RU2521078C1 - Переходной отсек сборочно-защитного блока ракеты космического назначения - Google Patents
Переходной отсек сборочно-защитного блока ракеты космического назначения Download PDFInfo
- Publication number
- RU2521078C1 RU2521078C1 RU2013108286/11A RU2013108286A RU2521078C1 RU 2521078 C1 RU2521078 C1 RU 2521078C1 RU 2013108286/11 A RU2013108286/11 A RU 2013108286/11A RU 2013108286 A RU2013108286 A RU 2013108286A RU 2521078 C1 RU2521078 C1 RU 2521078C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- payload
- inner conical
- conical shell
- pushers
- upper interface
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Изобретение относится к конструкции космических транспортных средств для доставки в составе космической головной части крупногабаритных полезных грузов (ПГ) на заданные орбиты выведения. Переходной отсек (ПО) сборочно-защитного блока ракеты содержит внешнюю для крепления головного обтекателя (ГО) и внутреннюю с промежуточным шпангоутом и продольно-поперечным силовым набором для крепления ПГ конические оболочки с нижними и верхними торцевыми шпангоутами, жестко соединенные между собой. Верхние шпангоуты соединены между собой силовыми стержнями и содержат замки крепления и толкатели отделения ПГ. Верхний шпангоут внутренней конической оболочки крепления ПГ выполнен в поперечной плоскости переменного сечения, образуя смещение продольной оси ПО относительно продольной оси ПГ. Верхний шпангоут имеет выемки под толкатели, охваченные хомутами, жестко закрепленными на внутренней конической оболочке. Замки крепления ПГ посредством фитингов закреплены в верхнем шпангоуте внутренней конической оболочки, которые, как и толкатели, размещены концентрично его внутреннему контуру. Продольно-поперечный силовой набор внутренней конической оболочки для обеспечения жесткости ПО между верхним и промежуточным шпангоутами в местах крепления толкателей подкреплен косынками, в местах крепления замков - балками, выполненными переменного сечения. Под одной из выемок в месте меньшего поперечного сечения верхнего шпангоута на внутренней конической оболочке выполнен вырез под толкатель. Силовые стержни выполнены регулируемыми по своей длине. Достигается расширение эксплуатационных возможностей и эффективности исп�
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкции космических транспортных средств для доставки в составе космической головной части (КГЧ) крупногабаритных полезных грузов (ПГ) на заданные орбиты выведения.
Известен патент RU №2424953 на отделяемый крупногабаритный головной обтекатель ракеты-носителя, имеющий переходной отсек (ПхО) выполненный из двух конических оболочек: внешней для крепления створок головного обтекателя (ГО) и внутренней для крепления полезного груза с открытыми торцевыми шпангоутами, жестко соединенными между собой и ракетой-носителем (РН) внизу, и стыковочными с ПГ и ГО шпангоутами, жестко соединенными силовыми стержнями вверху.
Недостатками известного технического решения являются его ограниченные эксплуатационные возможности, так как переходной отсек не предназначен для крепления и отделения крупногабаритных ПГ со смещенным относительно продольной оси ПГ центром масс (ЦМпг), что снижает на последней ступени полета устойчивость и управляемость РКН.
Задачей предложенного технического решения является расширение эксплуатационных возможностей заявленного переходного отсека с обеспечением управляемости и устойчивости РКН в полете.
Задача решается тем, что переходной отсек сборочно-защитного блока ракеты космического назначения, содержащий внешнюю для крепления головного обтекателя и внутреннюю с промежуточным шпангоутом и продольно-поперечным силовым набором для крепления полезного груза конические оболочки с нижними и верхними торцевыми шпангоутами, жестко соединенными между собой, при этом верхние шпангоуты соединены между собой силовыми стержнями, и содержит также замки крепления и толкатели отделения полезного груза, отличающийся тем, что верхний шпангоут внутренней конической оболочки крепления полезного груза выполнен в поперечной плоскости переменного сечения, образуя смещение продольной оси ПхО относительно продольной оси полезного груза и имеет выемки под толкатели, охваченные хомутами, жестко закрепленными на внутренней конической оболочке, при этом замки крепления полезного груза посредством фитингов также закреплены в верхнем шпангоуте внутренней конической оболочки, которые, как и толкатели, размещены концентрично его внутреннему контуру, при этом продольно-поперечный силовой набор внутренней конической оболочки для обеспечения жесткости переходного отсека между верхним и промежуточным шпангоутами в местах крепления толкателей подкреплен косынками, в местах крепления замков - балками, выполненными переменными сечениями, причем под одной из выемок в месте меньшего поперечного сечения верхнего шпангоута на внутренней конической оболочке выполнен вырез под толкатель, а силовые стержни выполнены регулируемыми по своей длине.
