RU2091275C1

RU2091275C1 - Device of connection of space object with launch vehicle

Info

Publication number: RU2091275C1
Application number: RU95107550/11A
Authority: RU
Inventors: Е.Д. Штанько
Priority date: 1995-05-06
Filing date: 1995-05-06
Publication date: 1997-09-27
Also published as: RU95107550A

Abstract

FIELD: rocketry and space engineering; device for load-bearing connection of space object with launch vehicle at side attachment of load. SUBSTANCE: transverse and longitudinal rods of device connecting the space object with launch vehicle are secured to pair of main frames of launch vehicle and to ferrule between them which is provided with load-bearing engine-support beams supported by frames and connected with longitudinal rods. Upper main frame is located in plane of transverse rods and lower main frame is located in plane of engine attachment. Each longitudinal rod is directed forward from space object to launch vehicle in way of flight from common geometric center of bearing pivot of engine attachment located on lower main frame and end of load-bearing beam and is connected with beam, pivot and frame in combined unit. As a result, forces terminate in short section by means of members which work in tension - compression; almost all load-bearing members are multifunctional and their number is minimum. EFFECT: enhanced reliability. 2 cl, 7 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно, к устройствам для силовой связи космического объекта с ракетой-носителем при боковом закреплении груза. The present invention relates to the field of rocket and space technology, namely, devices for power communication of a space object with a launch vehicle with lateral securing of the cargo.

Известны схемы с боковым креплением груза к корпусу носителя, где используются соответствующие силовые связи между объектом и носителем (Пономарев А.Н. Пилотируемые космические корабли. М. Воениздат, 1968, с.187-192). Known schemes with lateral fastening of cargo to the carrier’s body, where appropriate power connections between the object and the carrier are used (Ponomarev AN Manned spacecraft. M. Voenizdat, 1968, p.187-192).

Однако, в этих схемах отсутствуют конкретные конструктивные разработки указанных силовых связей. However, in these schemes there are no specific constructive developments of the indicated power connections.

Наиболее близким аналогом изобретения является устройство для связи космического корабля с носителем, содержащее верхний и нижний силовые шпангоуты, соединенные обечайкой, и системы поперечных и продольных стержней, соединенных своими концами с силовыми шпангоутами носителя и с космическим объектом (Основы проектирования летательных аппаратов (транспортные системы)/ Под ред. акад. В.П.Мишина. М. Машиностроение, 1985, с.20; рис.1.15; с.130; рис.5.9; с.179)
Известное устройство служит для силовой связи орбитального самолета ( с установленным на нем ракетным двигателем) с подвесным баком и реализовано в ракетно-космической транспортной системе "Спейс Шатл".The closest analogue of the invention is a device for communicating a spacecraft with a carrier, containing upper and lower power frames connected by a shell, and systems of transverse and longitudinal rods connected at their ends with power frames of a carrier and with a space object (Fundamentals of Aircraft Design (Transport Systems) / Under the editorship of Academician V.P. Mishin, M. Mechanical Engineering, 1985, p. 20; fig. 1.15; p. 130; fig. 5.9; p. 179)
The known device is used for power communication of an orbital aircraft (with a rocket engine installed on it) with an outboard tank and is implemented in the Space Shuttle space transport system.

При работе устройства прототипа продольные силы от тяги двигателей передаются с самолета на бак коротким путем через продольные стержни силовых треугольников и, с помощью лонжеронов, распределяются по несущей обечайке бака. Момент сил, опрокидывающий каждый силовой треугольник из-за бокового расположения самолета относительно бака, в виде пары поперечных сил передается через стержни на силовые шпангоуты бака. During the operation of the prototype device, the longitudinal forces from the engine thrust are transmitted from the aircraft to the tank in a short way through the longitudinal rods of the power triangles and, with the help of the side members, are distributed along the bearing shell of the tank. The moment of force, overturning each power triangle due to the lateral position of the aircraft relative to the tank, is transmitted in the form of a pair of transverse forces through the rods to the power frames of the tank.

Для данной компановочной схемы такое техническое решение является рациональным. For this layout scheme, this technical solution is rational.

Существует, однако, потребность в такой компановочной схеме, когда на ракете-носителе сбоку должен быть закреплен пассивный (без двигателей) полезный груз. However, there is a need for such an arrangement when a passive payload (without engines) should be fixed to the side of the launch vehicle.

Недостатком устройства-прототипа применительно к такой компоновочной схеме является то, что оно не обеспечивает получение минимальной массы конструкции для передачи на космической объект продольных сил от тяги двигателей в связи с нерациональным взаимоположением в устройстве отдельных элементов, а также отсутствием в нем необходимых силовых элементов. Так, при работе устройства передача продольных сил от двигателей к узлам крепления космического объекта будет происходить не кротчайшим путем, а через двигательный отсек, обечайку и лонжероны бака и продольные стержни. Таким образом, количество и общая протяженность передающих силовых элементов возрастет. Необходимы дополнительные силовые элементы, воспринимающие сосредоточенные силы от двигателей. Все это неизбежно приведет к увеличению массы конструкции, трудоемкости изготовления и снижению надежности. The disadvantage of the prototype device in relation to such a layout scheme is that it does not provide a minimum mass of the structure for transmitting longitudinal forces from the engine thrust to the space object due to the irrational positioning of individual elements in the device, as well as the absence of necessary power elements in it. So, during the operation of the device, the transmission of longitudinal forces from the engines to the attachment points of the space object will occur not by the shortest path, but through the engine compartment, the shell and the tank spars and longitudinal rods. Thus, the number and total length of the transmitting power elements will increase. Additional power elements are required, perceiving concentrated forces from engines. All this will inevitably lead to an increase in the mass of the structure, the complexity of manufacturing and a decrease in reliability.

Техническим результатом изобретения является уменьшение массы устройства и снижение трудоемкости его изготовления при одновременном повышении надежности. The technical result of the invention is to reduce the mass of the device and reduce the complexity of its manufacture while improving reliability.

Указанный технический результат достигается тем, что в устройстве для связи космического объекта с ракетой-носителем продольные стержни соединены с ракетой-носителем в местах крепления двигателей и направлении от ракеты-носителя к космическому объекту вперед, по направлению полета, причем верхний из пары силовых шпангоутов расположен в плоскости поперечных стержней, а нижний в плоскости мест крепления двигателей, при этом обечайка снабжена связанными с ней и соединенными с продольными стержнями силовыми балками крепления двигателей, опертыми на силовые шпангоуты, а каждый из продольных стержней направлен к космическому объекту из общего, расположенного на нижнем силовом шпангоуте, геометрического центра опорной пяты крепления двигателя и торца балки, и соединен с балкой, пятой и шпангоутом в совмещенном узле. The specified technical result is achieved by the fact that in the device for communicating a space object with a launch vehicle, the longitudinal rods are connected to the carrier rocket in the places of engine attachment and the direction from the launch vehicle to the space object forward, in the direction of flight, with the top of the pair of power frames located in the plane of the transverse rods, and the lower in the plane of the places of attachment of the engines, while the shell is equipped with connected to it and connected to the longitudinal rods of the power beams of the attachment of the engines, supported by power frames, and each of the longitudinal rods is directed to the space object from the common, located on the lower power frame, geometric center of the support foot of the engine mount and the beam end, and connected to the beam, fifth and frame in a combined unit.

При этом, в предпочтительном варианте исполнения, каждый совмещенный узел, соединяющий продольный стержень с балкой, опорной пятой и шпангоутом, содержит фитинг, выполненный в виде полой усеченной пирамиды и части балки, монолитно соединенных между собой в пересечениях, при этом геометрическим основанием пирамиды является площадка, очерченная контуром следа стенок балки на плоскости шпангоута, а грани пирамиды направлены вдоль оси стержня и закончены гнездом под узел его крепления к фитингу. At the same time, in a preferred embodiment, each combined node connecting the longitudinal rod with the beam, supporting heel and the frame contains a fitting made in the form of a hollow truncated pyramid and part of the beam, seamlessly interconnected at intersections, while the geometric base of the pyramid is a platform , outlined by a trace of the walls of the beam on the plane of the frame, and the faces of the pyramid are directed along the axis of the rod and are terminated by a nest for its attachment to the fitting.

На фиг. 1 показан общий вид ракеты-носителя с космическим объектом, где используется предлагаемое устройство; на фиг.2 выносной элемент А по фиг.1; на фиг.3 вид по стрелке Б на фиг.2; на фиг.4 разрез В-В на фиг.3; на фиг.5 и 6 виды по стрелкам Г и Д на фиг.4 соответственно; на фиг.7 сечение Е-Е на фиг.4. In FIG. 1 shows a general view of a launch vehicle with a space object, where the proposed device is used; figure 2 remote element A in figure 1; figure 3 view along arrow B in figure 2; figure 4 section bb in figure 3; 5 and 6 are views along arrows G and D in FIG. 4, respectively; Fig.7 section EE in Fig.4.

Устройство для связи космического объекта 1 с ракетой-носителем 2 содержит верхний 3 и нижний 4 силовые шпангоуты, соединенные обечайкой 5, внешние 6, 7 и внутренние 8, 9 поперечные стержни, продольные стержни 10, 11, соединенные своими концами с силовыми шпангоутами ракеты-носителя и космическим объектом, при этом продольные стержни 10, 11 соединены с ракетой-носителем в местах крепления двигателей 14, 15 и направлены от ракеты-носителя к космическому объекту вперед, по направлению полета, а оба силовых шпангоута 3, 4 взаиморасположены так, что верхний 3 из них находится в плоскости поперечных стержней, а нижний 4 в плоскости мест крепления двигателей 14, 15, 35, 36. A device for communicating a space object 1 with a launch vehicle 2 contains upper 3 and lower 4 power frames connected by a shell 5, external 6, 7 and internal 8, 9 transverse rods, longitudinal rods 10, 11 connected at their ends with power frames of the rocket- carrier and a space object, while the longitudinal rods 10, 11 are connected to the launch vehicle at the attachment points of the engines 14, 15 and are directed from the launch vehicle to the space object forward, in the direction of flight, and both power frames 3, 4 are mutually arranged so that top 3 of them are in the plane of the transverse rods, and the bottom 4 in the plane of the mounting points of the engines 14, 15, 35, 36.

Обечайка 5 снабжена связанными с ней и соединенными с продольными стержнями 10, 11 силовыми балками 12, 13 крепления двигателей 14, 15, ближайших к космическому объекту 1 (фиг. 2, 3, 7). The shell 5 is provided with power beams 12, 13 connected to it and connected to the longitudinal rods 10, 11 of the fastening engines 14, 15, closest to the space object 1 (Fig. 2, 3, 7).

Каждый из продольных стержней 10, 11 направлен к космическому объекту 1 из общего, расположенного на нижнем силовом шпангоуте 4, геометрического центра a (b) опорной пяты 16 (17) крепления двигателей и торца силовой балки 12 (13) и соединен с балкой 12 (13), пятой 16 (17) и шпангаутом 4 в совмещенном узле 18 (19) (фиг. 3-6). Each of the longitudinal rods 10, 11 is directed toward the space object 1 from the common geometric center a (b) of the support foot 16 (17) of the engine mount and the end of the power beam 12 (13) located on the lower power frame 4 and connected to the beam 12 ( 13), the fifth 16 (17) and the frame 4 in the combined node 18 (19) (Fig. 3-6).

Совмещенный узел, например 18, соединяющий продольный стержень 10 с балкой 12, опорной пятой 16 и шпангоутом 4, содержит фитинг 20, выполненный в виде полной усеченной пирамиды 21 и в части балки 22, монолитно соединенных между собой в пересечениях 23, при этом геометрическим основанием пирамиды 21 является площадка 24, очерченная контуром следа cdef стенок балки 12 на плоскости шпангоута 4, а грани cc₁d₁d, dd₁e₁e, ff₁e₁e, сс₁f₁f направлены вдоль оси 25 стержня 10 и закончены гнездом 26 под узел 27 его крепления к фитингу 20 (фиг. 4-6).The combined node, for example 18, connecting the longitudinal rod 10 with the beam 12, the supporting heel 16 and the frame 4, contains a fitting 20 made in the form of a complete truncated pyramid 21 and in the part of the beam 22, seamlessly interconnected at intersections 23, with a geometric base pyramid 21 is a platform 24, outlined by the trace of the cdef of the walls of the beam 12 on the plane of the frame 4, and the faces cc ₁ d ₁ d, dd ₁ e ₁ e, ff ₁ e ₁ e, ss ₁ f ₁ f are directed along the axis 25 of the rod 10 and finished with a socket 26 under the node 27 of its attachment to the fitting 20 (Fig. 4-6).

Устройство для связи космического объекта 1 с ракетой-носителем 2 собирается следующим образом (фиг. 2-4, 7):
Вначале собираются силовые балки 12 и 13, в которых (на примере балки 12) фитинга 20 и законцовочные фитинги 28 являются закладными деталями. Стенки 29, 30, 31 балки с помощью уголков 32 соединяются между собой и одновременно крепятся с помощью болтовых соединений к фитингам 20 и 28.A device for communicating a space object 1 with a launch vehicle 2 is assembled as follows (Fig. 2-4, 7):
First, the power beams 12 and 13 are assembled, in which (for the example of the beam 12) the fittings 20 and the ending fittings 28 are embedded parts. The walls 29, 30, 31 of the beam with the help of the corners 32 are connected to each other and at the same time are fastened with bolted connections to the fittings 20 and 28.

Полученные балки (П-образного поперечного сечения) устанавливают на обечайку 5 с прилеганием торцев балок к шпангоуту 4 и крепят балки к обечайке и шпангоутам 3, 4 с помощью болтовых соединений. В фитинги 20 устанавливают узлы 27 крепления стержней и далее производят установку и закрепление всех поперечных 6, 7, 8, 9 и продольных 10, 11 стержней к ракете-носителю и космическому объекту. The resulting beams (U-shaped cross-section) are mounted on the shell 5 with the butt ends of the beams adjacent to the frame 4 and the beams are attached to the shell and frames 3, 4 using bolted connections. The fittings 20 install the nodes 27 of the attachment of the rods and then install and secure all the transverse 6, 7, 8, 9 and longitudinal 10, 11 rods to the launch vehicle and the space object.

Устройство работает следующим образом. The device operates as follows.

Продольное усилие от тяги двигателей 14, 15, ближайших к космическому объекту, кратчайшим путем через опорные пяты 16, 17, совмещенные узлы 18, 19 и продольные 10, 11 передаются к узлам крепления устройства к космическому объекту. Часть тяги этих двигателей (в особенности на начальном участке полета, когда массово-инерционные силы от ракеты-носителя значительно превышают такие же силы от космического объекта) через опорные пяты 16 и 17, совмещенные узлы 18, 19 и силовые балки 12, 13, связанные с обечайкой 5, распределяется по этой обечайке и далее по корпусу ракеты-носителя и расходуется не преодоление массово-инерционных сил от ракеты-носителя. The longitudinal force from the thrust of the engines 14, 15 closest to the space object is transmitted via the shortest path through the support heels 16, 17, the combined nodes 18, 19 and the longitudinal 10, 11 to the attachment points of the device to the space object. Part of the thrust of these engines (especially in the initial phase of flight, when the mass-inertial forces from the launch vehicle significantly exceed the same forces from the space object) through the support heels 16 and 17, the combined nodes 18, 19 and the power beams 12, 13 connected with a shell 5, is distributed over this shell and further along the body of the launch vehicle, and not overcoming the mass-inertial forces from the launch vehicle is consumed.

Продольные усилия от тяги других двигателей 35, 36 ракеты-носителя, в том числе ракетных ускорителей 37, 38, 39, 40, распределены по корпусу ракеты-носителя, в том числе по обечайке 5. Поскольку обечайка снабжена связанными с ней и соединенными с продольными стержнями 10, 11 силовыми балками 12, 13, а направление усилий от тяги указанных двигателей и массово-инерционных сил от космического объекта, приходящих на балки через продольные стержни 10, 11 и совмещенные узлы 18, 19, противоположны, в обечайке возникают потоки касательных усилий. За счет них усилия от тяги этих двигателей концентрируются в балках 12, 13, одновременно являющихся в данном случае лонжеронами, и расходуются на преодоление массово-инерционных сил от космического объекта. Поперечные (радиальные и тангенциальные) силы между ракетой-носителем и космическим объектом воспринимаются поперечными стержнями 6, 7, 8, 9 и силовыми шпангоутами 3, 4. Longitudinal forces from the thrust of other engines 35, 36 of the launch vehicle, including rocket boosters 37, 38, 39, 40, are distributed over the body of the launch vehicle, including along the rim 5. Since the rim is equipped with associated with it and connected with longitudinal rods 10, 11 with power beams 12, 13, and the direction of efforts from the thrust of the indicated engines and mass-inertial forces from the space object coming to the beams through the longitudinal rods 10, 11 and the combined nodes 18, 19 are opposite, flows of tangential forces arise in the shell . Due to them, the efforts from the thrust of these engines are concentrated in beams 12, 13, which at the same time are spars in this case, and are spent on overcoming mass-inertial forces from a space object. The transverse (radial and tangential) forces between the launch vehicle and the space object are perceived by the transverse rods 6, 7, 8, 9 and power frames 3, 4.

Из работы устройства ясно, что оно обеспечивает передачу на космический объект тяги двигателей ракеты-носителя. From the operation of the device it is clear that it provides the transmission of thrust of the launch vehicle engines to the space object.

Кроме этого, имеют место следующие преимущества:
1. Так как из пары силовых шпангаутов 3 и 4, воспринимающих опрокидывающий момент из-за эксцентричного закрепления космического объекта на ракете-носителе, нижний шпангоут 4 одновременно является силовым, воспринимающим сосредоточенные поперечные силы в местах креплений двигателей 14, 15, 35, 36, то применение дополнительного, специально для этого предназначенного, шпангоута не требуется.In addition, there are the following advantages:
1. Because of the pair of power frames 3 and 4, which receive the tilting moment due to the eccentric fastening of the space object on the launch vehicle, the lower frame 4 is simultaneously power, perceiving concentrated lateral forces in the mountings of the engines 14, 15, 35, 36, then the use of an additional frame specially designed for this purpose is not required.

2. Так как силовые балки 12, 13 крепления двигателей 14, 15, ближайших к космическому объекту, одновременно являются лонжеронами, воспринимающими распределение по обечайке 5 условия от тяги других двигателей 35, 36, 37, 38, 39, 40 ракеты-носителя для передачи их через продольные стержни 10, 11 на космический объект, то применение дополнительных, специально для этого предназначенных, лонжеронов не требуется. 2. Since the power beams 12, 13 of the fastening of the engines 14, 15, closest to the space object, are simultaneously spars perceiving the distribution over the shell 5 of the condition from the thrust of other engines 35, 36, 37, 38, 39, 40 of the launch vehicle for transmission them through the longitudinal rods 10, 11 to the space object, then the use of additional, specially designed for this purpose, spars is not required.

3. Поскольку каждый из продольных стержней 10, 11, направлен к космическому объекту из общего, расположенного на нижнем силовом шпангоуте 4, геометрического центра a (b) опорной пяты 16, 17 и торца силовой балки 12, 13, то тем самым обеспечивается кратчайший путь передачи усилий от тяги двигателей 14, 15 как к космическому объекту 1 через совмещенные узлы 18, 19 и продольные стержни 10, 11, так и на корпус ракеты-носителя через совмещенные узлы 18, 19, силовые балки 12, 13 и обечайку 5. 3. Since each of the longitudinal rods 10, 11 is directed toward the space object from the common geometric center a (b) of the support foot 16, 17 and the end of the power beam 12, 13 located on the lower power frame 4, this ensures the shortest path transferring forces from the thrust of the engines 14, 15 both to the space object 1 through the combined nodes 18, 19 and longitudinal rods 10, 11, and to the body of the launch vehicle through the combined nodes 18, 19, power beams 12, 13 and the shell 5.

4. В связи с тем, что совмещенные узлы 18; 19 одновременно являются узлами крепления 14, 15 (ближайших к космическому объекту) к силовым балкам 12, 13 и узлами крепления тех же балок 12, 13 с функциями лонжеронов к продольным стержням 10, 11, следовательно, применения дополнительных узлов также не требуется. 4. Due to the fact that the combined nodes 18; 19 are simultaneously the attachment points 14, 15 (closest to the space object) to the power beams 12, 13 and the attachment points of the same beams 12, 13 with the functions of the side members to the longitudinal rods 10, 11, therefore, the use of additional nodes is also not required.

5. Так как каждый совмещенный узел, например 18, соединяющий продольный стержень 10 с балкой 12, опорной пятой 16 и шпангаутом 4, содержит фитинг 20, выполненный в виде полой усеченной пирамиды 21 и части балки 22, монолитно соединенных между собой в пересечениях 23, при этом геометрическим основанием пирамиды 21 является площадка 24, очерченная контуром следа cdef стенок балки 12 на плоскости шпангоута 4, а на грани сс₁d₁d, dd₁e₁e, ff₁e₁e, cc₁f₁f направлены вдоль оси стержня 10 и закончены гнездом 26 под узел 27 его крепления к фитингу 20, следовательно обеспечивается наикротчайший, и без каких-либо изгибающих моментов, приводящим к дополнительным затратам массы, путь передачи продольных усилий со стенок балки 12 на стенки полой увеченной пирамиды 21 фитинга 20 в зоне линий вышеуказанного контура cdef и далее через стержень 10 к космическому объекту, при этом все радиальные и тангенциальные составляющие усилий, возникающих в этом месте, воспринимает силовой шпангоут 4, в плоскости которого расположен контур cdef.5. Since each combined node, for example 18, connecting the longitudinal rod 10 with the beam 12, the supporting heel 16 and the frame 4, contains a fitting 20 made in the form of a hollow truncated pyramid 21 and part of the beam 22, seamlessly interconnected at intersections 23, the geometrical base of the pyramid 21 is the platform 24, outlined by the trace cdef of the walls of the beam 12 on the plane of the frame 4, and on the verge cc ₁ d ₁ d, dd ₁ e ₁ e, ff ₁ e ₁ e, cc ₁ f ₁ f are directed along the axis of the rod 10 and finished with a socket 26 under the node 27 of its attachment to the fitting 20, therefore, ensure the shortest and without any bending moments leading to additional mass costs, the transmission of longitudinal forces from the walls of the beam 12 to the walls of the hollow truncated pyramid 21 of the fitting 20 in the area of the lines of the above contour cdef and then through the rod 10 to the space object, All radial and tangential components of the forces arising in this place are perceived by the power frame 4, in the plane of which the contour cdef is located.

6. Большинство силовых элементов, входящих в состав устройства, за исключением шпангоутов, работают на растяжение-сжатие и только некоторые на сдвиг. 6. Most of the power elements that make up the device, with the exception of frames, work in tension-compression and only some in shear.

Таким образом, предлагаемая конструкция обеспечивает передачу силовых потоков от ракеты-носителя к космическому объекту с затратами массы, близкими к минимально возможным, а уменьшение количества силовых элементов за счет совмещения их функций снижает трудоемкость изготовления и повышает надежность работы устройства. Thus, the proposed design ensures the transfer of power flows from the launch vehicle to the space object with mass costs close to the minimum possible, and a decrease in the number of power elements due to the combination of their functions reduces the complexity of manufacturing and increases the reliability of the device.

Claims

1. A device for communication of a space object with a launch vehicle, containing upper and lower power frames connected by a shell, and a system of transverse and longitudinal rods connected at their ends with power frames of a launch vehicle and with a space object, characterized in that the longitudinal rods are connected with a booster rocket at the points where the engines are mounted and directed from the booster rocket to the space object forward in the direction of flight, the upper of the pair of power frames located in the plane of the transverse rod to it, and the lower one in the plane of the engine attachment points, while the shell is equipped with power attachment beams connected to it and connected to the longitudinal rods, supported by power frames, and each of the longitudinal rods is directed towards the space object from the common geometric center located on the lower power frame the supporting heel of the engine mount and the end of the power beam and connected to the beam of the fifth and the frame in a combined node.

2. The device according to claim 1, characterized in that each combined node connecting the longitudinal rod with the beam, the supporting heel and the frame contains a fitting made in the form of a hollow truncated pyramid and part of the beam, seamlessly interconnected at intersections, while geometric the base of the pyramid is a platform, outlined by a trace of the walls of the beam on the plane of the frame, and the faces of the pyramid are directed along the axis of the rod and are terminated by a nest for the node of its attachment to the fitting.