Устройство для связи космического объекта с ракетой- носителем

 

Использование: ракетно-космическая техника; устройства для силовой связи космического объекта (КО) с ракетой-носителем (РН) при боковом закреплении груза. Сущность изобретения: поперечные и продольные стержни устройства, соединяющие КО и РН, крепятся к паре силовых шпангоутов РН и обечайке между ними, которая снабжена опертыми на шпангоуты и соединенными с продольными стержнями силовыми балками крепления двигателей. Верхний из силовых шпангоутов расположен в плоскости поперечных стержней, а нижний - в полости мест крепления двигателей. Каждый из продольных стержней направлен к КО от РН вперед, по направлению полета, из общего, расположенного на нижнем силовом шпангоуте, геометрического центра опорной пяты крепления двигателя и торца силовой балки и соединен с балкой, пятой и шпангоутом в совмещенном узле. В результате действующие усилия замыкаются на коротком участке посредством элементов, работающих преимущественно на растяжение-сжатие, почти все силовые элементы - многофункциональны, а количество их - минимально. 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

Предлагаемое изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно, к устройствам для силовой связи космического объекта с ракетой-носителем при боковом закреплении груза.

Известны схемы с боковым креплением груза к корпусу носителя, где используются соответствующие силовые связи между объектом и носителем (Пономарев А.Н. Пилотируемые космические корабли. М. Воениздат, 1968, с.187-192).

Однако, в этих схемах отсутствуют конкретные конструктивные разработки указанных силовых связей.

Наиболее близким аналогом изобретения является устройство для связи космического корабля с носителем, содержащее верхний и нижний силовые шпангоуты, соединенные обечайкой, и системы поперечных и продольных стержней, соединенных своими концами с силовыми шпангоутами носителя и с космическим объектом (Основы проектирования летательных аппаратов (транспортные системы)/ Под ред. акад. В.П.Мишина. М. Машиностроение, 1985, с.20; рис.1.15; с.130; рис.5.9; с.179) Известное устройство служит для силовой связи орбитального самолета ( с установленным на нем ракетным двигателем) с подвесным баком и реализовано в ракетно-космической транспортной системе "Спейс Шатл".

При работе устройства прототипа продольные силы от тяги двигателей передаются с самолета на бак коротким путем через продольные стержни силовых треугольников и, с помощью лонжеронов, распределяются по несущей обечайке бака. Момент сил, опрокидывающий каждый силовой треугольник из-за бокового расположения самолета относительно бака, в виде пары поперечных сил передается через стержни на силовые шпангоуты бака.

Для данной компановочной схемы такое техническое решение является рациональным.

Существует, однако, потребность в такой компановочной схеме, когда на ракете-носителе сбоку должен быть закреплен пассивный (без двигателей) полезный груз.

Недостатком устройства-прототипа применительно к такой компоновочной схеме является то, что оно не обеспечивает получение минимальной массы конструкции для передачи на космической объект продольных сил от тяги двигателей в связи с нерациональным взаимоположением в устройстве отдельных элементов, а также отсутствием в нем необходимых силовых элементов. Так, при работе устройства передача продольных сил от двигателей к узлам крепления космического объекта будет происходить не кротчайшим путем, а через двигательный отсек, обечайку и лонжероны бака и продольные стержни. Таким образом, количество и общая протяженность передающих силовых элементов возрастет. Необходимы дополнительные силовые элементы, воспринимающие сосредоточенные силы от двигателей. Все это неизбежно приведет к увеличению массы конструкции, трудоемкости изготовления и снижению надежности.

Техническим результатом изобретения является уменьшение массы устройства и снижение трудоемкости его изготовления при одновременном повышении надежности.

Указанный технический результат достигается тем, что в устройстве для связи космического объекта с ракетой-носителем продольные стержни соединены с ракетой-носителем в местах крепления двигателей и направлении от ракеты-носителя к космическому объекту вперед, по направлению полета, причем верхний из пары силовых шпангоутов расположен в плоскости поперечных стержней, а нижний в плоскости мест крепления двигателей, при этом обечайка снабжена связанными с ней и соединенными с продольными стержнями силовыми балками крепления двигателей, опертыми на силовые шпангоуты, а каждый из продольных стержней направлен к космическому объекту из общего, расположенного на нижнем силовом шпангоуте, геометрического центра опорной пяты крепления двигателя и торца балки, и соединен с балкой, пятой и шпангоутом в совмещенном узле.

При этом, в предпочтительном варианте исполнения, каждый совмещенный узел, соединяющий продольный стержень с балкой, опорной пятой и шпангоутом, содержит фитинг, выполненный в виде полой усеченной пирамиды и части балки, монолитно соединенных между собой в пересечениях, при этом геометрическим основанием пирамиды является площадка, очерченная контуром следа стенок балки на плоскости шпангоута, а грани пирамиды направлены вдоль оси стержня и закончены гнездом под узел его крепления к фитингу.

