RU2478531C1 - Spaceship head - Google Patents
Spaceship head Download PDFInfo
- Publication number
- RU2478531C1 RU2478531C1 RU2011132614/11A RU2011132614A RU2478531C1 RU 2478531 C1 RU2478531 C1 RU 2478531C1 RU 2011132614/11 A RU2011132614/11 A RU 2011132614/11A RU 2011132614 A RU2011132614 A RU 2011132614A RU 2478531 C1 RU2478531 C1 RU 2478531C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- head
- spaceship
- nose cone
- fairing
- jointed
- Prior art date
Links
Landscapes
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам выведения аппаратов космического назначения на заданные орбиты.The invention relates to rocket and space technology, and in particular to means for launching spacecraft into predetermined orbits.
Известны ракетно-космические системы «Протон», «Союз-2», ракетно-космическая система морского базирования, в составе каждой из них содержится космический аппарат с головным обтекателем, которые соединяются с ракетой-носителем переходной системой.Known rocket and space systems "Proton", "Soyuz-2", a sea-based rocket and space system, each of them contains a spacecraft with a head fairing, which are connected to the launch vehicle by a transition system.
Известны ракетно-космические системы по патентам RU 2349512 и RU 2351510, в составе каждой из них содержится космическая головная часть, состоящая из космического аппарата и головного обтекателя, которые соединяются с ракетой-носителем с помощью опорного или съемного отсеков соответственно, размещенных на последней ступени ракеты-носителе - аналоги.Space rocket systems are known according to patents RU 2349512 and RU 2351510, each of them contains a space head part consisting of a spacecraft and a head fairing, which are connected to the launch vehicle using the support or removable compartments, respectively, located on the last stage of the rocket -carrier - analogues.
Недостатком аналогов является необходимость доработки силового каркаса последней ступени ракеты-носителя.The disadvantage of analogues is the need to refine the power frame of the last stage of the launch vehicle.
За прототип принята ракетно-космическая система морского базирования (см. стр. 522-524 издание «Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П.Королева, издательство МЕНОНСОВПОЛИГРАФ), в составе которой содержится блок полезного груза (космическая головная часть), состоящий из космического аппарата, головного обтекателя и переходных отсеков, с помощью которых блок полезного груза соединяется с ракетой-носителем.The sea-based rocket and space system (see pages 522-524 of the SP Korolev Rocket and Space Corporation Energia publishing house, MENONSOVPOLIGRAF publishing house), which contains the payload block (space warhead), was adopted as a prototype. consisting of a spacecraft, a head fairing and transition compartments, with the help of which the payload block is connected to the launch vehicle.
В последнее время применение в ракетно-космических системах космических аппаратов большого объема потребовало разработку 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 усеченного конуса.Recently, the use of large-volume spacecraft in rocket and space systems has required the development of head fairings of larger diameter, in connection with which the transition of the head fairing to the last stage of launch vehicles having a smaller docking diameter is carried out using the lower part of the head fairing, made in the form reverse truncated cone.
Ракетно-космические системы, имеющие в своем составе головные обтекатели с нижней частью, выполненной в виде обратного усеченного конуса, имеют следующие недостатки:Rocket and space systems, incorporating head fairings with a lower part made in the form of a reverse truncated cone, have the following disadvantages:
- дополнительный переход от цилиндрической части обтекателя к обратному конусу в нижней его части снижает надежность конструкции и ухудшает технологичность изготовления обтекателя;- an additional transition from the cylindrical part of the fairing to the inverse cone in its lower part reduces the reliability of the design and affects the manufacturability of the manufacture of the fairing;
- за счет выполнения нижней части обтекателя в виде обратного конуса уменьшается полезный объем головного обтекателя.- due to the implementation of the lower part of the fairing in the form of an inverse cone, the useful volume of the head fairing is reduced.