Суть предложенного технического решения поясняется чертежами:
Фиг.1 - Основной вид (показано расположение полезного груза на ПхО СЗБ РКН).
Фиг.2 - Сечение А-А с фиг.1 (показано конструктивное исполнение ПхО в месте стыка верхнего шпангоута ПхО с полезной нагрузкой).
Фиг.3 - Сечение Б-Б с фиг.2 (показана внутренняя коническая оболочка с продольно-поперечным силовые набором).
Фиг.4 - Сечение В-В с фиг.2 (показан заулок крепления ПГ на верхнем шпангоуте внутренней конической оболочке ПхО).
Фиг.5 - Сечение Г-Г с фиг.2 (показан толкатель отделения ПГ на внутренней конической оболочке).
Фиг.6 - выносной элемент Д с фиг.2 (показан регулируемый силовой стержень).
Фиг.7 - Вид по стрелке Е с фиг.5 (показаны направляющий хомут, кронштейн для крепления толкателя отделения ПГ и вырез под толкатель).
Фиг.8 - выносной элемент Ж с фиг.1 (показано крепление ПхО с ракетой-носителем).
Заявленное устройство содержит переходной отсек 1 сборочно-защитного блока ракеты космического назначения, входящий в состав ракеты-носителя 2, внешнюю 3 для крепления головного обтекателя 4 и внутреннюю 5 с промежуточным шпангоутом 6 и продольно-поперечным силовым набором 7 для крепления полезного груза 8 конические оболочки.
Нижние 9, 10 и верхние 11, 12 торцевые шпангоуты внутренней 5 и внешней 3 конических оболочек жестко соединены между собой.
Верхние шпангоуты 11, 12 соединены между собой силовыми стержнями 13 регулируемыми по своей длине.
Переходной отсек 1 содержит также замки 14 крепления и толкатели 15 отделения полезного груза 8.
Верхний шпангоут 11 внутренней конической оболочки 5 крепления полезного груза 8 выполнен в поперечной плоскости переменного сечении, образуя смещение продольной оси 16 ПхО 1, совмещенной с осью РКН, относительно продольной оси 17 полезного груза 8.
Продольно-поперечный силовой набор 7 внутренней конической оболочки 5 для обеспечения жесткости и несущей способности переходного отсека 1 между верхними 11 и промежуточными 6 шпангоутами подкреплен продольными косынками 18 переменного сечения.
По местам расположения толкателей 15 на внутренней конической оболочке 5 жестко закреплены направляющие хомуты 19 для толкателей 15 и закрепленные на охватывающих толкатели 15 косынках 18 кронштейны 20 крепления толкателей 15.
Продольно-поперечный силовой набор 7 внутренней конической оболочки 5 для обеспечения жесткости и несущей способности переходного отсека 1 между верхним 11 и промежуточным 6 шпангоутами подкреплен по местам установки замков 14 продольными балками 21 переменного по их высоте продольными и поперечными сечениями, на которых посредством фитингов 22, размещенных также в верхнем шпангоуте 11 внутренней конической оболочки 5 концентрично его внутреннему контуру 23 закреплены замки 14 крепления полезного груза 8.
Размещение косынок 18 и продольных балок 21 между верхним 11 и промежуточным 6 шпангоутами исключает воздействие сосредоточенных нагрузок на шпангоут РН, приводящих к необходимости подкрепления и соответствующего увеличения массы продольно-поперечного силового набора 7 между промежуточным 6 и нижним 9 шпангоутами.
Толкатели 15 также размещены концентрично относительно внутреннего контура 23 верхнего шпангоута 11, в котором под толкатели 15 выполнены выемки 24.
Под выемкой 24 в месте меньшего поперечного сечения верхнего шпангоута 11 на внутренней конической оболочке 5 выполнен вырез 25.
Для подкрепления верхних шпангоутов 11, 12 без воздействия усилий, возникающих при монтаже из-за технологических погрешностей изготовления, силовые стержни 13 выполнены регулируемыми по длине.
Например, силовые стержни 13 могут быть выполнены из трубы 26, на одном конце которой за одно с трубой 26 выполнен кронштейн 27, а на другом резьбовом конце закреплен кронштейн 28 с возможностью перемещения по резьбе в процессе монтажа силовых стержней на ПхО 1, обеспечивая при этом возможность регулирования длины силового стержня 13 и углового положения его стыковочных с верхними шпангоутами 11, 12 поверхностей.
Устройство функционирует следующим образом.
Переходной отсек 1 сборочно-защитного блока ракеты космического назначения с верхним шпангоутом 11 внутренней конической оболочки 5 крепления полезного груза 8, выполненным в поперечной плоскости переменного сечения, образующим при этом смещение продольной оси 16 ПхО 1 относительно продольной оси 17 полезного груза 8, и с продольно-поперечным силовым набором 7 внутренней конической оболочки 5 между верхним 11 и промежуточным 6 шпангоутами, подкрепленным для обеспечения жесткости и несущей способности переходного отсека 1 продольными косынками 18 и продольными балками 21 переменного сечения по местам, концентрично расположенным относительно внутреннего контура верхнего шпангоута 11 толкателя 15, закрепленного на кронштейнах 20 и направляющих хомутах 19, замками 14, закрепленными на фитингах 22, позволяет эффективно использовать зону размещения полезного груза 8 внутри внутренней оболочки 5 переходного отсека 1 и головного обтекателя 4 для размещения с допустимым относительно продольной оси 16, совмещенной с осью РКН, значением эксцентриситета δ положения центра масс крупногабаритного полезного груза 8, обладающего габаритами и центром масс, значительно смещенными в поперечном направлении относительно его собственной продольной оси 17, относительно которой размещены замки 14 крепления и толкатели 15 полезного груза 8, взаимодействующие с верхним шпангоутом 11 переменного сечения ПхО 1;
Использование заявленного технического решения позволит расширить эксплуатационные возможности и эффективность использования переходного отсека для смещенного относительно ЦМ крупногабаритного полезного груза, сохраняя устойчивость и управляя РКП в полете.
Claims (1)
- Переходной отсек сборочно-защитного блока ракеты космического назначения, содержащий внешнюю для крепления головного обтекателя и внутреннюю с промежуточным шпангоутом и продольно-поперечным силовым набором для крепления полезного груза конические оболочки с нижними и верхними торцевыми шпангоутами, жестко соединенные между собой, при этом верхние шпангоуты соединены между собой силовыми стержнями, и содержит также замки крепления и толкатели отделения полезного груза, отличающийся тем, что верхний шпангоут внутренней конической оболочки крепления полезного груза выполнен в поперечной плоскости переменного сечения, образуя смещение продольной оси переходного отсека относительно продольной оси полезного груза, и имеет выемки под толкатели, охваченные хомутами, жестко закрепленными на внутренней конической оболочке, при этом замки крепления полезного груза посредством фитингов также закреплены в верхнем шпангоуте внутренней конической оболочки, которые, как и толкатели, размещены концентрично его внутреннему контуру, при этом продольно-поперечный силовой набор внутренней конической оболочки для обеспечения жесткости переходного отсека между верхним и промежуточным шпангоутами в местах крепления толкателей подкреплен косынками, в местах крепления замков - балками, выполненными переменного сечения, причем под одной из выемок в месте меньшего поперечного сечения верхнего шпангоута на внутренней конической оболочке выполнен вырез под толкатель, а силовые стержни выполнены регулируемыми по своей длине.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013108286/11A RU2521078C1 (ru) | 2013-02-25 | 2013-02-25 | Переходной отсек сборочно-защитного блока ракеты космического назначения |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013108286/11A RU2521078C1 (ru) | 2013-02-25 | 2013-02-25 | Переходной отсек сборочно-защитного блока ракеты космического назначения |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2521078C1 true RU2521078C1 (ru) | 2014-06-27 |
Family
ID=51218122
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013108286/11A RU2521078C1 (ru) | 2013-02-25 | 2013-02-25 | Переходной отсек сборочно-защитного блока ракеты космического назначения |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2521078C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2661631C1 (ru) * | 2017-09-04 | 2018-07-17 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Переходной отсек ракеты-носителя и его опорный шпангоут |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5104070A (en) * | 1989-06-01 | 1992-04-14 | Space Industries, Inc. | Structural latch for vehicle coupling mechanisms |
| RU2112712C1 (ru) * | 1996-07-16 | 1998-06-10 | Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева | Космический аппарат |
| RU2236993C2 (ru) * | 2002-08-05 | 2004-09-27 | Закрытое акционерное общество "Конструкторское бюро "Полет" | Устройство для попутного запуска космического аппарата |
| RU2424953C1 (ru) * | 2010-06-24 | 2011-07-27 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс" (ФГУП "ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") | Отделяемый крупногабаритный головной обтекатель ракеты-носителя |
-
2013
- 2013-02-25 RU RU2013108286/11A patent/RU2521078C1/ru active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5104070A (en) * | 1989-06-01 | 1992-04-14 | Space Industries, Inc. | Structural latch for vehicle coupling mechanisms |
| RU2112712C1 (ru) * | 1996-07-16 | 1998-06-10 | Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева | Космический аппарат |
| RU2236993C2 (ru) * | 2002-08-05 | 2004-09-27 | Закрытое акционерное общество "Конструкторское бюро "Полет" | Устройство для попутного запуска космического аппарата |
| RU2424953C1 (ru) * | 2010-06-24 | 2011-07-27 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс" (ФГУП "ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") | Отделяемый крупногабаритный головной обтекатель ракеты-носителя |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2661631C1 (ru) * | 2017-09-04 | 2018-07-17 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Переходной отсек ракеты-носителя и его опорный шпангоут |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP6448855B2 (ja) | スタックを形成するための柱を備える宇宙船、発射装置に設置される少なくとも２つのこのような宇宙船を備えるスタック、および宇宙船を降ろすための方法 | |
| US9957068B2 (en) | Multiple space vehicle launch system | |
| KR102133819B1 (ko) | 적층 가능한 인공위성 및 그 적층 방법 | |
| US10549868B2 (en) | Space shuttle orbiter and return system | |
| EP1655223B1 (en) | Satellite dispenser | |
| US8240607B2 (en) | Aircraft-fuselage assembly concept | |
| EA031358B1 (ru) | Модульная центральная конструкция для сдвоенного запуска космических летательных аппаратов | |
| KR20180061139A (ko) | 페이로드 분배 시스템 | |
| US11623770B2 (en) | Spacecraft assembly arranged about a central axis and linked on longitudinal edges by fasteners | |
| RU2725824C1 (ru) | Устройство для группового запуска спутников и усиленный шпангоут | |
| RU2521078C1 (ru) | Переходной отсек сборочно-защитного блока ракеты космического назначения | |
| US20230202399A1 (en) | Spacecraft with increased cargo capacities, and associated systems and methods | |
| US11377190B2 (en) | Method for manufacturing a rear section of an aircraft and aircraft rear section manufactured by said method | |
| US8800934B1 (en) | Space access system with reusable booster | |
| CN210942315U (zh) | 运载火箭整流罩 | |
| Weingertner | SÄNGER-The reference concept of the german hypersonics technology program | |
| RU2340516C1 (ru) | Разгонный блок и силовой шпангоут (2 варианта) | |
| EP2837568B1 (en) | Spacecraft and adapter structure therefore | |
| RU2661631C1 (ru) | Переходной отсек ракеты-носителя и его опорный шпангоут | |
| RU2564458C1 (ru) | Космическая головная часть | |
| RU2351510C2 (ru) | Ракетно-космическая система | |
| RU2785868C2 (ru) | Способ расположения множества космических аппаратов под головным обтекателем ракеты-носителя без конструктивного распределителя и сборка, полученная при помощи такого способа | |
| EP3181454A1 (en) | Aircraft pylon assembly | |
| RU154855U1 (ru) | Переходной отсек головной части ракеты - носителя | |
| RU2574103C2 (ru) | Способ компоновки полезной нагрузки и устройство для его реализации |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20150520 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner |