СВЯЗКА ИЗ ДВУХ ПАР БАКОВ И ЛЕТАТЕЛЬНАЯ ПУСКОВАЯ УСТАНОВКА, СНАБЖЕННАЯ ТАКОЙ СВЯЗКОЙ

Область техники

Изобретение относится к связке баков и к летательной пусковой установке, содержащей такую связку.

Уровень техники

В современном уровне техники в летательных пусковых установках используются баки круглого сечения, которые расположены в ряд один за другим вдоль оси летательной пусковой установки. Такая конфигурация накладывает определенные ограничения по размерам на несущее воздушное судно, в особенности в отношении систем для крепления и освобождения пусковой установки и в отношении размещения шасси.

Раскрытие изобретения

Настоящее изобретение позволяет смягчить указанные недостатки благодаря созданию связки, содержащей две пары одинаковых по объему цилиндрических баков, причем каждая пара содержит два бака, вмещающих в себя ракетное топливо одной и той же плотности, обладающее возможностью истечения с одинаковым объемным расходом, при этом четыре бака прикреплены непосредственно друг к другу посредством усиливающих поясов таким образом, что центр тяжести каждой из этих пар постоянно остается на оси связки при истечении ракетного топлива.

В конкретном примере выполнения усиливающие пояса образуют части этих баков, выполненные заодно с ними.

Концепция объединенных в связку баков никогда не использовалась применительно к летательным пусковым установкам.

Для специалиста в данной области понятно, что двигатель, питаемый топливом из этих баков, должен управляться таким образом, чтобы четыре бака опорожнялись одновременно, чтобы центр тяжести ступени постоянно оставался на оси связки.

В качестве не налагающего ограничений примера одна пара баков может вмещать в себя перекись азота (химическая формула N₂O₄), а другая пара баков - монометилгидразин (ММН).

При использовании связки в летательной пусковой установке это выгодным образом служит для значительного уменьшения длины пусковой установки, поскольку баки уже не расположены последовательно один за другим.

На практике для одной и той же массы отношение между длиной и шириной ступени, в которой находится связка по изобретению (верхняя ступень), эквивалентно этому отношению в обычной ступени, в которой баки расположены друг за другом.

Выгодным образом увеличение главного поперечного сечения в результате использования изобретения не имеет большого значения из-за размера носового конуса летательной пусковой установки.

В частном примере осуществления изобретения поперечное сечение верхней ступени выполнено квадратным с закругленными углами. Эта характеристика выгодным образом служит для удержания под контролем главного поперечного сечения.

Кроме того, в частном примере осуществления некоторые из усиливающих поясов содержат крепежные средства для двигателя или для полезной нагрузки. Другими словами, самым выгодным образом сами баки образуют конструкцию пусковой установки. Таким образом, механические усилия, в особенности при развитии тяги, воспринимаются баками и их собственными крепежными средствами. Поэтому благодаря изобретению нет необходимости в использовании упорного конуса, как это имеет место в обычных конструкциях пусковых установок, что дает выгодную экономию по массе.

Во втором аспекте изобретения создана летательная пусковая установка, содержащая описанную выше связку баков вместе с крепежными средствами, прикрепленными к двум из этих баков в связке и обеспечивающими возможность непосредственного крепления к ним крыла летательной пусковой установки.

В этом аспекте изобретения крыло летательной пусковой установки может быть прикреплено непосредственно к связке баков, например, с помощью креплений, прикрепленных к бакам.

Краткий перечень чертежей

Далее со ссылками на прилагаемые чертежи будут подробно описаны примеры осуществления изобретения, не имеющие ограничительного характера, его другие особенности и преимущества. На чертежах:

фиг.1 изображает в перспективе летательную пусковую установку по изобретению в конкретном примере осуществления,

фиг.2 изображает летательную пусковую установку по фиг.1 на виде в перспективе с частичным вырезом,

фиг.3 изображает летательную пусковую установку по фиг.1 на виде в продольном разрезе и ее узлы в увеличенном виде, иллюстрирующие крепление полезной нагрузки и двигателя к связке баков пусковой установки,

фиг.4 изображает вид в разрезе по линии IV-IV на фиг.3,

фиг.5 изображает узел конструкции по фиг.3 в увеличенном виде.

Осуществление изобретения

На фиг.1 очень схематично показана в перспективе летательная пусковая установка 100 в соответствии с изобретением.

На этом чертеже позицией 15 обозначен носовой конус пулевидной формы, предназначенный для защиты полезной нагрузки (на этом чертеже не показана) с одновременным приданием аэродинамической формы летательной пусковой установке 100.

За носовым конусом находится юбка 51 промежуточной ступени, за которой следует ступень 91 твердого топлива. В ней размещен блок 80 твердого топлива.

На данном чертеже крепления между ступенями обозначены позициями 90.

Связка по изобретению расположена в верхней ступени, закрытой носовым конусом 15 и юбкой 51 промежуточной ступени.

В примере выполнения по фиг.1 летательная пусковая установка 100 по изобретению содержит крыло 70 и хвостовое оперение в задней части.

Фиг.2 изображает летательную пусковую установку на виде с частичным вырезом, представляющим общую внутреннюю конструкцию пусковой установки.

Внутри носового конуса 15 находится полезная нагрузка 40, например, спутник.

Позицией 10 обозначена в целом связка из четырех баков, которые непосредственно скреплены друг с другом усиливающими поясами 20. Усиливающие пояса 20 выполнены заодно с баками, как это видно на фиг.3. Как показано на фиг.2, ось связки совпадает с осью летательной пусковой установки.

Согласно изобретению полезная нагрузка 60 прикреплена непосредственно к связке, как и двигатель 50. Согласно изобретению крыло 70 также прикреплено к связке 10.

В описываемом здесь примере выполнения летательная пусковая установка 100 снабжена четырьмя сферами 30 с гелием под высоким давлением для целей вытеснения ракетного топлива.

На фиг.3 летательная пусковая установка по фиг.2 показана в продольном разрезе, при этом два ее узла показаны в увеличенном виде. Во-первых, показано, каким образом полезная нагрузка 60 и сферы 30 с гелием прикреплены к связке 10 и, во-вторых, как двигатель 50 прикреплен к связке 10.

В данном примере выполнения юбка 51 выполнена с раздвоением по существу вильчатой формы для образования:

наружного кольца, прикрепленного к носовому конусу 15 креплением 90, которое выполнено срезаемым с помощью первого подрывного пиротехнического шнура для освобождения носового конуса 15, и

внутреннего кольца, которое прикреплено к усиливающим поясам 20 с помощью соединительной планки 80, которая показана более подробно на фиг.5 и выполнена срезаемой с помощью второго подрывного пиротехнического шнура 81 для освобождения юбки 51 промежуточной ступени.

На фиг.4 показан разрез по линии IV-IV на фиг.3. На чертеже показано, что в этом примере осуществления оболочка верхней ступени 75 выполнена в поперечном сечении по существу квадратной с закругленными углами. Эта форма служит для снижения до минимума главного поперечного сечения.

Связка 10 в данном примере выполнения состоит из первой пары баков, обозначенных как 11, и второй пары баков, обозначенных как 12. Оба бака каждой пары вмещают в себя одно и то же ракетное топливо и подают его с одинаковым объемным расходом.

Баки скреплены друг с другом непосредственно своими усиливающими поясами 20 с помощью креплений 25. Эти крепления 25 расположены таким образом, чтобы уменьшить до минимума расстояние между двумя баками. Сферы 30 с гелием прикреплены к усиливающим поясам 20 звеньями 31.

В данном примере выполнения полезная нагрузка 60 прикреплена к опорной плите 61, которая в свою очередь соединена с баками 11 и 12 пространственными кожухообразными секторами 62, которые приварены к усиливающим поясам 20, как это показано на фиг.4.

Согласно изобретению инжекционные средства 52 летательной пусковой установки 100 выполнены с возможностью управления подачей топлива к двигателю 50 таким образом, что все четыре бака 11, 12 опорожняются одновременно.

В данном примере осуществления двигатель 50 выполнен управляемым с возможностью изменения направления его тяги. Для этого двигатель 50 установлен на универсальном блоке 52, соединенном с усиливающими поясами 20 опорной плитой 53, при этом направление ориентации двигателя может регулироваться рулевыми исполнительными устройствами 54. В данном примере осуществления опоры для исполнительных устройств 54 прикреплены к усиливающим поясам 20 креплениями 55.

В данном примере осуществления крыло 70 прикреплено непосредственно к бакам 11, 12 летательной пусковой установки крепежными средствами 71, которые прикреплены к бакам.

Более конкретно, в данном примере осуществления крыло 70 снабжено проушинами 71, прикрепленными пальцами 74 к монтажным устройствам или вилкам 72, которые приварены к усиливающим поясам 20. Эти пальцы 74 представляют собой срезаемые посредством взрыва пальцы, что позволяет сбрасывать крыло 70 в полете.