RU2293689C2 - Space head module for isolated and cluster launch of satellites - Google Patents
Space head module for isolated and cluster launch of satellites Download PDFInfo
- Publication number
- RU2293689C2 RU2293689C2 RU2005114999/11A RU2005114999A RU2293689C2 RU 2293689 C2 RU2293689 C2 RU 2293689C2 RU 2005114999/11 A RU2005114999/11 A RU 2005114999/11A RU 2005114999 A RU2005114999 A RU 2005114999A RU 2293689 C2 RU2293689 C2 RU 2293689C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- adapter
- compartment
- upper stage
- satellites
- satellite
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Body Structure For Vehicles (AREA)
- Vibration Prevention Devices (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается космических головных частей, предназначенных для одиночных и групповых запусков спутников.The invention relates to rocket and space technology and relates to space warheads intended for single and group satellite launches.
Известна космическая головная часть, содержащая разгонный блок, головной аэродинамический обтекатель, адаптер для группового запуска спутников, располагаемые на адаптере спутники. Разгонный блок состоит из отсека двигательной установки, приборного отсека и переходной системы. Приборный отсек располагается над отсеком двигательной установки. Для закрепления спутников на верхнем силовом шпангоуте приборного отсека крепится переходная система, состоящая из адаптера и системы разделения. Разгонный блок выполнен по подвесной схеме и подвешен внутри переходного отсека. Головной аэродинамический обтекатель крепится к приборному отсеку (см. журнал «Новости космонавтики», том 10, № 7 (210), 2000 г., стр.43).A known cosmic warhead containing an accelerating block, a head aerodynamic fairing, an adapter for group launch of satellites, satellites located on the adapter. The booster block consists of a propulsion compartment, an instrument compartment and a transition system. The instrument compartment is located above the propulsion compartment. To fix the satellites on the upper power frame of the instrument compartment, a transition system consisting of an adapter and a separation system is attached. The booster block is made according to the suspension scheme and suspended inside the transition compartment. The head aerodynamic fairing is attached to the instrument compartment (see the journal "Cosmonautics News",
Последовательное соединение адаптера для размещения спутников, приборного отсека и отсека двигательной установки увеличивает общую конструктивную длину, что сокращает зону расположения спутников под головным аэродинамическим обтекателем и увеличивает размеры переходного отсека. Особенно этот недостаток проявляется в случае, когда разгонный блок, переходный отсек и адаптер размещаются под головным аэродинамическим обтекателем.The serial connection of the adapter for the placement of satellites, the instrument compartment and the engine compartment increases the overall structural length, which reduces the satellites area under the head aerodynamic fairing and increases the size of the transition compartment. This disadvantage is especially evident in the case when the acceleration unit, the transition compartment and the adapter are located under the head aerodynamic fairing.
Вместе с тем, только высота платформы адаптера для группового запуска без учета размеров поворотных платформ и систем отделения может достигать 200 мм и более. При периферийном размещении спутников на адаптере данное сокращение зоны полезного груза под обтекателем является существенным.However, only the height of the adapter platform for group launch without taking into account the size of the turntables and separation systems can reach 200 mm or more. With the peripheral placement of satellites on the adapter, this reduction in the payload area under the fairing is significant.
Кроме того, повышенные механические нагрузки на участке выведения, обусловленные принятой для данной конструкции силовой схемой, будут действовать и на приборы, установленные в приборном отсеке разгонного блока, что также является недостатком.In addition, increased mechanical loads at the excretion site, due to the power circuit adopted for this design, will also affect devices installed in the instrument compartment of the upper stage, which is also a drawback.
