RU2291818C2

RU2291818C2 - Payload skin

Info

Publication number: RU2291818C2
Application number: RU2000101044/11A
Authority: RU
Inventors: Ули ВИЛАНД (CH); Ули ВИЛАНД
Original assignee: Контравес Спейс Аг
Priority date: 2000-01-18
Filing date: 2000-01-18
Publication date: 2007-01-20

Abstract

FIELD: space engineering; protection of payload during its transportation by launch vehicle.

SUBSTANCE: proposed skin is made in form of two longitudinal segments consisting of fore spherical parts (7,8), middle taper parts (9, 10) and cylindrical parts (11,12). Taper and cylindrical parts of skin are multi-layer in construction with cellular core and envelope fitted on it. Skin is provided with horizontal separation system (14) and vertical separation system (15) of said longitudinal segments synchronously activated by pyrotechnic system. Vertical separation system has linear units with detachable lock over boundary sections. Each unit includes linear piston and cylinder holding the segments together by means of stop. When stop activated by pyrotechnic system gets slackened, segments are disconnected and are separated from remaining part of launch vehicle. Horizontal separation system is provided with tension belt; separation of parts of this belt is also activated by pyrotechnic system which is provided with collector through which detonating primers are ignited, thus activating separating unit of horizontal separation system and slackening the stop of vertical separation system. Vertical separation system is sealed-up without admitting combustion products and metal particles. Skin may be provided with electrostatic protection in form of conducting layer of paint applied to electrically insulated parts of skin.

EFFECT: enhanced reliability and safety of payload and launch vehicle at separation and dropping of segments.

7 cl, 12 dwg

Description

Изобретение относится к космической технике, в частности, предметом настоящего изобретения является обшивка полезного груза, основная функция которой заключается в том, чтобы защитить транспортируемый ракетой в космическое пространство полезный груз от вредных воздействий, в частности от влаги, дождя, солнца, солесодержащего воздуха и частиц грязи, во время пребывания ракеты-носителя в пусковом устройстве и, кроме того, от аэродинамических и термических нагрузок во время взлета ракеты. В надлежащий момент времени, а именно, когда исчезнет необходимость в защите полезного груза, обшивка полезного груза удаляется с оставшейся части ракеты.The invention relates to space technology, in particular, the subject of the present invention is the covering of a payload, the main function of which is to protect a payload transported by a rocket into outer space from harmful effects, in particular from moisture, rain, sun, salt-containing air and particles dirt during the stay of the launch vehicle in the launcher and, in addition, from aerodynamic and thermal loads during take-off of the rocket. At the appropriate point in time, namely, when the need to protect the payload disappears, the payload sheathing is removed from the remaining part of the rocket.

Известна обшивка полезного груза для его защиты при транспортировке ракетой-носителем, имеющая форму поверхности тела вращения, выполненная в виде двух продольных сегментов и снабженная системой их разделения, обеспечивающей отделение сегментов от оставшейся части ракеты-носителя и их удаление с боковой стороны последней, причем обшивка включает в себя состоящий из двух половин носовой обтекатель, образующий переднюю часть обшивки, состоящую из двух половин коническую часть, образующую среднюю часть обшивки, и состоящую из двух половин цилиндрическую часть, закрепленную с возможностью отсоединения от оставшейся части ракеты-носителя, при этом каждая из половин выполнена неразборной, а половины, образующие носовой обтекатель, указанные коническую и цилиндрическую части - образуют при неразъемном соединении друг с другом указанные продольные сегменты (FR 2522613 А1, 09.09.1983).Known is the sheathing of the payload for transportation during transportation by the launch vehicle, having the shape of the surface of the body of revolution, made in the form of two longitudinal segments and equipped with a separation system that separates the segments from the remaining part of the launch vehicle and their removal from the side of the latter, and the skin includes a nose cone consisting of two halves, forming the front of the skin, consisting of two halves of the conical part, forming the middle part of the skin, and consisting of two floors n a cylindrical part, fixed with the possibility of detaching from the remaining part of the launch vehicle, each of the halves being made non-separable, and the halves forming the nose fairing, the conical and cylindrical parts form said longitudinal segments when inseparably connected to each other (FR 2522613 A1 09/09/1983).

Известная обшивка полезного груза снабжена несущей или рамной конструкцией и закрепленной на несущей или рамной конструкции оболочкой. Удаление обшивки полезного груза с оставшейся части ракеты-носителя осуществляется в целом за счет того, что обшивка полезного груза разделяется на половины, которые затем катапультируются с боковой стороны ракеты. При этом часто возникают проблемы. К примеру, половины не отделяются полностью друг от друга, оказываясь вследствие этого в наклонном положении относительно продольной оси ракеты, либо обе половины остаются на оставшейся части ракеты-носителя вместо того, чтобы быть с нее удаленными, либо половины распадаются на мелкие составные части, которые в известной степени задерживаются в оставшейся части ракеты-носителя.Known payload sheathing is provided with a supporting or frame structure and a shell fixed to the supporting or frame structure. Removing the skin of the payload from the remaining part of the launch vehicle is carried out as a whole due to the fact that the skin of the payload is divided into halves, which are then ejected from the side of the rocket. This often causes problems. For example, the halves do not separate completely from each other, consequently appearing in an inclined position relative to the longitudinal axis of the rocket, either both halves remain on the remaining part of the launch vehicle instead of being removed from it, or the halves break up into small components that to some extent delayed in the remainder of the launch vehicle.

Задачей настоящего изобретения является создание усовершенствованной обшивки полезного груза вышеупомянутого типа, которая могла бы быть отброшена без нанесения вреда оставшейся части ракеты-носителя и, прежде всего, без нанесения ущерба полезному грузу.An object of the present invention is to provide an improved sheathing of a payload of the aforementioned type, which could be discarded without harming the remaining part of the launch vehicle and, above all, without damaging the payload.

Решение этой задачи осуществляется тем, что в обшивке полезного груза для его защиты при транспортировке ракетой-носителем, имеющей форму поверхности тела вращения, выполненной в виде двух продольных сегментов и снабженной системой их разделения, обеспечивающей отделение сегментов от оставшейся части ракеты-носителя и их удаление с боковой стороны последней, причем, обшивка включает в себя состоящий из двух половин носовой обтекатель, образующий переднюю часть обшивки, состоящую из двух половин коническую часть, образующую среднюю часть обшивки, и состоящую из двух половин цилиндрическую часть, закрепленную с возможностью отсоединения от оставшейся части ракеты-носителя, при этом каждая из половин выполнена неразборной, а половины, образующие носовой обтекатель, указанные коническую и цилиндрическую части - образуют при неразъемном соединении друг с другом указанные продольные сегменты, согласно изобретению система разделения включает в себя горизонтальную и вертикальную системы разделения, а также пиротехническую систему, выполненную с возможностью синхронного активирования указанных горизонтальной и вертикальной систем разделения, причем вертикальная система разделения снабжена расположенными по граничным участкам продольных сегментов линейными блоками с разъемным стопором, имеющими по одному линейному поршню и одному линейному цилиндру, которые удерживают продольные сегменты при неослабленном стопоре, а при его ослаблении, активируемом пиротехнической системой, разъединяют эти сегменты, отделяя их от оставшейся части ракеты-носителя, а горизонтальная система разделения снабжена в зоне разделительного кольца, расположенного на нижнем конце указанной цилиндрической части, натяжным поясом, разделение частей которого активируется пиротехнической системой, причем вертикальная система разделения герметизирована так, что не пропускает наружу продукты сгорания и металлические частицы, а коническая и цилиндрическая части обшивки образованы многослойной конструкцией с ячеистой сердцевиной и надетой на наружную поверхность сердцевины оболочкой.The solution to this problem is that in the casing of the payload for its protection during transportation by a launch vehicle having the shape of a surface of a body of revolution, made in the form of two longitudinal segments and equipped with a separation system that ensures separation of the segments from the remaining part of the launch vehicle on the lateral side of the latter, moreover, the skin includes a nose cone consisting of two halves, which forms the front part of the skin, the conical part consisting of two halves, which forms the middle hour lining, and consisting of two halves of the cylindrical part, secured with the ability to disconnect from the remaining part of the launch vehicle, each of the halves is non-separable, and the halves forming the nose cone, these conical and cylindrical parts form when inseparably connected to each other these longitudinal segments, according to the invention, the separation system includes horizontal and vertical separation systems, as well as a pyrotechnic system configured to synchronously activating said horizontal and vertical separation systems, the vertical separation system being provided with linear blocks disposed along the boundary sections of the longitudinal segments with a detachable stopper having one linear piston and one linear cylinder that hold the longitudinal segments when the stopper is not loosened, and when it is weakened, activated by the pyrotechnic system, disconnect these segments, separating them from the remaining part of the launch vehicle, and the horizontal separation system is equipped in zones e separation ring located on the lower end of the specified cylindrical part, a tension belt, the separation of the parts of which is activated by the pyrotechnic system, and the vertical separation system is sealed so that does not let out combustion products and metal particles, and the conical and cylindrical parts of the casing are formed by a multilayer structure with a mesh core and worn on the outer surface of the core shell.

Предпочтительные усовершенствования новой обшивки полезного груза определены в зависимых пунктах 2-7 формулы патента.Preferred improvements to the new payload skin are defined in dependent claims 2-7.

Носовой обтекатель образован оболочкой и трехмерной рамной конструкцией, выполненными с возможностью разделения вдоль плоскости разделения сегментов, причем в каждой половине носового обтекателя соответствующая часть оболочки и рамной конструкции жестко соединены друг с другом.The nose fairing is formed by a shell and a three-dimensional frame structure, made with the possibility of separation along the separation plane of the segments, and in each half of the nose fairing, the corresponding part of the shell and frame structure are rigidly connected to each other.

Многослойная конструкция выполнена с возможностью разделения вдоль плоскости разделения сегментов, и жестко соединена с покровными слоями оболочки.The multilayer structure is made with the possibility of separation along the plane of separation of the segments, and is rigidly connected to the casing layers of the shell.

Система разделения снабжена системой резервирования.The separation system is equipped with a redundancy system.

Разделительное кольцо состоит, по меньшей мере из двух частей, концы которых сходятся в точках вне плоскости разделения сегментов, при этом в зоне каждой такой точки расположено устройство для натяжения указанного пояса, выполненное в виде стяжного болта, и разделительное устройство для разделения частей указанного пояса, выполненное в виде резака, причем данное разделительное устройство активизируется пиротехнической системой.The separation ring consists of at least two parts, the ends of which converge at points outside the plane of separation of the segments, while in the area of each such point there is a device for tensioning said belt, made in the form of a coupling bolt, and a separation device for separating parts of said belt, made in the form of a cutter, and this separation device is activated by a pyrotechnic system.

Обшивка полезного груза снабжена пиротехническим коллектором, через который по сигналу от оставшейся части ракеты-носителя поджигаются детонационные запальные устройства, активизирующие указанное разделительное устройство горизонтальной системы разделения и вызывающее ослабление указанного стопора вертикальной системы разделения.The payload sheathing is equipped with a pyrotechnic collector through which, upon a signal from the remaining part of the launch vehicle, detonation ignition devices are ignited, activating the specified separation device of the horizontal separation system and causing the weakening of said stopper of the vertical separation system.

Кроме того, обшивка полезного груза снабжена электростатической защитой, например в виде электропроводящего слоя краски на электрически изолированных составных частях обшивки, причем краска контактирует с электропроводящими частями обшивки.In addition, the casing of the payload is provided with electrostatic protection, for example, in the form of an electrically conductive layer of paint on the electrically isolated components of the casing, the paint in contact with the electrically conductive parts of the casing.

Замысел, положенный в основу создания обшивки полезного груза согласно изобретению, заключается в том, что любое непроизвольное разделение обшивки полезного груза на составные части невозможно; то есть, к примеру, рамные или несущие конструкции, а также сердечники многослойных конструкций не распадаются на отдельные части, не отделяются надетые на несущие и рамные конструкции оболочки и пленчатые покровные слои многослойных конструкций; не происходит также непроизвольное разделение продольных половин на части. Однако при необходимости осуществляется отделение обшивки полезного груза от оставшейся части ракеты-носителя и полное и синхронное разделение обшивки полезного груза на отдельные продольные половины, и непосредственно вслед за вышеупомянутым отделением и вышеупомянутым разделением освобожденные продольные половины удаляются и отбрасываются сбоку относительно оставшейся части ракеты-носителя, не нанося ущерба полезному грузу и динамическим характеристикам оставшейся части ракеты-носителя.The idea underlying the creation of the skin of the payload according to the invention is that any involuntary separation of the skin of the payload into its components is impossible; that is, for example, frame or load-bearing structures, as well as cores of multilayer structures, do not break up into separate parts, shells and film cover layers of multilayer structures worn on load-bearing and frame structures do not separate; there is also no involuntary separation of the longitudinal halves into parts. However, if necessary, the payload sheathing is separated from the remaining part of the launch vehicle and the payload sheathing is completely and synchronously divided into separate longitudinal halves, and immediately after the aforementioned separation and the aforementioned separation, the freed longitudinal halves are removed and discarded from the side relative to the remaining part of the carrier rocket, without prejudice to the payload and dynamic characteristics of the remainder of the launch vehicle.

Остальные характеристики и преимущества изобретения описываются ниже с помощью примеров осуществления и со ссылкой на чертеж, на котором представлена интегральная составная часть раскрытия сущности изобретения.Other characteristics and advantages of the invention are described below using examples of implementation and with reference to the drawing, which shows an integral part of the disclosure.

