Космическая головная часть



Космическая головная часть
Космическая головная часть
Космическая головная часть

 


Владельцы патента RU 2564458:

Российская Федерация, от имени которой выступает Федеральное космическое агентство (RU)
Акционерное общество "Ракетно-космический центр "Прогресс" (АО "РКЦ "Прогресс") (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в головных частях ракет. Космическая головная часть содержит полезную нагрузку, головной обтекатель, переходный отсек с нижним стыковочным шпангоутом и верхним стыковочным шпангоутом с кольцевой перегородкой в виде жёстко соединённых между собой поперечных стенок под разъемные торцевые соединения, продольно-поперечные силовые наборы, кольцевой шпангоут. Изобретение позволяет упростить конструкцию верхнего стыковочного шпангоута. 3 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции космической головной части (КГЧ), входящей в состав ракет космического назначения (РКН), предназначенных для выведения на рабочие энергетические орбиты различных космических полезных нагрузок (ПН).

Известна КГЧ, содержащая космический аппарат (КА), головной обтекатель (ГО) и переходный отсек (ПхО). Переходный отсек вместе с КА и ГО обеспечивает стыковку с ракетой-носителем (РН). Стыковочный диаметр ГО больше стыковочного диаметра последней ступени РН. 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 РН. Верхний шпангоут верхнего корпуса состыкован с помощью торцевого разъемного, разделяемого в полете соединения с КА. К верхнему шпангоуту нижнего корпуса пристыкован с помощью торцевого разъемного, разделяемого в полете соединения головной обтекатель (см. патент RU №2478531) - аналог.

Известна КГЧ, содержащая КА, ГО и ПхО, который обеспечивает стыковку с РН. Стыковочный диаметр ГО больше стыковочного диаметра последней ступени РН. Переходный отсек имеет наружный и внутренний силовые контуры для передачи силовой нагрузки от ГО и КА к корпусу РН соответственно. Наружный силовой контур ПхО выполнен в виде конического корпуса, на верхний шпангоут которого с помощью торцевого разъемного, разделяемого в полете соединения установлен ГО. Внутренний силовой контур выполнен в виде цилиндрического корпуса, нижний шпангоут которого соединен с нижним шпангоутом конического корпуса. Верхний шпангоут цилиндрического корпуса состыкован с помощью торцевого разъемного, разделяемого в полете соединения с КА. Верхние шпангоуты конического и цилиндрического корпусов ПхО связаны между собой силовыми стержнями, (см. патент RU №2478532) - аналог.

К недостаткам аналогов следует отнести излишнюю массу конструкции, соединяющей корпуса переходного отсека.

Известно устройство (патент RU №2478533 - прототип), в котором космическая головная часть, входящая в состав РКН, состоит из ГО и ПН. В состав КГЧ введен ПхО, обеспечивающий с помощью разделяемых в полете соединений связь ПН с РН и ГО. Агрегатная часть ПН размещена во внутренней полости ПхО и находится вне пределов зоны схода ПхО, отделяемого от ПН вместе с ракетой-носителем. В верхнем шпангоуте промежуточного отсека совмещены два торцевых разъемных соединения, разделяемых в полете, соединяющих этот отсек с ГО и с ПН соответственно.

В известном техническом решении для размещения совмещенных торцевых разъемных соединений в верхнем стыковочном шпангоуте выполнены закрывающиеся ниши, что ведет к усложнению его конструкции.

Задачей технического решения является упрощение конструкции верхнего стыковочного шпангоута, упрощающего также конструкцию КГЧ в целом.