Наиболее близким техническим решением к заявляемому является космическая головная часть, содержащая головной аэродинамический обтекатель, расположенные под ним верхнюю ступень ракеты-носителя (разгонный блок), установленные на верхнюю ступень при помощи адаптеров спутники, установленные на адаптерах и расположенные вокруг топливного отсека ступени и над топливным отсеком спутники и переходный отсек для установки разгонного блока на предыдущую ступень (см. журнал «Новости космонавтики», том 11, № 12 (227), 2001 г., стр.41, 42, а также том 9, № 7 (198), 1999 г., стр.39). Данная космическая головная часть взята за прототип.The closest technical solution to the claimed one is a space warhead containing a head aerodynamic fairing, the upper stage of the launch vehicle (booster block) located under it, the satellites installed on the adapters and located around the fuel compartment of the stage and above the fuel satellite compartment and transition compartment for installing the upper stage to the previous stage (see the journal "Cosmonautics News", Volume 11, No. 12 (227), 2001, p. 41, 42, and also
Эффективность головной части по прототипу будем рассматривать по следующим показателям:The effectiveness of the head of the prototype will be considered in the following indicators:
- масса конструкции головной части;- the mass of the design of the head;
- величина зоны полезного груза по обтекателям ракеты-носителя, используемая для размещения спутников при одиночном и групповом запуске;- the size of the payload zone along the fairings of the launch vehicle used to place satellites in single and group launch;
- уровень вибромеханических и ударных нагрузок на электронные системы спутников и приборов системы управления разгонного блока.- the level of vibromechanical and shock loads on the electronic systems of satellites and devices of the control system of the upper stage.
Особенностью космической головной части по прототипу является то, что разгонный блок, обеспечивающий разведение спутников по орбитам функционирования, выполнен по несущей схеме. При выполнении разгонного блока по несущей схеме он непосредственно стыкуется к предыдущей ступени ракеты-носителя и на участке полета ракеты-носителя воспринимает полетные нагрузки от массы спутников, что ведет к увеличению пассивной массы конструкции разгонного блока и является недостатком.A feature of the space head part of the prototype is that the upper stage, which provides the separation of satellites in the orbits of operation, is made according to the carrier scheme. When the booster block is carried out according to the carrier circuit, it directly joins the previous stage of the booster rocket and perceives flight loads from the mass of satellites in the flight section of the booster rocket, which leads to an increase in the passive mass of the booster block structure and is a drawback.
Кроме того, зона полезного груза для размещения спутников ограничена головным аэродинамическим обтекателем и топливным отсеком разгонного блока, что сокращает возможности по групповому запуску спутников из-за малой зоны их размещения. Возможна установка нескольких спутников над топливным отсеком путем использования специального адаптера. В этом случае на разгонный блок будет действовать нагрузка от всех запускаемых спутников, что ведет к увеличению массы его конструкции и также является недостатком. Кроме того, адаптер и топливный отсек двигательной установки будут размещены последовательно друг над другом, что увеличивает общую конструктивную длину и сокращает зону расположения спутников под головным аэродинамическим обтекателем.In addition, the payload zone for satellite placement is limited by the head aerodynamic fairing and the fuel compartment of the upper stage, which reduces the possibility of group launch of satellites due to the small zone of their placement. It is possible to install several satellites above the fuel compartment by using a special adapter. In this case, the load from all launched satellites will act on the upper stage, which leads to an increase in the mass of its structure and is also a disadvantage. In addition, the adapter and the fuel compartment of the propulsion system will be placed sequentially one above the other, which increases the overall structural length and reduces the area of satellites under the head aerodynamic fairing.
В полете в плоскости стыка космической головной части с ракетой-носителем действуют по трем ортогональным осям квазистационарные широкополосные случайные вибрации. Максимальные уровни полетных вибраций приходятся на момент старта и во время полета в плотных слоях атмосферы в трансзвуковом режиме.In flight, in the plane of the junction of the cosmic warhead with the launch vehicle, quasi-stationary broadband random vibrations act along three orthogonal axes. The maximum levels of flight vibrations occur at the time of launch and during flight in dense layers of the atmosphere in transonic mode.
Виброударные ускорения в плоскости стыка космической головной части с ракетой-носителем возникают при запуске и выключении двигателей 1-й и 2-й ступеней, разделении ступеней. Низкочастотные виброудары возникают при включении и выключении двигателей маршевых ступеней. Высокочастотные виброудары вызываются срабатыванием пиротехнических устройств, используемых для разделения ступеней и сброса головного обтекателя.Vibrational accelerations in the plane of the junction of the space head with the launch rocket occur when starting and turning off the engines of the 1st and 2nd stages, separation of the stages. Low-frequency vibration shocks occur when the engines of marching stages are turned on and off. High-frequency vibration impacts are caused by the operation of pyrotechnic devices used to separate the steps and reset the head fairing.