На чертежах представлено:The drawings show:

Фиг.1. Обшивка полезного груза согласно изобретению с максимальным объемом (показан заштрихованным) для полезного груза, в продольном сечении ракеты-носителя.Figure 1. Sheathing a payload according to the invention with a maximum volume (shown shaded) for the payload, in longitudinal section of the launch vehicle.

Фиг.2. Обшивка полезного груза согласно фиг.1, вид сбоку.Figure 2. Sheathing payload according to figure 1, side view.

Фиг.3. Функциональная схема системы разделения.Figure 3. Functional diagram of the separation system.

Фиг.4. Горизонтальная система разделения в вертикальном сечении.Figure 4. Horizontal separation system in a vertical section.

Фиг.5. Горизонтальная система разделения в горизонтальном сечении.Figure 5. Horizontal separation system in horizontal section.

Фиг.6. Вертикальная система разделения до воспламенения.6. Vertical separation system prior to ignition.

Фиг.7. Вертикальная система разделения после воспламенения.7. Vertical separation system after ignition.

Фиг.8. Пиротехническая система.Fig. 8. Pyrotechnic system.

Фиг.9. Кабельная разводка (фрагмент).Fig.9. Cable routing (fragment).

Фиг.10. Электрическое контактирование (схематически).Figure 10. Electrical contacting (schematically).

Фиг.11. Электростатическая и термическая защита.11. Electrostatic and thermal protection.

Фиг.12. Система охлаждения.Fig. 12. Cooling system.

Следует указать на то, что обозначения типа "вверху", "внизу", "справа", "слева" относятся к соответствующему расположению описываемых конструктивных элементов на соответствующих чертежах. Указанные размеры следует рассматривать как примеры.It should be noted that designations of the type “top”, “bottom”, “right”, “left” refer to the corresponding arrangement of the described structural elements in the respective drawings. The indicated dimensions should be considered as examples.

Обшивка полезного груза 1 (Фиг.1-2) для защиты транспортируемого посредством ракеты-носителя полезного груза состоит, в сущности, из двух соединенных друг с другом продольных половин 2, 3 и включает в себя образованный сферической сегментной поверхностью носовой обтекатель 4, коническую переднюю часть 5 и цилиндрическую заднюю часть 6. Носовой обтекатель 4 состоит из двух половин 7, 8, коническая часть 5 - из двух поверхностей в виде тупого полуконуса 9, 10 и цилиндрическая часть 6 - из двух поверхностей в виде полуцилиндра 11, 12. Носовой обтекатель 4 выполнен из алюминиевого сплава. Конструкции конической части 5 и цилиндрической части 6 представляют собой многослойную конструкцию, имеющую покровные пленки из углеродистого стекловолокна и ажурный ячеистый сердечник из алюминия, на противолежащих внешних поверхностях которого закреплены покровные пленки.Covering the payload 1 (Fig. 1-2) for protecting the payload transported by the carrier rocket consists essentially of two longitudinal halves 2, 3 connected to each other and includes a nose cone 4 formed by a spherical segmented surface, a conical front part 5 and the cylindrical rear part 6. The nose cone 4 consists of two halves 7, 8, the conical part 5 consists of two surfaces in the form of a blunt half cone 9, 10 and the cylindrical part 6 consists of two surfaces in the form of a half cylinder 11, 12. The nose cone 4 in Full aluminum alloy. The designs of the conical part 5 and the cylindrical part 6 are a multilayer structure having carbon fiber glass cover films and an openwork cellular aluminum core, on which opposite cover films are fixed on the opposite outer surfaces.

Носовой обтекатель 4 обшивки полезного груза 1 включает в себя обе половины 7, 8 и образует переднюю часть обшивки полезного груза 1 в виде полусферы. Как уже было упомянуто, носовой обтекатель состоит, в сущности, из алюминиевого сплава и образован несущей и рамной конструкцией и оболочкой. Оболочка, приобретшая вследствие растяжения или вытягивания полусферическую форму, имеет толщину от 1 до 2 мм. Каждая из двух половин 7, 8 разделена на три сегмента носового обтекателя. Несущие швеллерного профиля, простирающиеся вдоль четвертькруговой линии или линии корпуса, закреплены заклепками на оболочке на равных расстояниях по отношению друг к другу для обеспечения требуемой стабильности и жесткости. Две горизонтальные рамные части в форме полукруга, которые в сущности расположены в плоскости, перпендикулярной продольной оси обшивки полезного груза, закреплены на оболочке и вертикальных несущих в форме четверти круга, за счет чего образуется жесткая, в известной степени закрытая коробчатая конструкция, в которой все вертикальные несущие соединены обеими рамными частями. Уплотнение из силиконового эластомера закреплено на одной из половин обтекателя.The nose fairing 4 of the skin of the payload 1 includes both halves 7, 8 and forms the front of the skin of the payload 1 in the form of a hemisphere. As already mentioned, the nose cone consists essentially of an aluminum alloy and is formed by a supporting and frame structure and a sheath. The shell, which has acquired a hemispherical shape due to stretching or drawing, has a thickness of 1 to 2 mm. Each of the two halves 7, 8 is divided into three segments of the nose fairing. Channel profile carriers extending along a quarter-circular line or housing line are riveted to the shell at equal distances with respect to each other to provide the required stability and rigidity. Two horizontal frame parts in the form of a semicircle, which are essentially located in a plane perpendicular to the longitudinal axis of the sheathing of the payload, are mounted on the shell and vertical load-bearing in the form of a quarter circle, due to which a rigid, to some extent closed box construction is formed, in which all vertical the carriers are connected by both frame parts. A silicone elastomer seal is attached to one of the fairing halves.

Коническая часть 5 обшивки полезного груза 1 состоит, как уже было упомянуто, из двух половин 9, 10. Каждая из половин 9, 10 конической части 5 соединяет одну из половин обтекателя 7 или 8 с одной из половин 11, 12 цилиндрической части 6 обшивки полезного груза 1. Коническая часть 9, 10 в сущности образована сводами-оболочками из ячеистой вентилируемой многослойной конструкции, толщина стенок которых без термозащитного слоя составляет 25 мм. Вентилируемый или ажурный сердечник многослойной конструкции выполнен из алюминия и имеет ячеистую структуру. Показанный на сечении покровный слой выполнен из слоистого с углеродным армированием стекловолокна, причем направления волокон установлены на основе требований прочности, жесткости и устойчивости в аксиальном и тангенциальном направлении. Своды-оболочки выполнены из половин, расположенных под углом 90°. Вдоль вертикальных прямых кромок каждого элемента прикреплены швеллерные профили, выполненные из стекловолокнистого материала. Половины соединены заклепками с наружными частями или сопряженными деталями из алюминия. Вдоль верхних и нижних кромок углеродистого стекловолокна каждого многослойного элемента прикреплены элементы жесткости. Передняя рама конической части соединена заклепками с рамой носового обтекателя, в то время как соединение конической и цилиндрической части осуществляется с помощью заклепок через алюминиевую промежуточную раму и алюминиевую наружную часть.The conical part 5 of the sheathing of the payload 1 consists, as already mentioned, of two halves 9, 10. Each of the halves 9, 10 of the conical part 5 connects one of the halves of the fairing 7 or 8 with one of the halves 11, 12 of the cylindrical part 6 of the sheathing of the useful cargo 1. The conical part 9, 10 is essentially formed by the vaults-shells of a cellular ventilated multilayer structure, the wall thickness of which without a thermal barrier is 25 mm. The ventilated or openwork core of the multilayer structure is made of aluminum and has a cellular structure. The cover layer shown in the cross section is made of laminated glass fiber with carbon reinforcement, and the fiber directions are set based on the requirements of strength, stiffness and stability in the axial and tangential directions. Vault-shells are made of halves located at an angle of 90 °. Channel profiles are made along the vertical straight edges of each element, made of fiberglass material. The halves are riveted to the outer parts or mating parts of aluminum. Stiffeners are attached along the upper and lower edges of the carbon fiber glass of each multilayer element. The front frame of the conical part is riveted to the nose fairing frame, while the conical and cylindrical part are connected using rivets through the aluminum intermediate frame and the aluminum outer part.

Состоящая из двух половин 11, 12 цилиндрическая часть 6 обшивки полезного груза 1 имеет, в сущности, ту же конструкцию, что и коническая часть 5 обшивки полезного груза 1.Consisting of two halves 11, 12, the cylindrical portion 6 of the skin of the payload 1 has essentially the same construction as the conical portion 5 of the skin of the payload 1.

Как уже было упомянуто, продольные половины 2, 3 обшивки полезного груза 1 соединены друг с другом посредством разъемного крепления. Таким же образом обшивка полезного груза может быть отсоединена от оставшейся части ракеты-носителя посредством расположенного на заднем конце цилиндрической части разделительного кольца. И наконец, освобожденные продольные половины могут быть катапультированы сбоку от оставшейся части ракеты-носителя.As already mentioned, the longitudinal halves 2, 3 of the skin of the payload 1 are connected to each other by means of a detachable fastening. In the same way, the sheathing of the payload can be disconnected from the remaining part of the launch vehicle by means of a spacer ring located at the rear end of the cylindrical part. Finally, the released longitudinal halves can be ejected to the side of the remainder of the launch vehicle.

На Фиг.3 схематически представлена конструкция устройства, обозначенного как разделительная система 13. Разделительная система 13 предназначена для того, чтобы сначала в течение необходимого времени сохранять заданную форму обшивки полезного груза 1 и удерживать ее на оставшейся части ракеты-носителя, а затем в нужный момент времени разделить ее и отделить от оставшейся части ракеты-носителя. Разделительная система 13 включает в себя три подсистемы, а именно: во-первых, горизонтальную систему разделения 14, во-вторых, вертикальную систему разделения 15 и, в-третьих, пиротехническую систему 16.Figure 3 schematically shows the design of the device designated as the separation system 13. The separation system 13 is designed to first, for the necessary time, maintain the desired shape of the skin of the payload 1 and hold it on the remaining part of the launch vehicle, and then at the right time time to separate it and separate from the rest of the launch vehicle. The separation system 13 includes three subsystems, namely: firstly, a horizontal separation system 14, secondly, a vertical separation system 15 and, thirdly, a pyrotechnic system 16.

Горизонтальная система разделения 14, вертикальная система разделения 15 и пиротехническая система 16 описаны подробно на Фиг.3, 4, 5, 6, 7 и 8 соответственно.The horizontal separation system 14, the vertical separation system 15 and the pyrotechnic system 16 are described in detail in FIGS. 3, 4, 5, 6, 7 and 8, respectively.

Горизонтальная система разделения 14 как показано на Фиг.3, содержит пиротехнический резак 17, гильотинное устройство 18, стяжной болт 19, концевое соединение, стяжной хомут 20, жгут электропроводов и соединительный зажим.The horizontal separation system 14 as shown in FIG. 3 comprises a pyrotechnic cutter 17, a guillotine device 18, a coupling bolt 19, an end connection, a coupling clamp 20, an electrical harness and a connecting clip.

Стальной стяжной хомут 20 толщиной 3,5 мм, проходящий по нижнему концу цилиндрической части 6 обшивки полезного груза 1 вокруг разделительного кольца (Фиг.5), разделен на две части 21, 22, каждая из которых проходит под углом приблизительно 180° и поддерживается в натянутом состоянии. Для этой цели предусмотрены два стяжных болта 19, расположенных на симметричных осях обоих продольных половин 2, 3 обшивки полезного груза 1. В зоне каждого из стяжных болтов 19 расположено по одному резаку 17. Каждый из резаков 17 предназначен для того, чтобы в нужный момент срезать свой стяжной болт 19, что повлечет за собой разъединение в горизонтальной системе разделения 14 и отделение обшивки полезного груза 1 от оставшейся части ракеты-носителя. Каждый резак 17 включает в себя два обрубающих ножа, которые могут быть приведены в действие независимо друг от друга, чем достигается требуемый резерв для горизонтальной системы разделения 14. Система дает возможность предотвратить освобождение продуктов сгорания и металлических частей, что в свою очередь предотвращает возможность загрязнения и повреждения оставшейся части ракеты-носителя. Обе половины 21, 22 стяжного хомута 20 во время удаления обеих половин 2, 3 обшивки полезного груза 1 закрепляются на них. Для этого служит паз в нижней части разделительного кольца и зажимы на верхней части разделительного кольца. Когда обе половины 2, 3 обшивки полезного груза 1 закреплены на оставшейся части ракеты-носителя, для контроля натяжения в каждом стяжном болте 19 горизонтальной системы разделения 14 используется измерительное устройство. После установки натяжения в стяжных болтах 19 резаки 17 фиксируются в своем положении. Оба резака 17 закреплены в обшивке полезного груза 1 таким образом, что все относящееся к резакам 17 пиротехническое оборудование, а также оставшаяся часть пиротехнической системы 16 расположены на одной из двух половин 2, 3 обшивки полезного груза 1.The steel coupling clamp 20, 3.5 mm thick, extending along the lower end of the cylindrical portion 6 of the sheathing of the payload 1 around the spacer ring (Figure 5), is divided into two parts 21, 22, each of which extends at an angle of approximately 180 ° and is supported in tense state. For this purpose, there are two coupling bolts 19 located on the symmetrical axes of both longitudinal halves 2, 3 of the payload sheathing 1. One cutter 17 is located in the area of each of the coupling bolts 19. Each of the cutters 17 is designed to cut off at the right time its coupling bolt 19, which will entail separation in the horizontal separation system 14 and separation of the skin of the payload 1 from the remaining part of the launch vehicle. Each cutter 17 includes two chopping knives that can be driven independently of each other, thereby achieving the required reserve for the horizontal separation system 14. The system makes it possible to prevent the release of combustion products and metal parts, which in turn prevents the possibility of contamination and damage to the remainder of the launch vehicle. Both halves 21, 22 of the coupling collar 20 during removal of both halves 2, 3 of the skin of the payload 1 are fixed to them. To do this, use the groove in the lower part of the separation ring and the clamps on the upper part of the separation ring. When both halves 2, 3 of the casing of the payload 1 are fixed to the remaining part of the launch vehicle, a measuring device is used in each coupling bolt 19 of the horizontal separation system 14. After setting the tension in the coupling bolts 19, the cutters 17 are fixed in their position. Both cutters 17 are fixed in the casing of the payload 1 in such a way that all pyrotechnic equipment related to the cutters 17, as well as the rest of the pyrotechnic system 16 are located on one of the two halves 2, 3 of the casing of the payload 1.