Поставленные задачи решаются тем, что в космической головной части, входящей в состав РКН и состоящей из полезной нагрузки, головного обтекателя и переходного отсека, с нижним и верхним стыковочными шпангоутами, обеспечивающими стыковку с ракетой-носителем и соединение разделяемыми в полете торцевыми разъемными соединениями с головным обтекателем и полезной нагрузкой, на верхнем стыковочном шпангоуте переходного отсека закреплена кольцевая перегородка под разъемные торцевые соединения, которая выполнена в виде набора поперечных стенок, жестко соединенных между собой, причем перегородка с внутренней стороны переходного отсека подкреплена продольно-поперечным силовым набором, а торцевое разъемное соединение со стороны полезной нагрузки смещено в пределы зоны внутренней полости переходного отсека и закреплено на перегородке посредством кольцевого шпангоута, при этом стыки торцевых разъемных соединений ПН с ПхО и ГО с ПхО расположены в одной плоскости.

Сущность изобретения поясняется чертежами:

- на фиг. 1 показан общий вид космической головной части;

- на фиг. 2 показана кольцевая перегородка (сечение А-А с фиг. 1);

- на фиг. 3 показано расположение торцевых разъемных соединений на кольцевой перегородке (сечение Б-Б с фиг. 1), где:

1. полезная нагрузка;

2. головной обтекатель;

3. переходной отсек;

4. нижний стыковочный шпангоут;

5. верхний стыковочный шпангоут;

6. ракета-носитель;

7. торцевое разъемное соединение с головным обтекателем;

8. торцевое разъемное соединение с полезной нагрузкой;

9. кольцевая перегородка;

10. поперечная стенка;

11. продольно-поперечный силовой набор;

12. кольцевой шпангоут;

13. стык торцевого разъемного соединения полезной нагрузки с переходным отсеком

14. стык торцевого разъемного соединения головного обтекателя с переходным отсеком.

Космическая головная часть состоит из полезной нагрузки 1, головного обтекателя 2 и переходного отсека 3 с нижним и верхним стыковочными шпангоутами 4, 5, при этом нижний стыковочный шпангоут 4 переходного отсека 3 крепится к последней ступени ракеты-носителя 6, а верхний стыковочный шпангоут 5 служит для установки на него головного обтекателя 2 и полезной нагрузки 1. Крепление полезной нагрузки 1 и головного обтекателя 2 к верхнему шпангоуту 5 переходного отсека 3 осуществляется при помощи торцевого разъемного соединения с головным обтекателем 7 и торцевого разъемного соединения с полезной нагрузкой 8 посредством кольцевой перегородки 9, которая выполнена в виде набора поперечных стенок 10, жестко соединенных между собой.

Торцевые разъемные соединения с головным обтекателем и с полезной нагрузкой 7, 8 разнесены посредством смещения торцевого разъемного соединения с полезной нагрузкой 8 в пределы зоны внутренней полости переходного отсека 3.

Для обеспечения заданной жесткости и прочности кольцевой перегородки 9 она подкреплена с внутренней стороны переходного отсека 3 продольно-поперечным силовым набором 11, который может быть выполнен, например, в виде фитингов, кронштейнов, стрингеров, балок (на чертеже не показано), которые распределяют действие на кольцевую перегородку 9 сосредоточенных усилий на весь корпус переходного отсека 3. Крепление полезной нагрузки 1 к кольцевой перегородке 9 осуществляется посредством кольцевого шпангоута 12, при этом стык торцевого разъемного соединения полезной нагрузки с переходным отсеком 13 и стык торцевого разъемного соединения головного обтекателя с переходным отсеком 14 расположены в одной плоскости.

Использование заявленного технического решения позволит упростить конструкцию верхнего стыковочного шпангоута за счет введения кольцевой перегородки, позволяющей разнести разъемные торцевые соединения без использования закрывающихся ниш.

Космическая головная часть, входящая в состав РКН и состоящая из полезной нагрузки (ПН), головного обтекателя (ГО) и переходного отсека (ПхО) с нижним и верхним стыковочными шпангоутами, обеспечивающими стыковку с ракетой-носителем и соединение разделяемыми в полете торцевыми разъемными соединениями с головным обтекателем и полезной нагрузкой, отличающаяся тем, что на верхнем стыковочном шпангоуте переходного отсека закреплена кольцевая перегородка под разъемные торцевые соединения, которая выполнена в виде набора поперечных стенок, жестко соединенных между собой, причем перегородка с внутренней стороны переходного отсека подкреплена продольно-поперечным силовым набором, а торцевое разъемное соединение со стороны полезной нагрузки смещено в пределы зоны внутренней полости переходного отсека и закреплено на перегородке посредством кольцевого шпангоута, при этом стыки торцевых разъемных соединений ПН с ПхО и ГО с ПхО расположены в одной плоскости.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к управляемым вращающимся ракетам. Малогабаритная управляемая вращающаяся ракета содержит электронную аппаратуру управления, органы управления и инерциальный измерительный модуль.

Система испытаний летательных аппаратов с телеметрической системой регистрации основных параметров содержит установленные на летательном аппарате (ЛА) функциональные блоки, аппаратуру управления, бортовой телеметрический передающий модуль (БТПМ) с антенной и наземный приемный пункт с антенной.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в многоступенчатых ракетах. Многоступенчатая ракета содержит верхние ступени с системой управления (СУ) и полезным грузом, нижние ступени в виде пары поршень-цилиндр, кольцевой шпангоут с кольцевым пиротехническим элементом, бортовую кабельную сеть в виде свободно деформируемого кабельного жгута.

Изобретение относится к области ракетной техники, а конкретно к ракетам в транспортно-пусковых контейнерах (ТПК), размещаемых на кораблях, подводных лодках и наземных стационарных и подвижных пусковых установках.

Группа изобретений относится к военной технике. При способе испытания летательных аппаратов (ЛА) перед пуском ЛА рассчитывают и вводят в наземную аппаратуру телеметрической системы регистрации координаты положения антенны наземного приемного пункта (НПП).

Ракета // 2548957
Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в ракетах класса «воздух-воздух». Ракета содержит корпус в виде соединенных разделяемых стыковочным узлом с разрывным пиротехническим креплением последовательно расположенных герметичного головного отсека с головкой самонаведения, инерциальной системой управления, боевым снаряжением, системой активной теплозащиты и автономной жидкостной или на пастообразном топливе двигательной установкой, содержащей топливо с окислителем и набором ЖРД с продольным соплом, четырьмя ЖРД с поперечными соплами и четырьмя ЖРД для создания моментов вращения головного отсека, и двигательного отсека с аэродинамическими рулями, рулевыми приводами, двухимпульсной твердотопливной двигательной установкой, блоком определения момента запуска второго импульса, блока поправок.

Изобретение относится к реактивной технике и может быть использовано при старте летательных аппаратов (ЛА). Размещают ЛА в пусковой установке (ПУ), или транспортно-пусковом стакане ПУ, или частично в ТПС ПУ с внешним расположением реактивных сопел, или транспортно-пусковом контейнере (ТПК), или ТПК шахтной ПУ, закрепляют стартовую двигательную установку (СДУ) в носовой части ЛА, частично выдвигают ЛА, запускают СДУ, формируют тягу двумя реактивными соплами, расположенными на боковой поверхности СДУ под углом к продольной оси ЛА, защищают в процессе разгона переднюю часть ЛА обтекателем, закреплённым на СДУ, отделяют СДУ с помощью силы тяги.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в управляемых ракетах. Управляемая ракета содержит корпус, аэродинамические крылья и рули, гаргрот, размещенный вдоль корпуса в развале рулей и крыльев.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в крылатых ракетах. Вращающаяся двухступенчатая крылатая ракета (КР) с пятью степенями свободы пространственного движения содержит корпус, стабилизированный по шестой степени свободы вращением, в виде фигуры вращения с крыльями, рулями и активной аэродинамической насадкой, одноканальную систему управления, рулевой привод, отделяемый стартовый ускоритель с аксиальным турбореактивным двигателем с газодинамической насадкой, маршевую ступень с n-канальной системой формирования подъемной силы в режиме вращения и малогабаритным одноразовым турбореактивным двигателем со складывающимся воздухозаборником, головку самонаведения.

