RU2555898C2 - Ракетно-космическая система - Google Patents
Ракетно-космическая система Download PDFInfo
- Publication number
- RU2555898C2 RU2555898C2 RU2013141886/11A RU2013141886A RU2555898C2 RU 2555898 C2 RU2555898 C2 RU 2555898C2 RU 2013141886/11 A RU2013141886/11 A RU 2013141886/11A RU 2013141886 A RU2013141886 A RU 2013141886A RU 2555898 C2 RU2555898 C2 RU 2555898C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- space
- last stage
- launch vehicle
- frame
- fairing
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Automatic Assembly (AREA)
- Body Structure For Vehicles (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в последних ступенях ракет-носителей. Ракетно-космическая система (РКС) содержит ракету-носитель с последней ступенью с внешним корпусным отсеком с силовым промежуточным опорным шпангоутом с состыкованными между собой с помощью крепежных элементов наружным и внутренним шпангоутами, космический аппарат с головным обтекателем с торцевым шпангоутом. Внешний диаметр силового промежуточного опорного шпангоута соответствует диаметру торцевого шпангоута головного обтекателя. Изобретение позволяет обеспечить стыковку различных типоразмеров головных обтекателей с ракетами-носителями без увеличения времени сборки подготовки к старту РКС. 2 ил.
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам выведения аппаратов космического назначения на заданные орбиты.
В последнее время применение в ракетно-космических системах космических аппаратов большого объема потребовала разработку головных обтекателей большего диаметра, в связи с чем переход головного обтекателя к последней ступени ракет-носителей, имеющим меньший стыковочный диаметр, осуществляют с помощью обратного конуса головного обтекателя.
Известна ракетно-космическая система по патенту РФ 2351510, состоящая из ракеты-носителя и космического аппарата с головным обтекателем - прототип.
Для стыковки с головным обтекателем на последнюю ступень ракеты-носителя устанавливается съемный отсек, внешний диаметр которого для сопряжения с головным обтекателем диаметром более диаметра последней ступени ракеты-носителя и выходит за пределы действующих ограничений железнодорожного и авиационного транспорта, что приводит к необходимости съемный отсек транспортировать на космодром отдельно от последней ступени ракеты-носителя, а потом осуществлять их сборку. Это увеличивает время сборки и подготовки к старту ракетно-космической системы - недостаток прототипа.
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 по сравнению с головным обтекателем, без увеличения времени сборки и подготовки к старту ракетно-космической системы.
Задача достигается тем, что в ракетно-космической системе, содержащей ракету-носитель, в состав которой входит последняя ступень с внешним корпусным отсеком, космический аппарат и головной обтекатель, в состав корпусного отсека последней ступени ракеты-носителя введен силовой промежуточный опорный шпангоут, жестко соединенный по торцу с торцевым шпангоутом головного обтекателя, образуя неразъемное в полете соединение, причем внешний диаметр силового промежуточного опорного шпангоута соответствует диаметру торцевого шпангоута головного обтекателя, при этом силовой промежуточный опорный шпангоут состоит из наружного и внутреннего шпангоутов, состыкованных между собой с помощью крепежных элементов через оболочку внешнего корпусного отсека последней ступени ракеты-носителя
На фиг.1 изображена ракетно-космическая система, на фиг.2 представлено соединение головного обтекателя с последней ступенью ракеты-носителя, где:
1. ракета-носитель;
2. космический аппарат;
3. головной обтекатель;
4. внешний корпусной отсек последней ступени ракеты-носителя;
5. последняя ступень ракеты-носителя;
6. силовой промежуточный опорный шпангоут;
7. торцевой шпангоут головного обтекателя;
8. наружный шпангоут;
9. внутренний шпангоут;
10. оболочка;
11. крепежные элементы;
12. устройство отделения.
Предложена ракетно-космическая система, состоящая из ракеты-носителя 1, в составе которой имеется последняя ступень 5 с внешним корпусным отсеком последней ступени ракеты-носителя 4, космический аппарат 2 с головным обтекателем 3, в состав корпусного отсека последней ступени ракеты-носителя 4 введен силовой промежуточный опорный шпангоут 6, жестко соединенный по торцу с торцевым шпангоутом головного обтекателя 7, образуя неразъемное в полете соединение, причем внешний диаметр силового промежуточного опорного шпангоута 6 соответствует диаметру торцевого шпангоута головного обтекателя 7, при этом силовой промежуточный опорный шпангоут 6 состоит из наружного 8 и внутреннего 9 шпангоутов, состыкованных между собой с помощью крепежных элементов 11 через оболочку 10 внешнего корпусного отсека последней ступени ракеты-носителя 4.
Введением силового промежуточного опорного шпангоута 6 обеспечивается стыковка эксплуатируемых ракет-носителей 1 (с диаметром последней ступени ракеты-носителя 5 меньшим, чем диаметр нижнего шпангоута головного обтекателя 8) с эксплуатируемыми головными обтекателями 3 различных типоразмеров, при этом внешний диаметр силового промежуточного опорного шпангоута 6 соответствует диаметру нижнего шпангоута головного обтекателя 7 и находится в пределах действующих габаритных ограничений железнодорожного и авиационного транспорта.
Кроме того, неразделяемое в полете соединение силового промежуточного опорного шпангоута 6 с достаточно мощным торцевым шпангоутом головного обтекателя 7 обеспечивает надежную передачу нагрузки от головного обтекателя 3 на внешний корпусной отсек последней ступени ракеты-носителя 4.
Отделение головного обтекателя 3 от ракеты-носителя 1 производится по разделяемому в полете стыку головного обтекателя 3 с торцевым шпангоутом головного обтекателя 7.
Предложенная ракетно-космическая система функционирует следующим образом.
При эксплуатации ракетно-космической системы головной обтекатель 3 до своего отделения от ракеты-носителя 1 передает нагрузку по стыку головного обтекателя 3 с силовым промежуточным опорным шпангоутом 6 последней ступени ракеты-носителя 5.
После прохождения ракетно-космической системы плотных слоев атмосферы головной обтекатель 3 делится в продольном направлении на две створки, производится отделение створок головного обтекателя 3 от торцевого шпангоута головного обтекателя 7 с помощью устройства отделения 12. Торцевой шпангоут головного обтекателя 7 остается на последней ступени ракеты-носителя 5, и после отделения ракеты-носителя 1 от последней ступени ракеты-носителя 5 от нее отделяется корпусной отсек последней ступени ракеты-носителя 4 вместе с торцевым шпангоутом головного обтекателя 7.
Реализация настоящего предложения в ракетно-космической системе позволяет обеспечивать стыковку различных типоразмеров головных обтекателей 3 с ракетами-носителями 1, имеющими на последней ступени ракеты-носителя 5 меньший диаметр с головным обтекателем 3, без увеличения времени сборки и подготовки к старту ракетно-космической системы.
Claims (1)
- Ракетно-космическая система, содержащая ракету-носитель, в состав которой входит последняя ступень с внешним корпусным отсеком последней ступени ракеты-носителя, космический аппарат с головным обтекателем, отличающаяся тем, что в состав корпусного отсека последней ступени ракеты-носителя введен силовой промежуточный опорный шпангоут, жестко соединенный по торцу с торцевым шпангоутом головного обтекателя, образуя неразъемное в полете соединение, причем внешний диаметр силового промежуточного опорного шпангоута соответствует диаметру торцевого шпангоута головного обтекателя, при этом силовой промежуточный опорный шпангоут состоит из наружного и внутреннего шпангоутов, состыкованных между собой с помощью крепежных элементов через оболочку внешнего корпусного отсека последней ступени ракеты-носителя.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013141886/11A RU2555898C2 (ru) | 2013-09-12 | 2013-09-12 | Ракетно-космическая система |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013141886/11A RU2555898C2 (ru) | 2013-09-12 | 2013-09-12 | Ракетно-космическая система |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2013141886A RU2013141886A (ru) | 2015-03-20 |
RU2555898C2 true RU2555898C2 (ru) | 2015-07-10 |
Family
ID=53285499
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013141886/11A RU2555898C2 (ru) | 2013-09-12 | 2013-09-12 | Ракетно-космическая система |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2555898C2 (ru) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2037136C1 (ru) * | 1992-07-10 | 1995-06-09 | Юрий Семенович Соломонов | Ступень ракеты-носителя для выведения космического аппарата |
EP2181823A1 (en) * | 2008-11-03 | 2010-05-05 | Rohr, Inc. | Multi-segment tool and method for composite formation |
WO2012011965A2 (en) * | 2010-07-22 | 2012-01-26 | Excalibur Almaz | Capsule system, service module, and reuseable reentry payload and docking module |
RU2478533C1 (ru) * | 2011-08-04 | 2013-04-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Космическая головная часть |
-
2013
- 2013-09-12 RU RU2013141886/11A patent/RU2555898C2/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2037136C1 (ru) * | 1992-07-10 | 1995-06-09 | Юрий Семенович Соломонов | Ступень ракеты-носителя для выведения космического аппарата |
EP2181823A1 (en) * | 2008-11-03 | 2010-05-05 | Rohr, Inc. | Multi-segment tool and method for composite formation |
WO2012011965A2 (en) * | 2010-07-22 | 2012-01-26 | Excalibur Almaz | Capsule system, service module, and reuseable reentry payload and docking module |
RU2478533C1 (ru) * | 2011-08-04 | 2013-04-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Космическая головная часть |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2013141886A (ru) | 2015-03-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EA201300451A1 (ru) | Система вывода на орбиту нескольких космических аппаратов | |
WO2014021741A3 (ru) | Способ многократного вывода в космос и возвращения негабаритного груза и устройство его осуществления | |
IL241024B (en) | A launcher for an unmanned aerial vehicle | |
RU2015142159A (ru) | Орбитальный космический корабль и система возврата | |
GB2555068A (en) | Re-usable launch system and vehicle | |
MX2010001427A (es) | Lanzadera espacial por medio de levitacion magnetica. | |
RU2555898C2 (ru) | Ракетно-космическая система | |
RU2478533C1 (ru) | Космическая головная часть | |
RU2478532C1 (ru) | Космическая головная часть и способ ее сборки | |
RU2740525C1 (ru) | Устройство для посадки возвращаемой ступени ракеты-носителя | |
RU2521082C2 (ru) | Способ стыковки космических аппаратов | |
RU2497726C1 (ru) | Космическая головная часть и способ ее сборки | |
RU2351510C2 (ru) | Ракетно-космическая система | |
RU2569966C1 (ru) | Космическая головная часть | |
RU2009116790A (ru) | Способ выведения дополнительного полезного груза и космический аппарат гибкой компоновки для его реализации | |
Vnukov et al. | Backgrounds and trends of all-electric propulsion geostationary satellites creation | |
RU2478531C1 (ru) | Космическая головная часть | |
CN103538730A (zh) | 磁力弹射器 | |
RU2349512C1 (ru) | Ракетно-космическая система | |
RU2564458C1 (ru) | Космическая головная часть | |
RU2007102442A (ru) | Мобильная авиационная ракетная космическая система | |
RU2547963C1 (ru) | Способ старта летательного аппарата (варианты) | |
RU2567981C1 (ru) | Космическая головная часть | |
RU143714U1 (ru) | Летательный аппарат (варианты) | |
RU2532445C1 (ru) | Компоновка многоступенчатой ракеты-носителя |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200913 |