На фиг. 1 показан общий вид ракеты-носителя с космическим объектом, где используется предлагаемое устройство; на фиг.2 выносной элемент А по фиг.1; на фиг.3 вид по стрелке Б на фиг.2; на фиг.4 разрез В-В на фиг.3; на фиг.5 и 6 виды по стрелкам Г и Д на фиг.4 соответственно; на фиг.7 сечение Е-Е на фиг.4.

Устройство для связи космического объекта 1 с ракетой-носителем 2 содержит верхний 3 и нижний 4 силовые шпангоуты, соединенные обечайкой 5, внешние 6, 7 и внутренние 8, 9 поперечные стержни, продольные стержни 10, 11, соединенные своими концами с силовыми шпангоутами ракеты-носителя и космическим объектом, при этом продольные стержни 10, 11 соединены с ракетой-носителем в местах крепления двигателей 14, 15 и направлены от ракеты-носителя к космическому объекту вперед, по направлению полета, а оба силовых шпангоута 3, 4 взаиморасположены так, что верхний 3 из них находится в плоскости поперечных стержней, а нижний 4 в плоскости мест крепления двигателей 14, 15, 35, 36.

Обечайка 5 снабжена связанными с ней и соединенными с продольными стержнями 10, 11 силовыми балками 12, 13 крепления двигателей 14, 15, ближайших к космическому объекту 1 (фиг. 2, 3, 7).

Каждый из продольных стержней 10, 11 направлен к космическому объекту 1 из общего, расположенного на нижнем силовом шпангоуте 4, геометрического центра a (b) опорной пяты 16 (17) крепления двигателей и торца силовой балки 12 (13) и соединен с балкой 12 (13), пятой 16 (17) и шпангаутом 4 в совмещенном узле 18 (19) (фиг. 3-6).

Совмещенный узел, например 18, соединяющий продольный стержень 10 с балкой 12, опорной пятой 16 и шпангоутом 4, содержит фитинг 20, выполненный в виде полной усеченной пирамиды 21 и в части балки 22, монолитно соединенных между собой в пересечениях 23, при этом геометрическим основанием пирамиды 21 является площадка 24, очерченная контуром следа cdef стенок балки 12 на плоскости шпангоута 4, а грани cc₁d₁d, dd₁e₁e, ff₁e₁e, сс₁f₁f направлены вдоль оси 25 стержня 10 и закончены гнездом 26 под узел 27 его крепления к фитингу 20 (фиг. 4-6).

Устройство для связи космического объекта 1 с ракетой-носителем 2 собирается следующим образом (фиг. 2-4, 7): Вначале собираются силовые балки 12 и 13, в которых (на примере балки 12) фитинга 20 и законцовочные фитинги 28 являются закладными деталями. Стенки 29, 30, 31 балки с помощью уголков 32 соединяются между собой и одновременно крепятся с помощью болтовых соединений к фитингам 20 и 28.

Полученные балки (П-образного поперечного сечения) устанавливают на обечайку 5 с прилеганием торцев балок к шпангоуту 4 и крепят балки к обечайке и шпангоутам 3, 4 с помощью болтовых соединений. В фитинги 20 устанавливают узлы 27 крепления стержней и далее производят установку и закрепление всех поперечных 6, 7, 8, 9 и продольных 10, 11 стержней к ракете-носителю и космическому объекту.

Устройство работает следующим образом.

Продольное усилие от тяги двигателей 14, 15, ближайших к космическому объекту, кратчайшим путем через опорные пяты 16, 17, совмещенные узлы 18, 19 и продольные 10, 11 передаются к узлам крепления устройства к космическому объекту. Часть тяги этих двигателей (в особенности на начальном участке полета, когда массово-инерционные силы от ракеты-носителя значительно превышают такие же силы от космического объекта) через опорные пяты 16 и 17, совмещенные узлы 18, 19 и силовые балки 12, 13, связанные с обечайкой 5, распределяется по этой обечайке и далее по корпусу ракеты-носителя и расходуется не преодоление массово-инерционных сил от ракеты-носителя.

Продольные усилия от тяги других двигателей 35, 36 ракеты-носителя, в том числе ракетных ускорителей 37, 38, 39, 40, распределены по корпусу ракеты-носителя, в том числе по обечайке 5. Поскольку обечайка снабжена связанными с ней и соединенными с продольными стержнями 10, 11 силовыми балками 12, 13, а направление усилий от тяги указанных двигателей и массово-инерционных сил от космического объекта, приходящих на балки через продольные стержни 10, 11 и совмещенные узлы 18, 19, противоположны, в обечайке возникают потоки касательных усилий. За счет них усилия от тяги этих двигателей концентрируются в балках 12, 13, одновременно являющихся в данном случае лонжеронами, и расходуются на преодоление массово-инерционных сил от космического объекта. Поперечные (радиальные и тангенциальные) силы между ракетой-носителем и космическим объектом воспринимаются поперечными стержнями 6, 7, 8, 9 и силовыми шпангоутами 3, 4.

