КОСМИЧЕСКАЯ ГОЛОВНАЯ ЧАСТЬ ДЛЯ ОДИНОЧНОГО И ГРУППОВОГО ЗАПУСКОВ СПУТНИКОВ Российский патент 2007 года по МПК B64G1/22 B64G1/16 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается космических головных частей, предназначенных для одиночных и групповых запусков спутников.

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).

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.

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.

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.

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.

Эффективность головной части по прототипу будем рассматривать по следующим показателям:

- масса конструкции головной части;

- величина зоны полезного груза по обтекателям ракеты-носителя, используемая для размещения спутников при одиночном и групповом запуске;

- уровень вибромеханических и ударных нагрузок на электронные системы спутников и приборов системы управления разгонного блока.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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)).

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.

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.

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.

Заявляемая космическая головная часть поясняется чертежом, где изображено:

- на фиг.1 - общий вид космической головной части для запуска спутников, размещенных по периферии адаптера и спутника, установленного на приборном отсеке разгонного блока;

- на фиг.2 - соединение основных частей головной части;

- на фиг.3 - установка демпфирующих узлов;

- на фиг.4 - общий вид космической головной части для запуска спутников, размещенных по периферии адаптера и спутника, установленного на адаптере в центральной части;

- на фиг.5 - общий вид космической головной части для запуска спутников, размещенных по периферии адаптера;

- на фиг.6 - общий вид космической головной части для запуска спутника, закрепленного на переходном отсеке;

- на фиг.7 - общий вид космической головной части для запуска спутника, закрепленного на приборном отсеке разгонного блока.

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.

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.

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.

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).

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.

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).

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.

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.

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).

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).

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).

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.

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.

3. Приборы системы управления, смонтированные в приборном отсеке 3 разгонного блока, будут испытывать только нагружение от массы спутника 8 с подставкой 12.

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.

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.

Выбор той или иной схемы установки одиночных спутников осуществляется на основе анализа соответствующих динамических схем.

Заявляемая космическая головная часть по сравнению с прототипом обеспечивает:

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.

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.

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:

- уровни случайных вибраций в диапазоне частот от 60 Гц до 2500 Гц;

- среднеквадратичное значение амплитуд случайных вибраций, в 2.5-3 раза;

- уровни ударных нагрузок, действующих на установленные на головной части спутники от ракеты-носителя и от срабатывания системы отделения отделяемых спутников на 6-10 дБ.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкциях соответствующих ракет-носителей. Предлагаемая головная часть содержит аэродинамический обтекатель, размещенные под ним разгонный блок (РБ), кольцевой адаптер для установки спутников вокруг РБ, адаптер для установки одиночного спутника над РБ и переходный отсек для стыковки с последней ступенью ракеты-носителя. Кольцевой адаптер расположен в верхней части РБ вокруг его приборного отсека. На кольцевой части этого адаптера выполнены посадочные отверстия для установки спутников вокруг РБ. В районе приборного отсека РБ на кольцевом адаптере выполнены посадочные отверстия для установки адаптера одиночного спутника, расположенного над РБ. РБ подвешен внутри переходного отсека при помощи узлов, закрепленных на приборном отсеке РБ и на переходном отсеке в месте, расположенном ниже стыка переходного отсека с кольцевым адаптером. В стыках шпангоутов переходного отсека и кольцевого адаптера, а также переходного отсека и РБ установлены демпфирующие элементы. Техническим результатом изобретения являются снижение массы конструкции космической головной части на 25-30%, увеличение зоны установки спутников под головным аэродинамическим обтекателем, уменьшение вибромеханических и ударных нагрузок на спутники и приборы системы управления РБ. 7 ил.

Космическая головная часть для одиночного и группового запусков спутников, содержащая головной аэродинамический обтекатель, размещенные под ним разгонный блок, состоящий из отсека двигательной установки, топливного отсека и закрепленного над ним приборного отсека, адаптер для установки спутников вокруг разгонного блока, адаптер для установки одиночного спутника, расположенного над разгонным блоком, переходный отсек для стыковки с последней ступенью ракеты-носителя разгонного блока со спутниками, отличающаяся тем, что адаптер для установки 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 в районе приборного отсека разгонного блока на этом адаптере выполнены посадочные отверстия для установки адаптера одиночного 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 кольцевым адаптером, при этом в стыках шпангоутов переходного отсека и кольцевого адаптера и переходного отсека и разгонного блока установлены демпфирующие элементы.