Результат интеллектуальной деятельности: РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА

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.