RU2351510C2 - Ракетно-космическая система - Google Patents
Ракетно-космическая система Download PDFInfo
- Publication number
- RU2351510C2 RU2351510C2 RU2007120596/11A RU2007120596A RU2351510C2 RU 2351510 C2 RU2351510 C2 RU 2351510C2 RU 2007120596/11 A RU2007120596/11 A RU 2007120596/11A RU 2007120596 A RU2007120596 A RU 2007120596A RU 2351510 C2 RU2351510 C2 RU 2351510C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- launch vehicle
- nose cone
- spacecraft
- head fairing
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам выведения аппаратов космического назначения на заданные орбиты. Система содержит ракету-носитель, космический аппарат с головным обтекателем и съемный отсек, установленный на последнюю ступень ракеты-носителя, который обеспечивает стыковку ракеты-носителя с головным обтекателем, имеющим стыковочный диаметр больше стыковочного диаметра последней ступени ракеты-носителя. Съемный отсек имеет силовой контур, состоящий из силовых элементов, размещенных по образующей конусной поверхности, для передачи нагрузки от головного обтекателя к корпусу ракеты-носителя. В поперечном сечении съемный отсек представляет собой силовой прямоугольный треугольник, малый катет которого расположен в плоскости стыка ракеты-носителя с головным обтекателем, гипотенуза размещена на образующей конической поверхности съемного отсека, а в качестве большого катета использована часть образующей цилиндрической поверхности корпуса последней ступени ракеты-носителя. Съемный отсек имеет также торцевое разъемное соединение с головным обтекателем, разделяемое в полете, соединения с корпусом последней ступени ракеты-носителя по торцевой и цилиндрической ее частям, выполненные с применением призонного крепежа, и соединение с фермой сопряжения с космическим аппаратом. Достигается увеличение полезного объема. 2 ил.
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам выведения аппаратов космического назначения на заданные орбиты.
Известны ракетно-космические системы «Протон», «Союз-2», ракетно-космическая система морского базирования, состоящие из ракеты-носителя и космического аппарата с головным обтекателем.
За прототип принята ракетно-космическая система морского базирования (см. стр.522-524, издание «Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П.Королева, издательство МЕНОНСОВПОЛИГРАФ).
В последнее время применение в ракетно-космических системах космических аппаратов большого объема потребовало разработки головных обтекателей большего диаметра, в связи с чем переход головного обтекателя к последней ступени ракет-носителей, имеющих меньший стыковочный диаметр, осуществляют с помощью нижней части головного обтекателя, выполненного в виде обратного конуса.
Ракетно-космические системы, имеющие в своем составе головные обтекатели с нижней частью, выполненной в виде обратного конуса, имеют следующие недостатки:
- дополнительный переход от цилиндрической части обтекателя к обратному конусу в нижней его части снижает надежность конструкции и ухудшает технологичность изготовления обтекателя;
- за счет выполнения нижней части обтекателя в виде обратного конуса уменьшается полезный объем головного обтекателя.
Задачей предложенного изобретения является создание ракетно-космических систем, в которых обеспечивается стыковка различных типоразмеров головных обтекателей с ракетами-носителями, имеющими на последней ступени меньший стыковочный диаметр с головным обтекателем, увеличение полезного объема головного обтекателя и сохранение общей длины ракетно-космической системы.
Задача достигается тем, что в ракетно-космическую систему, содержащую ракету-носитель и космический аппарат с головным обтекателем, введен съемный отсек, установленный на последнюю ступень ракеты-носителя, который обеспечивает стыковку ракеты-носителя с головным обтекателем, имеющим стыковочный диаметр больше стыковочного диаметра последней ступени ракеты-носителя; съемный отсек имеет силовой контур, состоящий из силовых элементов, размещенных по образующей конусной поверхности, для передачи нагрузки от головного обтекателя к корпусу ракеты-носителя; в поперечном сечении съемный отсек представляет собой силовой прямоугольный треугольник, малый катет которого расположен в плоскости стыка ракеты-носителя с головным обтекателем, гипотенуза размещена на образующей конической поверхности съемного отсека, а в качестве большого катета использована часть образующей цилиндрической поверхности корпуса последней ступени ракеты-носителя; съемный отсек имеет также торцевое разъемное соединение с головным обтекателем, разделяемое в полете, соединения с корпусом последней ступени ракеты-носителя по торцевой и цилиндрической ее частям, выполненные с применением призонного крепежа, и соединение с фермой сопряжения с космическим аппаратом.
