Силовой блок для аппарата-носителя многоразового использования

Группа изобретений относится к космической технике. Силовой блок аппарата-носителя многоразового использования содержит ракетный двигатель (4), установленный на люльке (2). Люлька (2) содержит по меньшей мере три крепежных элемента (9) для соединения указанного блока с конструкцией аппарата-носителя. Указанные по меньшей мере три крепежных элемента образуют плоскость (12) демонтажа блока, причем блок содержит одно или несколько гидравлических и/или электрических соединений указанного двигателя (4), причем каждое из этих соединений содержит свободный конец (11), предназначенный для подсоединения к соответствующей системе питания аппарата-носителя, на котором силовой блок должен быть установлен, при этом торец по меньшей мере некоторых из указанных свободных концов (11) находится в указанной плоскости (12) демонтажа. Такелажное устройство для монтажа/демонтажа и транспортировки силового блока содержит две продольные направляющие (14,17), неподвижно соединенные с подвижной рамой (13), подвижную тележку (18) с двумя парами съемных поддерживающих стоек (19), выполненную с возможностью поступательного перемещения вдоль направляющих (14, 17). Техническим результатом группы изобретений является упрощение конструкции силового блока и операций её монтажа и демонтажа. 3 н. и 22 з.п. ф-лы, 10 ил.

 

Область техники, которой относится изобретение

Изобретение относится к силовому блоку для аппарата-носителя многоразового использования и к аппарату-носителю, оснащенному таким силовым блоком.

Оно относится также к такелажному устройству, позволяющему быстро и в условиях полной безопасности заменить такой силовой блок на земле.

Уровень техники

В области космической техники существует все взрастающая потребность в аппаратах-носителях или в транспортных кораблях, которые можно использовать многократно.

Эта потребность вытекает, в частности, из необходимости снижения затрат по развертыванию и выводу на орбиту спутников, в частности, малоразмерных спутников, поскольку эти расходы являются настолько большими, что ограничивают использование космического пространства в настоящее время.

По этой причине малоразмерные спутники можно запускать только вместе с большими спутниками или с другими малоразмерными спутниками, объединенными в одном аппарате-носителе.

Следовательно, необходимо иметь космический аппарат-носитель, стоимость эксплуатации которого позволила бы производить запуск специально для малоразмерного спутника.

Кроме того, он отвечал бы коммерческим задачам по транспортировке полезных грузов и/или пассажиров в космическое пространство как для научных экспедиций, таких как экспедиции на международной космической станции МКС, так и в целях космического туризма.

Известны летательные аппараты многократного использования, такие как воздушно-космические самолеты, то есть аппараты, которые могут взлетать с земли, выходить в космическое пространство и возвращаться на Землю.

Фазы взлета и посадки происходят с помощью турбореактивных двигателей самолета, тогда как фаза полета для достижения состояния невесомости пассажиров происходит с использованием ракетного двигателя.

С целью оптимизации коммерческого использования эти воздушно-космические самолеты должны обеспечивать регулярные полеты, например, с частотой одного полета в неделю.

Если конструктивные материалы этих воздушно-космических самолетов допускают такую частотность полетов, то их ракетные двигатели, хотя и являются многоразовыми, необходимо снимать после каждого полета с целью обслуживания и дозаправки ракетным топливом.

Однако современное расположение ракетных двигателей в этих воздушно-космических самолетах делает их демонтаж или монтаж исключительно длительным и трудоемким.

В частности, эти ракетные двигатели связаны своими гидравлическими и электрическими соединениями, являющимися труднодоступными для операторов, которые должны производить подсоединение/отсоединение перед монтажом/демонтажем ракетных двигателей.

Поэтому существует потребность в оптимизации расположения соединений многоразового ракетного двигателя на воздушно-космическом самолете.

Настоящее изобретение призвано устранить вышеупомянутые недостатки и предложить силовой блок для космического корабля, исключительно простой по конструкции и в работе, расположение которого в конструкции космического корабля облегчает операции монтажа/демонтажа с целью ее обслуживания.

Раскрытие изобретения

Для этого изобретением предложен силовой блок для аппарата-носителя многоразового использования, содержащий ракетный двигатель, установленный в люльке. Согласно изобретению,

- указанная люлька содержит по меньшей мере три крепежных элемента для соединения указанного блока с конструкцией указанного аппарата-носителя, с которым должен быть связан указанный блок,

- указанные по меньшей мере три крепежных элемента образуют плоскость демонтажа указанного блока, и

- указанный блок содержит одно или несколько гидравлических и/или электрических соединений указанного двигателя, причем каждое из этих соединений содержит свободный конец, предназначенный для подсоединения к соответствующей системе питания аппарата-носителя, с которым должен быть связан указанный блок, при этом торец по меньшей мере некоторых из указанных свободных концов находится в указанной плоскости демонтажа.

Предпочтительно люлька, предназначенная для установки и крепления ракетного двигателя, выполнена в виде плоской или по существу плоской компактной детали. Таким образом, действия оператора по техническому обслуживанию облегчаются во время операций монтажа/демонтажа двигателя, так как оператор имеет доступ ко всем креплениям и соединениям силового блока, которые находится в одной плоскости.

Предпочтительно в этой же плоскости находится(ятся) смотровой люк или смотровые люки на конструкции самолета. Действительно, поскольку все крепления и соединения силового блока находятся в одной плоскости, то для доступа к ним достаточно всего одного смотрового люка. В альтернативном варианте можно предусмотреть два люка в симметричных и близких друг к другу положениях для облегчения операций технического обслуживания.

Например, указанный аппарат-носитель имеет продольную ось, и указанная плоскость демонтажа является плоскостью, поперечной к указанной оси.

Указанный двигатель установлен в центре или в центральной зоне люльки. Предпочтительно соединение двигатель-люлька представляет собой соединение типа кардана для обеспечения ориентации двигателя во время его работы.

В различных частных вариантах осуществления этого силового блока, каждый из которых имеет свои преимущества и которые можно использовать в различных технически возможных комбинациях:

- торец свободного конца каждого из указанных соединений находится в указанной плоскости демонтажа,

- указанный силовой блок содержит по меньшей мере один элемент штангового крепления для блокировки вращения указанного двигателя относительно указанной люльки, при этом указанный по меньшей мере один элемент штангового крепления соединен, с одной стороны, с указанным двигателем и, с другой стороны, с соответствующей точкой крепления на указанной люльке,

- указанная люлька выполнена удлиненной и имеет в своем поперечном размере переднюю сторону и заднюю сторону, при этом указанная передняя сторона предназначена для соединения с указанным двигателем, указанная передняя сторона образует переднюю плоскость указанной люльки, содержащую по меньшей мере часть указанной передней стороны, при этом указанная по меньшей мере часть имеет размеры, позволяющие крепить элементы штангового крепления указанного двигателя.

Например, люлька имеет форму, выбранную среди формы диска, формы крестовины или X, формы А, формы Н, формы Y, формы Т, …

Предпочтительно указанная задняя сторона образует заднюю плоскость указанной люльки, при этом указанные передняя и задняя плоскости являются параллельными или по существу параллельными.

Предпочтительно люлька содержит по меньшей мере два отдельных плеча, причем эти плечи содержат на своем дальнем конце один или несколько крепежных элементов для соединения указанного блока с конструкцией указанного аппарата-носителя, с которым должен быть связан указанный блок.

Под «дальним концом» следует понимать свободный конец или боковой край плеча, когда люлька не соединена с конструкцией аппарата-носителя.

Например эти крепежные элементы содержат проушины, имеющие отверстия для прохождения стержней крепежных элементов, таких как болты.

- люлька содержит по меньшей мере два отдельных плеча, при этом указанный силовой блок содержит элементы штангового крепления, при этом каждый из этих элементов штангового крепления соединен с отдельным плечом указанной люльки.

Для ориентации двигателя в дополнение к соединению типа кардана применяют два гидравлических серводомкрата для увеличения мощности, необходимой для ориентации сопла.

Предпочтительно двигатель выполнен с возможностью ориентации под углом +/-5° вокруг направлений y и z, где ось x находится вдоль продольной оси силового блока.

- указанный по меньшей мере один элемент штангового крепления является блокируемым серводомкратом.

Речь может идти о механически блокируемом серводомкрате или об узле, содержащем серводомкрат и тягу для механической блокировки указанного серводомкрата.

- по меньшей мере из указанных плеч содержит гнедо для размещения стойки, на которой находится устройство манипулирования указанной люлькой.

Предпочтительно указанное гнездо находится на дальнем конце соответствующего плеча.

Предпочтительно указанное гнездо имеет полую трубчатую форму, при этом отверстие с осью, поперечной к продольной оси указанного гнезда, позволяет вводить крепление для обеспечения блокировки указанной стойки в указанном гнезде.

Объектом изобретения является также аппарат-носитель, оборудованный описанным выше силовым блоком.

Предпочтительно этот аппарат-носитель представляет собой воздушно-космический самолет, оборудованный двумя турбореактивными двигателями для обеспечения его взлета/посадки с взлетно-посадочной полосы аэропорта и ракетным двигателем, который позволяет ему самостоятельно достичь высоты не менее шестидесяти (60) километров, прежде чем войти в фазу баллистического полета для достижения высоты не менее ста (100) километров.

В грузовой версии этот аппарат-носитель имеет по меньшей мере одну грузовую зону, выполненную с возможностью размещения полезного груза, такого как малоразмерный спутник, а также, в случае необходимости, систему вывода на орбиту этого спутника, содержащую в частности, устройство создания реактивной тяги. Предпочтительно эта грузовая зона оборудована шарнирной и убирающейся стрелой, позволяющей манипулировать этим малоразмерным спутником с целью его захвата или его вывода на орбиту.

В пассажирской версии этот аппарат-носитель содержит кабину с одним или несколькими креслами. Эта кабина имеет также несколько окон, обеспечивающих пассажирам обзор пространства снаружи воздушно-космического самолета.

Вблизи этих окон расположены захватные элементы, такие как ручки, чтобы пассажиры могли за них держаться в условиях невесомости.

Разумеется, воздушно-космический самолет может одновременно содержать кабину для размещения одного или нескольких пассажиров и грузовую зону для размещения полезного груза.

Объектом настоящего изобретения является также такелажное устройство для монтажа/демонтажа описанного выше силового блока, а также для его транспортировки.

Согласно изобретению, это устройство содержит:

- две продольные направляющие, каждая из которых имеет первый участок направляющей, предназначенный для соединения внутри с конструкцией аппарата-носителя, и второй участок направляющей, неподвижно соединенный с рамой,

- при этом указанная рама выполнена подвижной с возможностью по меньшей мере вертикального перемещения таким образом, чтобы указанные участки направляющей одной продольной направляющей можно было состыковать торцами для образования двух боковых продольных направляющих, и

- подвижную тележку, выполненную с возможностью поступательного перемещения вдоль указанных продольных направляющих, при этом указанная тележка содержит две пары съемных поддерживающих стоек, при этом каждая из указанных стоек предназначена для соединения с указанной люлькой для удержания указанного блока после его демонтажа с конструкции аппарата-носителя, с которым он должен быть связан.

Согласно варианту выполнения, эта подвижная тележка, оборудованная тягами, обеспечивает восприятие массы ракетного двигателя через силовую раму двигателя или люльку. Эта подвижная тележка удерживает двигатель, который после отсоединения от аппарата-носителя скользит по направляющим и перемещается к такелажной раме, тоже оснащенной направляющими. Двигатель, поддерживаемый подвижной тележкой, находится на этой такелажной раме.

В различных частных вариантах выполнения этого такелажного устройства, каждый из которых имеет свои преимущества и которые можно использовать в различных технически возможных комбинациях:

- указанная тележка содержит две конструктивные продольные детали, оснащенные элементами качения, выполненными с возможностью обеспечения перемещения указанной тележки вдоль указанных направляющих, при этом указанные продольные детали отстоят друг от друга в боковом направлении и соединены друг с другом деталью механического усиления, препятствующей любому раздвиганию указанных деталей, когда указанная тележка поддерживает указанный силовой блок, при этом указанная тележка образует вилку, выполненную с возможностью размещения двигателя силового блока между указанными деталями, когда эту тележку перемещают в указанный аппарат-носитель.

Предпочтительно эта деталь механического усиления является тягой.

- указанная рама является подвижной и выполнена с возможностью вертикального перемещения для обеспечения размещения друг против друга указанных участков направляющей.

Предпочтительно указанная рама установлена на шарнирной конструкции таким образом, чтобы перемещаться между нижним положением покоя и верхним рабочим положением, при этом указанная шарнирная конструкция является подвижной.

Например, эта шарнирная конструкция является рычажной конструкцией, которая неподвижно соединена с подвижной рамой, такой как рама, оснащенная колесами.

- указанная рама имеет поперечное сечение в виде U для размещения указанной тележки без риска повреждения указанного силового блока.

- указанная люлька имеет форму крестовины или X, при этом указанная подвижная тележка содержит две пары съемных поддерживающих стоек, при этом каждая стойка предназначена для соединения с отдельным плечом этой люльки для удержания указанного блока после его демонтажа с конструкции аппарата-носителя, с которым он должен быть связан.

Предпочтительно указанное устройство содержит детали крепления конца указанных стоек на указанных плечах люльки.

Например, эти детали крепления являются металлическими креплениями.

Предпочтительно по меньшей мере одна поддерживающая стойка одной из указанных пар содержит главную тягу, предназначенную для соединения плеча указанной люльки с указанной тележкой, и вспомогательную тягу, называемую поперечной тягой, соединяющую под углом указанную главную тягу с указанной тележкой таком образом, чтобы блокировать вращение указанной люльки относительно указанной тележки.

Краткое описание чертежей

Другие преимущества, задачи и частные отличительные признаки настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве не ограничительного примера, со ссылками на прилагаемые чертежи.

На фиг. 1 схематично показан силовой блок согласно частному варианту осуществления изобретения;

на фиг. 2 показан силовой блок, изображенный на фиг. 1, вид снизу;

на фиг. 3 показан силовой блок, изображенный на фиг. 1, вид в перспективе с демонстрацией соединительных головок гидравлических и электрических соединений, расположенных в плоскости демонтажа люльки;

на фиг. 4 схематично показано такелажное устройство для погрузки и разгрузки силового блока, изображенного на фиг. 1, согласно частному варианту осуществления изобретения;

на фиг. 5 показан один из этапов демонтажа силового блока при помощи такелажного устройства, изображенного на фиг. 4, где силовой блок все еще соединен с конструкцией аппарата-носителя, при этом стойки подвижной тележки, введенной в воздушно-космический самолет, соединены с люлькой силового блока, при этом для большей ясности на заднем фоне показана задняя часть воздушно-космического самолета;

на фиг. 6 показан увеличенный вид фиг. 5, где на заднем фоне представлена только задняя часть воздушно-космического самолета для иллюстрации соединения направляющих с окружающей конструкцией воздушно-космического самолета, а также соединения стоек подвижной тележки с люлькой силового блока для его удержания после демонтажа;

на фиг. 7 показан вид в перспективе фиг. 6, где представлена задняя часть воздушно-космического самолета, при этом подвижная тележка еще находится внутри воздушно-космического самолета и соединена при помощи своих стоек с силовым блоком для его извлечения;

на фиг. 8 показан вид в перспективе фиг. 6, где силовой блок частично извлечен из задней части воздушно-космического самолета и уложен на подвижную раму с целью его перемещения;

на фиг. 9 показан вид в перспективе фиг. 6, где воздушно-космический самолет показан полностью, при этом силовой блок полностью извлечен из его задней части и уложен на подвижную раму такелажного устройства, которое пока соединено с задней частью воздушно-космического самолета;

на фиг. 10 показан силовой блок, изображенный на фиг. 1, находящегося на такелажном устройстве, представленном на фиг. 4.

Осуществление изобретения

Прежде всего, необходимо указать, что фигуры представлены не в масштабе.

На фиг. 1-3 показан силовой блок 1 для воздушно-космического самолета многоразового использования согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения.

Этот силовой блок 1 содержит люльку 2 или силовую раму двигателя, на которой при помощи соединения 3 типа карданного соединения установлен ракетный двигатель 4. Предпочтительно люлька 2 выполнена из металлического или композиционного материала. Например, она выполнена из алюминиевого сплава.

Этот ракетный двигатель 4 включает в себя двигатель, питаемый ракетным топливом для получения газообразных продуктов сгорания, которые после ускорения выбрасываются через сопло 5, создавая тягу, необходимую для воздушно-космического самолета. Эта тяга передается на конструкцию воздушно-космического самолета через люльку 2.

Предпочтительно этот двигатель питается горючим, таким как жидкий метан, и окислителем, таким как жидкий кислород, через множество форсунок, обеспечивающих распыление и смешивание этих компонентов ракетного топлива в двигателе.

Эти форсунки связаны с насосными агрегатами, обеспечивающими питание двигателя горючим и окислителем. Вспомогательное сопло 6, установленное сбоку от сопла 5, обеспечивает удаление газов, выделяющихся при закачивании горючего и окислителя. Это вспомогательное сопло 6 производит дополнительную тягу для воздушно-космического самолета.

Сопло 5 выполнено в виде моноблочной детали, охлаждаемой, чтобы выдерживать высокие температуры выбрасываемых газообразных продуктов сгорания. Сопло 5 имеет продольную ось симметрии X-X'.

В данном случае люлька 2 имеет форму крестовины, которая образует плоскость поверхности контакта. Вращение сопла 5 вокруг оси X-X' блокируют два механически блокируемых серводомкрата 7, 8. Каждый серводомкрат 7, 8 связан, с одной стороны, с соплом 5 и, с другой стороны, с плечом люльки 2, причем эти плечи являются отличными друг от друга и смежными.

Комплекс, образованный люлькой 2, двигателем и серводомкратами 7, 8, представляет собой неподвижный комплекс, демонтаж которого производят на уровне крепления этого комплекса на конструкции воздушно-космического самолета.

В данном случае свободные концы плеч люльки 2 содержат проушины 9, имеющие отверстия, через которые могут проходить стержни крепежных элементов, таких как болты.

Кроме того, чтобы уменьшить вес люльки 2, сохраняя при этом высокую механическую прочность, каждое плечо крестовины выполнено полым, но содержит усилительные ребра 10.

Силовой блок 1 содержит магистрали циркуляции текучей среды и линии электрического питания, каждая из которых содержит на своем свободном конце съемное соединение или соединительную головку 11, предназначенную для соединения или подключения к соответствующей системе воздушно-космического самолета, с которым должен быть связан этот силовой блок 1, при этом ни одна из этих соединительных головок 11 силового блока 1 не выступает или не выходит за пределы плоскости 12 демонтажа, проходящей через плечи люльки 2. Эта плоскость 12 демонтажа силового блока образует, таким образом, плоскость поверхности контакта силового блока с аппаратом-носителем, на котором устанавливают этот силовой блок.

Предпочтительно головки 11 соединения магистралей циркуляции текучей среды и линий электрического питания установлены на свободных концах плеч люльки 2 в плоскости 12 демонтажа.

Предпочтительно главные магистрали питания ракетным топливом двигателя расположены между двумя смежными плечами люльки 2, чтобы обеспечивать легкий доступ для оператора внутрь воздушно-космического самолета.

Объектом настоящего изобретения является также такелажное устройство для монтажа/демонтажа описанного выше силового блока.

На фиг. 4-10 показано такелажное устройство для описанного выше силового блока согласно частному варианту осуществления изобретения.

Это такелажное устройство содержит раму 13, имеющую поперечное сечение U-образной формы, образуя гнездо для размещения силового блока. Эта рама 13 содержит также на своем верхнем конце первую пару 14 боковых направляющих и установлена на шарнирной рычажной конструкции 15, чтобы ее можно было перемещать между нижним положением покоя и верхним рабочим положением.

Эта шарнирная конструкция 15 неподвижно соединена с платформой 16, оснащенной колесами 24 для обеспечения перемещения этой рамы 13.

Это такелажное устройство содержит также вторую пару 17 направляющих, предназначенных для соединения непосредственно с окружающей конструкцией воздушно-космического самолета с двух сторон от перемещаемого силового блока.

После установки на внутренней конструкции воздушно-космического самолета эти направляющие 17 являются параллельными или по существу параллельными и образуют дорожку качения для подвижной тележки 18, выполненной с возможностью перемещения вдоль этих направляющих.

Направляющие этой второй пары 17 имеют продольный размер, который после установки на внутренней конструкции воздушно-космического самолета позволяет им выступать из задней части этого самолета таким образом, чтобы направляющие первой пары 14, находящейся на подвижной раме 13, можно было установить напротив направляющих второй пары 17 и получить непрерывную дорожку качения между внутренним пространством задней части воздушно-космического самолета и подвижной рамой 13, находящейся снаружи самолета, например, на взлетно-посадочной полосе аэропорта.

После демонтажа силовой блок можно переместить из задней части воздушно-космического самолета на раму 13, чтобы он опирался только на эту раму через подвижную тележку 18, находясь в предусмотренном для этого гнезде.

Предпочтительно U-образный профиль, а также размеры этого гнезда позволяют избегать возможного повреждения силового блока по причине контакта, когда этот силовой блок размещают на раме.

Для обеспечения удержания силового блока во время его демонтажа тележка 18 содержит две пары поддерживающих стоек 19, причем каждая из этих пар стоек расположена на боковом крае тележки 18 таким образом, чтобы каждая поддерживающая стойка 19 одной пары была соединена с соответствующим верхним или нижним плечом люльки 2.

Таким образом, подвижная тележка 18, выполненная с возможностью перемещения вдоль дорожки качения, образованной направляющими первой 14 и второй 17 пар состыкованных своими торцами направляющих, оказывается соединенной с плечами люльки 2 при помощи своих поддерживающих стоек 19.

Для облегчения установки на место тележки 18 каждая поддерживающая стойка 19 выполнена съемной, чтобы оператор, зашедший в хвостовую часть воздушно-космического самолета, мог соединить ее независимо от тележки 18 с соответствующим плечом люльки 2. Для этого с соответствующим плечом сначала соединяют присоединяемую крепежную деталь 20 для установки и удержания соответствующей поддерживающей стойки 19.

Кроме того, эта тележка 18 содержит две продольные конструктивные детали 21, оснащенные элементами 22 качения, выполненными с возможностью обеспечения перемещения этой тележки 18 вдоль направляющих 14, 17, причем продольные детали 21 отстоят друг от друга в боковом направлении, будучи соединенными между собой деталью 23 механического усиления, которая в данном случае является тягой, чтобы препятствовать любому раздвиганию продольных деталей 21, когда на указанной тележке 18 находится силовой бок, причем тележка 18 образует вилку, которая обеспечивает захождение ракетного двигателя 4 силового блока 1 между указанными продольными деталями 21, когда тележку 18 вводят в аппарат-носитель. Другой конец поддерживающих стоек 19 неподвижно соединяют с продольными деталями 21 тележки 18.

Таким образом, настоящее изобретение позволяет свести к минимуму продолжительность операций демонтажа, замены и монтажа ракетного двигателя или ракетных двигателей аппарата-носителя во время технического обслуживания.

1. Силовой блок для аппарата-носителя многоразового использования, содержащий ракетный двигатель (4), установленный на люльке (2), отличающийся тем, что:

- люлька (2) содержит по меньшей мере три крепежных элемента (9) для соединения указанного блока с конструкцией аппарата-носителя, на котором указанный блок должен быть установлен,

- указанные по меньшей мере три крепежных элемента образуют плоскость (12) демонтажа указанного блока, при этом

- указанный блок содержит одно или несколько гидравлических и/или электрических соединений двигателя (4), причем каждое из этих соединений содержит свободный конец (11), выполненный с возможностью подсоединения к соответствующей системе питания аппарата-носителя, на котором указанный блок должен быть установлен, при этом торец по меньшей мере некоторых из указанных свободных концов (11) находится в указанной плоскости (12) демонтажа.

2. Блок по п. 1, отличающийся тем, что торец свободного конца (11) каждого из указанных соединений находится в указанной плоскости (12) демонтажа.

3. Блок по п. 1 или 2, отличающийся тем, что указанный силовой блок содержит по меньшей мере один элемент (7, 8) штангового крепления для блокировки вращения двигателя (4) относительно люльки (2), при этом по меньшей мере один элемент (7, 8) штангового крепления соединен одной стороной с указанным двигателем и другой стороной с соответствующей точкой крепления на люльке (2).

4. Блок по п. 1 или 2, отличающийся тем, что люлька (2) выполнена удлиненной и имеет в своем поперечном размере переднюю сторону и заднюю сторону, при этом указанная передняя сторона выполнена с возможностью соединения с двигателем (4), причем указанная передняя сторона образует переднюю плоскость люльки (2), содержащую по меньшей мере часть указанной передней стороны, при этом указанная по меньшей мере одна часть имеет размеры, позволяющие крепить элементы (7, 8) штангового крепления указанного двигателя (4).

5. Блок по п. 3, отличающийся тем, что люлька (2) выполнена удлиненной и имеет в своем поперечном размере переднюю сторону и заднюю сторону, при этом указанная передняя сторона выполнена с возможностью соединения с двигателем (4), причем указанная передняя сторона образует переднюю плоскость люльки (2), содержащую по меньшей мере часть указанной передней стороны, при этом указанная по меньшей мере одна часть имеет размеры, позволяющие крепить элементы (7, 8) штангового крепления указанного двигателя (4).

6. Блок по п. 4, отличающийся тем, что указанная люлька (2) имеет форму, выбранную среди формы диска, формы крестовины или X, формы А, формы Н, формы Y, формы Т.

7. Блок по п. 5, отличающийся тем, что указанная люлька (2) имеет форму, выбранную среди формы диска, формы крестовины или X, формы А, формы Н, формы Y, формы Т.

8. Блок по п. 4, отличающийся тем, что указанная задняя сторона образует заднюю плоскость люльки (2), при этом указанные передняя и задняя плоскости являются параллельными или по существу параллельными.

9. Блок по любому из пп. 5-7, отличающийся тем, что указанная задняя сторона образует заднюю плоскость люльки (2), при этом указанные передняя и задняя плоскости являются параллельными или по существу параллельными.

10. Блок по п. 3, отличающийся тем, что люлька (2) имеет форму, выбранную среди формы диска, формы крестовины или X, формы А, формы Н, формы Y, формы Т, при этом указанная люлька содержит по меньшей мере два отдельных плеча и по меньшей мере два элемента (7, 8) штангового крепления, при этом каждый из указанных элементов (7, 8) штангового крепления соединен с отдельным плечом люльки (2).

11. Аппарат-носитель, оборудованный силовым блоком по любому из пп. 1-10.

12. Такелажное устройство для монтажа/демонтажа и транспортировки силового блока по любому из пп. 1-10, отличающееся тем, что содержит:

- две продольные направляющие (14, 17), каждая из которых имеет первый участок (14) направляющих, предназначенный для присоединения с внутренней стороны к конструкции аппарата-носителя, и второй участок (17) направляющих, неподвижно соединенный с рамой (13),

- при этом указанная рама (13) выполнена подвижной с возможностью перемещения по меньшей мере в вертикальном направлении так, чтобы указанные участки (14, 17) направляющих одной продольной направляющей можно было состыковать торцами для образования двух боковых продольных направляющих, и

- подвижную тележку (18), выполненную с возможностью поступательного перемещения вдоль указанных продольных направляющих, при этом тележка (18) содержит две пары съемных поддерживающих стоек (19), каждая из которых выполнена с возможностью соединения с отдельным плечом люльки (2) для удержания указанного блока после его демонтажа из конструкции аппарата-носителя, на котором он должен быть установлен.

13. Устройство по п. 12, отличающееся тем, что тележка (18) содержит две конструктивные продольные детали (21), оснащенные элементами (22) качения, выполненными с возможностью перемещения тележки (18) вдоль направляющих (14, 17), при этом продольные детали (21) отстоят друг от друга в боковом направлении и соединены друг с другом деталью (23) механического усиления, препятствующей любому раздвиганию указанных деталей (21), когда на тележке (18) находится силовой блок, при этом тележка (18) образует вилку, выполненную с возможностью размещения двигателя (4) силового блока между указанными деталями (21), когда тележка (18) заходит в указанный аппарат-носитель.

14. Устройство по п. 12 или 13, отличающееся тем, что рама (13) является подвижной и выполнена с возможностью вертикального перемещения для обеспечения размещения напротив друг друга указанных участков (14, 17) направляющей.

15. Устройство по п. 14, отличающееся тем, что рама (13) установлена на шарнирной конструкции (15) с возможностью перемещения между нижним положением покоя и верхним рабочим положением, при этом шарнирная конструкция (15) является подвижной.

16. Устройство по любому из пп. 12, 13, 15, отличающееся тем, что указанная рама (13) имеет U-образное поперечное сечение для размещения тележки (18) без риска повреждения указанного силового блока.

17. Устройство по п. 14, отличающееся тем, что указанная рама (13) имеет U-образное поперечное сечение для размещения тележки (18) без риска повреждения указанного силового блока.

18. Устройство по любому из пп. 12, 13, 15, 17, отличающееся тем, что указанная люлька имеет форму крестовины или X, при этом указанная подвижная тележка содержит две пары съемных поддерживающих стоек, каждая из которых выполнена с возможностью соединения с отдельным плечом люльки для удержания указанного блока после его демонтажа из конструкции аппарата-носителя, на которым он должен быть установлен.

19. Устройство по п. 14, отличающееся тем, что указанная люлька имеет форму крестовины или X, при этом указанная подвижная тележка содержит две пары съемных поддерживающих стоек, каждая из которых выполнена с возможностью соединения с отдельным плечом люльки для удержания указанного блока после его демонтажа из конструкции аппарата-носителя, на которым он должен быть установлен.

20. Устройство по п. 16, отличающееся тем, что указанная люлька имеет форму крестовины или X, при этом указанная подвижная тележка содержит две пары съемных поддерживающих стоек, каждая из которых выполнена с возможностью соединения с отдельным плечом люльки для удержания указанного блока после его демонтажа из конструкции аппарата-носителя, на которым он должен быть установлен.

21. Устройство по п. 18, отличающееся тем, что содержит детали (20) крепления конца указанных поддерживающих стоек (19) на указанных плечах люльки (2).

22. Устройство по пп. 19 или 20, отличающееся тем, что содержит детали (20) крепления конца указанных поддерживающих стоек (19) на указанных плечах люльки (2).

23. Устройство по п. 18, отличающееся тем, что по меньшей мере одна поддерживающая стойка (19) одной из указанных пар содержит главную соединительную тягу, выполненную с возможностью соединения плеча люльки (2) с тележкой (18), и вспомогательную соединительную тягу, называемую поперечной соединительной тягой, соединяющую под углом указанную главную тягу с указанной тележкой так, чтобы блокировать вращение люльки (2) относительно указанной тележки.

24. Устройство по любому из пп. 19-21, отличающееся тем, что по меньшей мере одна поддерживающая стойка (19) одной из указанных пар содержит главную соединительную тягу, выполненную с возможностью соединения плеча люльки (2) с тележкой (18), и вспомогательную соединительную тягу, называемую поперечной соединительной тягой, соединяющую под углом указанную главную тягу с указанной тележкой так, чтобы блокировать вращение люльки (2) относительно указанной тележки.

25. Устройство по п. 22, отличающееся тем, что по меньшей мере одна поддерживающая стойка (19) одной из указанных пар содержит главную соединительную тягу, выполненную с возможностью соединения плеча люльки (2) с тележкой (18), и вспомогательную соединительную тягу, называемую поперечной соединительной тягой, соединяющую под углом указанную главную тягу с указанной тележкой так, чтобы блокировать вращение люльки (2) относительно указанной тележки.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к оборудованию для наземных испытаний объектов ракетно-космической техники. Способ воздушного термостатирования отсеков космического аппарата (КА) включает нагнетание воздуха из окружающей среды, его охлаждение, осушку, нагревание и подачу в термостатируемый отсек КА.

Изобретение относится к космической технике. Агрегат посадки и эвакуации космонавтов от космического корабля (КК) содержит установленную на стартовом сооружении башню с лифтами, закрепленную шарнирно на башне поворотную площадку со стационарным чехлом, кабиной чистоты и мягким надувным переходником для посадки экипажа в КК, защитное сооружение с помещением подготовки к посадке экипажа, наклонную герметичную металлическую галерею доставки экипажа с расчетом из защитного сооружения к КК на отметку посадки в кабину чистоты посадки экипажа и эвакуации, в случае необходимости, обратно в защитное сооружение.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. В способе предстартовой подготовки ракеты-носителя (РН) на стартовом комплексе, включающем ее подъем из горизонтального положения и установку на пусковую установку в вертикальное положение, проводят вертикализацию РН.

Пусковая установка содержит опорное кольцо, с основаниями, с шарнирно закрепленными на них опорными фермами с упорами, противовесами и секторами, причем сектора снабжены упорными элементами и четырьмя шарнирно закрепленными на основаниях несущими стрелами с оголовками, взаимодействующими с опорными элементами ракеты и шарнирно связанными с секторами опорных ферм, а также гидроприводы, взаимодействующие с опорными фермами и шарнирно установленными на внутренней поверхности опорного кольца направляющими устройствами с захватами и нижними кабельными мачтами.

Изобретение относится к способу электрических проверок космического аппарата (КА). Для электрической проверки производят включение и выключение КА, подключение и отключение наземных имитаторов бортовых источников электропитания, автоматизированную выдачу команд управления, допусковое телеизмерение и контроль параметров бортовой вычислительной системы, контроль сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формирование директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирование протокола испытаний, отображение текущего состояния процесса испытаний.

Изобретение относится к космической технике, а именно к стартовым комплексам ракет. В стартовом комплексе для ракет малого и сверхмалого класса для придания ракете начального ускорения используется сила тяжести ускоряющей цистерны с водой, которая через несущие тросы и систему блоков соединяется с пусковой клетью с размещенной в ней ракетой.

Изобретение относится к космической технике. В стартовой системе для космических летательных аппаратов старт летательного аппарата, закрепленного на стартовой платформе с электродвигателем, осуществляется из горизонтального положения.

Изобретение относится к средствам воздушного запуска в космос ракет, спутников, орбитальных самолетов и других объектов. Стратосферная платформа содержит корпус в виде нескольких соединённых в кольцевую структуру шаров с оболочками из ультратонкой плёнки, заполняемыми гелием.

Изобретение относится к ракетной технике и может использоваться для подготовки ракетного топлива. Способ подготовки компонентов ракетного топлива для заправки двигательных установок ракетной техники включает процесс термостатирования и газонасыщения.

Изобретение относится к средствам наземной эксплуатации солнечных батарей (СБ), в частности для проверки их работоспособности. Устройство содержит кожух, включающий корпуса (2) из термостойкой пластмассы со светодиодными излучателями (5).

Группа изобретений относится к космической технике. Топливный бак содержит заборное и фазоразделительное устройства.

Изобретение относится к двигательным ракетным системам для малоразмерных космических аппаратов и предназначено для использования в качестве маневрового двигателя при выполнении линейных и угловых перемещений.