Вертикальная система разделения 15 представлена на Фиг.3, 6 и 7, причем на Фиг.6 показано состояние системы перед воспламенением, а на Фиг.7 - состояние после воспламенения. Как показано на Фиг.3, вертикальная система разделения 15 содержит переходную трубку 23, верхнее торцовое уплотнение 24, нижнее торцовое уплотнение 25 и линейные блоки 26 поршень/цилиндр. В свою очередь, каждый линейный блок 26 снабжен линейным взрывным устройством 27, газоразрядными аттенюаторами 28, газовым баллоном сильфонного типа 29, поршнем 30, цилиндром 31, болтом 32 и заклепкой 33. Линейное взрывное устройство 27, предназначено для подачи энергии, необходимой для отделения и удаления обеих половин обшивки полезного груза и включает в себя мягко детонирующие запальные линии вблизи концов пиротехнических колпачков.The vertical separation system 15 is shown in FIGS. 3, 6 and 7, wherein FIG. 6 shows the state of the system before ignition, and FIG. 7 shows the state after ignition. As shown in FIG. 3, the vertical separation system 15 comprises an adapter tube 23, an upper mechanical seal 24, a lower mechanical seal 25, and linear piston / cylinder units 26. In turn, each linear block 26 is equipped with a linear explosive device 27, gas discharge attenuators 28, a gas cylinder of the bellows type 29, a piston 30, a cylinder 31, a bolt 32 and a rivet 33. The linear explosive device 27 is designed to supply energy necessary for separation and removal of both halves of the payload sheathing and includes softly detonating ignition lines near the ends of the pyrotechnic caps.

Вертикальная система разделения 15 служит двум целям: во-первых, она удерживает вместе обе половины оболочки полезного груза 1, так что в фазе запуска они образуют единую интегральную единицу, и, во-вторых, она подает определенное количество энергии для осуществления бокового разделения обшивки полезного груза 1 на два продольных сегмента 2, 3. Вертикальная система разделения 15 действует по принципу линейного источника энергии, чтобы выдвинуть так называемый линейный поршень 30 (Фиг.6), соединенный с одним из продольных половин оболочки полезного груза 1, из так называемого линейного цилиндра 31, соединенного с другим продольным сегментом данной оболочки. Линейный источник энергии состоит из одной единственной линии слабо детонирующего взрывчатого вещества, причем количество взрывчатого вещества линии определяет всю имеющуюся в распоряжении энергию и тем самым боковую скорость обоих продольных половин 2, 3 обшивки полезного груза 1 при их удалении с оставшейся части ракеты-носителя. Как уже было упомянуто, вертикальная система разделения 15 предназначена также для того, чтобы удерживать вместе обе половины 2, 3 обшивки полезного груза 1 во время запуска и вплоть до их отделения. Уже упомянутый линейный поршень 30 вместе с также уже упомянутым линейным цилиндром 31 образуют линейный блок 26. Каждый из двух линейных блоков 26 имеет фиксатор сдвига 34, удерживающий вместе линейный поршень 30 и линейный цилиндр 31. Эти фиксаторы сдвига 34 образуют стопорное устройство; они препятствуют отделению продольных половин 2, 3 обшивки полезного груза 1 и переносят усилия между двумя продольными половинами 2, 3 обшивки полезного груза 1 вплоть до их отделения; если это стопорное устройство ослабляется, то два продольных сегмента 2, 3 отделяются друг от друга; это тот случай, когда слабо детонирующее запальное устройство 38 воспламеняется.The vertical separation system 15 serves two purposes: firstly, it holds together both halves of the payload shell 1, so that in the launch phase they form a single integral unit, and secondly, it supplies a certain amount of energy for the lateral separation of the useful skin load 1 into two longitudinal segments 2, 3. The vertical separation system 15 operates on the principle of a linear energy source to extend the so-called linear piston 30 (Fig.6), connected to one of the longitudinal halves of the shell climbed th load 1, the so-called linear cylinder 31 connected to the other longitudinal segment of the shell. The linear energy source consists of one single line of weakly detonating explosive, and the amount of explosive in the line determines all the available energy and thereby the lateral speed of both longitudinal halves 2, 3 of the payload sheath 1 when they are removed from the remaining part of the launch vehicle. As already mentioned, the vertical separation system 15 is also designed to hold together both halves 2, 3 of the skin of the payload 1 during launch and up to their separation. The already mentioned linear piston 30 together with the already mentioned linear cylinder 31 form a linear block 26. Each of the two linear blocks 26 has a shift lock 34 holding together the linear piston 30 and the linear cylinder 31. These shift clamps 34 form a locking device; they prevent the separation of the longitudinal halves 2, 3 of the skin of the payload 1 and transfer forces between the two longitudinal halves 2, 3 of the skin of the payload 1 up to their separation; if this locking device is loosened, then the two longitudinal segments 2, 3 are separated from each other; this is the case when a weakly detonating ignition device 38 ignites.