Для космической головной части для одиночного и группового запуска спутников задача снижения вибродинамических и ударных нагрузок является наиболее важной. Это связано с тем, что конструкция и приборы запускаемых спутников и приборов системы управления разгонного блока могут не выдерживать действующие нагрузки от ракеты-носителя. Особенно актуальна данная задача в случае адаптации существующего разгонного блока к ракете-носителю с повышенными нагрузками на участке выведения.For the space head part for single and group launch of satellites, the task of reducing vibrodynamic and shock loads is the most important. This is due to the fact that the design and devices of launched satellites and devices of the control system of the upper stage may not withstand the existing loads from the launch vehicle. This task is especially relevant in case of adaptation of an existing booster block to a launch vehicle with increased loads at the launch site.
Вибромеханические и ударные нагрузки существенным образом зависят от взаимного расположения адаптера для одиночного и группового запуска спутников, разгонного блока и переходного отсека, от силовой схемы, обеспечивающей их соединение между собой и передачу действующих в полете нагрузок от ракеты-носителя, а также от демпфирующих свойств конструкции адаптера, которые, в свою очередь, зависят от массы адаптера с учетом всех присоединенных к нему масс.Vibromechanical and shock loads significantly depend on the relative position of the adapter for single and group launch of satellites, the upper stage and the transition compartment, on the power circuit, which ensures their connection between themselves and the transfer of the loads acting in flight from the launch vehicle, as well as on the damping properties of the structure adapter, which, in turn, depend on the mass of the adapter, taking into account all the masses attached to it.
Одним из путей снижения данных нагрузок является установка в стыке адаптера и переходного отсека, стыкуемого с ракетой носителем, резиновых демпферов (см. заявку № 2002132904/20(034810)).One way to reduce these loads is to install rubber dampers at the junction of the adapter and the adapter compartment, which is docked with the carrier rocket (see application No. 2002132904/20 (034810)).
В головной части по прототипу передача нагрузок от ракеты-носителя на спутники осуществляется через конструкцию разгонного блока. В этом случае при использовании для снижения данных нагрузок демпфирующих элементов суммарная демпфируемая масса включает массу разгонного блока, массу адаптера со спутниками. Параметры демпферов и их эффективная работа зависят от величины демпфируемой массы. Увеличение демпфируемой массы для головной части по прототипу приводят к увеличению размеров демпферов, их массы и снижению эффективности работы, что также является недостатком.In the head part of the prototype, the transfer of loads from the launch vehicle to the satellites is carried out through the design of the upper stage. In this case, when using damping elements to reduce these loads, the total damped mass includes the mass of the upper stage, the mass of the adapter with satellites. The parameters of the dampers and their effective operation depend on the value of the damped mass. The increase in the damped mass for the prototype head leads to an increase in the size of the dampers, their mass and a decrease in work efficiency, which is also a disadvantage.
Целью заявляемого решения является увеличение зоны расположения спутников под головным аэродинамическим обтекателем, снижение массы конструкции головной части, а также снижение вибромеханических и ударных нагрузок на устанавливаемые спутники и электронные приборы разгонного блока путем расширения диапазона варьирования демпфирующих свойств конструкции адаптера и конструкции разгонного блока и снижения демпфируемых масс.The aim of the proposed solution is to increase the satellites area under the head aerodynamic fairing, reduce the mass of the head structure, as well as reduce the vibromechanical and shock loads on the installed satellites and electronic devices of the upper stage by expanding the range of variation of the damping properties of the adapter structure and the upper stage design and reduce the damped masses .
Поставленная цель достигается тем, что адаптер для размещения спутников выполнен в виде кольцевой платформы и расположен в верхней части разгонного блока вокруг его приборного отсека, причем на кольцевой части адаптера выполнены посадочные отверстия для установки спутников вокруг разгонного блока, а на адаптере в районе приборного отсека разгонного блока выполнены посадочные отверстия для установки адаптера спутника, расположенного над разгонным блоком, при этом кольцевой адаптер содержит стыковочный шпангоут, при помощи которого он закреплен на верхнем стыковочном шпангоуте переходного отсека, а разгонный блок подвешен внутри переходного отсека при помощи узлов, закрепленных на приборном отсеке разгонного блока и на переходном отсеке в месте, расположенном ниже стыка переходного отсека с адаптером, при этом в стыках шпангоутов переходного отсека и адаптера и переходного отсека и разгонного блока установлены демпфирующие элементы.This goal is achieved in that the adapter for placing satellites is made in the form of an annular platform and is located in the upper part of the upper stage around its instrument compartment, moreover, on the ring part of the adapter there are landing holes for installing satellites around the upper stage, and on the adapter in the area of the upper stage the unit made landing holes for installing the satellite adapter located above the booster block, while the ring adapter contains a docking frame, with which about mounted on the upper docking frame of the adapter compartment, and the booster block is suspended inside the adapter compartment using nodes mounted on the instrument compartment of the accelerator module and on the adapter compartment at a location below the junction of the adapter module and the adapter, while at the joints of the adapter module and adapter frames and transition compartment and booster unit mounted damping elements.
Заявляемая космическая головная часть поясняется чертежом, где изображено:The inventive space warhead is illustrated in the drawing, which shows:
- на фиг.1 - общий вид космической головной части для запуска спутников, размещенных по периферии адаптера и спутника, установленного на приборном отсеке разгонного блока;- figure 1 is a General view of the space head for launching satellites located on the periphery of the adapter and satellite installed on the instrument compartment of the upper stage;
- на фиг.2 - соединение основных частей головной части;- figure 2 - connection of the main parts of the head part;
- на фиг.3 - установка демпфирующих узлов;- figure 3 - installation of damping nodes;
- на фиг.4 - общий вид космической головной части для запуска спутников, размещенных по периферии адаптера и спутника, установленного на адаптере в центральной части;- figure 4 is a General view of the space head for launching satellites located on the periphery of the adapter and the satellite mounted on the adapter in the central part;
- на фиг.5 - общий вид космической головной части для запуска спутников, размещенных по периферии адаптера;- figure 5 is a General view of the space head for launching satellites located on the periphery of the adapter;
- на фиг.6 - общий вид космической головной части для запуска спутника, закрепленного на переходном отсеке;- figure 6 is a General view of the space head for launching a satellite mounted on the transition compartment;
- на фиг.7 - общий вид космической головной части для запуска спутника, закрепленного на приборном отсеке разгонного блока.- Fig.7 is a General view of the space head for launching a satellite, mounted on the instrument compartment of the upper stage.
Космическая головная часть содержит разгонный блок, состоящий из двигателя 1, топливного отсека 2 и приборного отсека 3, адаптер 4, переходный отсек 5, установленные на адаптере спутники 6, 7, 8 и головной обтекатель 9.The space head part contains an acceleration unit consisting of an
Топливный отсек 2 содержит четыре сферических бака, расположенных вокруг двигателя 1 и закрепленных на нем. Приборный отсек 3 расположен над топливным отсеком и соединен с ним.The
Спутники 6, 7 (количество взято произвольно и может быть иным) расположены по периферии адаптера 4 и установлены при помощи собственных систем отделения на подставках 10, 11 соответственно. Спутник 8 установлен при помощи подставки 12. Головной обтекатель 9 смонтирован на приборном отсеке 13 ракеты-носителя, в состав которого входит стержневая рама полезного груза 14 с кронштейнами 15 системы отделения. Разгонный блок со спутниками через переходный отсек 5 установлен на кронштейнах 15 системы отделения, расположенных на раме полезного груза 14 ракеты-носителя. Двигатель 1 заглублен в свободную зону рамы полезного груза 14 для увеличения зоны под обтекателем 9 для размещения спутников.
