Система подвески полезного груза ракеты-носителя, ракета- носитель с этой системой подвески и полезный груз ракеты- носителя

 

Изобретение относится к средствам установки на ракете-носителе полезного груза, под которым понимается спутник, персонал, грузовой аппарат или узел орбитальной станции. В состав предложенной системы подвески входят одна или более гидравлических камер переменной геометрии, установленных между ракетой-носителем и полезным грузом. Предусмотрены первые и вторые жесткие элементы, прикрепляемые к камере и полезному грузу с одной стороны и к ракете-носителю с другой стороны так, чтобы передавать возникающие нагрузки через конструкцию указанной камеры. При этом гидравлическая камера и указанные жесткие элементы выполнены кольцевыми, каждый первый и второй элемент имеют по крайней мере по одному внешнему и одному внутреннему ребру, которые отделены друг от друга указанной камерой. Представлены различные варианты исполнения указанных камер и элементов, а также их конструктивных связей с ракетой-носителем и полезным грузом. Изобретение представляет собой систему, которая имеет малый вес и препятствует передаче на полезный груз пиковых нагрузок, ударных нагрузок или вибраций, которые могут привести к разрушению конструкции или помешать ее нормальной работе. 3 с. и 13 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к системе подвески полезного груза и, в частности, к такой системе, установленной на ракете-носителе космического летательного аппарата. В дальнейшем под термином "полезный груз" понимается спутник, персонал, грузовой аппарат или узел орбитальной станции, хотя в изобретении это никак не ограничивается.

Обычно в состав любой ракеты-носителя космического летательного аппарата, например, спутника, входит множество ступеней с двигателями, включаемыми последовательно во время запуска. Одним из решений проблемы увеличения мощности ракеты-носителя, если предстоит вынести на орбиту полезный груз большой массы, является установка дополнительных ракетных двигателей на первую ступень ракеты-носителя. Эти двигатели известны как ускорители.

На фиг.1 схематично изображена часть ракеты-носителя такого типа, первая ступень 1 которой снабжена двумя ускорительными двигателями 2 и 3, установленными с двух противоположных сторон обшивки ступени и параллельно продольной оси X. На фиг.1 также схематично изображен спутник 4, которой установлен во второй ступени 5 ракеты-носителя с помощью соединительного устройства в виде конической юбки 6. Обычно на время прохождения атмосферы спутник защищен носовым обтекателем 7.

Во время старта ускорительные двигатели 2 и 3 развивают тягу, которая может достигать нескольких сотен тонн и которая создает значительные усилия, прикладываемые к обшивке первой ступени 1, в частности, к точкам 8, 9, которые являются местами крепления ускорительных двигателей 2, 3 к первой ступени.

На фиг.2 показан график распределения этих сил по периметру обшивки первой ступени в плоскости Р, проходящей через точки крепления 8 и 9. Более точно эти распределенные силы, приложенные к обшивке (Н/мм), показаны в виде кривой, при этом по оси ординат откладывается сила, а по оси абсцисс величина угла α окружности в плоскости Р (0≤α≤2π). В точках 8 и 9 крепления ускорительных двигателей к ступени 1, соответствующих углам α₁, α₂, возникают значительные силы с максимумом порядка 300 Н/мм. Это приводит к значительной неоднородности в распределении сил по периферии окружности обшивки ступени 1, что, в свою очередь, приводит к деформации обшивки, которая со временем может даже изменяться.

На фиг. 3 штрих-пунктиром показана типичная деформация, характерная для малого основания 6а и большого основания 6b юбки 6, которая передается с обшивки первой ступени 1 через обшивку второй ступени 5, служащей опорой для юбки.

На фиг. 3 показано, что малое основание 6а юбки 6 воспринимает деформацию, которая может оказывать влияние на конструктивные элементы и мешать работе спутника 4, установленного на юбке.

Более того, при отделении ступеней ракеты-носителя, носового обтекателя или спутника в конструкции ракеты-носителя и спутнике могут возникать ударные нагрузки высокой интенсивности. Могут также возникать и вибрации, вызванные неравномерностью реактивных сил и чередованием периодов запуска и затухания двигательных установок на протяжении полета. Очевидно, что эти ударные нагрузки и вибрации также могут мешать работе ракеты-носителя и бортового спутника.

Если нет возможности предотвратить появление этих пиковых нагрузок, ударных нагрузок и вибраций, необходимо предпринять меры по снижению их влияния на конструктивные элементы, а также на работу ракеты-носителя и бортового спутника (спутников). Что касается спутников, то малое основание 6а юбки 6, которая является опорой спутника 4, не должно подвергаться сильным деформациям или пиковым нагрузкам, чтобы избежать их влияния на работу спутника.

В одном из предыдущих вариантов подобного усиления юбки 6 в районе ее малого основания 6а применяется очень жесткий кольцевой усилительный каркас из углеродного волокна, который крепится с внутренней стороны юбки. Применение одиночного каркаса такого типа, который обладает большой массой и дорог, оказалось недостаточным. По условиям заводов-производителей спутников недопустимо возникновение пиковых нагрузок, превышающих 10 Н/мм, на уровне основания спутника. Как выяснилось, такие ограничения, на которые к тому же накладываются их собственные технические условия, могут быть удовлетворены только при установке даже не одного, а хотя бы двух таких усилительных элементов юбки, что делает такое решение еще более дорогостоящим.

Более того, эти усилительные элементы характерны для конкретного соединительного устройства в виде конической юбки, приспособленной к конкретному спутнику, который выводится на орбиту. Поэтому необходимо создать и установить столько специальных усилительных элементов, сколько существует типов соединительных юбок, что повышает стоимость изделия в целом.

В известных вариантах проблема ударных нагрузок и вибраций, возникающих во время отделения ступеней ракеты-носителя, решалась преимущественно путем использования небольших пиротехнических зарядов для такого отделения или путем уменьшения толщины тех элементов, которые отсекались во время взрыва. Другое решение этой проблемы состоит в облицовке обшивки или оболочки ракеты-носителя эластомером, который рассеивает энергию ударов. Недостатком таких решений является высокая стоимость и трудности, связанные с практическим воплощением идеи.

Целью настоящего изобретения является создание системы, предназначенной для установки между ракетой-носителем и спутником, который переносится этой ракетой-носителем, при этом такая система имеет малый вес и препятствует передаче на спутник пиковых нагрузок, ударных нагрузок или вибраций, которые могут привести к разрушению конструкции и/или помешать ее работе.

Другая цель настоящего изобретения состоит в создании системы описанного выше типа, которая обеспечивает достаточно жесткое соединение между ракетой-носителем и спутником или между ракетой-носителем и узлом, служащим опорой для спутника, для обеспечения сохранности их обоих в условиях действия нагрузок, развиваемых самим спутником.

Другой целью настоящего изобретения является создание системы подвески описанного выше типа, которая обладает надежностью и безотказностью. Последнее условие является очень важным для космической промышленности, где отказ какого-либо узла ракеты-носителя не должен приводить к срыву всего полета.

Эти и другие цели настоящего изобретения, которые будут описаны ниже, достигаются применением системы подвески полезного груза в ракете-носителе, которая используется для запуска полезного груза в космос, отличающейся тем, что в ее состав входит по крайней мере одна кольцевая гидравлическая камера переменной геометрии, устанавливаемая между названной ракетой-носителем и названным полезным грузом, а также первые жесткие элементы и вторые жесткие элементы, прикрепляемые с двух сторон к этой камере и к полезному грузу с одной стороны и к ракете-носителю с другой стороны, причем данные элементы выполнены кольцевыми, а каждый первый жесткий кольцевой элемент и каждый второй жесткий кольцевой элемент имеют по крайней мере по одному внешнему ребру и одному внутреннему ребру соответственно, которые отделены друг от друга указанной кольцевой гидравлической камерой.

Как будет показано ниже, сосредоточенные нагрузки рассредоточиваются и поэтому в значительной степени ослабевают и распределяются по объему гидравлической камеры с постоянным давлением жидкости.

В соответствии с другими особенностями системы по настоящему изобретению, названная кольцевая гидравлическая камера и названные первые и вторые соединительные жесткие элементы перемещаются на один и тот же ход и установлены вдоль продольной оси, являющейся общей для ракеты-носителя и полезного груза. Каждый из названных первых и вторых кольцевых соединительных жестких элементов обладает тем преимуществом, что по крайней мере одно внешнее ребро и по крайней мере одно внутреннее ребро отделены друг от друга в осевом направлении названной кольцевой гидравлической камерой.

В первом примере осуществления настоящего изобретения кольцевая гидравлическая камера имеет эластичные стенки.

В первом варианте данного примера ребра названных первых и вторых кольцевых жестких элементов отделены друг от друга названной гидравлической камерой, устанавливаемой между поверхностями каждой пары обращенных друг к другу поверхностей названных чередующихся ребер.

Во втором варианте данного примера в состав системы входит по крайней мере одна первая кольцевая гидравлическая камера и одна вторая кольцевая гидравлическая камера, установленная сверху в осевом направлении, ребра, обращенные к кольцевым жестким элементам, которые сжимают соответственно первую камеру или вторую камеру, когда названные жесткие элементы подвергаются воздействию сил, направленных соответственно на то, чтобы сдвинуть их вместе или отделить друг от друга.

В третьем варианте данного примера в состав системы входит по крайней мере одна третья гидравлическая камера, расположенная на одной оси с двумя другими камерами, отстоящая от второй камеры на то же расстояние, что и первая и расположенная симметрично первой по отношению ко второй камере, и действующая так же, как и первая камера.

В другом примере по настоящему изобретению кольцевая гидравлическая камера ограничена дополняющими друг друга поверхностями первых и вторых подвижных элементов, которые перемещаются относительно друг друга вдоль продольной оси ракеты-носителя.

В состав системы могут также входить средства регулирования давления газообразной рабочей среды гидравлической камеры или средства выборочно устанавливаемых соединений между по крайней мере одной камерой, содержащей несжимаемую рабочую среду, и баком, содержащим сжимаемую рабочую среду.

Как показано ниже, эти средства могут сообщать системе эластичность, жесткость или амортизационные свойства для гашения нагрузок, вибрации или ударов в ракете-носителе и спутнике во время запуска.

Другие свойства и преимущества данного изобретения становятся очевидными после ознакомления с прилагаемыми чертежами: - на фиг. 1 изображена вертикальная проекция прототипа ракеты-носителя спутника, который снабжен системой подвески по настоящему изобретению; - на фиг.2-3 изображены график и диаграмма, объяснения которым даны ранее, по поводу фиг.1, где объясняются проблемы настоящего изобретения; - на фиг.4 схематически изображен один пример системы по настоящему изобретению; - на фиг.5 изображен узел А по фиг.4; - на фиг.6-8 представлены аналоги устройства А для вариантов системы по фиг.4 и 5; - на фиг.9 изображен другой пример системы по настоящему изобретению; - на фиг.10 показан вариант системы по фиг.9; - на фиг.11 и 12 показаны соответственно средства регулирования давления несжимаемой рабочей среды и газа, содержащихся по крайней мере в одной гидравлической камере системы по настоящему изобретению.

На фиг.4 и 5 изображен первый пример системы подвески по настоящему изобретению, в состав которой, в основном, входят два кольцевых жестких элемента или кольца 10 и 11, выполненные, например, из металла, и первая и вторая кольцевые гидравлические камеры с газом или жидкостью под давлением или кожухи 12₁, 12₂, на периферии колец 10 и 11 и между ними. Кольца 10, 11 и камеры 12₁, 12₂ имеют поэтому одинаковый ход, т.е. они перемещаются в пространстве почти параллельно друг другу. Камеры или кожухи ограничены эластичной стенкой, которая может менять форму под действием дробящих сил.

Более точно, ребра соответственно внешнего и внутреннего колец 10а, 11а выступают со стороны периметра соответствующих колец 10 и 11 таким образом, что каждая камера 12₁, 12₂ зажимается как в радиальном, так и осевом направлениях, либо между двумя ребрами, как камера 12₁, либо между ребром 10а и основанием кольца 11, как камера 12₂. Поэтому камеры чередуются с кольцами 10 и 11 так, чтобы составлять единую сборку.

Очевидно также, что ребра 10а и 11а не дают возможности обеспечить сборку путем установки целых колец 10 и 11 одно над другим. На самом деле каждое из колец может состоять из нескольких элементов, например трех в виде дуги 120^o. Эти элементы двух колец перемежаются камерами 12₁ и 12₂ и чередуются друг с другом, как показано на фиг.5. Наконец, для соединения элементов каждого кольца встык используются соответствующие средства.

В результате получается система, которая устанавливается (см. фиг.1) между спутником 4 и соединительной юбкой 6 на уровне основания 6а юбки или на самом спутнике. Система может также устанавливаться между ступенью 5 и большим основанием 6b юбки 6.

После этого к спутнику 4 и юбке 6 или к юбке 6 и ступени 5 крепятся кольца 10 и 11, например, с помощью болтов, проходящих через отверстия 13 и 14, выполненные по окружности колец 10 и 11.

Очевидно, что если система подвергается действию сил, стремящихся переместить эти два кольца 10 и 11 навстречу друг другу, вдоль оси X, то камера 12₂ сжимается между поверхностью ребра 10а и кольцом 11. С другой стороны, если система подвержена действию сил, стремящихся переместить эти два кольца 10 и 11 в разные стороны, то камера 12₂ сжимается обращенными друг к другу поверхностями ребер 10а и 11а.

Как видно из фиг.5, между кольцами 10 и 11 предусмотрены осевые и радиальный зазоры, что обеспечивает относительное перемещение этих колец, как описано выше, не приводя к их соприкосновению, что может нарушить работу системы по настоящему изобретению.

Соответственно, когда ускорительные двигатели 2 и 3 работают во время запуска спутника 4 (см. фиг.1), локальные пиковые нагрузки на обшивку первой ступени ракеты-носителя в точках, соответствующих углам α₁ и α₂, распространяющиеся вдоль всей системы по настоящему изобретению, не передаются неизменными на юбку 6 и спутник 4, как было бы в случае, если бы здесь было установлено совершенно жесткое соединение вместо системы по настоящему изобретению.

Если эта система установлена, например, между ступенью 5 и большим основанием 6b юбки 6, по всему объему и по всему периметру камеры 12₂, которая испытывает временно сосредоточенный максимум нагрузок в одной или двух точках (α₁ или α₂) своей периферии, поднимается давление так, что объем жидкой среды камеры под постоянным давлением превращает сосредоточенный максимум нагрузок в силовое поле, равномерно распределенное по всему периметру системы. Это приводит к значительному снижению осевой или радиальной деформации юбки, особенно на уровне ее малого основания, поддерживающего спутник, что сохраняет структурную целостность спутника.

Очевидно, что путем предварительной установки давления жидкой среды гидравлических камер 12₁, 12₂ нa разные уровни система по настоящему изобретению может по выбору становиться более жесткой, упругой или амортизирующей, в зависимости от конкретной ситуации, возникающей во время запуска: работа ускорительных двигателей, которые создают пиковые нагрузки, отделение ступени двигательной установки или носового обтекателя, которые создают ударные нагрузки и/или вибрации, и т.п.

На фиг.11 схематично изображены средства регулирования давления жидкости в одной из двух гидравлических камер 12₁, 12₂, содержащих несжимаемую рабочую среду, например, смесь масла с жидким азотом. Камера 12₁ или 12₂ наполнена названной жидкостью и при необходимости сообщается с баком 16, содержащим эту жидкость, через двухходовой электромагнитный клапан 17. Камера 12₁ или 12₂ наполнена несжимаемой жидкостью и находится под давлением газа 18, который под давлением поступает в бак 16 через обратный клапан 19. Величина этого давления, например, может составлять 45 бар.

В полете электромагнитный клапан 17 может быть открыт или закрыт. В закрытом состоянии он отсекает камеры 12₁, 12₂ от бака 16, а камеры, наполненные несжимаемой жидкостью, обладают очень большой жесткостью, которая, тем не менее, позволяет сгладить пиковые нагрузки, которым подвергается конструкция ракеты-носителя во время работы ускорительных двигателей. Для отделения ступени или носового обтекателя 7 можно запрограммировать временное открытие электромагнитного клапана 17, что позволяет обеспечить сообщение между камерами и баком. Жидкость, содержащаяся в камерах, может поступать в бак 16, если сжимается газовый объем 18. Камеры обладают эластичностью, что обеспечивает сглаживание ударных нагрузок и/или вибраций, которые возникают во время таких отделений.

Следует отметить, что использование гидравлики обеспечивает очень большую жесткость подвески системы по настоящему изобретению, и при этом не теряется возможность сгладить пиковые нагрузки. В состав этих средств входит только электромагнитный клапан.

На фиг. 12 схематично изображен другой пример средств для регулирования давления жидкости в одной из кольцевых камер 12₁ или 12₂, если используемая жидкость является сжимаемой. В состав этих средств входит бак 16' со сжимаемым газом, например гелием под давлением 45 бар, для подпитки камеры 12₁ (или 12₂) через двухходовой электромагнитный клапан 17'. С помощью этих средств устанавливается давление, равное 45 бар, например, в кольцевой камере и компенсируются потери давления в случае утечек путем подпитки газом через обратный клапан 19'.

Это давление, равное 45 бар, обеспечивает большую жесткость системы по настоящему изобретению, что необходимо для подвески спутника, или соединительной юбки, поддерживающей его, на время распределения пиковой нагрузки по окружности системы в период действия тяги, развиваемой ускорительными двигателями 2 и 3. Таким образом, обеспечивается возможность получить во всех точках этой окружности величину нагрузки менее 10 Н/мм, которая удовлетворяет техническим требованиям, оговоренным выше.

Если необходимо сгладить нагрузки от удара или вибраций, то давление в камерах снижается, что обеспечивает системе большую эластичность или возможность быстрого демпфирования вибраций. Наконец, в состав этих средств по регулированию давления в камерах 12₁, 12₂ входит второй двухходовой электромагнитный клапан 20, устанавливаемый на линии 21 для вентиляции соответствующей камеры. Регулируя соответственным образом время открытия электромагнитного клапана 20, можно снизить давление в каждой из камер 12₁, 12₂ до заданного уровня, равного, например, 25 бар. Следовательно, на протяжении полета ракеты-носителя давление в камерах может меняться и составляет:
во время работы ускорительных двигателей 2 и 3: 45 бар;
во время работы ступени 1: 45 бар;
во время сброса носового обтекателя 7: 25 бар;
во время сброса первой ступени: 25 бар;
во время полета второй ступени 5: 45 бар.

Трубопровод высокого давления может обеспечить давление до 50 бар. Этот трубопровод, используемый в камерах 12₁ и 12₂, изготавливается шведской компанией GROWAG или французской компанией TITEFLEX.

Очевидно, что система по настоящему изобретению может достичь поставленных целей, а именно обеспечить защиту сравнительно хрупкой структуры спутника от воздействия пиковых нагрузок, ударных нагрузок и вибрации, которым подвержена ракета-носитель во время различных этапов запуска, в том случае, если обеспечивается достаточно жесткое соединение между ракетой-носителем и спутником.

Система по настоящему изобретению является очень надежной, так как установка этих камер между кольцами 10а и 11а, выходящими за пределы колец, означает, что течь из одной или обеих камер не нарушает соединения между кольцами 10 и 11.

На фиг. 6-8 показаны варианты системы, изображенной только в качестве примера на фиг.4 и 5.

В состав системы, изображенной на фиг.6, входят два жестких кольца 10' и 11' с соответствующими ребрами 10'а и 11'а и три одинаковых камеры 12₁, 12₂ и 12₃, расположенные на одной оси. Внешние камеры 12₁ и 12₃ сжимаются, когда кольца 10' и 11' перемещаются в осевом направлении под действием сил, создаваемых в структуре ракеты-носителя. Центральная камера 12₂ сжимается между ребрами 10'а и 11'а, когда ребра 10' и 11' отдаляются в осевом направлении друг от друга.

Для снижения объема газа, содержащегося в камерах 12₁, 12₂ и 12₃, и для увеличения таким образом жесткости системы, в камеры может быть помещен упругий материал цилиндрической формы (например, резина) 15₁, 15₂, 15₃.

В состав системы, изображенной на фиг.7, входят два кольца 10" и 11", в состав каждого из которых входят два ребра 10"а, 10"b и 11"а, 11"b соответственно и четыре кольцевые камеры 12₁, 12₂, 12₃ и 12₄. Первые три камеры 12₁, 12₂, 12₃ выполняют ту же функцию, что и соответствующие камеры, изображенные на фиг.6, а четвертая камера (12₄) выполняет ту же функцию, что и камера 12₂. Следует отметить, что сечение этих камер имеет овальную форму с короткой осью, расположенной параллельно оси X. Такие формы, которые получаются при смятии круглой трубы, придают системе подвески большую жесткость и поэтому обеспечивают большую прочность подвески блоков или спутника с помощью предлагаемой системы.

На фиг. 8 изображена система, в состав которой входят два жестких кольцевых элемента 10'" и 11'", в состав которых входят соответственно два ребра 10"'а и 10"'b и три ребра 11"'а, 11"'b и 11"'с и единственная газонаполненная камера сложного профиля 12₀, выполненная в виде лабиринта, заполняющего пространство между двумя кольцевыми элементами. В состав этой камеры входит ряд последовательных элементов, каждый из которых зажимается между двумя обращенными друг к другу поверхностями двух ребер - одного ребра на кольцевом элементе 10'" и другого на кольцевом элементе 11'". После перемещения колец 10'" и 11'" относительно друг друга они встают на свои места под действием упругой деформации элементов камеры 12₀, каждый из которых последовательно выполняет те же функции, что и четыре камеры системы, изображенной на фиг.7.

Камера 12₀ может быть выполнена путем деформирования упругой цилиндрической трубы или экструзивным прессованием материала с профилем, соответствующим сечению камеры.

На фиг. 9 показан второй пример системы по настоящему изобретению, в состав которой входят гидравлические камеры 12'₁, 12'₂, стенки которых выполнены из жесткого, неупругого материала.

В состав этой системы входят кольца 10"" и 11"", подобные тем, что использовались в предыдущем примере, которые устанавливаются между спутником и соединительной юбкой с помощью болтов, вставляемых соответственно в отверстия 13 и 14.

Кольца 10"" и 11"" по форме выполнены таким образом, чтобы скользить в осевом направлении относительно друг друга и удерживать жидкость, содержащуюся в двух кольцевых камерах 12'₁ и 12'₂.

Наконец, кольца 10"" и 11"" снабжены соответственно ребрами 10""а и 11""b, которые установлены на соответствующих кольцах 11"" и 10"" с соответствующими прокладками и служат для разграничения камер 12'₁ и 12'₂, чьи объемы меняются, когда кольца сближаются в осевом направлении или отдаляются под действием приложенных сил, как это показано на примере камер 12₁ и 12₂ на фиг.5.

Однако, как показали эксперименты, пиковые нагрузки в 10 раз эффективнее гасятся с помощью системы, изображенной на фиг.9, чем с помощью той, которая изображена на фиг.5.

В состав варианта системы с фиг.9, изображенного на фиг.10, входят несколько винтовых пружин 22₁ для сглаживания ударных нагрузок, расположенных между кольцами 10"" и 11"" на штифтах 23₁, установленных, например, в отверстия 13, 14. Другими словами, этот вариант очень похож на вариант системы, изображенной на фиг.9.

В состав систем, изображенных на фиг.9 и 10, могло бы входить не по две камеры, а больше, как в системах, изображенных на фиг.6 и 7, в которых на кольца, обращенные друг к другу, устанавливаются дополнительные ребра.

Таким же образом и в состав систем, изображенных на фиг.5-8, могут входить амортизирующие пружины, как это показано на фиг.10.

Таким образом, можно получить систему подвески диаметром 2,6 м и высотой, например, в несколько сантиметров, которая подходит для установки на основание 6b юбки 6 для защиты спутника 4, прикрепленного к основанию 6а данной юбки.

Конечно, данное изобретение не ограничивается только описанными и изображенными вариантами, которые здесь приводятся только в качестве примеров.

В состав системы по настоящему изобретению может входить единственная камера, вворачиваемая в несколько сопряженных кольцевых витков, эта камера используется вместо установленных одна на другую независимых кольцевых камер по примерам, изображенным на фиг.5, 6 и 7.

Более того, система по настоящему изобретению может устанавливаться не только на основание бортового спутника, но и в любое другое место ракеты-носителя, например между двумя другими узлами ракеты-носителя, или в опорной конструкции, такой как соединительная юбка, при этом может использоваться система, изображенная, например, на фиг.8.

Формула изобретения

1. Система подвески полезного груза ракеты-носителя, в состав которой входит по крайней мере одна гидравлическая камера (12₁) переменной геометрии, устанавливаемая между указанной ракетой-носителем и указанным полезным грузом (4), первые жесткие элементы (10, 10', 10'', 10''', 10'''') и вторые жесткие элементы (11, 11', 11'', 11''', 11''''), прикрепляемые с двух сторон к указанной камере, к указанному полезному грузу (4) с одной стороны и к ракете-носителю с другой стороны так, чтобы передавать возникающие нагрузки через конструкцию указанной камеры (12₁), отличающаяся тем, что указанная гидравлическая камера и указанные первые и вторые жесткие элементы выполнены кольцевыми, причем каждый указанный первый жесткий кольцевой элемент и каждый указанный второй жесткий кольцевой элемент имеют по крайней мере по одному внешнему ребру (10а, 10'а, 10''а, 10'''а, 10''''а) и одному внутреннему ребру (11а, 11'а, 11''а, 11'''а, 11''''а) соответственно, которые отделены друг от друга указанной кольцевой гидравлической камерой (12₁).

2. Система по п. 1, отличающаяся тем, что указанные первый и второй жесткие элементы обладают подвижностью вдоль продольной оси (X) ракеты-носителя, а указанная кольцевая камера (12'₁, 12'₂) ограничена дополняющими друг друга поверхностями указанного первого подвижного элемента (10'''') и указанного второго подвижного элемента (11'''') соответственно.

3. Система по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что указанная кольцевая камера (12₁) имеет упругие стенки.

4. Система по п. 1, отличающаяся тем, что указанные ребра (10'''а, 10'''b, 11'''а, 11'''b, 11'''с) указанного первого жесткого кольцевого элемента (10''') и указанного второго жесткого кольцевого элемента (11''') чередуются и отделены друг от друга указанной гидравлической камерой, устанавливаемой между поверхностями каждой пары обращенных друг к другу поверхностей указанных чередующихся ребер.

5. Система по любому из пп. 1, 3 и 4, отличающаяся тем, что в ее состав входит по крайней мере одна первая кольцевая гидравлическая камера (12₁) и одна вторая кольцевая гидравлическая камера (12₂), устанавливаемая сверху в осевом направлении, ребра (10а, 11а), обращенные к поверхностям жестких кольцевых элементов (10, 11) соответственно, сжимающие первую камеру (12₁) или вторую камеру (12₂), когда указанные жесткие элементы подвергаются действию сил, направленных на то, чтобы сдвинуть их вместе или отдалить друг от друга.

6. Система по п. 5, отличающаяся тем, что в ее состав входит по крайней мере одна третья гидравлическая камера (12₃), расположенная на одной оси с двумя другими камерами (12₁, 12₂), симметрично первой камере (12₁) относительно второй, и функционирующая так же, как и первая.

7. Система по п. 6, отличающаяся тем, что в ее состав входит четвертая гидравлическая камера (12₄), расположенная на одной оси с остальными камерами (12₁, 12₂, 12₃) и симметрично второй камере (12₂) относительно третьей (12₃), и функционирующая так же, как и вторая.

8. Система по любому из пп. 3-7, отличающаяся тем, что указанные камеры (12_i) имеют овальное сечение с малой осью, расположенной параллельно указанной продольной оси (X) ракеты-носителя.

9. Система по любому из пп. 1-8, отличающаяся тем, что внутрь указанных камер (12_i) помещен эластичный материал (15_i), который уменьшает объем рабочей среды.

10. Система по любому из пп. 1-9, отличающаяся тем, что указанные камеры содержат газообразную рабочую среду.

11. Система по любому из пп. 1-9, отличающаяся тем, что указанные камеры содержат несжимаемую жидкую рабочую среду.

12. Система по п. 10, отличающаяся тем, что в ее состав входят средства (16', 17', 20) регулирования давления газообразной рабочей среды, установленные по крайней мере на одной гидравлической камере.

13. Система по п. 11, отличающаяся тем, что в ее состав входят средства (16, 17) выборочного подключения по крайней мере одной камеры 12₁, содержащей несжимаемую жидкую рабочую среду, и бак (15), содержащий сжимаемую рабочую среду (18).

14. Система по любому из пп. 1-13, отличающаяся тем, что в ее состав входит несколько пружин (22_i), расположенных между указанными первым и вторым жесткими элементами таким образом, что они сжимаются, когда указанные элементы сближаются, двигаясь вдоль продольной оси (X) ракеты-носителя.

15. Ракета-носитель с системой подвески полезного груза, запускаемого в космос, отличающаяся тем, что указанная система выполнена по любому из пп. 1-14.

16. Полезный груз ракеты-носителя с системой подвески этого полезного груза, отличающийся тем, что указанная система выполнена по любому из пп. 1-14.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9, Рисунок 10, Рисунок 11, Рисунок 12