RU2203839C2 - Система подвески полезного груза ракеты-носителя, ракета-носитель с этой системой подвески и полезный груз ракеты-носителя - Google Patents

Система подвески полезного груза ракеты-носителя, ракета-носитель с этой системой подвески и полезный груз ракеты-носителя Download PDF

Info

Publication number
RU2203839C2
RU2203839C2 RU99118501/28A RU99118501A RU2203839C2 RU 2203839 C2 RU2203839 C2 RU 2203839C2 RU 99118501/28 A RU99118501/28 A RU 99118501/28A RU 99118501 A RU99118501 A RU 99118501A RU 2203839 C2 RU2203839 C2 RU 2203839C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
chamber
launch vehicle
payload
chambers
rigid
Prior art date
Application number
RU99118501/28A
Other languages
English (en)
Other versions
RU99118501A (ru
Inventor
Паскаль Мари-Доминик ХЮБЕРТ (FR)
Паскаль Мари-Доминик ХЮБЕРТ
Original Assignee
Сантр Насьональ Д'Этюд Спатьяль
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Сантр Насьональ Д'Этюд Спатьяль filed Critical Сантр Насьональ Д'Этюд Спатьяль
Publication of RU99118501A publication Critical patent/RU99118501A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2203839C2 publication Critical patent/RU2203839C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16F—SPRINGS; SHOCK-ABSORBERS; MEANS FOR DAMPING VIBRATION
    • F16F1/00—Springs
    • F16F1/36—Springs made of rubber or other material having high internal friction, e.g. thermoplastic elastomers
    • F16F1/42—Springs made of rubber or other material having high internal friction, e.g. thermoplastic elastomers characterised by the mode of stressing
    • F16F1/52—Springs made of rubber or other material having high internal friction, e.g. thermoplastic elastomers characterised by the mode of stressing loaded in combined stresses
    • F16F1/54—Springs made of rubber or other material having high internal friction, e.g. thermoplastic elastomers characterised by the mode of stressing loaded in combined stresses loaded in compression and shear
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
    • B64G1/641—Interstage or payload connectors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16F—SPRINGS; SHOCK-ABSORBERS; MEANS FOR DAMPING VIBRATION
    • F16F9/00—Springs, vibration-dampers, shock-absorbers, or similarly-constructed movement-dampers using a fluid or the equivalent as damping medium
    • F16F9/02—Springs, vibration-dampers, shock-absorbers, or similarly-constructed movement-dampers using a fluid or the equivalent as damping medium using gas only or vacuum
    • F16F9/04—Springs, vibration-dampers, shock-absorbers, or similarly-constructed movement-dampers using a fluid or the equivalent as damping medium using gas only or vacuum in a chamber with a flexible wall
    • F16F9/0418—Springs, vibration-dampers, shock-absorbers, or similarly-constructed movement-dampers using a fluid or the equivalent as damping medium using gas only or vacuum in a chamber with a flexible wall having a particular shape, e.g. annular, spherical, tube-like
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16F—SPRINGS; SHOCK-ABSORBERS; MEANS FOR DAMPING VIBRATION
    • F16F9/00—Springs, vibration-dampers, shock-absorbers, or similarly-constructed movement-dampers using a fluid or the equivalent as damping medium
    • F16F9/10—Springs, vibration-dampers, shock-absorbers, or similarly-constructed movement-dampers using a fluid or the equivalent as damping medium using liquid only; using a fluid of which the nature is immaterial
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
    • B64G1/641—Interstage or payload connectors
    • B64G1/6425—Interstage or payload connectors arrangements for damping vibrations

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Child & Adolescent Psychology (AREA)
  • Vehicle Body Suspensions (AREA)
  • Vibration Prevention Devices (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Fluid-Damping Devices (AREA)
  • Gas Burners (AREA)

Abstract

Изобретение относится к средствам установки на ракете-носителе полезного груза, под которым понимается спутник, персонал, грузовой аппарат или узел орбитальной станции. В состав предложенной системы подвески входят одна или более гидравлических камер переменной геометрии, установленных между ракетой-носителем и полезным грузом. Предусмотрены первые и вторые жесткие элементы, прикрепляемые к камере и полезному грузу с одной стороны и к ракете-носителю с другой стороны так, чтобы передавать возникающие нагрузки через конструкцию указанной камеры. При этом гидравлическая камера и указанные жесткие элементы выполнены кольцевыми, каждый первый и второй элемент имеют по крайней мере по одному внешнему и одному внутреннему ребру, которые отделены друг от друга указанной камерой. Представлены различные варианты исполнения указанных камер и элементов, а также их конструктивных связей с ракетой-носителем и полезным грузом. Изобретение представляет собой систему, которая имеет малый вес и препятствует передаче на полезный груз пиковых нагрузок, ударных нагрузок или вибраций, которые могут привести к разрушению конструкции или помешать ее нормальной работе. 3 с. и 13 з.п. ф-лы, 12 ил.

