RU2209156C1 - Launch vehicle compartment - Google Patents
Launch vehicle compartment Download PDFInfo
- Publication number
- RU2209156C1 RU2209156C1 RU2001131370A RU2001131370A RU2209156C1 RU 2209156 C1 RU2209156 C1 RU 2209156C1 RU 2001131370 A RU2001131370 A RU 2001131370A RU 2001131370 A RU2001131370 A RU 2001131370A RU 2209156 C1 RU2209156 C1 RU 2209156C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- brackets
- compartment
- launch vehicle
- stringers
- rod
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Body Structure For Vehicles (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике, в частности к конструкции "сухих" отсеков ракет-носителей, например межбаковых или хвостовых, в которых могут быть размещены приборы, аппаратура различных систем ракет-носителей (системы управления, телеметрического контроля и др.). The invention relates to rocket technology, in particular, to the design of "dry" rocket launchers, for example inter-tank or tail, which can be placed instruments, equipment of various systems of launch vehicles (control systems, telemetry control, etc.).
Из технической литературы известна конструкция отсека ракеты-носителя, состоящая из обшивки (оболочки), стрингеров, промежуточных и торцевых шпангоутов, образующих продольный и поперечный силовые наборы соответственно. В обшивке отсека имеются вырезы под люки (см. Ракеты-носители / под ред. Осипова. М. : Военное издательство Мин. обороны СССР, 1981 г., с. 171-173, рис. 5.3 - прототип). From the technical literature there is known the design of the launch vehicle compartment, consisting of a casing (shell), stringers, intermediate and end frames, forming longitudinal and transverse power sets, respectively. In the lining of the compartment there are cuts for hatches (see Launch vehicles / edited by Osipov. M.: Military Publishing House of the Ministry of Defense of the USSR, 1981, pp. 171-173, Fig. 5.3 - prototype).
Однако для крупногабаритных люков традиционное конструктивное оформление вырезов при помощи окантовок и усиленных стрингеров значительно увеличивает массу конструкции и усложняет технологию изготовления отсека. However, for large-sized manholes, the traditional design of cutouts using edging and reinforced stringers significantly increases the mass of the structure and complicates the manufacturing technology of the compartment.
Задачей изобретения является создание отсека ракеты-носителя, техническим результатом которого является снижение массы конструкции, упрощение технологии изготовления, удобство обслуживания и замены приборов, размещенных внутри отсека. The objective of the invention is to create a compartment of the launch vehicle, the technical result of which is to reduce the mass of the structure, simplify manufacturing technology, ease of maintenance and replacement of devices located inside the compartment.
Технический результат достигается тем, что в отсеке ракеты-носителя, содержащем оболочку с вырезами и продольно-поперечный силовой набор в виде стрингеров, торцевых и промежуточных шпангоутов, в соответствии с изобретением оболочка снабжена, по крайней мере, двумя кронштейнами, закрепленными на ней по противоположным краям, по крайней мере, одного выреза и, по крайней мере, одним соединительным элементом с регулируемой длиной, закрепленным в упомянутых кронштейнах. По крайней мере, один соединительный элемент выполнен в виде стержня, на обоих концах которого установлены резьбовые законцовки, которыми стержень через сферические шарниры крепится к кронштейнам. По крайней мере, один вырез окантован промежуточными шпангоутами и усиленными стрингерами. По крайней мере, один кронштейн скреплен с концом, по крайней мере, одного перерезанного вырезом стрингера. По крайней мере, один кронштейн скреплен с, по крайней мере, одним шпангоутом. По крайней мере, одна законцовка снабжена, по крайней мере, одной контргайкой. The technical result is achieved by the fact that in the compartment of the launch vehicle containing the shell with cutouts and a longitudinally transverse power set in the form of stringers, end and intermediate frames, in accordance with the invention, the shell is equipped with at least two brackets mounted on it on the opposite the edges of at least one cut-out and at least one connecting element with an adjustable length, fixed in the mentioned brackets. At least one connecting element is made in the form of a rod, at both ends of which threaded ends are installed, with which the rod is attached to the brackets through spherical joints. At least one neckline is edged with intermediate frames and reinforced stringers. At least one bracket is fastened to the end of at least one cut-out stringer. At least one bracket is attached to at least one frame. At least one tip is provided with at least one locknut.
На фиг. 1 представлен общий вид отсека ракеты-носителя, на фиг.2 и 3 представлены сечения А-А и В-В фиг.1 соответственно, на фиг.4 показан вид по стрелке С на фиг.3. In FIG. 1 shows a General view of the compartment of the launch vehicle, FIGS. 2 and 3 show sections A-A and B-B of FIG. 1, respectively; FIG. 4 shows a view along arrow C in FIG. 3.
Отсек ракеты-носителя содержит цилиндрическую оболочку 1, подкрепленную стрингерами 2, торцевыми 3 и промежуточными 4 шпангоутами. В оболочке 1 выполнены относительно "большие" или крупногабаритные вырезы 5. The booster compartment contains a
По противоположным краям выреза 5 оболочка 1 снабжена двумя закрепленными на ней кронштейнами 6 и соединительным элементом 7 с регулируемой длиной, закрепленным в кронштейнах 6. On the opposite edges of the
Соединительный элемент 7 выполнен в виде стержня 8, на обоих концах которого установлены резьбовые законцовки 9, которыми стержень 8 через сферические шарниры 10 крепится к кронштейнам 6. The connecting
Сферические шарниры 10 могут быть, например, принадлежностью как кронштейнов 6 (см. фиг.3), так и законцовок 9 (не показано).
Резьба на двух законцовках 9 стержня 8 может быть выполнена, например:
- различного направления, но с одинаковым шагом;
- одного направления, но с различным шагом;
- различного направления и различного шага.The thread on the two
- different directions, but with the same pitch;
- one direction, but with a different step;
- different directions and different steps.
Закрепление соединительного элемента 7 в кронштейнах 6 обеспечивается регулировкой его длины путем, например, ввинчивания (вывинчивания) законцовок 9 в стержень 8. The fastening of the connecting
После закрепления соединительного элемента 7 в кронштейнах 6 возможна фиксация его положения, например, контргайками 11 законцовок 9. After fixing the connecting
Вырез 5 окантован усиленными стрингерами 12 и промежуточными шпангоутами 4, которые используются для усиления оболочки в зоне выреза 5. Cutout 5 is edged with reinforced
Кронштейны 6 скреплены с концами перерезанных вырезом 5 стрингеров 13. The
Кронштейны 6 скреплены с промежуточными шпангоутами 4. The
Вырезы 5 могут быть закрыты, например, крышками 14 для обеспечения герметизации и пылевлагозащищенности отсека.
Крышки 14 могут быть выполнены не силовыми, а формообразующими и рассчитаны, в основном, на перепад давлений внутри и вне отсека. The
После закрепления соединительного элемента 7 в кронштейнах 6 путем изменения его длины возможно получение предварительного нагружения (нейтрального, сжимающего, растягивающего), вид которого определяется из анализа восприятия конструкцией отсека действующих в процессе эксплуатации нагрузок. After fixing the connecting
Изменение длины соединительного элемента 7 с целью предварительного нагружения конструкции отсека возможно путем, например, фиксации углового положения законцовок 9 с одновременным вращением стержня 8. Контроль величины предварительного нагружения возможен, например, путем использования тарированных моментных ключей при вращении стержня 8. Changing the length of the connecting
Таким образом, закрепление соединительного элемента 7 в кронштейнах 6 позволяет оболочке 1 отсека в зонах относительно "больших" вырезов 5 работать, например, на растяжение-сжатие, обеспечивая при этом равномерность передачи усилий, что достигается путем минимизации зазоров как в конструкции соединительного элемента 7, например, в резьбовых соединениях законцовок 9 со стержнем 8, так и в местах закрепления элемента 7 в кронштейнах 6, например, в шарнирах 10. В свою очередь, равномерность передачи усилий в зонах вырезов оболочки 1 позволяет снизить пики осевых нагрузок, приходящихся на днище и стенки топливных баков, тем самым снизить массу топливных баков. При этом отпадает необходимость в усилении вырезов 5 оболочки 1 мощными окантовками, силовыми крышками, как это имеет место при традиционном конструктивном оформлении вырезов в оболочке отсека. Все это значительно снижает массу конструкции отсека и ракеты в целом. Thus, the fastening of the connecting
Кроме этого, выполнение крышек люков несиловыми допускает наличие больших зазоров в соединениях крепления крышек, что ведет к улучшению технологичности конструкции отсека. In addition, the implementation of non-force manhole covers allows for the presence of large gaps in the lid attachment joints, which leads to an improvement in the manufacturability of the compartment structure.
Детали конструкции описанного изобретения могут быть модифицированы, чтобы удовлетворить практическим рассмотрениям изобретения. Например, при выполнении выреза 5 вблизи торцевых шпангоутов 3 кронштейны 6 могут быть скреплены с ними; например, при отсутствии стрингерного набора в зоне выреза 5 кронштейны 6 могут быть закреплены непосредственно на обшивку 1 и др. The structural details of the described invention may be modified to suit the practical consideration of the invention. For example, when making a
Предлагаемое изобретение позволяет компактно разместить приборы различных систем внутри отсека ракеты в зонах "больших" вырезов оболочки, создает удобство их обслуживания и возможность замены, в том числе при наличии действующих на отсек нагрузок, например, при стоянке ракеты-носителя на старте. The present invention makes it possible to compactly place instruments of various systems inside the rocket compartment in the zones of "large" shell cutouts, creates the convenience of their maintenance and the possibility of replacement, including when there are loads acting on the compartment, for example, when the launch vehicle is parked at the start.
Таким образом, предлагаемая конструкция отсека ракеты позволяет снизить массу отсека и ракеты в целом, улучшить (упростить) технологию его изготовления, а также обеспечить компактное размещение приборов в отсеке, удобство их обслуживания и замены. Thus, the proposed design of the rocket compartment allows you to reduce the mass of the compartment and the rocket as a whole, improve (simplify) the technology of its manufacture, as well as provide a compact arrangement of devices in the compartment, ease of maintenance and replacement.
Claims (6)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2001131370A RU2209156C1 (en) | 2001-11-22 | 2001-11-22 | Launch vehicle compartment |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2001131370A RU2209156C1 (en) | 2001-11-22 | 2001-11-22 | Launch vehicle compartment |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2209156C1 true RU2209156C1 (en) | 2003-07-27 |
Family
ID=29210939
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2001131370A RU2209156C1 (en) | 2001-11-22 | 2001-11-22 | Launch vehicle compartment |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2209156C1 (en) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN102139765A (en) * | 2010-01-29 | 2011-08-03 | 上海卫星工程研究所 | Adjustable composite material framework |
RU2482014C2 (en) * | 2007-10-18 | 2013-05-20 | Эрбюс Операсьон (С.А.С.) | Connection of omega-shape stiffness parts by straps at aircraft fuselage circular joint level |
RU2497727C1 (en) * | 2012-09-25 | 2013-11-10 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс" (ФГУП "ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") | Spacecraft head servicing hatch |
-
2001
- 2001-11-22 RU RU2001131370A patent/RU2209156C1/en active IP Right Revival
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2482014C2 (en) * | 2007-10-18 | 2013-05-20 | Эрбюс Операсьон (С.А.С.) | Connection of omega-shape stiffness parts by straps at aircraft fuselage circular joint level |
CN102139765A (en) * | 2010-01-29 | 2011-08-03 | 上海卫星工程研究所 | Adjustable composite material framework |
RU2497727C1 (en) * | 2012-09-25 | 2013-11-10 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс" (ФГУП "ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") | Spacecraft head servicing hatch |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
BRPI0618788A2 (en) | low-volume train compartment for aircraft landing gear, and, aircraft | |
RU2438921C2 (en) | Aircraft or spaceship tail design | |
JP4688495B2 (en) | Apparatus and method for releasably joining elements | |
JP2009516612A (en) | Wheel casing having separation structure | |
RU2209156C1 (en) | Launch vehicle compartment | |
CZ282199B6 (en) | Steering wheel of a motor vehicle adapted for fitting with integrated safety system with air bag | |
EP1014335A3 (en) | Payload fairing with improved acoustic suppression | |
US20030133748A1 (en) | Apparatus and method for altering the tension of a clampband | |
RU2008118224A (en) | WRENCH SYSTEM AND CONSTRUCTION FASTENING OF THE AIRCRAFT ENGINE CONTAINING SUCH SYSTEM | |
GB2217817A (en) | A steering column construction | |
RU2361787C2 (en) | Rocket-carrier module | |
JP4329899B2 (en) | Ball joint | |
RU2165379C1 (en) | Rocket cryogenic stage | |
CN111140621A (en) | Flight control box damping structure and aircraft thereof | |
Bergen et al. | Attenuation of the Cassini spacecraft vibroacoustic environment | |
US5082212A (en) | Torque limiter device and deployable lengthening piece of a space instrument equipped with this device | |
RU2586942C1 (en) | Spacecraft undocking system and method for assembly and installation thereof | |
RU2121649C1 (en) | Block of steering drive of guided missile | |
RU2301183C2 (en) | Protective device for orbital spacecraft located in sea-based combat missile | |
RU51969U1 (en) | PROTECTIVE DEVICE FOR ORBITAL SPACE VEHICLE PLACED IN MARINE BASING MISSILE POSITION | |
CA2276784A1 (en) | Attachment bolt locking assembly | |
Yen et al. | Composite material modeling for blast protection | |
Deneu et al. | TSTO- The next step?(two stage to orbit vehicles) | |
RU2159202C1 (en) | Instrument module case | |
ES2328357T3 (en) | DOOR LOCK AND PROCEDURE FOR MANUFACTURING SUCH DOOR LOCK. |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20151123 |
|
NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20170608 |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20181123 |
|
NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20200226 |
|
PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20210205 |