ракетно-космическая система

Формула изобретения

Ракетно-космическая система, содержащая ракету-носитель с опорным отсеком в составе последней ступени ракеты-носителя, который обеспечивает стыковку ракеты-носителя с головным обтекателем, имеющим стыковочный диаметр больше стыковочного диаметра последней ступени ракеты-носителя, и космический аппарат, отличающаяся тем, что введен общий силовой шпангоут последней ступени ракеты-носителя и опорного отсека, состоящий из двух несъемных секторов и двух съемных секторов, которые скреплены между собой крепежными элементами, причем съемные секторы диаметрально расположены относительно друг друга; для установки замков, обеспечивающих разделение стыка головного обтекателя с последней ступенью ракеты-носителя, в несъемных и в съемных секторах выполнены ниши.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам выведения аппаратов космического назначения на заданные орбиты.

Известны ракетно-космические системы «Протон», «Союз-2», ракетно-космическая система морского базирования, состоящие из ракеты-носителя и космического аппарата с головным обтекателем.

Известна ракетно-космическая система по патенту 2349512 - прототип.

В последнее время применение в ракетно-космических системах космических аппаратов большого объема потребовала разработки головных обтекателей большего диаметра, в связи с чем переход головного обтекателя к последней ступени ракет-носителей, имеющей меньший стыковочный диаметр, осуществляют с помощью нижней части головного обтекателя, выполненного в виде обратного конуса, либо вводят в состав последней ступени ракеты-носителя опорный отсек, который обеспечивает стыковку ракеты-носителя с головным обтекателем.

Ракетно-космические системы, содержащие в составе последней ступени ракеты-носителя опорный отсек, имеет следующий недостаток.

Максимальный поперечный габарит последней ступени ракеты-носителя с опорным отсеком становится равным поперечному габариту головного обтекателя, в результате чего последняя ступень ракеты-носителя становится нетранспортабельной существующими транспортными средствами в отличие от головного обтекателя, который транспортируется на место сборки ракетно-космической системы отдельными створками. Разработка новых транспортных средств под увеличенный поперечный габарит последней ступени ракеты-носителя требует огромных материальных и финансовых затрат и, при малом количестве пусков таких ракетно-космических систем, является нерентабельной.

Задачей предложенного изобретения является создание ракетно-космических систем, в которых последняя ступень ракеты-носителя с опорным отсеком, обеспечивающим стыковку различных типоразмеров головных обтекателей с ракетами-носителями, на последней ступени которых стыковочный диаметр меньше стыковочного диаметра головного обтекателя, имеет поперечный габарит, позволяющий ее транспортирование наличными транспортными средствами, без значительных материальных и финансовых затрат.

Задача достигается тем, что в ракетно-космической системе, содержащей ракету-носитель с опорным отсеком в составе последней ступени ракеты-носителя, который обеспечивает стыковку ракеты-носителя с головным обтекателем, имеющим стыковочный диаметр больше стыковочного диаметра последней ступени ракеты-носителя, и космический аппарат, введен общий силовой шпангоут последней ступени ракеты-носителя и опорного отсека, состоящий из двух несъемных секторов и двух съемных секторов, которые скреплены между собой крепежными элементами, причем съемные секторы диаметрально расположены друг относительно друга. Для установки замков, обеспечивающих разделение стыка головного обтекателя с последней ступенью ракеты-носителя, в несъемных и в съемных секторах выполнены ниши.

На фиг.1 и 2 изображены общие виды ракетно-космической системы, на фиг.3 и 4 изображены фрагменты ракетно-космической системы, где:

1) головной обтекатель;

2) космический аппарат;

3) опорный отсек;

4) последняя ступень;

5) ракета-носитель;

6) общий силовой шпангоут;

7) съемные секторы;

8) несъемные секторы;

9) замки;

10) ниши;

11) створки;

12) узлы разворота;

13) крепежные элементы.

Предложена ракетно-космическая система, содержащая ракету-носитель 5 с опорным отсеком 3 в составе последней ступени 4 ракеты-носителя 5, который обеспечивает стыковку ракеты-носителя 5 с головным обтекателем 1, имеющим стыковочный диаметр больше стыковочного диаметра последней ступени 4 ракеты-носителя 5, и космический аппарат 2 с головным обтекателем 1, введен общий силовой шпангоут 6 последней ступени 4 ракеты-носителя 5 и опорного отсека 3, состоящий из двух несъемных секторов 8 и двух съемных секторов 7, которые скреплены между собой крепежными элементами 13, причем съемные секторы 7 диаметрально расположены друг относительно друга.

Демонтаж съемных секторов 7 обеспечивает поперечный габарит последней ступени 4 ракеты-носителя 5 для ее размещения в грузовом отсеке, например, самолета Ан-124-100 «Руслан» и транспортирования этой ступени на место сборки ракетно-космической системы, например, на космодром «Байконур».

В поперечном сечении грузового отсека самолета Ан-124-100 «Руслан» имеется ограничение по высоте.

Без двух съемных секторов 7 последняя ступень 4 ракеты-носителя 5 в поперечном сечении имеет минимальный размер меньше ограничения по высоте поперечного сечения грузового отсека самолета Ан-124-100 «Руслан». Это дает возможность последнюю ступень 4 ракеты-носителя 5 разместить в грузовом отсеке самолета таким образом, чтобы минимальный размер поперечного сечения последней ступени 4 укладывался в вышеупомянутое ограничение по высоте.

Для установки замков 9, обеспечивающих разделение стыка головного обтекателя 1 с последней ступенью 4 ракеты-носителя 5, в несъемных 8 и в съемных секторах 7 выполнены ниши 10.

Предложенная ракетно-космическая система функционирует следующим образом.

Последняя ступень 4 ракеты-носителя 5 без съемных секторов 7 транспортируется, например, самолетом Ан-124-100 «Руслан», на место сборки ракетно-космической системы, например, на космодром «Байконур». Съемные секторы 7 транспортируются отдельно от последней ступени 4 ракеты-носителя 5. На месте сборки ракетно-космической системы съемные секторы 7 скрепляются с несъемными секторами 8, образуя общий силовой шпангоут 6 последней ступени 4 ракеты-носителя 5 и опорного отсека 3.

При эксплуатации ракетно-космической системы головной обтекатель 1 до своего отделения от ракеты-носителя 5 передает нагрузку по стыку головного обтекателя 1 с опорным отсеком 3 на корпус последней ступени 4 ракеты-носителя 5.

После прохождения ракетно-космической системы плотных слоев атмосферы головной обтекатель 1 делится в продольном направлении на две створки 11, производится отделение головного обтекателя 1 по стыку с опорным отсеком 3, затем створки 11 расходятся в стороны относительно узлов разворота 12, после чего створки 11 головного обтекателя 1 отделяются от ракеты-носителя 5.

Реализация настоящего предложения позволяет создать ракетно-космические системы, в которых последняя ступень 4 ракеты-носителя 5 с опорным отсеком 3, обеспечивающий стыковку различных типоразмеров головных обтекателей 1 с ракетами-носителями 5, имеющими на последней ступени 4 меньший стыковочный диаметр с головным обтекателем 1, путем демонтажа съемных секторов 7 обеспечивает необходимый поперечный габарит последней ступени 4, который позволяет ее транспортирование к месту сборки ракетно-космической системы наличными транспортными средствами (например, самолетом Ан-124-100 «Руслан») с минимальными материальными и финансовыми затратами.