Из работы устройства ясно, что оно обеспечивает передачу на космический объект тяги двигателей ракеты-носителя.

Кроме этого, имеют место следующие преимущества: 1. Так как из пары силовых шпангаутов 3 и 4, воспринимающих опрокидывающий момент из-за эксцентричного закрепления космического объекта на ракете-носителе, нижний шпангоут 4 одновременно является силовым, воспринимающим сосредоточенные поперечные силы в местах креплений двигателей 14, 15, 35, 36, то применение дополнительного, специально для этого предназначенного, шпангоута не требуется.

2. Так как силовые балки 12, 13 крепления двигателей 14, 15, ближайших к космическому объекту, одновременно являются лонжеронами, воспринимающими распределение по обечайке 5 условия от тяги других двигателей 35, 36, 37, 38, 39, 40 ракеты-носителя для передачи их через продольные стержни 10, 11 на космический объект, то применение дополнительных, специально для этого предназначенных, лонжеронов не требуется.

3. Поскольку каждый из продольных стержней 10, 11, направлен к космическому объекту из общего, расположенного на нижнем силовом шпангоуте 4, геометрического центра a (b) опорной пяты 16, 17 и торца силовой балки 12, 13, то тем самым обеспечивается кратчайший путь передачи усилий от тяги двигателей 14, 15 как к космическому объекту 1 через совмещенные узлы 18, 19 и продольные стержни 10, 11, так и на корпус ракеты-носителя через совмещенные узлы 18, 19, силовые балки 12, 13 и обечайку 5.

4. В связи с тем, что совмещенные узлы 18; 19 одновременно являются узлами крепления 14, 15 (ближайших к космическому объекту) к силовым балкам 12, 13 и узлами крепления тех же балок 12, 13 с функциями лонжеронов к продольным стержням 10, 11, следовательно, применения дополнительных узлов также не требуется.

5. Так как каждый совмещенный узел, например 18, соединяющий продольный стержень 10 с балкой 12, опорной пятой 16 и шпангаутом 4, содержит фитинг 20, выполненный в виде полой усеченной пирамиды 21 и части балки 22, монолитно соединенных между собой в пересечениях 23, при этом геометрическим основанием пирамиды 21 является площадка 24, очерченная контуром следа cdef стенок балки 12 на плоскости шпангоута 4, а на грани сс₁d₁d, dd₁e₁e, ff₁e₁e, cc₁f₁f направлены вдоль оси стержня 10 и закончены гнездом 26 под узел 27 его крепления к фитингу 20, следовательно обеспечивается наикротчайший, и без каких-либо изгибающих моментов, приводящим к дополнительным затратам массы, путь передачи продольных усилий со стенок балки 12 на стенки полой увеченной пирамиды 21 фитинга 20 в зоне линий вышеуказанного контура cdef и далее через стержень 10 к космическому объекту, при этом все радиальные и тангенциальные составляющие усилий, возникающих в этом месте, воспринимает силовой шпангоут 4, в плоскости которого расположен контур cdef.

6. Большинство силовых элементов, входящих в состав устройства, за исключением шпангоутов, работают на растяжение-сжатие и только некоторые на сдвиг.

Таким образом, предлагаемая конструкция обеспечивает передачу силовых потоков от ракеты-носителя к космическому объекту с затратами массы, близкими к минимально возможным, а уменьшение количества силовых элементов за счет совмещения их функций снижает трудоемкость изготовления и повышает надежность работы устройства.

Формула изобретения

1. Устройство для связи космического объекта с ракетой-носителем, содержащее верхний и нижний силовые шпангоуты, соединенные обечайкой, и системы поперечных и продольных стержней, соединенных своими концами с силовыми шпангоутами ракеты-носителя и с космическим объектом, отличающееся тем, что продольные стержни соединены с ракетой-носителем в местах крепления двигателей и направлены от ракеты-носителя к космическому объекту вперед по направлению полета, причем верхний из пары силовых шпангоутов расположен в плоскости поперечным стержней, а нижний в плоскости мест крепления двигателей, при этом обечайка снабжена связанными с ней и соединенными с продольными стержнями силовыми балками крепления двигателей, опертыми на силовые шпангоуты, а каждый из продольных стержней направлен к космическому объекту из общего расположенного на нижнем силовом шпангоуте геометрического центра опорной пяты крепления двигателя и торца силовой балки и соединен с балкой пятой и шпангоутом в совмещенном узле.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что каждый совмещенный узел, соединяющий продольный стержень с балкой, опорной пятой и шпангоутом, содержит фитинг, выполненный в виде полой усеченной пирамиды и части балки, монолитно соединенных между собой в пересечениях, при этом геометрическим основанием пирамиды является площадка, очерченная контуром следа стенок балки на плоскости шпангоута, а грани пирамиды направлены вдоль оси стержня и закончены гнездом под узел его крепления к фитингу.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7