Вертикальная система разделения 15 является замкнутой системой непрерывного действия, которая пролегает от заднего разделительного кольца цилиндрической части 6 вперед до носовой части обтекателя 4, а именно в плоскость разделения, отделяющую зону носового обтекателя от зоны конической части 5, затем горизонтально поперек и на противоположную сторону или к противоположной линии корпуса и вдоль нее обратно до разделительного кольца. На обоих нижних концах вертикальной системы разделения 15 расположено по детонаторному блоку, образующему интерфейс к запальному устройству. Таким образом детонационный сигнал передается от пиротехнической системы 16 к слабо детонирующему запальному устройству 38 вертикальной системы разделения 15. Линия взрыва непрерывного действия проходит от нижней части одной стороны вертикальной системы разделения 15 вверх, наверху поперек и по противоположной стороне вниз, причем каждый из двух нижних концов заканчивается в своем детонаторном блоке. Пиротехнический сигнал передается одновременно на оба блока вертикальной системы разделения 15, что обеспечивает полное резервирование вертикальной системы разделения 15. На обоих концах активной части вертикальной системы разделения 15 предусмотрено по одному уплотняющему элементу, образующему часть детонаторного блока. Тем самым обеспечивается герметичность вертикальной системы разделения 15 и пребывание продуктов сгорания внутри системы. Необходимо указать еще и на то, что так называемые линейные блоки 29 выполнены из магниевого сплава, что они подвержены соответствующей обработке поверхности, уплотнены или герметизированы таким образом, что необработанный магний любого вида не может нанести ущерба ни внешней окружающей среде, ни полезному грузу.The vertical separation system 15 is a closed continuous system that runs from the rear separation ring of the cylindrical part 6 forward to the nose of the fairing 4, namely, the separation plane that separates the area of the nose fairing from the zone of the conical part 5, then horizontally across and to the opposite side or to the opposite line of the housing and along it back to the separation ring. At both lower ends of the vertical separation system 15 is located on the detonator unit, forming an interface to the ignition device. Thus, the detonation signal is transmitted from the pyrotechnic system 16 to the weakly detonating ignition device 38 of the vertical separation system 15. A continuous explosion line extends from the bottom of one side of the vertical separation system 15 up, transversely upward and on the opposite side downward, each of which has two lower ends ends in its detonator block. The pyrotechnic signal is transmitted simultaneously to both blocks of the vertical separation system 15, which provides full redundancy of the vertical separation system 15. At both ends of the active part of the vertical separation system 15, one sealing element is provided, forming part of the detonator unit. This ensures the tightness of the vertical separation system 15 and the stay of combustion products inside the system. It must also be pointed out that the so-called linear blocks 29 are made of magnesium alloy, that they are subject to appropriate surface treatment, sealed or sealed in such a way that untreated magnesium of any kind can not damage either the external environment or the payload.

Представленная на Фиг.3, 8 пиротехническая система 16 включает CDF 36, коллектор 37 и детонаторы 38. Вместе с горизонтальной 14 и вертикальной 15 системами разделения пиротехническая система образует общую разделительную систему 13, выполненную таким образом, что горизонтальная система разделения 14 и вертикальная система разделения 15 могут действовать одновременно. Это достигается благодаря использованию центральной пиротехнической собирающей линии для зажигания детонаторного запального устройства, которое в свою очередь воспламеняет горизонтальную систему разделения 14 и вертикальную систему разделения 15. Воспламенение через центральную пиротехническую собирающую линию осуществляется посредством электрических сигналов, исходящих от ракеты и передаваемых по двум электрокабелям на два пиротехнических детонатора 38. Эти детонаторы воспламеняют пиротехнические заряды, помещенные в пиротехническую собирающую линию. Пиротехнические заряды пиротехнической собирающей линии воспламеняют в свою очередь пиротехнические запальные колпачки на концах пиротехнической собирающей линии вышеупомянутых детонаторных запальных устройств. Шесть детонаторных запальных устройств воспламеняются одновременно и в свою очередь передают пиротехнический сигнал на каждый конец вертикальной системы разделения 15 и на четыре резака 17 горизонтальной системы разделения 14. Вследствие высокой скорости распространения - от 6000 м/с до 8000 м/с, - которой обладают детонаторные запальные устройства почти одинаковой длины, осуществляется активирование вертикальной системы разделения и горизонтальной системы разделения в течение порядка 300 мкс. Предусмотрено, что пиротехническая собирающая линия может вручную фиксироваться в положении "блокировка" или в положении "действие", а индикация того или иного положения осуществляется простыми средствами.The pyrotechnic system 16 shown in FIGS. 3, 8 includes a CDF 36, a collector 37 and detonators 38. Together with the horizontal 14 and vertical 15 separation systems, the pyrotechnic system forms a common separation system 13, designed so that the horizontal separation system 14 and the vertical separation system 15 can act simultaneously. This is achieved by using the central pyrotechnic collecting line to ignite the detonator firing device, which in turn ignites the horizontal separation system 14 and the vertical separation system 15. Ignition through the central pyrotechnic collecting line is carried out by means of electrical signals coming from the rocket and transmitted through two electric cables to two pyrotechnic detonator 38. These detonators ignite the pyrotechnic charges placed in the pyrotechnic Yesku collecting line. The pyrotechnic charges of the pyrotechnic collecting line ignite in turn the pyrotechnic ignition caps at the ends of the pyrotechnic collecting line of the aforementioned detonator ignition devices. Six detonator firing devices ignite simultaneously and in turn transmit a pyrotechnic signal to each end of the vertical separation system 15 and to four cutters 17 of the horizontal separation system 14. Owing to the high propagation velocity - from 6000 m / s to 8000 m / s - which the detonators have ignition devices of almost the same length, the vertical separation system and the horizontal separation system are activated for about 300 μs. It is envisaged that the pyrotechnic collecting line can be manually fixed in the "locked" position or in the "action" position, and this or that position is indicated by simple means.

Следующая ниже часть описания касается электрической кабельной разводки, представленной на Фиг.9, и электростатической защиты, представленной на Фиг.10, 11. Общая внутренняя кабельная разводка и наружная кабельная разводка для соединения с ракетой-носителем должны быть совместимы. В этой связи необходимо учитывать следующие моменты: 1) длину и прохождение кабелей, принимая во внимание полное сопротивление; 2) тип кабелей, принимая во внимание параметры ток/напряжение-емкость; 3) конфигурацию кабелей, принимая во внимание расположение контактов, группирование по типу сигналов и резервирование. Кабельная разводка включает в себя в сущности три зоны, а именно: 1) кабельная разводка приборов; 2) кабельная разводка пиротехнической части; и 3) электрическая связь между обшивкой полезного груза и оставшейся частью ракеты-носителя.The following part of the description relates to the electrical cabling shown in Fig. 9 and the electrostatic protection shown in Figs. 10, 11. The common internal cabling and the external cabling for connecting to the launch vehicle must be compatible. In this regard, the following points must be taken into account: 1) the length and passage of the cables, taking into account the impedance; 2) the type of cable, taking into account the parameters of the current / voltage-capacitance; 3) cable configuration, taking into account the arrangement of contacts, grouping by type of signals and redundancy. The cabling includes essentially three zones, namely: 1) cable cabling of devices; 2) cabling of the pyrotechnic part; and 3) the electrical connection between the cladding of the payload and the remaining part of the launch vehicle.