Задачей предложенного изобретения является создание космической головной части, с помощью которой обеспечивается стыковка головного обтекателя с ракетой-носителем, имеющей на последней ступени меньший стыковочный диаметр, чем диаметр головного обтекателя, увеличение полезного объема головного обтекателя и сохранение общей длины ракетно-космической системы.The objective of the proposed invention is the creation of a space head part, with the help of which the head fairing is docked with a launch vehicle having, at the last stage, a smaller docking diameter than the diameter of the head fairing, an increase in the useful volume of the head fairing and the total length of the space rocket system is maintained.
Задача достигается тем, что в космическую головную часть, содержащую космический аппарат и головной обтекатель, введен переходный отсек, который вместе с космическим аппаратом и головным обтекателем обеспечивает стыковку с ракетой-носителем, причем стыковочный диаметр головного обтекателя больше стыковочного диаметра последней ступени ракеты-носителя, при этом переходный отсек состоит из нижнего и верхнего усеченных конических корпусов, состыкованных друг с другом по большему диаметру, причем нижний шпангоут нижнего корпуса состыкован с корпусом последней ступени ракеты-носителя, верхний шпангоут верхнего корпуса состыкован с помощью торцевого разъемного, разделяемого в полете, соединения с космическим аппаратом. К верхнему шпангоуту нижнего корпуса пристыкован с помощью торцевого разъемного, разделяемого в полете, соединения головной обтекатель.The objective is achieved by the fact that a transition compartment is introduced into the space head part containing the spacecraft and the head fairing, which, together with the spacecraft and the head fairing, provides docking with the launch vehicle, and the docking diameter of the head fairing is larger than the joint diameter of the last stage of the launch vehicle, wherein the transition compartment consists of the lower and upper truncated conical bodies, joined to each other over a larger diameter, and the lower frame of the lower case is joined van with the hull of the last stage of the launch vehicle, the upper frame of the upper hull is docked using an end split, shared in flight, connection with the spacecraft. The head fairing is docked to the upper frame of the lower body with the help of an end split, shared in flight.
На фиг.1 изображена ракетно-космическая система, где:Figure 1 shows the space rocket system, where:
1 - ракета-носитель;1 - booster;
2 - космический аппарат;2 - spacecraft;
3 - головной обтекатель;3 - head fairing;
4 - переходный отсек;4 - transition compartment;
5 - последняя ступень;5 - the last step;
6 - нижний корпус;6 - lower case;
7 - верхний корпус;7 - upper case;
8 - створки;8 - sash;
9 - узлы разворота;9 - nodes of a turn;
10 - верхний шпангоут нижнего корпуса;10 - the upper frame of the lower body;
11 - нижний шпангоут верхнего корпуса;11 - lower frame of the upper body;
12 - нижний шпангоут нижнего корпуса;12 - lower frame of the lower body;
13 - верхний шпангоут верхнего корпуса.13 - the upper frame of the upper body.
В космическую головную часть, содержащую космический аппарат 2 и головной обтекатель 3, введен переходный отсек 4, который вместе с космическим аппаратом 2 и головным обтекателем 3 обеспечивает стыковку с ракетой-носителем 1, причем стыковочный диаметр головного обтекателя 3 больше стыковочного диаметра последней ступени 5 ракеты-носителя 1, при этом переходный отсек 4 состоит из верхнего и нижнего усеченных конических корпусов 6 и 7, состыкованных друг с другом по большему диаметру, причем нижний шпангоут нижнего корпуса 12 состыкован с корпусом последней ступени 5 ракеты-носителя 1, верхний шпангоут верхнего корпуса 13 состыкован с помощью торцевого разъемного, разделяемого в полете, соединения с космическим аппаратом 2. К верхнему шпангоуту нижнего корпуса 10 пристыкован с помощью торцевого разъемного, разделяемого в полете, соединения головной обтекатель 3.A transition compartment 4 is introduced into the space head part containing the spacecraft 2 and the head fairing 3, which, together with the spacecraft 2 and the head fairing 3, provides docking with the launch vehicle 1, and the docking diameter of the head fairing 3 is larger than the joint diameter of the last stage 5 of the rocket -carrier 1, while the transition compartment 4 consists of an upper and lower truncated conical bodies 6 and 7, joined to each other over a larger diameter, and the lower frame of the lower case 12 is docked with the body Ohm of the last stage 5 of the launch vehicle 1, the upper frame of the upper body 13 is docked using a split end, shared in flight, connected to the spacecraft 2. To the upper frame of the lower case 10 is docked using a split end, shared in flight, the head fairing 3 .
