ракетно-космическая система
Классы МПК: | B64G1/00 Космические летательные аппараты |
Автор(ы): | Клиппа Владимир Петрович (RU), Веселов Виктор Николаевич (RU), Лакеев Василий Николаевич (RU), Мертвищев Григорий Николаевич (RU), Падалка Александр Иванович (RU), Софинский Алексей Николаевич (RU), Романов Анатолий Александрович (RU), Негодяев Виктор Иванович (RU), Журавлев Владимир Иванович (RU), Катаев Виктор Иванович (RU), Рожков Михаил Викторович (RU) |
Патентообладатель(и): | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" (RU) |
Приоритеты: |
подача заявки:
2007-06-01 публикация патента:
10.04.2009 |
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам выведения аппаратов космического назначения на заданные орбиты. Система содержит ракету-носитель, космический аппарат с головным обтекателем и съемный отсек, установленный на последнюю ступень ракеты-носителя, который обеспечивает стыковку ракеты-носителя с головным обтекателем, имеющим стыковочный диаметр больше стыковочного диаметра последней ступени ракеты-носителя. Съемный отсек имеет силовой контур, состоящий из силовых элементов, размещенных по образующей конусной поверхности, для передачи нагрузки от головного обтекателя к корпусу ракеты-носителя. В поперечном сечении съемный отсек представляет собой силовой прямоугольный треугольник, малый катет которого расположен в плоскости стыка ракеты-носителя с головным обтекателем, гипотенуза размещена на образующей конической поверхности съемного отсека, а в качестве большого катета использована часть образующей цилиндрической поверхности корпуса последней ступени ракеты-носителя. Съемный отсек имеет также торцевое разъемное соединение с головным обтекателем, разделяемое в полете, соединения с корпусом последней ступени ракеты-носителя по торцевой и цилиндрической ее частям, выполненные с применением призонного крепежа, и соединение с фермой сопряжения с космическим аппаратом. Достигается увеличение полезного объема. 2 ил.
Формула изобретения
Ракетно-космическая система, содержащая ракету-носитель и космический аппарат с головным обтекателем, отличающаяся тем, что введен съемный отсек, установленный на последнюю ступень ракеты-носителя, который обеспечивает стыковку ракеты-носителя с головным обтекателем, имеющим стыковочный диаметр больше стыковочного диаметра последней ступени ракеты-носителя, съемный отсек имеет силовой контур, состоящий из силовых элементов, размещенных по образующей конусной поверхности, для передачи нагрузки от головного обтекателя к корпусу ракеты-носителя, в поперечном сечении съемный отсек представляет собой силовой прямоугольный треугольник, малый катет которого расположен в плоскости стыка ракеты-носителя с головным обтекателем, гипотенуза размещена на образующей конической поверхности съемного отсека, а в качестве большого катета использована часть образующей цилиндрической поверхности корпуса последней ступени ракеты-носителя, съемный отсек имеет также торцевое разъемное соединение с головным обтекателем, разделяемое в полете, соединения с корпусом последней ступени ракеты-носителя по торцевой и цилиндрической ее частям, выполненные с применением призонного крепежа, и соединение с фермой сопряжения с космическим аппаратом.
Описание изобретения к патенту
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам выведения аппаратов космического назначения на заданные орбиты.
Известны ракетно-космические системы «Протон», «Союз-2», ракетно-космическая система морского базирования, состоящие из ракеты-носителя и космического аппарата с головным обтекателем.
За прототип принята ракетно-космическая система морского базирования (см. стр.522-524, издание «Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П.Королева, издательство МЕНОНСОВПОЛИГРАФ).
В последнее время применение в ракетно-космических системах космических аппаратов большого объема потребовало разработки головных обтекателей большего диаметра, в связи с чем переход головного обтекателя к последней ступени ракет-носителей, имеющих меньший стыковочный диаметр, осуществляют с помощью нижней части головного обтекателя, выполненного в виде обратного конуса.
Ракетно-космические системы, имеющие в своем составе головные обтекатели с нижней частью, выполненной в виде обратного конуса, имеют следующие недостатки:
- дополнительный переход от цилиндрической части обтекателя к обратному конусу в нижней его части снижает надежность конструкции и ухудшает технологичность изготовления обтекателя;
- за счет выполнения нижней части обтекателя в виде обратного конуса уменьшается полезный объем головного обтекателя.
Задачей предложенного изобретения является создание ракетно-космических систем, в которых обеспечивается стыковка различных типоразмеров головных обтекателей с ракетами-носителями, имеющими на последней ступени меньший стыковочный диаметр с головным обтекателем, увеличение полезного объема головного обтекателя и сохранение общей длины ракетно-космической системы.
Задача достигается тем, что в ракетно-космическую систему, содержащую ракету-носитель и космический аппарат с головным обтекателем, введен съемный отсек, установленный на последнюю ступень ракеты-носителя, который обеспечивает стыковку ракеты-носителя с головным обтекателем, имеющим стыковочный диаметр больше стыковочного диаметра последней ступени ракеты-носителя; съемный отсек имеет силовой контур, состоящий из силовых элементов, размещенных по образующей конусной поверхности, для передачи нагрузки от головного обтекателя к корпусу ракеты-носителя; в поперечном сечении съемный отсек представляет собой силовой прямоугольный треугольник, малый катет которого расположен в плоскости стыка ракеты-носителя с головным обтекателем, гипотенуза размещена на образующей конической поверхности съемного отсека, а в качестве большого катета использована часть образующей цилиндрической поверхности корпуса последней ступени ракеты-носителя; съемный отсек имеет также торцевое разъемное соединение с головным обтекателем, разделяемое в полете, соединения с корпусом последней ступени ракеты-носителя по торцевой и цилиндрической ее частям, выполненные с применением призонного крепежа, и соединение с фермой сопряжения с космическим аппаратом.