Адаптер 4 выполнен в виде кольцевой платформы 16, расположенной вокруг приборного отсека 3 разгонного блока. К кольцевой платформе 16 прикреплены шпангоут 17 и подкрепляющий кольцевой силовой элемент 18, диаметр которого превышает поперечные размеры приборного отсека 3 разгонного блока. Платформа имеет также поперечные силовые элементы (на чертеже не показаны). Шпангоут 17 стыкуется со шпангоутом 19 переходного отсека 5.The
На кольцевой платформе 16 выполнены посадочные места для установки периферийных спутников 6, 7 и посадочные места в районе расположения силового элемента 18, используемые в случае закрепления спутника, расположенного по центру разгонного блока (на чертеже не показаны) (фиг.4). На приборном отсеке 3 выполнены посадочные места для установки подставки 12 со спутником 8 (на чертеже не показаны).On the
Для снижения массы конструкции разгонный блок установлен внутри переходного отсека 5 по подвесной схеме. Для этого разгонный блок закреплен внутри переходного отсека 5 при помощи соединяемых между собой кронштейнов 20 на приборном отсеке 3 и кронштейнов 21 на переходном отсеке 5, при этом кронштейны 21 закреплены ниже стыка шпангоута 19 переходного отсека со шпангоутом 17 адаптера для исключения силового влияния на адаптер 4.To reduce the mass of the structure, the booster unit is installed inside the
Шпангоуты 17, 19 скреплены между собой болтовым соединением с установленными демпфирующими элементами 22, выполненными, например, в виде резиновых амортизаторов. Аналогично соединены между собой и кронштейны 20, 21 (на чертеже не показано).The
В зависимости от величины действующих нагрузок на космическую головную часть со стороны ракеты-носителя, количества запускаемых спутников, их габаритных и массовых характеристик, требований по снижению нагрузок на электронные приборы спутников и приборы системы управления разгонного блока могут быть реализованы различные схемы закрепления спутников при одиночных и групповых запусках.Depending on the magnitude of the current loads on the space head from the launch vehicle, the number of launched satellites, their overall and mass characteristics, the requirements to reduce the loads on the electronic devices of the satellites and the control system devices of the upper stage, various satellite fixation schemes for single and group launches.
При групповых запусках спутники могут устанавливаться только по периферии адаптера 4 (фиг.5), по периферии и в центре по оси разгонного блока (фиг.1, 4). В центре головной части спутники могут устанавливаться как на приборный отсек 3 разгонного блока (фиг.1), так и на саму платформу 16 адаптера 4 в районе силового элемента 18 (фиг.4). В последнем случае используется подставка 23.During group launches, satellites can be installed only on the periphery of adapter 4 (Fig. 5), on the periphery and in the center along the axis of the acceleration block (Figs. 1, 4). In the center of the head part, satellites can be installed both on the
В случае реализации одиночных запусков спутники могут устанавливаться на переходный отсек 5, используя подставку 24 (фиг.6), а также на приборный отсек 3 разгонного блока, используя подставку 25 (фиг.7).In the case of single launches, satellites can be installed on the
Функционирование космической головной части происходит следующим образом. Ракета-носитель выводит разгонный блок с выводимыми спутниками (или одиночным спутником) на заданную промежуточную орбиту (или в заданную точку траектории), после чего срабатывают замки-толкатели, расположенные в кронштейнах 15, и разгонный блок отделяется от ракеты-носителя. Далее запускается маршевый двигатель 1 и, используя собственную систему управления и навигации, разгонный блок выводит спутники (или спутник) на рабочую орбиту функционирования (или орбиты функционирования).The functioning of the space head is as follows. The launcher launches the booster block with the satellites (or a single satellite) in a given intermediate orbit (or at a given point in the trajectory), after which the pusher locks located in the brackets 15 are triggered, and the booster block is separated from the booster. Next, the
На участке выведения передача на спутники и приборы разгонного блока механических нагрузок со стороны ракеты-носителя происходит следующим образом (на примере установки спутников согласно фиг.1).At the launch site, transmission to satellites and devices of the upper stage of the mechanical load from the side of the launch vehicle is as follows (for example, the installation of satellites according to figure 1).
1. Механические нагрузки на спутники 6, 7, устанавливаемые на адаптер 4, передаются непосредственно через переходный отсек 5 через стык шпангоутов 17, 19, в котором установлены демпфирующие элементы 22. За счет того, что на переходном отсеке 5 через различные силовые узлы закреплены и адаптер 4 со спутниками 6, 7 и разгонный блок, исключено их взаимное силовое влияние. При такой схеме закрепления масса разгонного блока с установленным на нем спутником 8 исключена из демпфируемой массы. Демпфируемая масса будет включать только массу адаптера 4 и массу устанавливаемых спутников 6, 7.1. Mechanical loads on the
2. Механические нагрузки на спутник 8 будут передаваться через переходный отсек 5, кронштейны 20, 21 и корпус приборного отсека 3. При этом конструкция самого разгонного блока за счет того, что подвешена и работает на растяжение, испытывает меньшие нагрузки. Масса адаптера 4 с установленными на нем спутниками 6, 7 не влияет на передачу нагрузок на спутник 8. При необходимости для снижения нагрузок демпфирующие узлы могут быть установлены как в стыке кронштейнов 20, 21 так и в стыке подставки 12 для установки спутника 8 с приборным отсеком 3.2. Mechanical loads on the
3. Приборы системы управления, смонтированные в приборном отсеке 3 разгонного блока, будут испытывать только нагружение от массы спутника 8 с подставкой 12.3. The control system devices mounted in the
Если передаваемые нагрузки от ракеты-носителя недопустимо велики для приборов системы управления разгонного блока, то спутник 8 может быть установлен непосредственно на адаптер 4 (фиг.3). В этом случае на участке полета ракеты-носителя разгонный блок не несет никаких нагрузок от спутников.If the transmitted loads from the launch vehicle are unacceptably large for the devices of the control system of the upper stage, then the
При запуске одиночных спутников могут быть реализованы различные схемы передачи нагрузок от ракеты-носителя. Для схемы, приведенной на фиг.6, передача нагрузок на спутник 8 осуществляется через переходный отсек 5 и подставку 24. Демпфирующие элементы могут быть установлены как в стыке переходного отсека 5 с подставкой 24, так и в стыке подставки 24 с системой отделения спутника 8. Такая схема установки спутника 8 может использоваться при значительной массе спутника. Если масса спутника 8 незначительна, то может быть использована схема его установки согласно фиг.7, когда нагрузки от ракеты-носителя передаются через переходный отсек 5, кронштейны 20, 21 и приборный отсек 3 разгонного блока.When launching single satellites, various schemes for transferring loads from a launch vehicle can be implemented. For the circuit shown in Fig.6, the loads are transmitted to the
Выбор той или иной схемы установки одиночных спутников осуществляется на основе анализа соответствующих динамических схем.The choice of a particular installation scheme for single satellites is carried out on the basis of the analysis of the corresponding dynamic schemes.
Заявляемая космическая головная часть по сравнению с прототипом обеспечивает:The inventive space warhead in comparison with the prototype provides:
1. Снижение массы конструкции космической головной части на 25-30% за счет установки разгонного блока по подвесной схеме и снижения массы демпфирующих узлов за счет уменьшения демпфируемой массы.1. Reducing the mass of the design of the space head by 25-30% due to the installation of the upper stage according to the suspension scheme and reducing the mass of the damping nodes by reducing the damped mass.
2. Увеличение зоны установки спутников под головным аэродинамическим обтекателем за счет расположения разгонного блока ниже плоскости установки спутников, размещения адаптера вокруг приборного отсека разгонного блока.2. The increase in the area of installation of satellites under the head aerodynamic fairing due to the location of the accelerating unit below the plane of installation of satellites, placing the adapter around the instrument compartment of the accelerating unit.