Description

Изобретение относится к системе подвески полезного груза и, в частности, к такой системе, установленной на ракете-носителе космического летательного аппарата. В дальнейшем под термином "полезный груз" понимается спутник, персонал, грузовой аппарат или узел орбитальной станции, хотя в изобретении это никак не ограничивается.
Обычно в состав любой ракеты-носителя космического летательного аппарата, например, спутника, входит множество ступеней с двигателями, включаемыми последовательно во время запуска. Одним из решений проблемы увеличения мощности ракеты-носителя, если предстоит вынести на орбиту полезный груз большой массы, является установка дополнительных ракетных двигателей на первую ступень ракеты-носителя. Эти двигатели известны как ускорители.
На фиг.1 схематично изображена часть ракеты-носителя такого типа, первая ступень 1 которой снабжена двумя ускорительными двигателями 2 и 3, установленными с двух противоположных сторон обшивки ступени и параллельно продольной оси X. На фиг.1 также схематично изображен спутник 4, которой установлен во второй ступени 5 ракеты-носителя с помощью соединительного устройства в виде конической юбки 6. Обычно на время прохождения атмосферы спутник защищен носовым обтекателем 7.
Во время старта ускорительные двигатели 2 и 3 развивают тягу, которая может достигать нескольких сотен тонн и которая создает значительные усилия, прикладываемые к обшивке первой ступени 1, в частности, к точкам 8, 9, которые являются местами крепления ускорительных двигателей 2, 3 к первой ступени.
На фиг.2 показан график распределения этих сил по периметру обшивки первой ступени в плоскости Р, проходящей через точки крепления 8 и 9. Более точно эти распределенные силы, приложенные к обшивке (Н/мм), показаны в виде кривой, при этом по оси ординат откладывается сила, а по оси абсцисс величина угла α окружности в плоскости Р (0≤α≤2π).
В точках 8 и 9 крепления ускорительных двигателей к ступени 1, соответствующих углам α1, α2, возникают значительные силы с максимумом порядка 300 Н/мм. Это приводит к значительной неоднородности в распределении сил по периферии окружности обшивки ступени 1, что, в свою очередь, приводит к деформации обшивки, которая со временем может даже изменяться.
На фиг. 3 штрих-пунктиром показана типичная деформация, характерная для малого основания 6а и большого основания 6b юбки 6, которая передается с обшивки первой ступени 1 через обшивку второй ступени 5, служащей опорой для юбки.
На фиг. 3 показано, что малое основание 6а юбки 6 воспринимает деформацию, которая может оказывать влияние на конструктивные элементы и мешать работе спутника 4, установленного на юбке.
Более того, при отделении ступеней ракеты-носителя, носового обтекателя или спутника в конструкции ракеты-носителя и спутнике могут возникать ударные нагрузки высокой интенсивности. Могут также возникать и вибрации, вызванные неравномерностью реактивных сил и чередованием периодов запуска и затухания двигательных установок на протяжении полета. Очевидно, что эти ударные нагрузки и вибрации также могут мешать работе ракеты-носителя и бортового спутника.
Если нет возможности предотвратить появление этих пиковых нагрузок, ударных нагрузок и вибраций, необходимо предпринять меры по снижению их влияния на конструктивные элементы, а также на работу ракеты-носителя и бортового спутника (спутников). Что касается спутников, то малое основание 6а юбки 6, которая является опорой спутника 4, не должно подвергаться сильным деформациям или пиковым нагрузкам, чтобы избежать их влияния на работу спутника.
В одном из предыдущих вариантов подобного усиления юбки 6 в районе ее малого основания 6а применяется очень жесткий кольцевой усилительный каркас из углеродного волокна, который крепится с внутренней стороны юбки. Применение одиночного каркаса такого типа, который обладает большой массой и дорог, оказалось недостаточным. По условиям заводов-производителей спутников недопустимо возникновение пиковых нагрузок, превышающих 10 Н/мм, на уровне основания спутника. Как выяснилось, такие ограничения, на которые к тому же накладываются их собственные технические условия, могут быть удовлетворены только при установке даже не одного, а хотя бы двух таких усилительных элементов юбки, что делает такое решение еще более дорогостоящим.
Более того, эти усилительные элементы характерны для конкретного соединительного устройства в виде конической юбки, приспособленной к конкретному спутнику, который выводится на орбиту. Поэтому необходимо создать и установить столько специальных усилительных элементов, сколько существует типов соединительных юбок, что повышает стоимость изделия в целом.
В известных вариантах проблема ударных нагрузок и вибраций, возникающих во время отделения ступеней ракеты-носителя, решалась преимущественно путем использования небольших пиротехнических зарядов для такого отделения или путем уменьшения толщины тех элементов, которые отсекались во время взрыва. Другое решение этой проблемы состоит в облицовке обшивки или оболочки ракеты-носителя эластомером, который рассеивает энергию ударов. Недостатком таких решений является высокая стоимость и трудности, связанные с практическим воплощением идеи.
Целью настоящего изобретения является создание системы, предназначенной для установки между ракетой-носителем и спутником, который переносится этой ракетой-носителем, при этом такая система имеет малый вес и препятствует передаче на спутник пиковых нагрузок, ударных нагрузок или вибраций, которые могут привести к разрушению конструкции и/или помешать ее работе.
Другая цель настоящего изобретения состоит в создании системы описанного выше типа, которая обеспечивает достаточно жесткое соединение между ракетой-носителем и спутником или между ракетой-носителем и узлом, служащим опорой для спутника, для обеспечения сохранности их обоих в условиях действия нагрузок, развиваемых самим спутником.
Другой целью настоящего изобретения является создание системы подвески описанного выше типа, которая обладает надежностью и безотказностью. Последнее условие является очень важным для космической промышленности, где отказ какого-либо узла ракеты-носителя не должен приводить к срыву всего полета.
Эти и другие цели настоящего изобретения, которые будут описаны ниже, достигаются применением системы подвески полезного груза в ракете-носителе, которая используется для запуска полезного груза в космос, отличающейся тем, что в ее состав входит по крайней мере одна кольцевая гидравлическая камера переменной геометрии, устанавливаемая между названной ракетой-носителем и названным полезным грузом, а также первые жесткие элементы и вторые жесткие элементы, прикрепляемые с двух сторон к этой камере и к полезному грузу с одной стороны и к ракете-носителю с другой стороны, причем данные элементы выполнены кольцевыми, а каждый первый жесткий кольцевой элемент и каждый второй жесткий кольцевой элемент имеют по крайней мере по одному внешнему ребру и одному внутреннему ребру соответственно, которые отделены друг от друга указанной кольцевой гидравлической камерой.
Как будет показано ниже, сосредоточенные нагрузки рассредоточиваются и поэтому в значительной степени ослабевают и распределяются по объему гидравлической камеры с постоянным давлением жидкости.
В соответствии с другими особенностями системы по настоящему изобретению, названная кольцевая гидравлическая камера и названные первые и вторые соединительные жесткие элементы перемещаются на один и тот же ход и установлены вдоль продольной оси, являющейся общей для ракеты-носителя и полезного груза. Каждый из названных первых и вторых кольцевых соединительных жестких элементов обладает тем преимуществом, что по крайней мере одно внешнее ребро и по крайней мере одно внутреннее ребро отделены друг от друга в осевом направлении названной кольцевой гидравлической камерой.
В первом примере осуществления настоящего изобретения кольцевая гидравлическая камера имеет эластичные стенки.
В первом варианте данного примера ребра названных первых и вторых кольцевых жестких элементов отделены друг от друга названной гидравлической камерой, устанавливаемой между поверхностями каждой пары обращенных друг к другу поверхностей названных чередующихся ребер.
Во втором варианте данного примера в состав системы входит по крайней мере одна первая кольцевая гидравлическая камера и одна вторая кольцевая гидравлическая камера, установленная сверху в осевом направлении, ребра, обращенные к кольцевым жестким элементам, которые сжимают соответственно первую камеру или вторую камеру, когда названные жесткие элементы подвергаются воздействию сил, направленных соответственно на то, чтобы сдвинуть их вместе или отделить друг от друга.
В третьем варианте данного примера в состав системы входит по крайней мере одна третья гидравлическая камера, расположенная на одной оси с двумя другими камерами, отстоящая от второй камеры на то же расстояние, что и первая и расположенная симметрично первой по отношению ко второй камере, и действующая так же, как и первая камера.
В другом примере по настоящему изобретению кольцевая гидравлическая камера ограничена дополняющими друг друга поверхностями первых и вторых подвижных элементов, которые перемещаются относительно друг друга вдоль продольной оси ракеты-носителя.
В состав системы могут также входить средства регулирования давления газообразной рабочей среды гидравлической камеры или средства выборочно устанавливаемых соединений между по крайней мере одной камерой, содержащей несжимаемую рабочую среду, и баком, содержащим сжимаемую рабочую среду.
Как показано ниже, эти средства могут сообщать системе эластичность, жесткость или амортизационные свойства для гашения нагрузок, вибрации или ударов в ракете-носителе и спутнике во время запуска.
Другие свойства и преимущества данного изобретения становятся очевидными после ознакомления с прилагаемыми чертежами:
- на фиг. 1 изображена вертикальная проекция прототипа ракеты-носителя спутника, который снабжен системой подвески по настоящему изобретению;
- на фиг.2-3 изображены график и диаграмма, объяснения которым даны ранее, по поводу фиг.1, где объясняются проблемы настоящего изобретения;
- на фиг.4 схематически изображен один пример системы по настоящему изобретению;
- на фиг.5 изображен узел А по фиг.4;
- на фиг.6-8 представлены аналоги устройства А для вариантов системы по фиг.4 и 5;
- на фиг.9 изображен другой пример системы по настоящему изобретению;
- на фиг.10 показан вариант системы по фиг.9;
- на фиг.11 и 12 показаны соответственно средства регулирования давления несжимаемой рабочей среды и газа, содержащихся по крайней мере в одной гидравлической камере системы по настоящему изобретению.
На фиг.4 и 5 изображен первый пример системы подвески по настоящему изобретению, в состав которой, в основном, входят два кольцевых жестких элемента или кольца 10 и 11, выполненные, например, из металла, и первая и вторая кольцевые гидравлические камеры с газом или жидкостью под давлением или кожухи 121, 122, на периферии колец 10 и 11 и между ними. Кольца 10, 11 и камеры 121, 122 имеют поэтому одинаковый ход, т.е. они перемещаются в пространстве почти параллельно друг другу. Камеры или кожухи ограничены эластичной стенкой, которая может менять форму под действием дробящих сил.
Более точно, ребра соответственно внешнего и внутреннего колец 10а, 11а выступают со стороны периметра соответствующих колец 10 и 11 таким образом, что каждая камера 121, 122 зажимается как в радиальном, так и осевом направлениях, либо между двумя ребрами, как камера 121, либо между ребром 10а и основанием кольца 11, как камера 122. Поэтому камеры чередуются с кольцами 10 и 11 так, чтобы составлять единую сборку.
Очевидно также, что ребра 10а и 11а не дают возможности обеспечить сборку путем установки целых колец 10 и 11 одно над другим. На самом деле каждое из колец может состоять из нескольких элементов, например трех в виде дуги 120o. Эти элементы двух колец перемежаются камерами 121 и 122 и чередуются друг с другом, как показано на фиг.5. Наконец, для соединения элементов каждого кольца встык используются соответствующие средства.
В результате получается система, которая устанавливается (см. фиг.1) между спутником 4 и соединительной юбкой 6 на уровне основания 6а юбки или на самом спутнике. Система может также устанавливаться между ступенью 5 и большим основанием 6b юбки 6.
После этого к спутнику 4 и юбке 6 или к юбке 6 и ступени 5 крепятся кольца 10 и 11, например, с помощью болтов, проходящих через отверстия 13 и 14, выполненные по окружности колец 10 и 11.
Очевидно, что если система подвергается действию сил, стремящихся переместить эти два кольца 10 и 11 навстречу друг другу, вдоль оси X, то камера 122 сжимается между поверхностью ребра 10а и кольцом 11. С другой стороны, если система подвержена действию сил, стремящихся переместить эти два кольца 10 и 11 в разные стороны, то камера 122 сжимается обращенными друг к другу поверхностями ребер 10а и 11а.
Как видно из фиг.5, между кольцами 10 и 11 предусмотрены осевые и радиальный зазоры, что обеспечивает относительное перемещение этих колец, как описано выше, не приводя к их соприкосновению, что может нарушить работу системы по настоящему изобретению.
Соответственно, когда ускорительные двигатели 2 и 3 работают во время запуска спутника 4 (см. фиг.1), локальные пиковые нагрузки на обшивку первой ступени ракеты-носителя в точках, соответствующих углам α1 и α2, распространяющиеся вдоль всей системы по настоящему изобретению, не передаются неизменными на юбку 6 и спутник 4, как было бы в случае, если бы здесь было установлено совершенно жесткое соединение вместо системы по настоящему изобретению.
Если эта система установлена, например, между ступенью 5 и большим основанием 6b юбки 6, по всему объему и по всему периметру камеры 122, которая испытывает временно сосредоточенный максимум нагрузок в одной или двух точках (α1 или α2) своей периферии, поднимается давление так, что объем жидкой среды камеры под постоянным давлением превращает сосредоточенный максимум нагрузок в силовое поле, равномерно распределенное по всему периметру системы. Это приводит к значительному снижению осевой или радиальной деформации юбки, особенно на уровне ее малого основания, поддерживающего спутник, что сохраняет структурную целостность спутника.
Очевидно, что путем предварительной установки давления жидкой среды гидравлических камер 121, 122 нa разные уровни система по настоящему изобретению может по выбору становиться более жесткой, упругой или амортизирующей, в зависимости от конкретной ситуации, возникающей во время запуска: работа ускорительных двигателей, которые создают пиковые нагрузки, отделение ступени двигательной установки или носового обтекателя, которые создают ударные нагрузки и/или вибрации, и т.п.
На фиг.11 схематично изображены средства регулирования давления жидкости в одной из двух гидравлических камер 121, 122, содержащих несжимаемую рабочую среду, например, смесь масла с жидким азотом. Камера 121 или 122 наполнена названной жидкостью и при необходимости сообщается с баком 16, содержащим эту жидкость, через двухходовой электромагнитный клапан 17. Камера 121 или 122 наполнена несжимаемой жидкостью и находится под давлением газа 18, который под давлением поступает в бак 16 через обратный клапан 19. Величина этого давления, например, может составлять 45 бар.
В полете электромагнитный клапан 17 может быть открыт или закрыт. В закрытом состоянии он отсекает камеры 121, 122 от бака 16, а камеры, наполненные несжимаемой жидкостью, обладают очень большой жесткостью, которая, тем не менее, позволяет сгладить пиковые нагрузки, которым подвергается конструкция ракеты-носителя во время работы ускорительных двигателей. Для отделения ступени или носового обтекателя 7 можно запрограммировать временное открытие электромагнитного клапана 17, что позволяет обеспечить сообщение между камерами и баком. Жидкость, содержащаяся в камерах, может поступать в бак 16, если сжимается газовый объем 18. Камеры обладают эластичностью, что обеспечивает сглаживание ударных нагрузок и/или вибраций, которые возникают во время таких отделений.
Следует отметить, что использование гидравлики обеспечивает очень большую жесткость подвески системы по настоящему изобретению, и при этом не теряется возможность сгладить пиковые нагрузки. В состав этих средств входит только электромагнитный клапан.
На фиг. 12 схематично изображен другой пример средств для регулирования давления жидкости в одной из кольцевых камер 121 или 122, если используемая жидкость является сжимаемой. В состав этих средств входит бак 16' со сжимаемым газом, например гелием под давлением 45 бар, для подпитки камеры 121 (или 122) через двухходовой электромагнитный клапан 17'. С помощью этих средств устанавливается давление, равное 45 бар, например, в кольцевой камере и компенсируются потери давления в случае утечек путем подпитки газом через обратный клапан 19'.
Это давление, равное 45 бар, обеспечивает большую жесткость системы по настоящему изобретению, что необходимо для подвески спутника, или соединительной юбки, поддерживающей его, на время распределения пиковой нагрузки по окружности системы в период действия тяги, развиваемой ускорительными двигателями 2 и 3. Таким образом, обеспечивается возможность получить во всех точках этой окружности величину нагрузки менее 10 Н/мм, которая удовлетворяет техническим требованиям, оговоренным выше.
Если необходимо сгладить нагрузки от удара или вибраций, то давление в камерах снижается, что обеспечивает системе большую эластичность или возможность быстрого демпфирования вибраций. Наконец, в состав этих средств по регулированию давления в камерах 121, 122 входит второй двухходовой электромагнитный клапан 20, устанавливаемый на линии 21 для вентиляции соответствующей камеры. Регулируя соответственным образом время открытия электромагнитного клапана 20, можно снизить давление в каждой из камер 121, 122 до заданного уровня, равного, например, 25 бар. Следовательно, на протяжении полета ракеты-носителя давление в камерах может меняться и составляет:
во время работы ускорительных двигателей 2 и 3: 45 бар;
во время работы ступени 1: 45 бар;
во время сброса носового обтекателя 7: 25 бар;
во время сброса первой ступени: 25 бар;
во время полета второй ступени 5: 45 бар.