Изобретение относится к ракетному вооружению, в частности к области малогабаритных управляемых снарядов. Управляемый снаряд выполнен по аэродинамической схеме «утка».

Изобретение относится к системам терморегулирования космических аппаратов (КА), а именно к холодильникам-излучателям для сброса излишков тепловой энергии, вырабатываемой на борту КА.

Изобретение относится к надувным развертываемым космическим конструкциям, преимущественно обитаемым модулям. Модуль включает в себя жесткий несущий отсек (1) в виде неравносторонней призмы с полезной зоной (2) постоянного объема.

Изобретение относится к области космонавтики, в частности к способам сборки головных частей и устройствам для их сборки. Космическая головная часть (КГЧ) содержит полезную нагрузку, переходный отсек, головной обтекатель (ГО), которые соединяют между собой в вертикальном положении.

Изобретение относится к композиционным материалам, используемым в сверхлегких каркасах солнечных батарей и элементов конструкций космических аппаратов, и касается трехслойной панели.

Изобретение относится к средствам управления и наблюдения за состоянием изделий, в т.ч. служебных систем (СС) летательного аппарата (ЛА).

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в разъемных соединениях. Регулируемый узел крепления содержит болты, сферические шайбы, гайки, втулки с наружной резьбой, углепластиковую площадку со стропами из арамидного волокна, накладку из металлических сплавов, три кронштейна из металлических сплавов с гладкими отверстиями и гранями, повторяющими направление ребер силовой конструкции корпуса, располагаемой между кронштейнами.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для доставки на орбиту полезной нагрузки небольшой массы. Транспортно-пусковой контейнер (ТПК) содержит корпус с крышкой и направляющими, узел фиксации полезной нагрузки, механизм выдвижения полезной нагрузки с подвижной кареткой или каретками с синхронизирующей тягой, полиспастом или полиспастами с тяговым элементом из аримидного шнура и пружиной.

Изобретение относится к крепежным элементам космического аппарата (КА) для установки оборудования наблюдения, размещаемого, как правило, на иллюминаторе стыковочного агрегата КА.

Изобретение относится к авиакосмической технике и может быть использовано в хвостовых отсеках летательных аппаратов (ЛА). Хвостовой отсек ЛА с кольцевым расположением сопел ракетного двигателя на донной защите с теплостойким отражателем возвратного течения струй ракетного двигателя в виде тела вращения содержит дренажное отверстие с пневмоклапаном прямого действия с запорно-чувствительным элементом в виде теплостойкого отражателя возвратного течения струй ракетного двигателя.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ферменных конструкциях. Силовой элемент ферменной конструкции содержит один узел пересечения, два полых соединенных и сопряженных между собой в узле пересечения цилиндрических диагональных стержня, узел пересечения в виде полого и замкнутого по торцам центрального цилиндрического стержня с отверстием.

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники, в частности к конструкциям герметичных разъемных соединений отсеков корпуса летательных аппаратов и, в особенности, к конструкциям герметичного соединения обтекателя с отсеком корпуса летательного аппарата. Быстроразъемное соединение отсеков корпуса летательного аппарата включает пару соединенных встык отсеков фиксаторы резьбового соединения и уплотнительное кольцо. Соединение отсеков включает ряд зажимов с резьбовой головкой и коническим наконечником, установленных в резьбовых отверстиях одного из отсеков и взаимодействующих своим коническим наконечником с ответным коническим отверстием, выполненным на втором отсеке, и снабженных фиксаторами резьбы, выполненными в виде стопоров установленных в прорезях резьбовых головок зажимов одним концом проточке, предусмотренной в резьбовом отверстии отсека, а другим концом опирающимся на шток крышки, закрывающей открытую снаружи полость зажима, при этом уплотнительное кольцо установлено на торце одного из отсеков. Техническим результатом применения изобретения является снижение габаритов и упрощение конструкции крепежных элементов, сокращение времени эксплуатационного обслуживания из-за изменения сложности монтажных операций. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх