан с канатом посредством шарнирно закрепленного на корпусе толкателя двуплечего рычага, одно из плеч которого соединено с канатом, а другое - посредством шарнирного звена с подпружиненным штоком.
При этом канат смонтирован с усилием натяжения, превышающим усилие, создаваемое подпружиненными штоками толкателей.
Ниже приводится описание варианта практической реализации предлагаемого изобретения, в котором даются ссылки на приведенные чертежи:
Фиг.1 - вид сбоку в разрезе, где показано размещение системы отделения на ракете-носителе;
Фиг.2 - вид сверху на механизм расталкивания;
Фиг.3-выносной элемент А на фиг.1, где в разрезе показан один из толкателей механизма расталкивания;
Фиг.4 - в сечении Б-Б на фиг.1 показан в разрезе блок-ролик, установленный на переходной раме;
Фиг.5 - на виде Г фиг.3 показан толкатель с двуплечим рычагом и закрепленным на нем канатом;
Фиг.6 - вид сверху по стрелке В на толкатель.
Система отделения полезной нагрузки, например, космического аппарата смонтирована на переходной раме 1, устанавливаемой на ракете-носителе 2 и являющейся опорой для космического аппарата 3, который закреплен пирозамками (на чертеже не показаны).
Вблизи плоскости разделения космического аппарата с переходной рамой установлены равномерно по окружности блок-ролики 4, охватываемые канатом 5, концы которого стянуты тандером (на чертеже не показан).
По периферии космического аппарата размещены толкатели в виде подпружиненных штоков 6, установленных в корпусах 7 и упирающихся в силовой каркас космического аппарата 3. На каждом из корпусов 7 шарнирно установлен двуплечий рычаг 8 (см. фиг.5), соединенный с подпружиненным штоком 6 шарнирным звеном 9. Другое плечо рычага жестко соединено с канатом 5 посредством резьбового наконечника 10, заделанного на канате, установленного в отверстии шарнира 11 и закрепленного гайками 12 (см. фиг.5, 6). Таким образом, все пружинные толкатели оказываются кинематически связанными между собой посредством единого звена - натянутого каната.
Работа устройства происходит следующим образом. В исходном состоянии все пружинные толкатели упираются в корпус космического аппарата. После срабатывания удерживающих пирозамков освободившийся космический аппарат отталкивается толкателями от несущей конструкции (переходной рамы). Поскольку все толкатели объединены кинематической связью и движутся синхронно в одном направлении с равными ходами, космический аппарат совершает поступательное невозмущенное движение, сохраняя прямолинейную траекторию. Близкая к прямолинейной траектория отхода КА сохранится при любом расположении центра масс (ЦМ), лишь бы он (ЦМ) находился (в проекции на плоскость разделения) в пределах многоугольника, ограниченного опорными точками подпружиненных штоков. При этом усилия по штокам распределятся неравномерно, но их равнодействующая будет проходить через ЦМ КА в направлении, заданном перемещением толкателей. Усилие натяжения каната в несколько раз превышает усилия пружин толкателей с тем, чтобы канат оставался всегда натянутым при различных опорных реакциях на толкателях.
Поскольку работы по установке КА на РН на технической позиции космодрома не требуют регулировок усилий толкателей и их положения относительно ЦМ КА, существенно сокращается время подготовки к пуску. Также упрощается адаптация данного устройства к другому типу космического аппарата с другой центровкой, что повышает степень унификации применяемых технических средств.