3. Раздельное закрепление на переходном отсеке адаптера для установки спутников и разгонного блока, а также возможность установки спутника на самом разгонном блоке значительно расширяет демпфирующие свойства конструкции головной части в целом и обеспечивает более эффективное использование устанавливаемых в стыках между переходным отсеком и адаптером и между переходным отсеком и разгонным блоком узлов амортизации, что позволяет уменьшить действующие на спутники и приборы системы управления разгонного блока:3. Separate mounting on the adapter compartment of the adapter for installation of satellites and the upper stage, as well as the possibility of installing a satellite on the upper stage, significantly expands the damping properties of the head structure as a whole and allows for more efficient use of the joints installed between the transition section and the adapter and between the transition section and the upper stage of the depreciation units, which reduces the operating systems for the upper stage for satellites and devices:
- уровни случайных вибраций в диапазоне частот от 60 Гц до 2500 Гц;- levels of random vibrations in the frequency range from 60 Hz to 2500 Hz;
- среднеквадратичное значение амплитуд случайных вибраций, в 2.5-3 раза;- the rms value of the amplitudes of random vibrations, 2.5-3 times;
- уровни ударных нагрузок, действующих на установленные на головной части спутники от ракеты-носителя и от срабатывания системы отделения отделяемых спутников на 6-10 дБ.- shock load levels acting on the satellites installed on the head from the launch vehicle and from the operation of the separation system of the separated satellites by 6-10 dB.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005114999/11A RU2293689C2 (en) | 2005-05-17 | 2005-05-17 | Space head module for isolated and cluster launch of satellites |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005114999/11A RU2293689C2 (en) | 2005-05-17 | 2005-05-17 | Space head module for isolated and cluster launch of satellites |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2005114999A RU2005114999A (en) | 2006-11-27 |
| RU2293689C2 true RU2293689C2 (en) | 2007-02-20 |
Family
ID=37664159
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005114999/11A RU2293689C2 (en) | 2005-05-17 | 2005-05-17 | Space head module for isolated and cluster launch of satellites |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2293689C2 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104276292A (en) * | 2014-10-20 | 2015-01-14 | 北京宇航***工程研究所 | Fairing wind shield with rainproof function |
| RU2586942C1 (en) * | 2015-03-11 | 2016-06-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" (ФГУП "ГКНПЦ им. М.В. Хруничева") | Spacecraft undocking system and method for assembly and installation thereof |
-
2005
- 2005-05-17 RU RU2005114999/11A patent/RU2293689C2/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Ж. «Новости космонавтики». Том 11, №12, 2001, с.41-42. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104276292A (en) * | 2014-10-20 | 2015-01-14 | 北京宇航***工程研究所 | Fairing wind shield with rainproof function |
| RU2586942C1 (en) * | 2015-03-11 | 2016-06-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" (ФГУП "ГКНПЦ им. М.В. Хруничева") | Spacecraft undocking system and method for assembly and installation thereof |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2005114999A (en) | 2006-11-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN108349596B (en) | Payload distribution system | |
| EP0508609B1 (en) | Modular solid-propellant launch vehicle and related launch facility | |
| EP1866203B1 (en) | Aircraft auxiliary power unit suspension system for isolating an aircraft auxiliary power unit | |
| US6012680A (en) | Passive lateral vibration isolation system for a spacecraft launch vehicle | |
| Denoyer et al. | Recent achievements in vibration isolation systems for space launch and on-orbit applications | |
| US7114683B2 (en) | Device and method for a spacecraft | |
| US7261038B2 (en) | Low shock separation joint and method therefor | |
| EP1618039B1 (en) | Momentum stabilized launch vehicle upper stage | |
| RU2293689C2 (en) | Space head module for isolated and cluster launch of satellites | |
| JP6697488B2 (en) | Lightweight passive attenuator for spacecraft | |
| Johnson et al. | Softride vibration and shock isolation systems that protect spacecraft from launch dynamic environments | |
| US7618007B1 (en) | Force balancing actuator | |
| Maly et al. | Espa: Eelv secondary payload adapter with whole-spacecraft isolation for primary and secondary payloads | |
| RU2271317C1 (en) | Spacecraft and jet engine module | |
| RU2376216C2 (en) | Spaceship engine module | |
| RU2428358C1 (en) | Space head for group launch of satellites | |
| US7712706B2 (en) | Space tethers for limiting the dynamic response of structures | |
| RU2569966C1 (en) | Spaceship head | |
| RU2586942C1 (en) | Spacecraft undocking system and method for assembly and installation thereof | |
| US20050056509A1 (en) | Shock isolation system | |
| CN114199486B (en) | Vibration performance simulation test device of lubricating oil tank-mounting structure | |
| CN211287919U (en) | Buffer device, engine and aircraft | |
| RU2306242C1 (en) | Launch vehicle | |
| Aglietti et al. | Development of the MiniSIL™ structural design | |
| Kaiser | Ariane 5 Dummy Satellites and Structures |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20090518 |