РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Российский патент 2009 года по МПК B64G1/00 

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 введен опорный 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; при этом опорный отсек имеет наружный и внутренний силовые контуры, состоящие из силовых элементов, размещенных соответственно по образующим конусной и цилиндрической поверхностям, для передачи силовой нагрузки от головного обтекателя и космического аппарата к корпусу ракеты-носителя; в поперечном сечении опорный отсек представляет собой силовой прямоугольный треугольник, малый катет которого расположен в плоскости стыка ракеты-носителя с головным обтекателем, гипотенуза размещена на образующей конической поверхности опорного отсека, а большой катет является продолжением образующей цилиндрической поверхности корпуса последней ступени ракеты-носителя; опорный отсек имеет также торцевое разъемное соединение с головным обтекателем, разделяемое в полете, соединение с фермой сопряжения с космическим аппаратом и соединение с корпусом последней ступени ракеты-носителя.

На фиг.1 и 2 изображена ракетно-космическая система, где:

1 - головной обтекатель;

2 - космический аппарат;

3 - опорный отсек;

4 - последняя ступень;

5 - ракета-носитель;

6 - створки обтекателя;

7 - узлы разворота;

8 - наружный силовой контур;

9 - внутренний 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 опорный 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; опорный отсек 3 имеет наружный силовой контур 8 и внутренний силовой контур 9, состоящие из силовых элементов, например балок, стрингеров, размещенных соответственно по образующим конусной и цилиндрической поверхностей, для передачи нагрузки от головного обтекателя 1 и космического аппарата 2 к корпусу ракеты-носителя 5; опорный отсек 3 имеет также торцевое разъемное соединение 10 с головным обтекателем 1, разделяемое в полете, соединение 11 с фермой сопряжения 12 с космическим аппаратом 2 и соединение 11 с корпусом последней ступени 4 ракеты-носителя 5.

Опорный отсек 3 установлен между корпусом последней ступени 4 ракеты-носителя 5 и головным обтекателем 1, при этом корпус последней ступени 4 ракеты-носителя 5 выполнен укороченным для сохранения общей длины ракеты-носителя 5 неизменной.

В поперечном сечении опорный 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 опорного отсека 3, а большой катет является продолжением образующей цилиндрической поверхности корпуса последней ступени 4 ракеты-носителя 5.

Боковая поверхность опорного отсека 3 выполняется конической, обеспечивая переход от стыковочного диаметра головного обтекателя 1 к стыковочному диаметру последней ступени 4 ракеты-носителя 5, при этом опорный отсек 3 нижней своей частью крепится к корпусу последней ступени 4 ракеты-носителя 5.

Имея в наличии опорные отсеки 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 с опорным отсеком 3 и далее через наружный силовой контур 8 опорного 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 с опорным отсеком 3, затем створки 6 расходятся в стороны относительно узлов разворота 7, после чего створки 6 головного обтекателя 1 отделяются от ракеты-носителя 5.

Реализация настоящего предложения в ракетно-космической системе позволяет:

- с помощью опорного отсека 3 применить ракеты-носители 5 с укороченным корпусом последней ступени 4 ракеты-носителя 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.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам выведения аппаратов космического назначения на заданные орбиты. Ракетно-космическая система содержит ракету-носитель и космический аппарат с головным обтекателем. Введен опорный 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. Опорный отсек имеет наружный и внутренний силовые контуры, состоящие из силовых элементов, размещенных соответственно по образующим конусной и цилиндрической поверхностей, для передачи силовой нагрузки от головного обтекателя и космического аппарата к корпусу ракеты-носителя. В поперечном сечении опорный отсек представляет собой силовой прямоугольный треугольник, малый катет которого расположен в плоскости стыка ракеты-носителя с головным обтекателем. Гипотенуза размещена на образующей конической поверхности опорного отсека, а большой катет является продолжением образующей цилиндрической поверхности корпуса последней ступени ракеты-носителя. Опорный отсек имеет также торцевое разъемное соединение с головным обтекателем, разделяемое в полете, соединение с фермой сопряжения с космическим аппаратом и соединение с корпусом последней ступени ракеты носителя. Достигается увеличение полезного объема. 2 ил.

Ракетно-космическая система, содержащая ракету-носитель и космический аппарат с головным обтекателем, отличающаяся тем, что введен опорный 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; при этом опорный отсек имеет наружный и внутренний силовые контуры, состоящие из силовых элементов, размещенных соответственно по образующим конусной и цилиндрической поверхностей, для передачи силовой нагрузки от головного обтекателя и космического аппарата к корпусу ракеты-носителя; в поперечном сечении опорный отсек представляет собой силовой прямоугольный треугольник, малый катет которого расположен в плоскости стыка ракеты-носителя с головным обтекателем, гипотенуза размещена на образующей конической поверхности опорного отсека, а большой катет является продолжением образующей цилиндрической поверхности корпуса последней ступени ракеты-носителя; опорный отсек имеет также торцевое разъемное соединение с головным обтекателем, разделяемое в полете, соединение с фермой сопряжения с космическим аппаратом и соединение с корпусом последней ступени ракеты-носителя.