На фиг.1 и 2 изображена ракетно-космическая система, где:
1 - головной обтекатель;
2 - космический аппарат;
3 - съемный отсек;
4 - последняя ступень;
5 - ракета-носитель;
6 - створки обтекателя;
7 - призонный крепеж;
8 - узлы разворота;
9 - силовой контур;
10 - разъемное соединение;
11 - соединения;
12 - ферма сопряжения.
Предложена ракетно-космическая система, состоящая из ракеты-носителя 5, космического аппарата 2 с головным обтекателем 1, в состав которой введен съемный отсек 3, установленный на последнюю ступень 4 ракеты-носителя 5, который обеспечивает стыковку ракеты-носителя 5 с головным обтекателем 1, имеющим стыковочный диаметр больше стыковочного диаметра последней ступени 4 ракеты-носителя 5; съемный отсек 3 имеет силовой контур 9, состоящий из силовых элементов, например балок, стрингеров, размещенных по образующей конусной поверхности, для передачи нагрузки от головного обтекателя 1 к корпусу ракеты-носителя 5; съемный отсек 3 имеет также торцевое разъемное соединение 10 с головным обтекателем 1, разделяемое в полете, соединения 11 с корпусом последней ступени 4 ракеты-носителя 5 по торцевой и цилиндрической ее частям, выполненные с применением призонного крепежа 7, и соединение 11 с фермой сопряжения 12 с космическим аппаратом 2.
Съемный отсек 3 установлен таким образом, что верхняя его плоскость связана с верхней плоскостью корпуса последней ступени 4 ракеты-носителя 5 с помощью призонного крепежа 7, например призонных винтов, что позволяет сохранить общую длину ракеты-носителя 5 неизменной.
В поперечном сечении съемный отсек 3 представляет собой силовой прямоугольный треугольник, малый катет которого расположен в плоскости стыка ракеты-носителя 5 с головным обтекателем 1, гипотенуза размещена на образующей конической поверхности съемного отсека 3, а в качестве большого катета использована часть образующей цилиндрической поверхности корпуса последней ступени 4 ракеты-носителя 5.
Боковая поверхность съемного отсека 3 выполняется конической, обеспечивая переход от стыковочного диаметра головного обтекателя 1 к стыковочному диаметру последней ступени 4 ракеты-носителя 5, при этом съемный отсек 3 нижней своей частью крепится к цилиндрической части корпуса последней ступени 4 ракеты-носителя 5 также с помощью призонного крепежа 7, например призонных болтов. Применение призонного крепежа 7 позволяет выполнить соединения в беззазорном варианте и передать силовую нагрузку (момент и силу) от головного обтекателя 1 на корпус последней ступени 4 ракеты-носителя 5 с наименьшими массовыми затратами.
При наличии съемных отсеков 3 нескольких типоразмеров обеспечивается стыковка эксплуатируемых ракет-носителей 5 (с диаметром стыковочного шпангоута последней ступени 4 ракеты-носителя 5 меньшим, чем диаметр стыковочного шпангоута головного обтекателя 1) с эксплуатируемыми головными обтекателями 1 различных типоразмеров стыковочного шпангоута. Кроме того, в головном обтекателе 1 коническая нижняя часть заменяется на цилиндрическую (т.е. цилиндрическая часть удлиняется на величину, равную длине конической части). Это позволяет увеличить полезный объем головного обтекателя 1.
Предложенная ракетно-космическая система функционирует следующим образом.
При эксплуатации ракетно-космической системы головной обтекатель 1 до своего отделения от ракеты-носителя 5 передает нагрузку по стыку головного обтекателя 1 со съемным отсеком 3 и далее через силовой контур 9 съемного отсека 3 на корпус последней ступени 4 ракеты-носителя 5.
После прохождения ракетно-космической системы плотных слоев атмосферы головной обтекатель 1 делится в продольном направлении на две створки 6, производится отделение головного обтекателя 1 по стыку со съемным отсеком 3, затем створки 6 расходятся в стороны относительно узлов разворота 8, после чего створки 6 головного обтекателя 1 отделяются от ракеты-носителя 5.
Реализация настоящего предложения в ракетно-космической системе позволяет:
- с помощью съемного отсека 3 использовать ракеты-носители 5 совместно с различными типоразмерами головных обтекателей 1 без увеличения общей длины ракетно-космической системы;
- увеличить полезный объем головного обтекателя 1 за счет замены конической нижней части обтекателя 1 на цилиндрическую для размещения космического аппарата 1 большего объема;
- упростить конструкцию головного обтекателя 1 за счет замены конической нижней части на цилиндрическую, исключив тем самым в конструкции обтекателя 1 силовой переход цилиндра к конусу, что приводит к увеличению надежности конструкции и улучшению технологичности изготовления обтекателя 1.