Трубопровод высокого давления может обеспечить давление до 50 бар. Этот трубопровод, используемый в камерах 121 и 122, изготавливается шведской компанией GROWAG или французской компанией TITEFLEX.
Очевидно, что система по настоящему изобретению может достичь поставленных целей, а именно обеспечить защиту сравнительно хрупкой структуры спутника от воздействия пиковых нагрузок, ударных нагрузок и вибрации, которым подвержена ракета-носитель во время различных этапов запуска, в том случае, если обеспечивается достаточно жесткое соединение между ракетой-носителем и спутником.
Система по настоящему изобретению является очень надежной, так как установка этих камер между кольцами 10а и 11а, выходящими за пределы колец, означает, что течь из одной или обеих камер не нарушает соединения между кольцами 10 и 11.
На фиг. 6-8 показаны варианты системы, изображенной только в качестве примера на фиг.4 и 5.
В состав системы, изображенной на фиг.6, входят два жестких кольца 10' и 11' с соответствующими ребрами 10'а и 11'а и три одинаковых камеры 121, 122 и 123, расположенные на одной оси. Внешние камеры 121 и 123 сжимаются, когда кольца 10' и 11' перемещаются в осевом направлении под действием сил, создаваемых в структуре ракеты-носителя. Центральная камера 122 сжимается между ребрами 10'а и 11'а, когда ребра 10' и 11' отдаляются в осевом направлении друг от друга.
Для снижения объема газа, содержащегося в камерах 121, 122 и 123, и для увеличения таким образом жесткости системы, в камеры может быть помещен упругий материал цилиндрической формы (например, резина) 151, 152, 153.
В состав системы, изображенной на фиг.7, входят два кольца 10" и 11", в состав каждого из которых входят два ребра 10"а, 10"b и 11"а, 11"b соответственно и четыре кольцевые камеры 121, 122, 123 и 124. Первые три камеры 121, 122, 123 выполняют ту же функцию, что и соответствующие камеры, изображенные на фиг.6, а четвертая камера (124) выполняет ту же функцию, что и камера 122. Следует отметить, что сечение этих камер имеет овальную форму с короткой осью, расположенной параллельно оси X. Такие формы, которые получаются при смятии круглой трубы, придают системе подвески большую жесткость и поэтому обеспечивают большую прочность подвески блоков или спутника с помощью предлагаемой системы.
На фиг. 8 изображена система, в состав которой входят два жестких кольцевых элемента 10'" и 11'", в состав которых входят соответственно два ребра 10"'а и 10"'b и три ребра 11"'а, 11"'b и 11"'с и единственная газонаполненная камера сложного профиля 120, выполненная в виде лабиринта, заполняющего пространство между двумя кольцевыми элементами. В состав этой камеры входит ряд последовательных элементов, каждый из которых зажимается между двумя обращенными друг к другу поверхностями двух ребер - одного ребра на кольцевом элементе 10'" и другого на кольцевом элементе 11'". После перемещения колец 10'" и 11'" относительно друг друга они встают на свои места под действием упругой деформации элементов камеры 120, каждый из которых последовательно выполняет те же функции, что и четыре камеры системы, изображенной на фиг.7.
Камера 120 может быть выполнена путем деформирования упругой цилиндрической трубы или экструзивным прессованием материала с профилем, соответствующим сечению камеры.
На фиг. 9 показан второй пример системы по настоящему изобретению, в состав которой входят гидравлические камеры 12'1, 12'2, стенки которых выполнены из жесткого, неупругого материала.
В состав этой системы входят кольца 10"" и 11"", подобные тем, что использовались в предыдущем примере, которые устанавливаются между спутником и соединительной юбкой с помощью болтов, вставляемых соответственно в отверстия 13 и 14.
Кольца 10"" и 11"" по форме выполнены таким образом, чтобы скользить в осевом направлении относительно друг друга и удерживать жидкость, содержащуюся в двух кольцевых камерах 12'1 и 12'2.
Наконец, кольца 10"" и 11"" снабжены соответственно ребрами 10""а и 11""b, которые установлены на соответствующих кольцах 11"" и 10"" с соответствующими прокладками и служат для разграничения камер 12'1 и 12'2, чьи объемы меняются, когда кольца сближаются в осевом направлении или отдаляются под действием приложенных сил, как это показано на примере камер 121 и 122 на фиг.5.
Однако, как показали эксперименты, пиковые нагрузки в 10 раз эффективнее гасятся с помощью системы, изображенной на фиг.9, чем с помощью той, которая изображена на фиг.5.
В состав варианта системы с фиг.9, изображенного на фиг.10, входят несколько винтовых пружин 221 для сглаживания ударных нагрузок, расположенных между кольцами 10"" и 11"" на штифтах 231, установленных, например, в отверстия 13, 14. Другими словами, этот вариант очень похож на вариант системы, изображенной на фиг.9.
В состав систем, изображенных на фиг.9 и 10, могло бы входить не по две камеры, а больше, как в системах, изображенных на фиг.6 и 7, в которых на кольца, обращенные друг к другу, устанавливаются дополнительные ребра.
Таким же образом и в состав систем, изображенных на фиг.5-8, могут входить амортизирующие пружины, как это показано на фиг.10.
Таким образом, можно получить систему подвески диаметром 2,6 м и высотой, например, в несколько сантиметров, которая подходит для установки на основание 6b юбки 6 для защиты спутника 4, прикрепленного к основанию 6а данной юбки.
Конечно, данное изобретение не ограничивается только описанными и изображенными вариантами, которые здесь приводятся только в качестве примеров.
В состав системы по настоящему изобретению может входить единственная камера, вворачиваемая в несколько сопряженных кольцевых витков, эта камера используется вместо установленных одна на другую независимых кольцевых камер по примерам, изображенным на фиг.5, 6 и 7.
Более того, система по настоящему изобретению может устанавливаться не только на основание бортового спутника, но и в любое другое место ракеты-носителя, например между двумя другими узлами ракеты-носителя, или в опорной конструкции, такой как соединительная юбка, при этом может использоваться система, изображенная, например, на фиг.8.

Claims (16)

1. Система подвески полезного груза ракеты-носителя, в состав которой входит по крайней мере одна гидравлическая камера (121) переменной геометрии, устанавливаемая между указанной ракетой-носителем и указанным полезным грузом (4), первые жесткие элементы (10, 10', 10'', 10''', 10'''') и вторые жесткие элементы (11, 11', 11'', 11''', 11''''), прикрепляемые с двух сторон к указанной камере, к указанному полезному грузу (4) с одной стороны и к ракете-носителю с другой стороны так, чтобы передавать возникающие нагрузки через конструкцию указанной камеры (121), отличающаяся тем, что указанная гидравлическая камера и указанные первые и вторые жесткие элементы выполнены кольцевыми, причем каждый указанный первый жесткий кольцевой элемент и каждый указанный второй жесткий кольцевой элемент имеют по крайней мере по одному внешнему ребру (10а, 10'а, 10''а, 10'''а, 10''''а) и одному внутреннему ребру (11а, 11'а, 11''а, 11'''а, 11''''а) соответственно, которые отделены друг от друга указанной кольцевой гидравлической камерой (121).
2. Система по п. 1, отличающаяся тем, что указанные первый и второй жесткие элементы обладают подвижностью вдоль продольной оси (X) ракеты-носителя, а указанная кольцевая камера (12'1, 12'2) ограничена дополняющими друг друга поверхностями указанного первого подвижного элемента (10'''') и указанного второго подвижного элемента (11'''') соответственно.
3. Система по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что указанная кольцевая камера (121) имеет упругие стенки.
4. Система по п. 1, отличающаяся тем, что указанные ребра (10'''а, 10'''b, 11'''а, 11'''b, 11'''с) указанного первого жесткого кольцевого элемента (10''') и указанного второго жесткого кольцевого элемента (11''') чередуются и отделены друг от друга указанной гидравлической камерой, устанавливаемой между поверхностями каждой пары обращенных друг к другу поверхностей указанных чередующихся ребер.
5. Система по любому из пп. 1, 3 и 4, отличающаяся тем, что в ее состав входит по крайней мере одна первая кольцевая гидравлическая камера (121) и одна вторая кольцевая гидравлическая камера (122), устанавливаемая сверху в осевом направлении, ребра (10а, 11а), обращенные к поверхностям жестких кольцевых элементов (10, 11) соответственно, сжимающие первую камеру (121) или вторую камеру (122), когда указанные жесткие элементы подвергаются действию сил, направленных на то, чтобы сдвинуть их вместе или отдалить друг от друга.
6. Система по п. 5, отличающаяся тем, что в ее состав входит по крайней мере одна третья гидравлическая камера (123), расположенная на одной оси с двумя другими камерами (121, 122), симметрично первой камере (121) относительно второй, и функционирующая так же, как и первая.
7. Система по п. 6, отличающаяся тем, что в ее состав входит четвертая гидравлическая камера (124), расположенная на одной оси с остальными камерами (121, 122, 123) и симметрично второй камере (122) относительно третьей (123), и функционирующая так же, как и вторая.
8. Система по любому из пп. 3-7, отличающаяся тем, что указанные камеры (12i) имеют овальное сечение с малой осью, расположенной параллельно указанной продольной оси (X) ракеты-носителя.
9. Система по любому из пп. 1-8, отличающаяся тем, что внутрь указанных камер (12i) помещен эластичный материал (15i), который уменьшает объем рабочей среды.
10. Система по любому из пп. 1-9, отличающаяся тем, что указанные камеры содержат газообразную рабочую среду.
11. Система по любому из пп. 1-9, отличающаяся тем, что указанные камеры содержат несжимаемую жидкую рабочую среду.
12. Система по п. 10, отличающаяся тем, что в ее состав входят средства (16', 17', 20) регулирования давления газообразной рабочей среды, установленные по крайней мере на одной гидравлической камере.
13. Система по п. 11, отличающаяся тем, что в ее состав входят средства (16, 17) выборочного подключения по крайней мере одной камеры 121, содержащей несжимаемую жидкую рабочую среду, и бак (15), содержащий сжимаемую рабочую среду (18).
14. Система по любому из пп. 1-13, отличающаяся тем, что в ее состав входит несколько пружин (22i), расположенных между указанными первым и вторым жесткими элементами таким образом, что они сжимаются, когда указанные элементы сближаются, двигаясь вдоль продольной оси (X) ракеты-носителя.
15. Ракета-носитель с системой подвески полезного груза, запускаемого в космос, отличающаяся тем, что указанная система выполнена по любому из пп. 1-14.
16. Полезный груз ракеты-носителя с системой подвески этого полезного груза, отличающийся тем, что указанная система выполнена по любому из пп. 1-14.
RU99118501/28A 1997-01-29 1998-01-29 Система подвески полезного груза ракеты-носителя, ракета-носитель с этой системой подвески и полезный груз ракеты-носителя RU2203839C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR9700949A FR2758791B1 (fr) 1997-01-29 1997-01-29 Dispositif de suspension d'une charge utile dans un lanceur spatial
FR97/00949 1997-01-29

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU99118501A RU99118501A (ru) 2001-07-20
RU2203839C2 true RU2203839C2 (ru) 2003-05-10

Family

ID=9503082

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU99118501/28A RU2203839C2 (ru) 1997-01-29 1998-01-29 Система подвески полезного груза ракеты-носителя, ракета-носитель с этой системой подвески и полезный груз ракеты-носителя

Country Status (8)

Country Link
US (1) US6244541B1 (ru)
EP (1) EP0956236B1 (ru)
JP (1) JP2001509751A (ru)
DE (2) DE69801309D1 (ru)
ES (1) ES2160402T3 (ru)
FR (1) FR2758791B1 (ru)
RU (1) RU2203839C2 (ru)
WO (1) WO1998032658A1 (ru)

Families Citing this family (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2787765B1 (fr) 1998-12-29 2001-02-16 Centre Nat Etd Spatiales Dispositif de support d'une charge utile dans un lanceur de ladite charge utile
FR2787764B1 (fr) 1998-12-29 2001-02-16 Centre Nat Etd Spatiales Dispositif de suspension d'une charge utile dans un lanceur spatial
US6202961B1 (en) * 2000-03-21 2001-03-20 Csa Engineering Passive, multi-axis, highly damped, shock isolation mounts for spacecraft
SE515850C2 (sv) * 2000-09-18 2001-10-15 Saab Ericsson Space Ab Anordning och metod vid en rymdfarkost
US6609681B2 (en) * 2001-07-05 2003-08-26 The Boeing Company Method and apparatus for damping vibration
US6695261B2 (en) * 2002-02-11 2004-02-24 The Boeing Company Shock isolation system for spacecraft fairing
US20050109878A1 (en) * 2002-03-28 2005-05-26 Dutch Space B.V. Spacecraft and method for building such a spacecraft and an adapter to be used in such a spacecraft
US20050056509A1 (en) * 2003-09-16 2005-03-17 The Boeing Company Shock isolation system
US7222823B2 (en) * 2004-07-06 2007-05-29 Ata Engineering, Inc. Payload adapter
US7819221B1 (en) * 2005-09-27 2010-10-26 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Lightweight acoustic damping treatment
US7866607B2 (en) * 2006-12-21 2011-01-11 Intelsat Piggyback satellite payload arrangement, a device for and method of attaching a piggyback satellite payload and adapter to be used for a piggyback satellite payload arrangement for launching the piggyback satellite
US7905453B2 (en) * 2006-12-21 2011-03-15 Intelsat Piggyback equipment panel payload arrangement, a device for and method of attaching a hosted secondary piggyback payload and adapter to be used for a piggyback secondary payload arrangement for launching the piggyback equipment panel secondary
FR2951792B1 (fr) * 2009-10-28 2017-02-03 Airbus Operations Sas Dispositif de liaison a amortissement antivibratoire
FR2965876B1 (fr) * 2010-10-11 2013-10-18 Airbus Operations Sas Dispositif de filtrage fluide de vibrations mecaniques
JP2012131410A (ja) * 2010-12-22 2012-07-12 Mitsubishi Heavy Ind Ltd アダプタおよびペイロード打ち上げ用ロケット
JP5888671B2 (ja) * 2011-11-24 2016-03-22 株式会社Ｉｈｉエアロスペース 振動緩和装置
FR3012553B1 (fr) * 2013-10-31 2016-06-24 Astrium Sas Module d'isolation de vibrations a effets non lineaires diminues
US10214303B1 (en) * 2016-09-27 2019-02-26 Space Systems/Loral, Llc Low cost launch vehicle fairing
US10562650B2 (en) * 2017-06-28 2020-02-18 The Boeing Company Corrugated payload adaptor structure
CN109264029A (zh) * 2018-09-27 2019-01-25 宁波天擎航天科技有限公司 一种运载火箭

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB252843A (en) * 1925-04-14 1926-06-10 George Sydney Dominy Improvements relating to the supporting of road & rail vehicles and all apparatus needing isolation from vibration, by means of air under pressure
US2047963A (en) * 1933-04-25 1936-07-21 Edward L Hoffman Aircraft engine mount
US2999707A (en) * 1956-11-28 1961-09-12 Mobay Chemical Corp Flexible joint
US3222017A (en) * 1964-03-30 1965-12-07 Gen Electric Engine mounting
GB1079281A (en) * 1964-10-06 1967-08-16 Metalastik Ltd Resilient mountings and supports
JPS5447075A (en) * 1977-09-20 1979-04-13 Toshiba Corp Vibration-proof equipment
FR2426830A1 (fr) * 1978-05-22 1979-12-21 Org Europeene De Rech Dispositif a moment d'inertie a suspension magnetique
DE2838737A1 (de) * 1978-09-06 1980-03-20 Messerschmitt Boelkow Blohm Daemmelement zur schwingungsisolierung
US4361296A (en) * 1980-03-10 1982-11-30 The Boeing Company Uniflange coupling assembly
US4811919A (en) * 1987-08-06 1989-03-14 Lord Corporation Volume compensated fluid mount
US4848525A (en) * 1987-11-02 1989-07-18 The Boeing Company Dual mode vibration isolator
US5244170A (en) * 1991-10-15 1993-09-14 General Dynamics Corporation, Space Systems Division Passive nonlinear interface strut (PNIS)
US5219051A (en) * 1991-10-25 1993-06-15 Honeywell Inc. Folded viscous damper
US5655757A (en) * 1995-02-17 1997-08-12 Trw Inc. Actively controlled damper
US5878980A (en) * 1997-02-05 1999-03-09 Hughes Electronics Corporation Attenuation ring
US6012680A (en) * 1997-06-27 2000-01-11 Mcdonnell Douglas Corporation Passive lateral vibration isolation system for a spacecraft launch vehicle

Also Published As

Publication number Publication date
EP0956236B1 (fr) 2001-08-08
JP2001509751A (ja) 2001-07-24
WO1998032658A1 (fr) 1998-07-30
DE69801309T2 (de) 2002-04-25
DE69801309D1 (de) 2001-09-13
FR2758791A1 (fr) 1998-07-31
EP0956236A1 (fr) 1999-11-17
US6244541B1 (en) 2001-06-12
DE69801309T4 (de) 2003-11-20
ES2160402T3 (es) 2001-11-01
FR2758791B1 (fr) 1999-03-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2203839C2 (ru) Система подвески полезного груза ракеты-носителя, ракета-носитель с этой системой подвески и полезный груз ракеты-носителя
WO2017120289A1 (en) Armored air spring assembly
US6394432B1 (en) Vibration and/or shock absorbing devices and compensator elements utilized therein
US20140117600A1 (en) High stiffness vibration damping apparatus, methods and systems
US9416842B2 (en) Isolators having damper-external thermal compensators and spacecraft isolation systems employing the same
EP0901595B1 (en) A novel accumulator
US8888079B2 (en) Apparatus for improved vibration isolation
US6012680A (en) Passive lateral vibration isolation system for a spacecraft launch vehicle
RU99118501A (ru) Устройство для подвески полезного груза в космическом летательном аппарате
US10703465B2 (en) Vibration isolation device mounting system
JP4723506B2 (ja) 低衝撃分離ジョイントとその動作方法
US7493916B2 (en) Pressure vessel with accumulator isolation device
US3738633A (en) Shock and vibration damper
US6588707B1 (en) Device for suspending a payload in a launch vehicle
RU2426676C1 (ru) Устройство для соединения и последующего разделения элементов конструкции
EP3312097B1 (en) Light passive attenuator for spacecraft
EP2801734A1 (en) Isolators including damper assemblies having variable annuli and spacecraft isolation systems employing the same
US4273473A (en) Shock absorbing column
CN112361898A (zh) 一种航天飞行器分离系统
JP2927869B2 (ja) 防振絶縁用弾性装置
CN113294592A (zh) 一种适用于大口径复杂激励的管路柔性支撑
KR20180136815A (ko) 복합재 튜브를 이용한 진동충격에너지 흡수장치 및 이를 이용한 건물 제진장치
US4627327A (en) Hybrid unitized shock and vibration mitigation system
EP1625956B1 (en) Gas spring, arrangement and method for a gas spring
EP3121480B1 (en) Isolators including main spring linear guide systems

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20040130