Кабельную разводку приборов предусмотрено только для первого полета, к примеру, перед вводом в эксплуатацию полезного груза; она соединяет различные устройства, составляющие приборное оснащение полета, с отдельными силовыми источниками и сигнальными устройствами и подает энергию и сигналы к ракете-носителю через интерфейс на каждом продольном сегменте обшивки полезного груза 1. Чтобы произвести замеры, касающиеся разделения обшивки полезного груза 1 и режима при ее боковом удалении, часть кабельного приборного оснащения предполагает возможность удлинения, вытягивания или разматывания. Это позволяет после известного относительного сдвига прервать связь между обшивкой полезного груза 1 и оставшейся частью ракеты-носителя, а именно, за счет вытягивания закрепленной на обшивке полезного груза 1 петли. Для операционной части полета, которая не предусматривает измерений, касающихся отделения и удаления обшивки полезного груза 1, не требуется удлинение или разматывание кабельного оснащения. Полностью автономное кабельное оснащение продольных половин 2, 3 обшивки полезного груза служит для передачи электрических сигналов на пиротехническую собирающую линию. Эта переключающая схема имеет два идентичных соединения и полностью избыточна. Инициирующие сигналы генерируются в оставшейся части ракеты-носителя и по соединениям интерфейса, укрепленным на стыке обшивка полезного груза - ракета, передаются на обшивку полезного груза. При разделении и удалении обшивки полезного груза связи прерываются посредством двух петель, закрепленных на обшивке полезного груза.Instrument cabling is provided only for the first flight, for example, before putting a payload into operation; it connects the various devices that make up the flight instrumentation to individual power sources and signaling devices and supplies energy and signals to the launch vehicle via an interface on each longitudinal segment of payload sheathing 1. To make measurements regarding the separation of payload sheathing 1 and mode when its lateral removal, part of the cable instrumentation suggests the possibility of extension, extension or unwinding. This allows, after a known relative shift, to break the connection between the skin of the payload 1 and the remaining part of the launch vehicle, namely, by pulling the loop fixed on the skin of the payload 1. For the operational part of the flight, which does not include measurements regarding separation and removal of the sheathing of the payload 1, extension or unwinding of cable equipment is not required. The fully autonomous cable equipment of the longitudinal halves 2, 3 of the payload sheathing serves to transmit electrical signals to the pyrotechnic collecting line. This switching circuit has two identical connections and is completely redundant. Initiating signals are generated in the remaining part of the launch vehicle and through interface connections fixed at the junction of the payload sheathing - the rocket are transmitted to the payload sheathing. When separating and removing the skin of the payload, communications are interrupted by two loops fixed to the skin of the payload.

Устройства для электрического контактирования представлены на Фиг.10 и служат для обеспечения надежной электрической связи между металлическими частями кабельного оснащения; тем самым сводятся к минимуму нежелательные электростатические эффекты, которые могли бы вызвать взаимные помехи между отдельными сигналами. В частности, на стыке половин 7, 8 носового обтекателя 4 и поверхностей 9, 10 конической передней части 5 обшивки полезного груза 1 установлены соединительные хомуты 39. Аналогично, на стыке поверхностей 9, 10 конической передней части 5 и поверхностей 11, 12 цилиндрической задней части 6 обшивки полезного груза 1 предусмотрено контактное сочленение 40. Кроме того, электрическое контактирование обеспечивают вертикальный дублер или цепь низкого импеданса 41, плата опорного сигнала 42 с контролем внешних соединений, развертываемый соединительный кабель 43 и добавочные точки контроля соединений. Линия разделения обозначена на Фиг.10.Devices for electrical contacting are presented in Figure 10 and are used to provide reliable electrical communication between the metal parts of the cable equipment; thereby minimizing unwanted electrostatic effects that could cause mutual interference between the individual signals. In particular, at the junction of the halves 7, 8 of the nose fairing 4 and the surfaces 9, 10 of the conical front portion 5 of the skin of the payload 1, connecting collars 39 are installed. Similarly, at the junction of the surfaces 9, 10 of the conical front part 5 and the surfaces 11, 12 of the cylindrical rear part 6, a payload sheathing 1 is provided with a contact joint 40. In addition, a vertical double or low impedance circuit 41, a reference signal board 42 with external connection control, and a deployable connecting cable provide electrical contacting 43 and additional control point compounds. The dividing line is indicated in FIG. 10.

Цепь низкого импеданса 41 связывает все металлические части с точкой контакта и предусмотрена по той причине, что структура обшивки полезного груза 1 не может быть использована как электропроводящая обратная цепь. Указанная цепь низкого импеданса 41 образована алюминиевыми сопряженными деталями, соединяющими друг с другом коническую 5 и цилиндрическую 6 части обшивки полезного груза. Все остальные электропроводящие части конструкции и электростатической защиты соединены с этими сопряженными деталями, выполненными из алюминия.The low impedance circuit 41 connects all the metal parts to the contact point and is provided for the reason that the skin structure of the payload 1 cannot be used as an electrically conductive return circuit. The specified low impedance circuit 41 is formed by aluminum mating parts connecting conical 5 and cylindrical 6 parts of the payload sheathing to each other. All other electrically conductive parts of the structure and electrostatic protection are connected to these mating parts made of aluminum.

Электростатическая защита (Фиг.11) включает металлическую пластину 44 с токопроводящим клеем 45, а также каркас стыковой зоны с пробковым материалом и электропроводящим покрытием. Защита необходима по следующим причинам: электростатическая энергия, образующаяся на неметаллических и, вследствие этого, электрически изолированных наружных частях обшивки полезного груза 1, может трансформироваться за счет разрядных явлений в электромагнитную энергию, которая, в свою очередь, может стать причиной помех в электрической системе. Такое могло бы произойти, к примеру, на состоящей из пробки термозащите, которой снабжена обшивка полезного груза 1; однако это удается предотвратить путем нанесения электропроводящего покрытия, контактирующего с металлическими частями конструкции. К тому же, это покрытие может повысить термозащиту, если оно выполнено из подходящего материала, например, электростатической краски, отражающей солнечные лучи и обладающей высокой полусферической пропускной способностью излучения.Electrostatic protection (11) includes a metal plate 44 with conductive adhesive 45, as well as the frame of the butt zone with cork material and an electrically conductive coating. Protection is necessary for the following reasons: electrostatic energy generated on non-metallic and, as a result, electrically isolated external parts of the payload sheathing 1, can be transformed due to discharge phenomena into electromagnetic energy, which, in turn, can cause interference in the electrical system. This could happen, for example, on thermal protection consisting of a cork, which is provided with a covering for a payload 1; however, this can be prevented by applying an electrically conductive coating in contact with metal parts of the structure. In addition, this coating can increase thermal protection if it is made of a suitable material, for example, electrostatic paint that reflects the sun's rays and has a high hemispherical radiation transmittance.

В заключение на Фиг.12 представлена система охлаждения. Воздух из башни подается через стенку обшивки 46 по составному шлангу 47 и выходит через вентиляционные отверстия или выходы 48 воздуха. Путь прохождения воздуха показан на чертеже стрелками 49.Finally, FIG. 12 shows a cooling system. Air from the tower is fed through the wall of the sheathing 46 through a composite hose 47 and exits through the ventilation holes or outlets 48 of the air. The air path is shown in the drawing by arrows 49.

Обшивка полезного груза 1 удерживается и отделяется от оставшейся части ракеты-носителя с помощью разделительной системы 13 следующим образом.The casing of the payload 1 is held and separated from the remaining part of the launch vehicle using the separation system 13 as follows.

В запирающей фазе вертикальная система разделения 15 удерживает вместе оба продольных сегмента 2, 3 обшивки полезного груза 1 вдоль ее вертикальных ограничителей, а горизонтальная система разделения 14 обеспечивает прочное механическое соединение с оставшейся частью ракеты-носителя. В момент, когда обшивка полезного груза 1 должна отделиться от оставшейся части ракеты-носителя, по поступившему от оставшейся части ракеты-носителя электрическому сигналу воспламеняются пиротехнические детонаторы 38, что одновременно приводит в действие вертикальную систему разделения 15 и горизонтальную систему разделения 14. Горизонтальная система разделения 14 отсоединяет обшивку полезного груза 1 от оставшейся части ракеты-носителя. Вертикальная система разделения 15 разъединяет два продольных сегмента 2, 3 обшивки полезного груза 1 и удаляет или катапультирует их в стороны друг от друга преимущественно в противоположных направлениях, вследствие чего они тоже отделяются от оставшейся части ракеты-носителя.In the locking phase, the vertical separation system 15 holds together both longitudinal segments 2, 3 of the skin of the payload 1 along its vertical stops, and the horizontal separation system 14 provides a strong mechanical connection with the remaining part of the launch vehicle. At the moment when the sheathing of the payload 1 must separate from the remaining part of the launch vehicle, the pyrotechnic detonators 38 are ignited by the electric signal from the remaining part of the launch vehicle, which simultaneously activates the vertical separation system 15 and the horizontal separation system 14. The horizontal separation system 14 disconnects the skin of the payload 1 from the remaining portion of the launch vehicle. The vertical separation system 15 separates the two longitudinal segments 2, 3 of the skin of the payload 1 and removes or catapults them to the sides from each other mainly in opposite directions, as a result of which they are also separated from the remaining part of the launch vehicle.

Поскольку имеются пиротехнические компоненты и поскольку все элементы, обеспечивающие разделение обшивки полезного груза 1, отделение обшивки полезного груза 1 и удаление ее с оставшейся части ракеты-носителя, имеют решающее значение для успешного выполнения предназначения ракеты-носителя в целом и, в конечном счете, для сохранения работоспособности полезного груза, системе разделения 13 должно уделяться максимальное внимание.Since there are pyrotechnic components and since all the elements providing separation of the cladding of the payload 1, separation of the cladding of the payload 1 and its removal from the remaining part of the launch vehicle are crucial for the successful implementation of the mission of the launch vehicle as a whole and, ultimately, for maintaining the working capacity of the payload, the separation system 13 should be given maximum attention.

Принципы, по которым сконструирована и изготовлена обшивка полезного груза, принципиально не зависят от ее размеров. Подходящие обшивки полезного груза могут иметь диаметр в диапазоне 4 м и длину от 8 до 12 м. Носовой обтекатель может вместо точно полусферической иметь и другую, но закрытую спереди и благоприятную в аэродинамическом отношении форму. Коническая часть может полностью отпасть, и тогда носовой обтекатель и цилиндрическая часть непосредственно соединяются друг с другом. Для вышеприведенного описания был выбран пример обшивки полезного груза, разделяемой на два продольных сегмента; но обшивка полезного груза может быть выполнена и с возможностью разделения на большее число половин. В этом случае, естественно, увеличивается количество плоскостей деления. В дальнейшем могут быть созданы обшивки полезного груза, разделяемые на два продольных сегмента, в которых каждый продольный сегмент состоит в свою очередь из нескольких частей, неразъемно соединенных друг с другом; к тому же продольные половины могут разделяться вдоль и поперек.The principles by which the lining of the payload is designed and manufactured do not fundamentally depend on its size. Suitable coverings for a payload may have a diameter in the range of 4 m and a length of 8 to 12 m. Instead of a precisely hemispherical nose cone, it may have another shape that is frontally closed and aerodynamically favorable. The conical part can completely fall off, and then the nose cone and the cylindrical part are directly connected to each other. For the above description, an example of a payload sheathing was selected, divided into two longitudinal segments; but the sheathing of the payload can also be performed with the possibility of dividing into a larger number of halves. In this case, naturally, the number of fission planes increases. In the future, payload casing can be created, divided into two longitudinal segments, in which each longitudinal segment in turn consists of several parts, inextricably connected to each other; moreover, the longitudinal halves can be divided along and across.

Claims

1. Sheathing of the payload to protect it during transportation by the launch vehicle, having the shape of a surface of revolution, made in the form of two longitudinal segments and equipped with a separation system that ensures separation of the segments from the remaining part of the launch vehicle and their removal from the side of the latter, and the skin includes a nose cone consisting of two halves, forming the front part of the skin, consisting of two halves of the conical part, forming the middle part of the skin, and consisting of two halves the part fixed with the possibility of detachment from the remaining part of the launch vehicle, each of the halves being non-separable, and the halves forming the nose fairing, the conical and cylindrical parts form said longitudinal segments when they are inseparably connected to each other, characterized in that the system separation includes horizontal and vertical separation systems, as well as a pyrotechnic system configured to synchronously activate the specified horizontal and vertical a separate separation system, and the vertical separation system is equipped with linear blocks located on the boundary sections of the longitudinal segments with a detachable stopper, having one linear piston and one linear cylinder, which hold the longitudinal segments when the stopper is not loosened, and when it is weakened by the pyrotechnic system, these segments, separating them from the remaining part of the launch vehicle, and a horizontal separation system is provided in the area of the separation ring located on the bottom the end of the specified cylindrical part, a tension belt, the separation of the parts of which is activated by the pyrotechnic system, and the vertical separation system is sealed so that the combustion products and metal particles do not pass out, and the conical and cylindrical parts of the skin are formed by a multilayer structure with a cellular core and worn on the outer surface of the core shell.

2. Sheathing of the payload according to claim 1, characterized in that the nose fairing is formed by a shell and a three-dimensional frame structure configured to separate along the separation plane of the segments, and in each half of the nose fairing the corresponding part of the shell and frame structure are rigidly connected to each other.

3. Sheathing payload according to claim 1, characterized in that the multilayer structure is made with the possibility of separation along the separation plane of the segments and is rigidly connected to the casing layers of the shell.

4. Sheathing payload according to any one of claims 1 to 3, characterized in that the separation system is equipped with a backup system.

5. Sheathing of the payload according to claim 4, characterized in that the dividing ring consists of at least two parts, the ends of which converge at points outside the plane of separation of the segments, while in the area of each such point there is a device for tensioning the specified belt, made in in the form of a coupling bolt, and a separation device for separating parts of the specified belt, made in the form of a cutter, and this separation device is activated by a pyrotechnic system.

6. Sheathing of the payload according to claim 5, characterized in that it is equipped with a pyrotechnic collector through which, upon a signal from the remaining part of the launch vehicle, detonation firing devices are ignited, activating the said separation device of the horizontal separation system and causing the weakening of said stopper of the vertical separation system.

7. Sheathing of the payload according to any one of claims 1 to 3, 5 and 6, characterized in that it is provided with electrostatic protection, for example, in the form of an electrically conductive layer of paint on the electrically isolated components of the skin, the paint contacting with the electrically conductive parts of the skin.