Claims (1)
- Ракетно-космическая система, содержащая ракету-носитель и космический аппарат с головным обтекателем, отличающаяся тем, что введен съемный отсек, установленный на последнюю ступень ракеты-носителя, который обеспечивает стыковку ракеты-носителя с головным обтекателем, имеющим стыковочный диаметр больше стыковочного диаметра последней ступени ракеты-носителя, съемный отсек имеет силовой контур, состоящий из силовых элементов, размещенных по образующей конусной поверхности, для передачи нагрузки от головного обтекателя к корпусу ракеты-носителя, в поперечном сечении съемный отсек представляет собой силовой прямоугольный треугольник, малый катет которого расположен в плоскости стыка ракеты-носителя с головным обтекателем, гипотенуза размещена на образующей конической поверхности съемного отсека, а в качестве большого катета использована часть образующей цилиндрической поверхности корпуса последней ступени ракеты-носителя, съемный отсек имеет также торцевое разъемное соединение с головным обтекателем, разделяемое в полете, соединения с корпусом последней ступени ракеты-носителя по торцевой и цилиндрической ее частям, выполненные с применением призонного крепежа, и соединение с фермой сопряжения с космическим аппаратом.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007120596/11A RU2351510C2 (ru) | 2007-06-01 | 2007-06-01 | Ракетно-космическая система |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007120596/11A RU2351510C2 (ru) | 2007-06-01 | 2007-06-01 | Ракетно-космическая система |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2007120596A RU2007120596A (ru) | 2008-12-10 |
| RU2351510C2 true RU2351510C2 (ru) | 2009-04-10 |
Family
ID=41015155
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007120596/11A RU2351510C2 (ru) | 2007-06-01 | 2007-06-01 | Ракетно-космическая система |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2351510C2 (ru) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2478532C1 (ru) * | 2011-08-04 | 2013-04-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Космическая головная часть и способ ее сборки |
| RU2478531C1 (ru) * | 2011-08-04 | 2013-04-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Космическая головная часть |
| RU2486110C1 (ru) * | 2011-12-28 | 2013-06-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Ракетно-космическая система |
-
2007
- 2007-06-01 RU RU2007120596/11A patent/RU2351510C2/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2478532C1 (ru) * | 2011-08-04 | 2013-04-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Космическая головная часть и способ ее сборки |
| RU2478531C1 (ru) * | 2011-08-04 | 2013-04-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Космическая головная часть |
| RU2486110C1 (ru) * | 2011-12-28 | 2013-06-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Ракетно-космическая система |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2007120596A (ru) | 2008-12-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6193187B1 (en) | Payload carry and launch system | |
| Bowcutt et al. | The hypersonic space and global transportation system: a concept for routine and affordable access to space | |
| RU2351510C2 (ru) | Ракетно-космическая система | |
| CN110104214A (zh) | 一种在轨可分离的卫星推进服务系统 | |
| Carter et al. | Approximate performance of periodic hypersonic cruise trajectories for global reach | |
| EP1316505A1 (en) | A reusable space access launch vehicle system | |
| Foster et al. | Studies of an extensively axisymmetric rocket based combined cycle (RBCC) engine powered single-stage-to-orbit (SSTO) vehicle | |
| RU2349512C1 (ru) | Ракетно-космическая система | |
| RU2478532C1 (ru) | Космическая головная часть и способ ее сборки | |
| RU2478533C1 (ru) | Космическая головная часть | |
| Chen et al. | Responsive air launch using F-15 global strike eagle | |
| RU2478531C1 (ru) | Космическая головная часть | |
| Vnukov et al. | Backgrounds and trends of all-electric propulsion geostationary satellites creation | |
| Derz et al. | Mars sample return mission architectures utilizing low thrust propulsion | |
| RU2569966C1 (ru) | Космическая головная часть | |
| Lewis | Sharp leading edge hypersonic vehicles in the air and beyond | |
| Hunt et al. | Airbreathing hypersonic systems focus at NASA Langley Research Center | |
| RU2555898C2 (ru) | Ракетно-космическая система | |
| RU2742908C2 (ru) | Ракета космического назначения | |
| Bradford et al. | Concept assessment of a hydrocarbon fueled RBCC-powered military spaceplane | |
| RU2816907C1 (ru) | Способ управления транспортной космической системой для посадки на луну с возвратом на околоземную орбитальную станцию | |
| Crocker et al. | A comparison of horizontal takeoff RLVs for next generation space transportation | |
| Burkardt et al. | The design and evolution of the Beta two-stage-to-orbit horizontal takeoff and landing launch system | |
| Grallert | Synthesis of a FESTIP airbreathing TSTO space transportation system | |
| Townend | Preface to Hypersonic aircraft: lifting re–entry and launch. A Theme issue published by the Royal Society |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20100602 |