Изобретение относится к двигательным ракетным системам для малоразмерных космических аппаратов и предназначено для использования в качестве маневрового двигателя при выполнении линейных и угловых перемещений.

Изобретение относится к устройствам и системам газобаллонной подачи рабочего тела в ракетные двигатели (РД) космических аппаратов (КА). Устройство подачи рабочего тела, содержащее емкость с двумя полусферами радиусом r, а также штуцер, вытеснитель, выполненный в виде корпуса в форме полого цилиндра из композитного материала с внутренним диаметром, равным внутреннему диаметру полусфер, и круговыми пазами на торцевых поверхностях, колец поджатия, выполненных за одно целое с полусферами из композитного материала, расположенных в торцовых плоскостях полусфер при совпадении внутренних диаметров указанных колец с внутренними диаметрами полусфер, элементов вытеснения в виде сплошных круговых пластин из сплава с эффектом памяти формы, прилегающих к внутренним поверхностям полусфер, а также закрытых в пазах корпуса вытеснителя кольцами поджатия, при этом расстояние от торцевой поверхности элемента вытеснения до торцевой части паза корпуса равно πr/2+Δr, где Δr - поправка на линейное расширение элемента вытеснения при нагреве сплава с эффектом памяти формы, а штуцер установлен на боковой цилиндрической поверхности корпуса вытеснителя, каждый элемент вытеснения снабжен элементами подвода нагрева, при этом полусферы, а также корпус вытеснителя с кольцами поджатия размещены в силовом кожухе.

Траектория полета двухступенчатой ракеты (1) периодически прогнозируется в течение полета, и прогнозируемая точка падения, когда блок (11) первой ступени ракеты или обтекатель (15) отделяется и отбрасывается от второй ступени (13) ракеты, периодически прогнозируется в каждой промежуточной запланированной точке на прогнозируемой траектории полета.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции двигательных модулей. Двигательный модуль космического летательного аппарата (КЛА) состоит минимум из двух шпангоутов и трех баков для топлива с верхними полюсными элементами, соединенными с верхним шпангоутом, и нижними полюсными элементами, являющимися опорами всего двигательного модуля, взаимодействующими с соответствующими опорами КЛА, минимум одного баллона высокого давления, ракетных двигателей и агрегатов управления.

Изобретение относится к системе захолаживания и продувки контуров криогенного ракетного топлива летательного аппарата. Объектом изобретения является устройство захолаживания оборудования (6, 7, 8) криогенных контуров летательного аппарата во время полета, содержащее средства забора воздуха снаружи летательного аппарата, средства извлечения азота из этого воздуха при помощи сепаратора азота типа OBIGGS (3) и средства (4, 5) распределения этого азота вокруг указанных компонентов.

Изобретение относится к системе захолаживания и продувки контуров криогенного ракетного топлива летательного аппарата. Объектом изобретения является устройство захолаживания оборудования (6, 7, 8) криогенных контуров летательного аппарата во время полета, содержащее средства забора воздуха снаружи летательного аппарата, средства извлечения азота из этого воздуха при помощи сепаратора азота типа OBIGGS (3) и средства (4, 5) распределения этого азота вокруг указанных компонентов.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Топливный бак, соединенный с приборным отсеком разгонного блока, содержит размещенные последовательно и соединенные друг с другом первое сферическое днище, опорный шпангоут, цилиндрическую проставку и второе сферическое днище.

Группа изобретений относится к двигательным и энергосистемам транспортных средств (объектов), перемещающихся в любых средах, в т.ч. в воздушно-космическом пространстве.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к транспортно-пусковым контейнерам (ТПК) для малых космических аппаратов (МКА). В универсальном транспортно-пусковом контейнере, содержащем корпус с направляющими, толкатель по меньшей мере с одной подвижной платформой и по меньшей мере одну поворотную крышку и ее устройство расфиксации, каждая направляющая съемная и выполнена в виде ступенчатого профиля, ступени которого неравнозначны.

Группа изобретений относится к космической технике. Силовой блок аппарата-носителя многоразового использования содержит ракетный двигатель, установленный на люльке. Люлька содержит по меньшей мере три крепежных элемента для соединения указанного блока с конструкцией аппарата-носителя. Указанные по меньшей мере три крепежных элемента образуют плоскость демонтажа блока, причем блок содержит одно или несколько гидравлических иили электрических соединений указанного двигателя, причем каждое из этих соединений содержит свободный конец, предназначенный для подсоединения к соответствующей системе питания аппарата-носителя, на котором силовой блок должен быть установлен, при этом торец по меньшей мере некоторых из указанных свободных концов находится в указанной плоскости демонтажа. Такелажное устройство для монтажадемонтажа и транспортировки силового блока содержит две продольные направляющие, неподвижно соединенные с подвижной рамой, подвижную тележку с двумя парами съемных поддерживающих стоек, выполненную с возможностью поступательного перемещения вдоль направляющих. Техническим результатом группы изобретений является упрощение конструкции силового блока и операций её монтажа и демонтажа. 3 н. и 22 з.п. ф-лы, 10 ил.

Наверх