Ракетно-космическая система



Ракетно-космическая система
Ракетно-космическая система

 


Владельцы патента RU 2555898:

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

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в последних ступенях ракет-носителей. Ракетно-космическая система (РКС) содержит ракету-носитель с последней ступенью с внешним корпусным отсеком с силовым промежуточным опорным шпангоутом с состыкованными между собой с помощью крепежных элементов наружным и внутренним шпангоутами, космический аппарат с головным обтекателем с торцевым шпангоутом. Внешний диаметр силового промежуточного опорного шпангоута соответствует диаметру торцевого шпангоута головного обтекателя. Изобретение позволяет обеспечить стыковку различных типоразмеров головных обтекателей с ракетами-носителями без увеличения времени сборки подготовки к старту РКС. 2 ил.

 

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

В последнее время применение в ракетно-космических системах космических аппаратов большого объема потребовала разработку головных обтекателей большего диаметра, в связи с чем переход головного обтекателя к последней ступени ракет-носителей, имеющим меньший стыковочный диаметр, осуществляют с помощью обратного конуса головного обтекателя.

Известна ракетно-космическая система по патенту РФ 2351510, состоящая из ракеты-носителя и космического аппарата с головным обтекателем - прототип.

Для стыковки с головным обтекателем на последнюю ступень ракеты-носителя устанавливается съемный отсек, внешний диаметр которого для сопряжения с головным обтекателем диаметром более диаметра последней ступени ракеты-носителя и выходит за пределы действующих ограничений железнодорожного и авиационного транспорта, что приводит к необходимости съемный отсек транспортировать на космодром отдельно от последней ступени ракеты-носителя, а потом осуществлять их сборку. Это увеличивает время сборки и подготовки к старту ракетно-космической системы - недостаток прототипа.

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 по сравнению с головным обтекателем, без увеличения времени сборки и подготовки к старту ракетно-космической системы.

Задача достигается тем, что в ракетно-космической системе, содержащей ракету-носитель, в состав которой входит последняя ступень с внешним корпусным отсеком, космический аппарат и головной обтекатель, в состав корпусного отсека последней ступени ракеты-носителя введен силовой промежуточный опорный шпангоут, жестко соединенный по торцу с торцевым шпангоутом головного обтекателя, образуя неразъемное в полете соединение, причем внешний диаметр силового промежуточного опорного шпангоута соответствует диаметру торцевого шпангоута головного обтекателя, при этом силовой промежуточный опорный шпангоут состоит из наружного и внутреннего шпангоутов, состыкованных между собой с помощью крепежных элементов через оболочку внешнего корпусного отсека последней ступени ракеты-носителя

На фиг.1 изображена ракетно-космическая система, на фиг.2 представлено соединение головного обтекателя с последней ступенью ракеты-носителя, где:

1. ракета-носитель;

2. космический аппарат;

3. головной обтекатель;

4. внешний корпусной отсек последней ступени ракеты-носителя;

5. последняя ступень ракеты-носителя;

6. силовой промежуточный опорный шпангоут;

7. торцевой шпангоут головного обтекателя;

8. наружный шпангоут;

9. внутренний шпангоут;

10. оболочка;

11. крепежные элементы;

12. устройство отделения.

Предложена ракетно-космическая система, состоящая из ракеты-носителя 1, в составе которой имеется последняя ступень 5 с внешним корпусным отсеком последней ступени ракеты-носителя 4, космический аппарат 2 с головным обтекателем 3, в состав корпусного отсека последней ступени ракеты-носителя 4 введен силовой промежуточный опорный шпангоут 6, жестко соединенный по торцу с торцевым шпангоутом головного обтекателя 7, образуя неразъемное в полете соединение, причем внешний диаметр силового промежуточного опорного шпангоута 6 соответствует диаметру торцевого шпангоута головного обтекателя 7, при этом силовой промежуточный опорный шпангоут 6 состоит из наружного 8 и внутреннего 9 шпангоутов, состыкованных между собой с помощью крепежных элементов 11 через оболочку 10 внешнего корпусного отсека последней ступени ракеты-носителя 4.

Введением силового промежуточного опорного шпангоута 6 обеспечивается стыковка эксплуатируемых ракет-носителей 1 (с диаметром последней ступени ракеты-носителя 5 меньшим, чем диаметр нижнего шпангоута головного обтекателя 8) с эксплуатируемыми головными обтекателями 3 различных типоразмеров, при этом внешний диаметр силового промежуточного опорного шпангоута 6 соответствует диаметру нижнего шпангоута головного обтекателя 7 и находится в пределах действующих габаритных ограничений железнодорожного и авиационного транспорта.

Кроме того, неразделяемое в полете соединение силового промежуточного опорного шпангоута 6 с достаточно мощным торцевым шпангоутом головного обтекателя 7 обеспечивает надежную передачу нагрузки от головного обтекателя 3 на внешний корпусной отсек последней ступени ракеты-носителя 4.

Отделение головного обтекателя 3 от ракеты-носителя 1 производится по разделяемому в полете стыку головного обтекателя 3 с торцевым шпангоутом головного обтекателя 7.

Предложенная ракетно-космическая система функционирует следующим образом.

При эксплуатации ракетно-космической системы головной обтекатель 3 до своего отделения от ракеты-носителя 1 передает нагрузку по стыку головного обтекателя 3 с силовым промежуточным опорным шпангоутом 6 последней ступени ракеты-носителя 5.

После прохождения ракетно-космической системы плотных слоев атмосферы головной обтекатель 3 делится в продольном направлении на две створки, производится отделение створок головного обтекателя 3 от торцевого шпангоута головного обтекателя 7 с помощью устройства отделения 12. Торцевой шпангоут головного обтекателя 7 остается на последней ступени ракеты-носителя 5, и после отделения ракеты-носителя 1 от последней ступени ракеты-носителя 5 от нее отделяется корпусной отсек последней ступени ракеты-носителя 4 вместе с торцевым шпангоутом головного обтекателя 7.

Реализация настоящего предложения в ракетно-космической системе позволяет обеспечивать стыковку различных типоразмеров головных обтекателей 3 с ракетами-носителями 1, имеющими на последней ступени ракеты-носителя 5 меньший диаметр с головным обтекателем 3, без увеличения времени сборки и подготовки к старту ракетно-космической системы.

Ракетно-космическая система, содержащая ракету-носитель, в состав которой входит последняя ступень с внешним корпусным отсеком последней ступени ракеты-носителя, космический аппарат с головным обтекателем, отличающаяся тем, что в состав корпусного отсека последней ступени ракеты-носителя введен силовой промежуточный опорный шпангоут, жестко соединенный по торцу с торцевым шпангоутом головного обтекателя, образуя неразъемное в полете соединение, причем внешний диаметр силового промежуточного опорного шпангоута соответствует диаметру торцевого шпангоута головного обтекателя, при этом силовой промежуточный опорный шпангоут состоит из наружного и внутреннего шпангоутов, состыкованных между собой с помощью крепежных элементов через оболочку внешнего корпусного отсека последней ступени ракеты-носителя.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системе доставки различных видов полезной нагрузки в верхние слои атмосферы и выше. Система пуска ракет (1) включает трубчатую тележку пуска ракет (2) с фрикционными приводами кабельного/тросового пути (26), перемещаемую ниже двухосевого шарнира (63), прикрепленного к земле, поднимаемую в коаксиальную переносную трубу (124, 143), ведущую к трем основным привязным кабелям/тросам (27), вес которых компенсируется аэростатами (164).

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в разгонных блоках ракет-носителей (РН). Ракетный криогенный разгонный блок (РБ), выполненный по тандемной схеме, содержит бак горючего с приборным отсеком и переходной системой для крепления космического аппарата, бак окислителя (БО), проставку межбаковую, маршевый двигатель (МД) РБ, промежуточный отсек, систему пожаровзрывопредупреждения, средства обеспечения теплового режима с блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием и разделяемых подводящих трубопроводов, коллекторы продувки застойных зон и обеспеспечения теплового режима зоны и аппаратуры РБ, разделительную мембрану, сбрасываемый головной обтекатель (ГО) с окнами сброса системы пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима газов продувки зоны РБ, дополнительной теплоизоляцией зоны РБ, частью разделяемых подводящих труб коллекторов с разъемными стыками и блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием, межбаковой проставкой, сопряженной с межбаковой фермой для крепления БО с МД и сопряженной с верхней проставкой отделяемого промежуточного отсека с узлами соединения и разделения с РН и ГО.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для управления движением жидкостной ракеты космического назначения (РКН). После команды на выключение маршевого двигателя (МД) отработавшей ступени переводят МД на режим пониженной тяги и окончательно выключают МД, управляют движением ракеты по крену с помощью двух пар газовых сопел, осуществляют прогноз момента времени окончательного выключения МД, включают одну из пар газовых сопел до спрогнозированного момента времени окончательного выключения МД для создания управляющего момента по крену, выключают пару газовых сопел в спрогнозированный момент времени, при этом величину промежутка времени работы пары газовых сопел определяют перед началом полета в зависимости от момента инерции вращающейся части турбонасосного агрегата с учетом присоединенной массы компонентов топлива относительно оси вращения, абсолютной величины момента по крену, создаваемого каждой парой газовых сопел при их включении, абсолютной величины угловой скорости вращения ротора турбонасосного агрегата на режиме пониженной тяги, угла между осью вращения ротора турбонасосного агрегата и продольной осью ракеты.

Группа изобретений относится к межорбитальным, в т.ч. межпланетным, перелетам космических аппаратов (КА) с реактивным двигателем.

Изобретение относится к атомной энергетике и ракетно-космической технике. Технический результат - повышение эффективности и надежности функционирования ядерной энергодвигательной установки космического аппарата.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в ракетах-носителях. Многоступенчатая ракета-носитель содержит головной блок с полезным грузом, параллельно расположенные разделяемые ракетные блоки ступеней с многокамерными двигательными установками с топливными баками (ТБ) в форме тора, крылья, хвостовую часть конической формы, укороченное центральное тело (УЦТ) на первой ступени, единое тарельчатое сопло (ЕТС) на второй ступени, донную часть в виде внешнего и внутреннего усеченных конусов, образованных внешней поверхностью обечайки УЦТ и внутренней поверхностью обечайки ЕТС.

Изобретение относится к космической технике, а именно к средствам обеспечения деятельности космонавтов в условиях невесомости. Устройство фиксации предметов в невесомости содержит фиксатор в виде проволоки (из материала, обладающего свойством остаточной пластической деформации) в неметаллической оболочке, кольца на концах фиксатора диаметром, соизмеримым с размерами пальцев наддутой перчатки скафандра, рычаг с щелевым отверстием диаметром, соизмеримым с диаметром фиксатора.

Изобретение относится к космической технике, а именно к средствам обеспечения деятельности космонавтов в условиях невесомости. Фиксатор предметов в невесомости содержит проволоку (из материала, обладающего свойством остаточной пластической деформации) в неметаллической оболочке, кольца на концах фиксатора диаметром, соизмеримым с размерами пальцев наддутой перчатки скафандра.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для увода отделяющихся частей ступеней ракет космического назначения. Получают импульс путем выброса газифицированных жидких остатков невыработанных компонентов ракетного топлива (РТ), обеспечивают импульс за счет сгорания невыработанных компонентов РТ в камере газового ракетного двигателя, ограничивают объем невыработанных остатков РТ, разделяют секундный массовый расход теплоносителя (ТН) на 2 части (одну часть подают в объем, ограниченной сеткой, другую - во вторую часть топливного бака), определяют количество подаваемого ТН из условия испарения оставшихся капель компонентов РТ.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для крепления и разделения ступеней ракеты-носителя пакетной схемы. Устройство для крепления и последующего разделения ступеней ракеты-носителя пакетной схемы содержит пневмотолкатель, узлы крепления, замок.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в многоразовых ступенях ракет космического назначения (РКН). Система для обеспечения выхода в космическое пространство содержит РКН с двунаправленной поверхностью управления с возможностью разворота, с возможностью принимать информацию о положении конструкции части РКН на поверхности воды для регулирования траектории полета, стартовую площадку, средство для запуска РКН или части РКН со стартовой площадки в первый раз и второй раз соответственно, средство для вертикальной посадки части РКН на конструкцию на водной поверхности, средство для запуска, средство для изменения ориентации РКН с ориентации носом вперед на ориентацию хвостом вперед перед посадкой и повторного входа в атмосферу Земли, средство для отключения ракетных двигателей, средство для первичного и повторного запуска одного или больше ракетных двигателей. Запускают РКН с полезной нагрузкой с Земли, отключают указанный один или больше ракетных двигателей на ступени ускорителя, отделяют верхнюю ступень от ступени ускорителя на заданной высоте, изменяют ориентацию ступени ускорителя, размещают передвижную посадочную платформу на водной поверхности, принимают информацию о положении посадочной платформы и управляют траекторией ступени ускорителя для перемещения к посадочной платформе, выполняют повторный запуск одного или больше ракетных двигателей на ступени ускорителя перед посадкой, выполняют вертикальную посадку части РКН на посадочную платформу, транспортируют часть РКН на передвижной посадочной платформе или на транзитное судно. Изобретение позволяет осуществить вертикальную посадку многоразовой части РКН на передвижную посадочную платформу на поверхности воды. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для удаления нефункционирующего космического аппарата (КА) с геостационарной орбиты. Выводят на геостационарную орбиту КА со средством наблюдения и захвата нефункционирующего КА и дополнительным запасом компонентов топлива, переводят КА после окончания срока активного существования в точку стояния на геостационарной орбите нефункционирующего КА, осуществляют ориентацию относительно нефункционирующего КА, наводят на нефункционирующий КА, захватывают нефункционирующий КА, включают двигатель КА, переводят связку космических аппаратов на орбиту захоронения. Изобретение позволяет повысить эффективность и безопасность работы КА на геостационарной орбите. 10 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции дренажа криогенного компонента из криогенного бака ракетного разгонного блока в составе ракеты космического назначения. Дренажное устройство криогенного компонента ракетного разгонного блока со съемным отсеком состоит из дренажного клапана, дренажного трубопровода и компенсатора угловых перемещений в составе дренажного трубопровода. Дренажный трубопровод выполнен из двух частей, связанных между собой разделяемым в полете стыком. Первая часть дренажного трубопровода проходит внутри ракетного разгонного блока. В первую часть дренажного трубопровода введены гибкий элемент и дополнительный компенсатор угловых перемещений. Компенсатор угловых перемещений и дополнительный компенсатор угловых перемещений соединены гибким элементом. Вторая часть дренажного трубопровода, снабженная компенсатором линейных перемещений, проходит через съемный отсек и выведена за пределы ракетного разгонного блока. Техническим результатом изобретения является обеспечение надежной эксплуатации дренажной магистрали и пожаровзрывобезопасности ракетного разгонного блока со съемным отсеком. 4 ил.

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат содержит корпус, устройство забора воздуха, блок управления, конусообразную камеру сгорания с выхлопным соплом. Корпус жестко связан с блоком управления и конусообразной камерой сгорания. Камера сгорания имеет две гидравлические связи с блоком управления и жестко связана с выходным соплом. Техническим результатом изобретения является уменьшение габаритов ЛА без уменьшения его ускорения. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для обеспечения безопасности космонавта при работе на поверхности пилотируемой космической станции в открытом космосе. Индивидуальное средство передвижения космонавта в открытом космосе представляет собой дополнительное устройство, прикрепленное к скафандру космонавта. Устройство состоит из корпуса, в котором размещены панели солнечной батареи в свернутом состоянии, и отсека с размещенным в нем аккумулятором, электрически связанным через блок управления и согласования с солнечной батареей и баллоном с компонентом рабочего тела для электрореактивных двигателей. Техническим результатом изобретения является повышение безопасности работы в открытом космическом пространстве. 9 ил.

Изобретение относится к устройствам и способам защиты летательных объектов при нападении. Целевой объект размещается в космическом аппарате (ложном объекте - оболочке). Космический аппарат содержит радиолокатор, блок команд и управления, панели солнечных батарей, от которых в том числе питается и целевой модуль. Целевой модуль в свою очередь снабжен двигательной установкой, химическим источником тока, соответствующей служебной и специальной аппаратурой и спецсистемой. После отделения целевого модуля питание от солнечных батарей прекращается и целевой модуль переходит на электропитание от химического источника тока. В случае атаки космический аппарат разделяется на ложный объект, имитирующий объект нападения, и целевой модуль. Техническим результатом изобретения является защита целевого модуля от поражения при атаке и обеспечение выполнения им целевых задач. 3 ил.

Кронштейн // 2565427
Металлический кронштейн (1) состоит из двух концевых участков с пазами и имеет Г-образный профиль с продольными и поперечными пазами (2) различной толщины по всей его длине. Кронштейн закреплен с помощью болтового соединения (6) на двух противоположных элементах сложной конструкции, например элементах силовой конструкции (3, 4) космического аппарата, обладающих различными температурными коэффициентами линейного расширения. Обеспечивается компенсация температурных деформаций силовой конструкции. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области радиотехники и может использоваться для передачи информации об аварийном состоянии изделий ракетно-космической техники на этапе космического запуска. Радиопередающее устройство (РПДУ) содержит автогенератор, усилитель мощности и передающую антенну. В автогенераторе и усилителе мощности используют транзисторы с частотой, соответствующей выходной частоте РПДУ. Плотность материала подложки антенных блоков выбирают минимальной при обеспечении защиты аппаратуры, находящейся в защитном корпусе за блоками, от радиационных излучений космического пространства. Техническим результатом изобретения является снижение габаритно-массовых параметров РПДУ. 2 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для доставки полезной нагрузки в космическое пространство. Комплекс содержит отсек силовой установки с несущей конструкцией с проемами, переходником, электрическим двигателем, источником электрического питания с солнечными элементами и ядерным источником энергии, бортовую систему в виде дополнительной жидкостной и твердотопливной системы обеспечения движения в космосе, образующую искусственный спутник Земли. Изобретение позволяет увеличить массу полезной нагрузки. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и касается изготовления силовой оболочки корпуса возвращаемого летательного аппарата. Ленточный препрег для изготовления теплозащитного покрытия силовой оболочки корпуса содержит скрепленные между собой куски растяжимой в тангенциальном направлении и пропитанной фенольным связующим ленты. При этом препрег выполнен в виде многослойной ленты, в каждом слое которой куски образующих ее лент скреплены между собой встык со смещением этих стыков, расположенных в соседних слоях, относительно друг друга. Слои ленты скреплены между собой в точках, расположенных зигзагообразно вдоль продольной оси ленты. Достигается повышение качества изготовления теплозащитного покрытия за счет оптимизации структуры и конструктивно-технологической схемы изготовления ленточного препрега с повышенной термоэрозионной стойкостью в сочетании с улучшенными теплоизоляционными свойствами и меньшей толщиной. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх