Переходной отсек сборочно-защитного блока ракеты космического назначения



Переходной отсек сборочно-защитного блока ракеты космического назначения
Переходной отсек сборочно-защитного блока ракеты космического назначения
Переходной отсек сборочно-защитного блока ракеты космического назначения
Переходной отсек сборочно-защитного блока ракеты космического назначения
Переходной отсек сборочно-защитного блока ракеты космического назначения
Переходной отсек сборочно-защитного блока ракеты космического назначения
Переходной отсек сборочно-защитного блока ракеты космического назначения
Переходной отсек сборочно-защитного блока ракеты космического назначения

 


Владельцы патента RU 2521078:

Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс" (ФГУП "ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") (RU)

Изобретение относится к конструкции космических транспортных средств для доставки в составе космической головной части крупногабаритных полезных грузов (ПГ) на заданные орбиты выведения. Переходной отсек (ПО) сборочно-защитного блока ракеты содержит внешнюю для крепления головного обтекателя (ГО) и внутреннюю с промежуточным шпангоутом и продольно-поперечным силовым набором для крепления ПГ конические оболочки с нижними и верхними торцевыми шпангоутами, жестко соединенные между собой. Верхние шпангоуты соединены между собой силовыми стержнями и содержат замки крепления и толкатели отделения ПГ. Верхний шпангоут внутренней конической оболочки крепления ПГ выполнен в поперечной плоскости переменного сечения, образуя смещение продольной оси ПО относительно продольной оси ПГ. Верхний шпангоут имеет выемки под толкатели, охваченные хомутами, жестко закрепленными на внутренней конической оболочке. Замки крепления ПГ посредством фитингов закреплены в верхнем шпангоуте внутренней конической оболочки, которые, как и толкатели, размещены концентрично его внутреннему контуру. Продольно-поперечный силовой набор внутренней конической оболочки для обеспечения жесткости ПО между верхним и промежуточным шпангоутами в местах крепления толкателей подкреплен косынками, в местах крепления замков - балками, выполненными переменного сечения. Под одной из выемок в месте меньшего поперечного сечения верхнего шпангоута на внутренней конической оболочке выполнен вырез под толкатель. Силовые стержни выполнены регулируемыми по своей длине. Достигается расширение эксплуатационных возможностей и эффективности использования ПО для смещенного относительно центра масс крупногабаритного полезного груза с сохранением устойчивости и управляемости РКН а полете. 8 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкции космических транспортных средств для доставки в составе космической головной части (КГЧ) крупногабаритных полезных грузов (ПГ) на заданные орбиты выведения.

Известен патент RU №2424953 на отделяемый крупногабаритный головной обтекатель ракеты-носителя, имеющий переходной отсек (ПхО) выполненный из двух конических оболочек: внешней для крепления створок головного обтекателя (ГО) и внутренней для крепления полезного груза с открытыми торцевыми шпангоутами, жестко соединенными между собой и ракетой-носителем (РН) внизу, и стыковочными с ПГ и ГО шпангоутами, жестко соединенными силовыми стержнями вверху.

Недостатками известного технического решения являются его ограниченные эксплуатационные возможности, так как переходной отсек не предназначен для крепления и отделения крупногабаритных ПГ со смещенным относительно продольной оси ПГ центром масс (ЦМпг), что снижает на последней ступени полета устойчивость и управляемость РКН.

Задачей предложенного технического решения является расширение эксплуатационных возможностей заявленного переходного отсека с обеспечением управляемости и устойчивости РКН в полете.

Задача решается тем, что переходной отсек сборочно-защитного блока ракеты космического назначения, содержащий внешнюю для крепления головного обтекателя и внутреннюю с промежуточным шпангоутом и продольно-поперечным силовым набором для крепления полезного груза конические оболочки с нижними и верхними торцевыми шпангоутами, жестко соединенными между собой, при этом верхние шпангоуты соединены между собой силовыми стержнями, и содержит также замки крепления и толкатели отделения полезного груза, отличающийся тем, что верхний шпангоут внутренней конической оболочки крепления полезного груза выполнен в поперечной плоскости переменного сечения, образуя смещение продольной оси ПхО относительно продольной оси полезного груза и имеет выемки под толкатели, охваченные хомутами, жестко закрепленными на внутренней конической оболочке, при этом замки крепления полезного груза посредством фитингов также закреплены в верхнем шпангоуте внутренней конической оболочки, которые, как и толкатели, размещены концентрично его внутреннему контуру, при этом продольно-поперечный силовой набор внутренней конической оболочки для обеспечения жесткости переходного отсека между верхним и промежуточным шпангоутами в местах крепления толкателей подкреплен косынками, в местах крепления замков - балками, выполненными переменными сечениями, причем под одной из выемок в месте меньшего поперечного сечения верхнего шпангоута на внутренней конической оболочке выполнен вырез под толкатель, а силовые стержни выполнены регулируемыми по своей длине.

Суть предложенного технического решения поясняется чертежами:

Фиг.1 - Основной вид (показано расположение полезного груза на ПхО СЗБ РКН).

Фиг.2 - Сечение А-А с фиг.1 (показано конструктивное исполнение ПхО в месте стыка верхнего шпангоута ПхО с полезной нагрузкой).

Фиг.3 - Сечение Б-Б с фиг.2 (показана внутренняя коническая оболочка с продольно-поперечным силовые набором).

Фиг.4 - Сечение В-В с фиг.2 (показан заулок крепления ПГ на верхнем шпангоуте внутренней конической оболочке ПхО).

Фиг.5 - Сечение Г-Г с фиг.2 (показан толкатель отделения ПГ на внутренней конической оболочке).

Фиг.6 - выносной элемент Д с фиг.2 (показан регулируемый силовой стержень).

Фиг.7 - Вид по стрелке Е с фиг.5 (показаны направляющий хомут, кронштейн для крепления толкателя отделения ПГ и вырез под толкатель).

Фиг.8 - выносной элемент Ж с фиг.1 (показано крепление ПхО с ракетой-носителем).

Заявленное устройство содержит переходной отсек 1 сборочно-защитного блока ракеты космического назначения, входящий в состав ракеты-носителя 2, внешнюю 3 для крепления головного обтекателя 4 и внутреннюю 5 с промежуточным шпангоутом 6 и продольно-поперечным силовым набором 7 для крепления полезного груза 8 конические оболочки.

Нижние 9, 10 и верхние 11, 12 торцевые шпангоуты внутренней 5 и внешней 3 конических оболочек жестко соединены между собой.

Верхние шпангоуты 11, 12 соединены между собой силовыми стержнями 13 регулируемыми по своей длине.

Переходной отсек 1 содержит также замки 14 крепления и толкатели 15 отделения полезного груза 8.

Верхний шпангоут 11 внутренней конической оболочки 5 крепления полезного груза 8 выполнен в поперечной плоскости переменного сечении, образуя смещение продольной оси 16 ПхО 1, совмещенной с осью РКН, относительно продольной оси 17 полезного груза 8.

Продольно-поперечный силовой набор 7 внутренней конической оболочки 5 для обеспечения жесткости и несущей способности переходного отсека 1 между верхними 11 и промежуточными 6 шпангоутами подкреплен продольными косынками 18 переменного сечения.

По местам расположения толкателей 15 на внутренней конической оболочке 5 жестко закреплены направляющие хомуты 19 для толкателей 15 и закрепленные на охватывающих толкатели 15 косынках 18 кронштейны 20 крепления толкателей 15.

Продольно-поперечный силовой набор 7 внутренней конической оболочки 5 для обеспечения жесткости и несущей способности переходного отсека 1 между верхним 11 и промежуточным 6 шпангоутами подкреплен по местам установки замков 14 продольными балками 21 переменного по их высоте продольными и поперечными сечениями, на которых посредством фитингов 22, размещенных также в верхнем шпангоуте 11 внутренней конической оболочки 5 концентрично его внутреннему контуру 23 закреплены замки 14 крепления полезного груза 8.

Размещение косынок 18 и продольных балок 21 между верхним 11 и промежуточным 6 шпангоутами исключает воздействие сосредоточенных нагрузок на шпангоут РН, приводящих к необходимости подкрепления и соответствующего увеличения массы продольно-поперечного силового набора 7 между промежуточным 6 и нижним 9 шпангоутами.

Толкатели 15 также размещены концентрично относительно внутреннего контура 23 верхнего шпангоута 11, в котором под толкатели 15 выполнены выемки 24.

Под выемкой 24 в месте меньшего поперечного сечения верхнего шпангоута 11 на внутренней конической оболочке 5 выполнен вырез 25.

Для подкрепления верхних шпангоутов 11, 12 без воздействия усилий, возникающих при монтаже из-за технологических погрешностей изготовления, силовые стержни 13 выполнены регулируемыми по длине.

Например, силовые стержни 13 могут быть выполнены из трубы 26, на одном конце которой за одно с трубой 26 выполнен кронштейн 27, а на другом резьбовом конце закреплен кронштейн 28 с возможностью перемещения по резьбе в процессе монтажа силовых стержней на ПхО 1, обеспечивая при этом возможность регулирования длины силового стержня 13 и углового положения его стыковочных с верхними шпангоутами 11, 12 поверхностей.

Устройство функционирует следующим образом.

Переходной отсек 1 сборочно-защитного блока ракеты космического назначения с верхним шпангоутом 11 внутренней конической оболочки 5 крепления полезного груза 8, выполненным в поперечной плоскости переменного сечения, образующим при этом смещение продольной оси 16 ПхО 1 относительно продольной оси 17 полезного груза 8, и с продольно-поперечным силовым набором 7 внутренней конической оболочки 5 между верхним 11 и промежуточным 6 шпангоутами, подкрепленным для обеспечения жесткости и несущей способности переходного отсека 1 продольными косынками 18 и продольными балками 21 переменного сечения по местам, концентрично расположенным относительно внутреннего контура верхнего шпангоута 11 толкателя 15, закрепленного на кронштейнах 20 и направляющих хомутах 19, замками 14, закрепленными на фитингах 22, позволяет эффективно использовать зону размещения полезного груза 8 внутри внутренней оболочки 5 переходного отсека 1 и головного обтекателя 4 для размещения с допустимым относительно продольной оси 16, совмещенной с осью РКН, значением эксцентриситета δ положения центра масс крупногабаритного полезного груза 8, обладающего габаритами и центром масс, значительно смещенными в поперечном направлении относительно его собственной продольной оси 17, относительно которой размещены замки 14 крепления и толкатели 15 полезного груза 8, взаимодействующие с верхним шпангоутом 11 переменного сечения ПхО 1;

Использование заявленного технического решения позволит расширить эксплуатационные возможности и эффективность использования переходного отсека для смещенного относительно ЦМ крупногабаритного полезного груза, сохраняя устойчивость и управляя РКП в полете.

Переходной отсек сборочно-защитного блока ракеты космического назначения, содержащий внешнюю для крепления головного обтекателя и внутреннюю с промежуточным шпангоутом и продольно-поперечным силовым набором для крепления полезного груза конические оболочки с нижними и верхними торцевыми шпангоутами, жестко соединенные между собой, при этом верхние шпангоуты соединены между собой силовыми стержнями, и содержит также замки крепления и толкатели отделения полезного груза, отличающийся тем, что верхний шпангоут внутренней конической оболочки крепления полезного груза выполнен в поперечной плоскости переменного сечения, образуя смещение продольной оси переходного отсека относительно продольной оси полезного груза, и имеет выемки под толкатели, охваченные хомутами, жестко закрепленными на внутренней конической оболочке, при этом замки крепления полезного груза посредством фитингов также закреплены в верхнем шпангоуте внутренней конической оболочки, которые, как и толкатели, размещены концентрично его внутреннему контуру, при этом продольно-поперечный силовой набор внутренней конической оболочки для обеспечения жесткости переходного отсека между верхним и промежуточным шпангоутами в местах крепления толкателей подкреплен косынками, в местах крепления замков - балками, выполненными переменного сечения, причем под одной из выемок в месте меньшего поперечного сечения верхнего шпангоута на внутренней конической оболочке выполнен вырез под толкатель, а силовые стержни выполнены регулируемыми по своей длине.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к управляемым ракетам, размещенным в транспортно-пусковых контейнерах. Управляемая ракета в транспортно-пусковом контейнере содержит разгонный двигатель, маршевый двигатель, боевую часть, рулевой отсек и бортразъем.

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Система отделения отсека летательного аппарата содержит устройство крепления, состоящее из разрывных болтов и направляющих шпилек, и устройство отделения в виде пневматического механизма отделения, состоящего из баллона с газом, пневмотолкателя со штоком, продольная ось которого совпадает с продольной осью отделяемой части.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкции космических транспортных средств для выведения на околоземную орбиту полезных грузов.

Изобретение относится к области авиации и ракетной техники, а именно головным обтекателям летательных аппаратов, например, управляемых ракет. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

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

Изобретение относится к области космической техники, в частности к средствам стыковки к основному космическому аппарату полезного груза и отделения его после выведения их на расчетную орбиту.

Изобретение относится к космической технике, а именно к стыковочным устройствам космических кораблей к орбитальным станциям. .

Пирозамок // 2467933
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разделении ступеней летательного аппарата. .

Изобретение относится к космической технике, а именно к разработке минимизации зон отчуждения для отделяемых частей многоступенчатой ракеты-носителя. .

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к одноступенчатым ракетам-носителям. Одноступенчатая ракета-носитель содержит один или несколько жидкостных ракетных двигателей, топливный бак с баками горючего и окислителя, одну или несколько пар навесных топливных баков горючего и окислителя, соединенных соответственно с баками горючего и окислителя топливного бака.

Группа изобретений относится к конструкции частей и элементов летательного аппарата, преимущественно к устройству кормовой части космического самолета (КС), а также к способам коррекции траектории и оптимизации тяги ракетного двигателя КС.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, криогенной технике и касается пневмогидравлического соединения стыкуемых объектов. Устройство защиты пневмогидравлического соединения содержит кожух, который установлен на соединение и снабжен штуцером с заглушкой.

Изобретение относится к космической технике и касается открытия и закрытия отверстия в бленде, которая обеспечивает защиту оптико-электронной аппаратуры космических аппаратов (КА) от воздействия внешних тепловых и световых факторов.

Изобретение относится к средствам установки оборудования на летательном, преимущественно космическом, аппарате (КА), где требуется точная угловая и линейная регулировка положения агрегатов на изделии (в т.ч.

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Соединительная конструкция, содержащая соединительный элемент и соединительные секции двух криволинейных шпангоутов воздушного или космического судна, причем соединительный элемент выполнен с возможностью прикрепления посредством предопределенных соединительных участков к соответствующим соединительным секциям двух шпангоутов.

Изобретение относится к области космических телескопов (КТ) и может быть использовано для различных ферменных и корпусных конструкций, к которым предъявляются высокие требования по геометрической стабильности размеров от действия температур.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Люк обслуживания космической головной части включает головной обтекатель со створками, на которых размещены блистеры под полезный груз, а сам люк имеет крышку.

Изобретение относится к космической головной части и к способу ее сборки. Космическая головная часть содержит космический аппарат, головной обтекатель и переходную систему, которая обеспечивает стыковку ракеты-носителя с космическим аппаратом.

Изобретение относится к конструкции космического аппарата (КЛ) и его бортовым, главным образом, терморегулирующим системам. КЛ конструктивно объединяет модули целевой аппаратуры и служебных систем и снабжен термостабилизирующим кожухом, выполненным в виде прямоугольного параллелепипеда.

Изобретение относится к крылатым летательным аппаратам, в которых используется криогенное топливо, и касается ракетных блоков многоразового использования. Планер летательного аппарата включает корпус с криогенным цилиндрическим баком, крыло, элементы крепления крыла. Крыло закреплено непосредственно на криогенном баке вдоль бортов планера посредством ряда вертикальных стержней одинаковой длины и двух узлов. Концы каждого из стержней закреплены шарнирно на крыле и криогенном баке касательно к его обводу. Узлы крепления расположены в зазоре между баком и крылом удаленно друг от друга вдоль его продольной оси. Один узел выполнен по типу штырь-отверстие, а другой по типу выступ-паз, паз которого расположен вдоль оси бака. Достигается снижение веса корпуса летательного аппарата и исключение температурных напряжений в конструкции. 5 ил.
Наверх