Космическая головная часть


 


Владельцы патента RU 2478531:

Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам выведения аппаратов космического назначения на заданные орбиты. Космическая головная часть содержит космический аппарат, головной обтекатель и переходный отсек. Переходный отсек вместе с космическим аппаратом и головным обтекателем обеспечивает стыковку с ракетой-носителем. Стыковочный диаметр головного обтекателя больше стыковочного диаметра последней ступени ракеты-носителя. Переходный отсек состоит из нижнего и верхнего усеченных конических корпусов, состыкованных друг с другом по большему диаметру. Нижний шпангоут нижнего корпуса состыкован с корпусом последней ступени ракеты-носителя. Верхний шпангоут верхнего корпуса состыкован с помощью торцевого разъемного, разделяемого в полете, соединения с космическим аппаратом. К верхнему шпангоуту нижнего корпуса пристыкован с помощью торцевого разъемного, разделяемого в полете, соединения головной обтекатель. Достигается увеличение свободного пространства под головным обтекателем и повышение надежности работы ракеты-носителя. 1 ил.

 

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, в составе каждой из них содержится космический аппарат с головным обтекателем, которые соединяются с ракетой-носителем переходной системой.

Известны ракетно-космические системы по патентам RU 2349512 и RU 2351510, в составе каждой из них содержится космическая головная часть, состоящая из космического аппарата и головного обтекателя, которые соединяются с ракетой-носителем с помощью опорного или съемного отсеков соответственно, размещенных на последней ступени ракеты-носителе - аналоги.

Недостатком аналогов является необходимость доработки силового каркаса последней ступени ракеты-носителя.

За прототип принята ракетно-космическая система морского базирования (см. стр. 522-524 издание «Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П.Королева, издательство МЕНОНСОВПОЛИГРАФ), в составе которой содержится блок полезного груза (космическая головная часть), состоящий из космического аппарата, головного обтекателя и переходных отсеков, с помощью которых блок полезного груза соединяется с ракетой-носителем.

В последнее время применение в ракетно-космических системах космических аппаратов большого объема потребовало разработку 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 усеченного конуса.

Ракетно-космические системы, имеющие в своем составе головные обтекатели с нижней частью, выполненной в виде обратного усеченного 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 космической головной части, с помощью которой обеспечивается стыковка головного обтекателя с ракетой-носителем, имеющей на последней ступени меньший стыковочный диаметр, чем диаметр головного обтекателя, увеличение полезного объема головного обтекателя и сохранение общей длины ракетно-космической системы.

Задача достигается тем, что в космическую головную часть, содержащую космический аппарат и головной обтекатель, введен переходный отсек, который вместе с космическим аппаратом и головным обтекателем обеспечивает стыковку с ракетой-носителем, причем стыковочный диаметр головного обтекателя больше стыковочного диаметра последней ступени ракеты-носителя, при этом переходный отсек состоит из нижнего и верхнего усеченных конических корпусов, состыкованных друг с другом по большему диаметру, причем нижний шпангоут нижнего корпуса состыкован с корпусом последней ступени ракеты-носителя, верхний шпангоут верхнего корпуса состыкован с помощью торцевого разъемного, разделяемого в полете, соединения с космическим аппаратом. К верхнему шпангоуту нижнего корпуса пристыкован с помощью торцевого разъемного, разделяемого в полете, соединения головной обтекатель.

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

1 - ракета-носитель;

2 - космический аппарат;

3 - головной обтекатель;

4 - переходный отсек;

5 - последняя ступень;

6 - нижний корпус;

7 - верхний корпус;

8 - створки;

9 - узлы разворота;

10 - верхний шпангоут нижнего корпуса;

11 - нижний шпангоут верхнего корпуса;

12 - нижний шпангоут нижнего корпуса;

13 - верхний шпангоут верхнего корпуса.

В космическую головную часть, содержащую космический аппарат 2 и головной обтекатель 3, введен переходный отсек 4, который вместе с космическим аппаратом 2 и головным обтекателем 3 обеспечивает стыковку с ракетой-носителем 1, причем стыковочный диаметр головного обтекателя 3 больше стыковочного диаметра последней ступени 5 ракеты-носителя 1, при этом переходный отсек 4 состоит из верхнего и нижнего усеченных конических корпусов 6 и 7, состыкованных друг с другом по большему диаметру, причем нижний шпангоут нижнего корпуса 12 состыкован с корпусом последней ступени 5 ракеты-носителя 1, верхний шпангоут верхнего корпуса 13 состыкован с помощью торцевого разъемного, разделяемого в полете, соединения с космическим аппаратом 2. К верхнему шпангоуту нижнего корпуса 10 пристыкован с помощью торцевого разъемного, разделяемого в полете, соединения головной обтекатель 3.

Имея в наличии переходные отсеки 4 нескольких типоразмеров, обеспечивается стыковка эксплуатируемых ракет-носителей 1 (с диаметром стыковочного шпангоута последней ступени 5 ракеты-носителя 1, меньшим, чем диаметр стыковочного шпангоута головного обтекателя 3) с эксплуатируемыми головными обтекателями 3 различных типоразмеров стыковочного шпангоута. Кроме того, в головном обтекателе 3 коническая нижняя часть становится цилиндрической. Это позволяет увеличить полезный объем головного обтекателя 3.

Космическая головная часть функционирует следующим образом.

После прохождения ракетно-космической системы плотных слоев атмосферы головной обтекатель 3 делится в продольном направлении на две створки 8, производится отделение головного обтекателя 3 по стыку с нижним корпусом 6 переходного отсека 4, затем створки 8 расходятся в стороны относительно узлов разворота 9, после чего створки 8 головного обтекателя 3 отделяются от ракеты-носителя 1.

После выхода на заданную орбиту производится отделение космического аппарата 2 по стыку с верхним корпусом 7 переходного отсека 4.

Реализация настоящего предложения позволяет:

- с помощью переходного отсека 4 применять ракеты-носители 1 совместно с головными обтекателями 3 различных типоразмеров за счет исключения нижней конической части головного обтекателя 3 и без увеличения общей длины ракетно-космической системы;

- увеличить полезный объем головного обтекателя 3 за счет исключения конической нижней части обтекателя;

- упростить конструкцию головного обтекателя 3, исключив в конструкции обтекателя 3 силовой переход цилиндра к усеченному конусу, что приводит к увеличению надежности конструкции и улучшению технологичности изготовления обтекателя 3.

Космическая головная часть, содержащая космический аппарат и головной обтекатель, отличающаяся тем, что в нее введен переходный отсек, который вместе с космическим аппаратом и головным обтекателем обеспечивает стыковку с ракетой-носителем, причем стыковочный диаметр головного обтекателя больше стыковочного диаметра последней ступени ракеты-носителя, при этом переходный отсек состоит из нижнего и верхнего усеченных конических корпусов, состыкованных друг с другом по большему диаметру, причем нижний шпангоут нижнего корпуса состыкован с корпусом последней ступени ракеты-носителя, верхний шпангоут верхнего корпуса состыкован с помощью торцевого разъемного, разделяемого в полете, соединения с космическим аппаратом, к верхнему шпангоуту нижнего корпуса пристыкован с помощью торцевого разъемного, разделяемого в полете, соединения головной обтекатель.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационной техники. .

Изобретение относится к области вооружений и может быть использовано во взрывателях различных боеприпасов, для определения расстояния до цели. .

Изобретение относится к боеприпасам и направлено на повышение эффективности преодоления противокорабельными ракетами зон противовоздушной обороны. .

Изобретение относится к автоматизированным информационно-управляющим системам, в частности системам визирования операторов, например военных объектов. .

Изобретение относится к боевой технике, а именно к зенитным ракетам. .

Изобретение относится к боевой технике, а именно к зенитным ракетам. .

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к управляемым снарядам. .

Изобретение относится к оптическому приборостроению и может быть использовано в военной технике при создании ракет с оптическими головками самонаведения (ОГС). .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракет для разделяемых ступеней и составных частей. .

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано для космических конструкций, например, каркасов приборных панелей. .

Изобретение относится к космической технике и предназначено для одновременного выведения нескольких наноспутников, установленных на верхней ступени ракеты-носителя.

Изобретение относится к высокоточным конструкциям из полимерных композиционных материалов и может применяться в космической технике в качестве несущих платформ, в том числе внешнего размещения относительно корпуса космического аппарата (КА).

Изобретение относится к бортовым оборудованию и системам космического аппарата (КА), преимущественно двигательным установкам системы коррекции орбиты КА с топливными баками безнаддувного типа.

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (КА) и, в частности, к подвижным элементам конструкции КА, имеющим электрическую связь с системой управления КА, например батареям солнечным (БС), антеннам, подвижным крышкам и др.

Изобретение относится к ядерным энергетическим установкам (ЯЭУ), используемым в качестве источников электрической энергии космических аппаратов. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам выведения аппаратов космического назначения на заданные орбиты
Наверх