RU2567981C1 - Spaceship head - Google Patents
Spaceship head Download PDFInfo
- Publication number
- RU2567981C1 RU2567981C1 RU2014139863/11A RU2014139863A RU2567981C1 RU 2567981 C1 RU2567981 C1 RU 2567981C1 RU 2014139863/11 A RU2014139863/11 A RU 2014139863/11A RU 2014139863 A RU2014139863 A RU 2014139863A RU 2567981 C1 RU2567981 C1 RU 2567981C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- head
- spacecraft
- fairing
- space
- adapter
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам выведения аппаратов космического назначения на заданные орбиты и, в частности, к космической головной части.The invention relates to rocket and space technology, and in particular to means for launching spacecraft into predetermined orbits and, in particular, to the space head part.
Известно устройство космической головной части (патент на изобретение RU 2478533), содержащее головной обтекатель, космический аппарат, переходной отсек (промежуточный отсек), обеспечивающий стыковку космического аппарата с ракетой-носителем.A device for the space head part (patent for the invention RU 2478533) is known, comprising a head fairing, a spacecraft, a transition compartment (intermediate compartment), which allows the spacecraft to dock with a launch vehicle.
Известно устройство космической головной части (патент на изобретение RU 2478532), содержащее космический аппарат, головной обтекатель и переходной отсек, обеспечивающий стыковку с ракетой-носителем, при этом верхний шпангоут цилиндрического корпуса переходного отсека состыкован с помощью торцевого разъемного, разделяемого в полете соединения с космическим аппаратом.A space head part device is known (patent RU 2478532), comprising a spacecraft, a head fairing and a transition compartment, which is docked with a launch vehicle, while the upper frame of the cylindrical body of the transition compartment is docked using a split end joint, shared in flight, to connect to the space apparatus.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату к предложенному техническому решению является устройство космической головной части (патент на изобретение RU 2497726), содержащее головной обтекатель и переходную систему, которая обеспечивает стыковку ракеты-носителя с космическим аппаратом, при этом в состав космического аппарата выше его центра масс введен силовой шпангоут для пристыковки переходной системы.The closest in technical essence and the achieved result to the proposed technical solution is the device of the space head part (patent for invention RU 2497726), containing the head fairing and the transition system, which provides docking of the launch vehicle with the spacecraft, while the spacecraft is higher than it center of mass introduced power frame for docking the transition system.
Недостатком вышеописанных устройств и известного технического решения, принятого за прототип, является то, что во время стыковки головного обтекателя с силовым шпангоутом космического аппарата требуется проведение на технической позиции космодрома большого количества операций по установке и настройке средств разделения и отделения головного обтекателя (замков, узлов разворота, толкателей, датчиков и других комплектующих), а также операций по стыковке и настройке разделяемых электрических связей.The disadvantage of the above devices and the known technical solution adopted for the prototype is that during the docking of the head fairing with the power frame of the spacecraft, a large number of operations are required at the cosmodrome's technical position to install and configure separation and separation means for the head fairing (locks, turning units , pushers, sensors and other components), as well as operations for docking and setting up shared electrical connections.
Задачей, на решение которой направлено заявляемое техническое решение, является сокращение цикла сборки космической головной части в эксплуатирующей организации.The task to which the claimed technical solution is directed is to reduce the assembly cycle of the space head in the operating organization.
Задача решается тем, что в устройстве космической головной части, содержащей головной обтекатель, космический аппарат, снабженный силовым шпангоутом с закрепленной на нем переходной системой, обеспечивающей стыковку космического аппарата с ракетой-носителем, при этом в состав космической головной части дополнительно введен переходник головного обтекателя, который верхним шпангоутом состыкован с головным обтекателем разделяемым в полете соединением, а нижним шпангоутом - с верхним силовым шпангоутом космического аппарата с помощью неразъемного в полете соединения.The problem is solved in that in the device of the space head part containing the head fairing, the spacecraft is equipped with a power frame with a transition system fixed to it, which ensures docking of the spacecraft with the launch rocket, while the head fairing adapter is additionally introduced into the space head part, which is connected by the upper frame to the head fairing of the connection shared in flight, and the lower frame - with the upper power frame of the spacecraft using n one-piece in-flight connection.
Сущность изобретения поясняется чертежами.The invention is illustrated by drawings.
На фиг. 1 представлен общий вид устройства космической головной части.In FIG. 1 shows a General view of the device of the space head.
На фиг. 2 изображены элементы конструкции разделяемого в полете стыка.In FIG. 2 shows the structural elements of the joint shared in flight.
Устройство космической головной части содержит космический аппарат 1 с верхним силовым шпангоутом 2, размещенным выше центра масс космического аппарата (см. фиг. 1). Устройство снабжено головным обтекателем 3, соединенным с переходником 4 головного обтекателя 3 разделяемым в полете стыком 5 (при помощи, например, пирозамков 6) (см. фиг. 2). На головном обтекателе 3 установлены толкатели 7 (например, пневматические или пружинные), а на разделяемом в полете стыке 5 установлены пирозамки 6, а также разрывные электросоединители 8. На переходнике 4 головного обтекателя 3 размещены узлы разворота 9 головного обтекателя 3, датчики контроля разделения 10, датчики контроля отделения 11, а также силовые шпильки 12 и направляющие шпильки 13.The device of the space head part comprises a
Переходник 4 головного обтекателя 3 соединен с космическим аппаратом 1 неразъемным в полете стыком 14 (например, болтами или шпильками - на фигурах условно не показаны). В устройство космической головной части входит также переходная система 15 (может состоять из одного или нескольких отсеков), через которую космический аппарат 1 соединяется с ракетой-носителем 16.The
Сборку космической головной части осуществляют следующим образом.The assembly of the space warhead is as follows.
На заводе-изготовителе в вертикальном положении головной обтекатель 3 соединяют с переходником 4 головного обтекателя 3 по разделяемому в полете стыку 5 при помощи силовых шпилек 12 и направляющих шпилек 13. При этом производят установку, регулировку и настройку датчиков контроля разделения 10 и датчиков контроля отделения 11. Затем сборку «головной обтекатель 3 с переходником 4» кантуют в горизонтальное положение, укладывают в контейнер и транспортируют на технический комплекс космодрома. На техническом комплексе в горизонтальном положении сборку «головной обтекатель 3 с переходником 4» выгружают из контейнера и соединяют с космическим аппаратом 1 неразъемным в полете стыком 14 (например, болтами). Полученную сборку «головной обтекатель 3 с переходником 4 и космическим аппаратом 1» стыкуют с переходной системой 15 (например, при помощи пирозамков 6). При этом операции по установке и настройке средств разделения и отделения головного обтекателя проводить на техническом комплексе не требуется.At the factory, in the upright position, the
Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.
После прохождения ракетно-космической системы плотных слоев атмосферы по команде системы управления (на фигурах условно не показана) производят подачу давления в толкатели 7 и срабатывание пирозамков 6, после чего производят разделение головного обтекателя 3 по разделяемому в полете стыку 5. При этом срабатывают датчики контроля разделения 10. Головной обтекатель 3 под воздействием силы от толкателей 7 поворачивается относительно узлов разворота 9, после чего, по достижении заданного угла разворота, происходит его отделение от переходника 4. При этом срабатывают датчики контроля отделения 11.After passing through the space-rocket system of dense atmospheric layers at the command of the control system (not shown conventionally in the figures), pressure is applied to the
После выхода на заданную орбиту производят отделение космического аппарата 1 с переходной системой 15 от ракеты-носителя 16. Через определенное (заданное) время производят отделение переходной системы 15 от космического аппарата 1.After reaching a predetermined orbit, the
Заявленная конструкция устройства космической головной части позволит сократить цикл сборки космической головной части в эксплуатирующей организации.The claimed design of the device of the space head will reduce the assembly cycle of the space head in the operating organization.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014139863/11A RU2567981C1 (en) | 2014-10-01 | 2014-10-01 | Spaceship head |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014139863/11A RU2567981C1 (en) | 2014-10-01 | 2014-10-01 | Spaceship head |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2567981C1 true RU2567981C1 (en) | 2015-11-10 |
Family
ID=54537266
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014139863/11A RU2567981C1 (en) | 2014-10-01 | 2014-10-01 | Spaceship head |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2567981C1 (en) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5816539A (en) * | 1994-02-18 | 1998-10-06 | Lockheed Martin Corporation | Orbital assist module and interstage |
US20080135687A1 (en) * | 2006-12-07 | 2008-06-12 | The Boeing Company | Universal launch vehicle payload adapter |
RU2478533C1 (en) * | 2011-08-04 | 2013-04-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Spaceship head |
RU2497726C1 (en) * | 2012-02-17 | 2013-11-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Spacecraft head part and method of its assembly |
-
2014
- 2014-10-01 RU RU2014139863/11A patent/RU2567981C1/en active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5816539A (en) * | 1994-02-18 | 1998-10-06 | Lockheed Martin Corporation | Orbital assist module and interstage |
US20080135687A1 (en) * | 2006-12-07 | 2008-06-12 | The Boeing Company | Universal launch vehicle payload adapter |
RU2478533C1 (en) * | 2011-08-04 | 2013-04-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Spaceship head |
RU2497726C1 (en) * | 2012-02-17 | 2013-11-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Spacecraft head part and method of its assembly |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP7100780B2 (en) | Service satellites for providing orbital services with variable thruster control | |
EP3283380B1 (en) | Satellite stacked launch and orbit raising optimization | |
US10538347B1 (en) | Smallsat payload configuration | |
US3093346A (en) | Space capsule | |
US10053243B2 (en) | Release system for deploying satellites | |
US11530053B2 (en) | Systems and methods for spacecraft reprovisioning | |
US20160046372A1 (en) | Rocket Morphing Aerial Vehicle | |
RU2015129843A (en) | METHOD FOR MANAGING A TRANSPORT SPACE SYSTEM | |
RU2567981C1 (en) | Spaceship head | |
JP2017121859A (en) | Fairing, rocket provided with the same, and separation method of fairing | |
RU2761253C1 (en) | Method for the safe release of artificial satellites into earth's orbit | |
US20150246736A1 (en) | Reusable Staging System For Launch Vehicles | |
RU2677974C2 (en) | Device for small spacecrafts ascent | |
RU2497726C1 (en) | Spacecraft head part and method of its assembly | |
US10214303B1 (en) | Low cost launch vehicle fairing | |
RU2569966C1 (en) | Spaceship head | |
RU2770256C2 (en) | Method for launching artificial satellites into earth orbit | |
US20200216200A1 (en) | Grapple-Fixture Deployment Device | |
RU2584042C2 (en) | Spacecraft docking device | |
Turse et al. | Flight testing of a low cost de-orbiting device for small satellites | |
RU2564458C1 (en) | Ascent unit | |
RU2698838C1 (en) | Head of space carrier rocket and method of launching spacecrafts | |
RU2651780C1 (en) | Aircraft compartment separation system | |
RU2555898C2 (en) | Space and missile system | |
RU2670582C9 (en) | Spaceship head (options) |