На фиг.1 и 2 изображена ракетно-космическая система, где:
1 - головной обтекатель;
2 - космический аппарат;
3 - съемный отсек;
4 - последняя ступень;
5 - ракета-носитель;
6 - створки обтекателя;
7 - призонный крепеж;
8 - узлы разворота;
9 - силовой контур;
10 - разъемное соединение;
11 - соединения;
12 - ферма сопряжения.
Предложена ракетно-космическая система, состоящая из ракеты-носителя 5, космического аппарата 2 с головным обтекателем 1, в состав которой введен съемный отсек 3, установленный на последнюю ступень 4 ракеты-носителя 5, который обеспечивает стыковку ракеты-носителя 5 с головным обтекателем 1, имеющим стыковочный диаметр больше стыковочного диаметра последней ступени 4 ракеты-носителя 5; съемный отсек 3 имеет силовой контур 9, состоящий из силовых элементов, например балок, стрингеров, размещенных по образующей конусной поверхности, для передачи нагрузки от головного обтекателя 1 к корпусу ракеты-носителя 5; съемный отсек 3 имеет также торцевое разъемное соединение 10 с головным обтекателем 1, разделяемое в полете, соединения 11 с корпусом последней ступени 4 ракеты-носителя 5 по торцевой и цилиндрической ее частям, выполненные с применением призонного крепежа 7, и соединение 11 с фермой сопряжения 12 с космическим аппаратом 2.
Съемный отсек 3 установлен таким образом, что верхняя его плоскость связана с верхней плоскостью корпуса последней ступени 4 ракеты-носителя 5 с помощью призонного крепежа 7, например призонных винтов, что позволяет сохранить общую длину ракеты-носителя 5 неизменной.
В поперечном сечении съемный отсек 3 представляет собой силовой прямоугольный треугольник, малый катет которого расположен в плоскости стыка ракеты-носителя 5 с головным обтекателем 1, гипотенуза размещена на образующей конической поверхности съемного отсека 3, а в качестве большого катета использована часть образующей цилиндрической поверхности корпуса последней ступени 4 ракеты-носителя 5.
Боковая поверхность съемного отсека 3 выполняется конической, обеспечивая переход от стыковочного диаметра головного обтекателя 1 к стыковочному диаметру последней ступени 4 ракеты-носителя 5, при этом съемный отсек 3 нижней своей частью крепится к цилиндрической части корпуса последней ступени 4 ракеты-носителя 5 также с помощью призонного крепежа 7, например призонных болтов. Применение призонного крепежа 7 позволяет выполнить соединения в беззазорном варианте и передать силовую нагрузку (момент и силу) от головного обтекателя 1 на корпус последней ступени 4 ракеты-носителя 5 с наименьшими массовыми затратами.
При наличии съемных отсеков 3 нескольких типоразмеров обеспечивается стыковка эксплуатируемых ракет-носителей 5 (с диаметром стыковочного шпангоута последней ступени 4 ракеты-носителя 5 меньшим, чем диаметр стыковочного шпангоута головного обтекателя 1) с эксплуатируемыми головными обтекателями 1 различных типоразмеров стыковочного шпангоута. Кроме того, в головном обтекателе 1 коническая нижняя часть заменяется на цилиндрическую (т.е. цилиндрическая часть удлиняется на величину, равную длине конической части). Это позволяет увеличить полезный объем головного обтекателя 1.
Предложенная ракетно-космическая система функционирует следующим образом.
При эксплуатации ракетно-космической системы головной обтекатель 1 до своего отделения от ракеты-носителя 5 передает нагрузку по стыку головного обтекателя 1 со съемным отсеком 3 и далее через силовой контур 9 съемного отсека 3 на корпус последней ступени 4 ракеты-носителя 5.
После прохождения ракетно-космической системы плотных слоев атмосферы головной обтекатель 1 делится в продольном направлении на две створки 6, производится отделение головного обтекателя 1 по стыку со съемным отсеком 3, затем створки 6 расходятся в стороны относительно узлов разворота 8, после чего створки 6 головного обтекателя 1 отделяются от ракеты-носителя 5.
Реализация настоящего предложения в ракетно-космической системе позволяет:
- с помощью съемного отсека 3 использовать ракеты-носители 5 совместно с различными типоразмерами головных обтекателей 1 без увеличения общей длины ракетно-космической системы;
- увеличить полезный объем головного обтекателя 1 за счет замены конической нижней части обтекателя 1 на цилиндрическую для размещения космического аппарата 1 большего объема;
- упростить конструкцию головного обтекателя 1 за счет замены конической нижней части на цилиндрическую, исключив тем самым в конструкции обтекателя 1 силовой переход цилиндра к конусу, что приводит к увеличению надежности конструкции и улучшению технологичности изготовления обтекателя 1.
Класс B64G1/00 Космические летательные аппараты