Имея в наличии переходные отсеки 4 нескольких типоразмеров, обеспечивается стыковка эксплуатируемых ракет-носителей 1 (с диаметром стыковочного шпангоута последней ступени 5 ракеты-носителя 1, меньшим, чем диаметр стыковочного шпангоута головного обтекателя 3) с эксплуатируемыми головными обтекателями 3 различных типоразмеров стыковочного шпангоута. Кроме того, в головном обтекателе 3 коническая нижняя часть становится цилиндрической. Это позволяет увеличить полезный объем головного обтекателя 3.Having transitional compartments 4 of several sizes available, the carrier rockets 1 are docked (with the diameter of the last-stage docking frame 5 of the carrier rocket 1 smaller than the diameter of the head fairing docking frame 3) with the operated fairings 3 of various sizes of the docking frame. In addition, in the head fairing 3, the conical lower part becomes cylindrical. This allows you to increase the useful volume of the head fairing 3.
Космическая головная часть функционирует следующим образом.The space warhead functions as follows.
После прохождения ракетно-космической системы плотных слоев атмосферы головной обтекатель 3 делится в продольном направлении на две створки 8, производится отделение головного обтекателя 3 по стыку с нижним корпусом 6 переходного отсека 4, затем створки 8 расходятся в стороны относительно узлов разворота 9, после чего створки 8 головного обтекателя 3 отделяются от ракеты-носителя 1.After passing through the space system of the dense atmospheric layers, the head fairing 3 is divided in the longitudinal direction into two wings 8, the head cowl 3 is separated at the junction with the lower case 6 of the transition compartment 4, then the wings 8 diverge to the sides relative to the turning points 9, after which the wings 8 of the fairing 3 are separated from the launch vehicle 1.
После выхода на заданную орбиту производится отделение космического аппарата 2 по стыку с верхним корпусом 7 переходного отсека 4.After reaching a predetermined orbit, the spacecraft 2 is separated at the junction with the upper case 7 of the transition compartment 4.
Реализация настоящего предложения позволяет:The implementation of this proposal allows you to:
- с помощью переходного отсека 4 применять ракеты-носители 1 совместно с головными обтекателями 3 различных типоразмеров за счет исключения нижней конической части головного обтекателя 3 и без увеличения общей длины ракетно-космической системы;- using the transition compartment 4 to use launch vehicles 1 in conjunction with the head fairings 3 of various sizes by eliminating the lower conical part of the head fairing 3 and without increasing the total length of the space rocket system;
- увеличить полезный объем головного обтекателя 3 за счет исключения конической нижней части обтекателя;- increase the useful volume of the head fairing 3 by eliminating the conical lower part of the fairing;
- упростить конструкцию головного обтекателя 3, исключив в конструкции обтекателя 3 силовой переход цилиндра к усеченному конусу, что приводит к увеличению надежности конструкции и улучшению технологичности изготовления обтекателя 3.to simplify the design of the head fairing 3, eliminating the power transition of the cylinder to the truncated cone in the design of the fairing 3, which leads to an increase in the reliability of the structure and to improve the manufacturability of the fairing 3.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011132614/11A RU2478531C1 (en) | 2011-08-04 | 2011-08-04 | Spaceship head |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011132614/11A RU2478531C1 (en) | 2011-08-04 | 2011-08-04 | Spaceship head |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2011132614A RU2011132614A (en) | 2013-02-10 |
RU2478531C1 true RU2478531C1 (en) | 2013-04-10 |
Family
ID=49119544
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011132614/11A RU2478531C1 (en) | 2011-08-04 | 2011-08-04 | Spaceship head |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2478531C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2564458C1 (en) * | 2014-06-26 | 2015-10-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Федеральное космическое агентство | Ascent unit |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6345788B1 (en) * | 1999-05-27 | 2002-02-12 | Trw Inc. | Composite structure element with built-in damping |
RU2179941C1 (en) * | 2001-07-12 | 2002-02-27 | ЗАО "Пусковые услуги" | Space rocket system and method for rendering services in launching space vehicles using space rocket system |
US6622971B1 (en) * | 2001-05-22 | 2003-09-23 | Lockheed Martin Corporation | Adapter for connecting rocket stages |
RU2351510C2 (en) * | 2007-06-01 | 2009-04-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Space-rocket system |
-
2011
- 2011-08-04 RU RU2011132614/11A patent/RU2478531C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6345788B1 (en) * | 1999-05-27 | 2002-02-12 | Trw Inc. | Composite structure element with built-in damping |
US6622971B1 (en) * | 2001-05-22 | 2003-09-23 | Lockheed Martin Corporation | Adapter for connecting rocket stages |
RU2179941C1 (en) * | 2001-07-12 | 2002-02-27 | ЗАО "Пусковые услуги" | Space rocket system and method for rendering services in launching space vehicles using space rocket system |
RU2351510C2 (en) * | 2007-06-01 | 2009-04-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Space-rocket system |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2564458C1 (en) * | 2014-06-26 | 2015-10-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Федеральное космическое агентство | Ascent unit |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2011132614A (en) | 2013-02-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US9139311B2 (en) | Reusable global launcher | |
US9796486B1 (en) | Integrated propulsion and primary structure module for microsatellites | |
US10532833B2 (en) | Space propulsion module having both electric and solid fuel chemical propulsion | |
EP1983183A3 (en) | Ultra-compact, high-performance aerovortical rocket thruster | |
US9796484B2 (en) | Satellite system comprising two satellites attached to each other and method for launching them into orbit | |
CN110104214A (en) | A kind of in-orbit separable satellite booster service system | |
RU2478532C1 (en) | Spacecraft head and method of its assembly | |
RU2478531C1 (en) | Spaceship head | |
RU2478533C1 (en) | Spaceship head | |
RU2532321C2 (en) | Light-class single-stage carrier rocket | |
RU2351510C2 (en) | Space-rocket system | |
RU2349512C1 (en) | Space rocket system | |
Zhou et al. | A preliminary research on a two-stage-to-orbit vehicle with airbreathing pre-cooled hypersonic engines | |
Preller et al. | Spartan: Scramjet powered accelerator for reusable technology advancement | |
RU2497726C1 (en) | Spacecraft head part and method of its assembly | |
Dankanich et al. | Interplanetary electric propulsion Uranus mission trades supporting the Decadal Survey | |
Vnukov et al. | Backgrounds and trends of all-electric propulsion geostationary satellites creation | |
Suresh | Roadmap of Indian space transportation | |
RU2569966C1 (en) | Spaceship head | |
RU2555898C2 (en) | Space and missile system | |
RU2009116790A (en) | METHOD FOR RELEASING ADDITIONAL USEFUL LOAD AND SPACE DEVICE OF FLEXIBLE ASSEMBLY FOR ITS IMPLEMENTATION | |
RU2532445C1 (en) | Multistage carrier rocket configuration | |
RU2485025C1 (en) | Two-stage ballistic space shuttle launch system | |
RU2742908C2 (en) | Space rocket | |
CN113348746B (en) | Structure of large-scale outer bearing cylinder for repeatedly separating and transporting spacecraft |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20140805 |