ПЕРЕХОДНОЙ ОТСЕК ГОЛОВНОЙ ЧАСТИ РАКЕТЫ - НОСИТЕЛЯ

Полезная модель относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкции космических транспортных систем для доставки в составе космической головной части ракет-носителей полезных нагрузок на орбиты искусственных спутников Земли (ОИСЗ).
Из патента на изобретение РФ №2478533 (МПК B64G 1/22, F42B 15/00, опубл. 10.04.2013) известно техническое решение переходного отсека - промежуточного отсека космической головной части. В соответствии с этим решением переходной отсек головной части - промежуточный отсек, включает цилиндрическую оболочку, верхний и нижний торцевые шпангоуты. Поперечный габаритный размер переходного отсека - диаметр цилиндрической оболочки равен поперечному габаритному размеру - диаметру последней ступени ракеты-носителя. Нижний торцевой шпангоут выполнен с обеспечением возможности соединения с последней ступенью ракеты-носителя. Верхний торцевой шпангоут переходного отсека выполнен с профилем в виде швеллерообразной формы с развитой в поперечном направлении стенкой, за счет чего обеспечивается крепление к верхнему шпангоуту полезной нагрузки - космического аппарата и головного обтекателя. При этом торцевые шпангоуты головного обтекателя и космического аппарата соединены со стенкой верхнего торцевого шпангоута переходного отсека.
Кроме указанных элементов переходной отсек головной части содержит продольный силовой набор - подкрепляющие элементы, соединенные с цилиндрической оболочкой переходного отсека и верхним торцевым шпангоутом со стороны оболочки переходного отсека, и дополнительные поперечные шпангоуты, размещенные между торцевыми шпангоутами переходного отсека.
Рассмотренное техническое решение переходного отсека решает задачу по увеличению полезного объема космической головной части ракеты-носителя путем размещения части полезной нагрузки внутри переходного отсека в сочетании с улучшением массовых характеристик космической головной части за счет крепления шпангоутов головного обтекателя и полезной нагрузки непосредственно к стенке торцевого шпангоута. Это решение эффективно использовать при выведении полезных нагрузок, компоновка которых включает размещенный ниже стыкового шпангоута космического аппарата блок, продольный габарит которого довольно значителен, а поперечный габарит меньше поперечного габарита стыкового шпангоута полезной нагрузки. Этот блок полезной нагрузки располагается во внутреннем объеме переходного отсека. Однако в случае использования рассматриваемого решения переходного отсека в составе космической головной части, включающих, например, разгонные блоки или космические аппараты, в компоновке которых отсутствуют агрегаты или блоки значительных габаритов, располагаемые ниже стыковочного шпангоута, рассмотренное техническое решение становится неэффективным, так как переходной отсек должен воспринимать продольные и поперечные нагрузки как от головного обтекателя, так и от космического аппарата и передавать их на силовые элементы последней ступени ракеты-носителя. Проблематично использовать это техническое решение и в космических головных частях, включающих конические оболочки, примыкающие в местах стыка с переходным отсеком, так как при этом увеличивается масса верхнего торцевого шпангоута, который дополнительно нагружается нагрузками на сжатие.
Ближайшим аналогом заявляемого переходного отсека головной части ракеты-носителя является решение по патенту РФ №2521078 (МКП B64G 1/22, опубл. 27.06.2014). В соответствии с этим решением переходной отсек головной части ракеты-носителя содержит корпус, внутренний торцевой шпангоут и средство обеспечения жесткого соединения корпуса с внутренним торцевым шпангоутом.
Корпус переходного отсека этого решения выполнен в виде конической оболочки и, кроме обшивки, снабжен верхним и нижним торцевыми шпангоутами. Нижний торцевой шпангоут корпуса выполнен в виде профиля в виде уголка, стенки которого развернуты друг относительно друга под тупым углом. Нижний торцевой шпангоут корпуса выполнен с обеспечением возможности соединения с последней ступенью ракеты-носителя. Верхний торцевой шпангоут корпуса выполнен с возможностью соединения с головным обтекателем.
Внутренний торцевой шпангоут соединен с полезной нагрузкой. Внутренний торцевой шпангоут рассматриваемого решения выполнен в поперечной плоскости переменного сечения. Это достигается за счет изменения его линейного размера в поперечном направлении, за счет чего в этом техническом решении достигается возможность крепления полезной нагрузки со смещением относительно продольной оси ракеты-носителя.
Средство обеспечения жесткого соединения корпуса с внутренним торцевым шпангоутом в этом техническом решении выполнено в виде внутренней конической оболочки, снабженной нижним торцевым шпангоутом. Нижний торцевой шпангоут внутренней конической оболочки закреплен на стенке нижнего торцевого шпангоута корпуса - наружной конической оболочке переходного отсека этого технического решения. В верхней части внутренняя коническая оболочка соединена с внутренним торцевым шпангоутом. Кроме того, в рассматриваемом решении внутренний торцевой шпангоут соединен с верхним торцевым шпангоутом корпуса силовыми стержнями, выполненными в этом решении регулируемой длины.
Кроме указанного, средство обеспечения жесткого соединения корпуса переходного отсека (внутренняя коническая оболочка) в этом решении снабжена промежуточным шпангоутом. Для обеспечения жесткости и несущей способности средство обеспечения жесткого соединения внутреннего торцевого шпангоута с корпусом - внутренняя коническая оболочка, подкреплена продольными косынками, расположенными между промежуточным шпангоутом и внутренним торцевым шпангоутом. Для обеспечения жесткости мест установки замков крепления полезной нагрузки внутренняя коническая оболочка снабжена продольными балками переменного сечения.
Указанное техническое решение переходного отсека позволяет расширить эксплуатационные возможности и эффективность использования переходного отсека для выведения на ОИСЗ крупногабаритного полезного груза со смещенным расположением центра масс относительно продольной оси ракеты-носителя, сохраняя устойчивость и управляемость ракеты-носителя в полете. Однако использование этого технического решения, предусматривающего применение для передачи усилий от полезной нагрузки к ракето-носителю коническую оболочку, оправдано только в том случае, если нагрузка, воспринимаемая конической оболочкой носит распределенный характер, например, при использовании в стыке с ракето-носителем многоболтового соединения. В распространенных конструктивных выполнениях конструктивно-силовых схем головных частей космического назначения, для которых характерно точечное соединение полезной нагрузки и последней ступени ракеты-носителя с переходным отсеком, при повышенном уровне напряжений внутренняя коническая оболочка переходного отсека, даже подкрепленная силовым набором, имеет значительную массу, так как значительные куски конической оболочки, прилегающие к стыкам исключаются из восприятия нагрузок.
Технической задачей, решаемой заявляемой полезной моделью является снижение массы переходного отсека, воспринимающего сосредоточенные (точечные) усилия от полезной нагрузки и передающего эти нагрузки на последнюю ступень ракеты-носителя при наличии точечного стыка между ракеты-носителем и переходным отсеком и между полезной нагрузкой и переходным отсеком.
Техническая задача решается следующим образом.
Известный переходной отсек головной части ракеты-носителя содержит корпус, внутренний торцевой шпангоут и средство обеспечения жесткого соединения корпуса с внутренним торцевым шпангоутом. Корпус известного решения выполнен в виде усеченного конуса и снабжен обшивкой, верхним и нижним торцевыми шпангоутами и продольным силовым набором. Внутренний торцевой шпангоут расположен внутри корпуса и выполнен в известном решении с изменением поперечного сечения. При этом верхний торцевой шпангоут корпуса выполнен с обеспечением возможности соединения с головным обтекателем, нижний торцевой шпангоут - с последней ступенью ракеты-носителя, а внутренний торцевой шпангоут - с возможностью соединения с полезной нагрузкой.
В заявляемом решении переходного отсека головной части ракеты-носителя новым является то, что средство жесткого соединения внешнего корпуса с внутренним торцевым шпангоутом выполнено в виде ферм, каждая из которых содержит два раскоса, два силовых стержня и опорный узел, выполненный в форме стакана, на боковой стенке которого жестко закреплены первые концы раскосов фермы и шарнирно закреплены первые концы силовых стержней фермы. Кроме того, в соответствии с заявляемым решением нижний и верхний торцевые шпангоуты корпуса на больших своих частях выполнены в виде профилей с сечением в форме швеллера. На поясах торцевых шпангоутов корпуса закреплена обшивка корпуса, а на стенках торцевых шпангоутов закреплены вторые концы стержней и раскосов фермы: на стенке верхнего торцевого шпангоута закреплены вторые концы стержней, а на стенке нижнего торцевого шпангоута - вторые концы раскосов, причем в местах крепления раскосов стенка нижнего торцевого шпангоута выполнена с увеличенной толщиной.
Кроме того, в соответствии с заявляемым решением внутренний торцевой шпангоут составлен из секций, жестко соединенных друг с другом силовыми кронштейнами, каждый из которых включает верхнюю и нижнюю опорные площадки, соединенные наклонной стенкой и расположенные по разные стороны от наклонной стенки. Основание упомянутого опорного узла каждой из ферм разъемным соединением закреплено на нижней опорной площадке одного из силовых кронштейнов, а верхняя опорная площадка выполнена с обеспечением возможности соединения с полезной нагрузкой.
Выполнение внутреннего торцевого шпангоута из секций, жестко соединенных друг с другом силовыми кронштейнами, каждый из которых включает верхнюю и нижнюю опорные площадки, соединенные наклонной стенкой и расположенные по разные стороны от наклонной стенки позволяет оптимальным образом с наименьшими затратами массы конструкции воспринять точечные усилия от полезной нагрузки на всех этапах наземной эксплуатации и выведения полезной нагрузки на ОИСЗ.
Выполнение средства жесткого соединения внешнего корпуса с внутренним торцевым шпангоутом в виде ферм, каждая из которых содержит два раскоса, соединенных с нижним торцевым шпангоутом, два силовых стержня, и опорный узел, выполненный в форме стакана, на боковой стенке которого жестко закреплены первые концы раскосов фермы и шарнирно закреплены первые концы силовых стержней фермы, позволяет снизить массу переходного отсека, так как ферменные конструкции могут работать при более высоком уровне напряжений в сравнении с подкрепленной оболочкой.
Кроме того, силовые стержни ферм позволяют обеспечить необходимую жесткость конструкции переходного отсека при его сборке и отработке, а шарнирное крепление первых концов силовых стержней ферм к опорным узлам ферм упрощает сборку переходного отсека.
Техническим результатом от использования указанных приемов является снижение массы переходного отсека головной части ракеты-носителя.
Выполнение торцевых шпангоутов корпуса на больших своих частях в виде профилей с сечением в форме швеллера, на поясах которых закреплена обшивка корпуса с продольным силовым набором, а на стенках торцевых шпангоутов закреплены вторые концы стержней и раскосов ферм позволяет при наименьших затратах массы конструкции передать на нижний торцевой шпангоут нагрузки от головного обтекателя и ферм и дополнительно уменьшить массу конструкции переходного отсека.
Кроме того, в переходном отсеке головной части ракеты-носителя секции внутреннего торцевого шпангоута наиболее предпочтительно на большей части выполнить в виде Г-образного профиля, что эффективно по массе конструкции, а выполнение частей, прилегающих к местам соединений секций внутреннего торцевого шпангоута с силовыми кронштейнами с переходом от Г-образного профиля к Z-образному профилю позволяет уменьшить концентрацию напряжений, дополнительно снизив массу конструкции переходного отсека.
Помимо прочего, опорные площадки силовых кронштейнов целесообразно подкрепить боковыми стенками, соединенными с наклонными стенками кронштейнов, что позволяет дополнительно уменьшить массу конструкции при восприятии фермами сосредоточенных усилий от полезной нагрузки.
Заявляемое техническое решение поясняется следующими материалами:
фиг. 1 - общий вид переходного отсека в аксонометрии,
фиг. 2 - общий переходного отсека снизу (вид А с фиг. 1),
фиг. 3 - узлы соединения верхнего и нижнего торцевых шпангоутов корпуса с обшивкой переходного отсека (сечение Ж-Ж с фиг. 2),
фиг. 4 - общий вид внутреннего торцевого шпангоута в аксонометрии,
фиг. 5 - профиль внутреннего торцевого шпангоута на большей части его секции (сечение 3-3 с фиг. 12),
фиг. 6 - профиль внутреннего торцевого шпангоута на частях, примыкающих к его стыкам с силовым кронштейном (сечение И-И с фиг. 12),
фиг. 7, 8 - силовой кронштейн внутреннего торцевого шпангоута в аксонометрии (вид снаружи и изнутри внутреннего торцевого шпангоута),
фиг. 9 - опорный узел фермы в аксонометрии,
фиг. 10 - общий вид фермы в сборке со шпангоутами и обшивкой в аксонометрии,
фиг. 11 - общий вид фермы в сборке со шпангоутами и обшивкой (вид Б с фиг. 2),
фиг. 12 - ферма в сборке со шпангоутами, вид снизу (вид В с фиг. 11),
фиг. 13 - узлы соединения раскоса фермы с опорным узлом фермы и с нижним торцевым шпангоутом (сечение Е-Е с фиг. 12),
фиг. 14 - ферма в сборке со шпангоутами, раскосы фермы условно не показаны (вид В с фиг.11),
фиг. 15 - узлы соединения силового стержня с опорным узлом фермы и с верхним торцевым шпангоутом (сечение Д-Д с фиг. 14).
Заявляемый переходной отсек головной части ракеты-носителя устроен следующим образом.
Переходной отсек головной части ракеты-носителя содержит корпус, который выполнен в виде усеченного конуса (см. фиг. 1, 2, 3). Корпус снабжен обшивкой 1, верхним 2 и нижним 3 торцевыми шпангоутами и продольным силовым набором 4. Кроме того, переходной отсек снабжен внутренним торцевым шпангоутом 5 и средством обеспечения жесткого соединения корпуса с внутренним торцевым шпангоутом 5.
Переходной отсек ракеты-носителя в составе головной части космического назначения с использованием известных из уровня техники средств крепления и отделения (замков, толкателей и других элементов), не показанных на чертежах, соединен с последней ступенью ракеты-носителя, с головным обтекателем и с полезной нагрузкой
Верхний 2 и нижний 3 торцевые шпангоуты в соответствии с заявляемым решением на больших своих частях выполнены в виде профилей с сечением в форме швеллера (см фиг. 3), пояса которых выполнены разновеликой высоты. Обшивка 1 корпуса снабжена люками для обеспечения доступа для обслуживании головной части внутренних элементов переходного отсека на технической позиции и закреплена на наружных поясах верхнего и нижнего торцевых шпангоутов. Верхний 2 торцевой шпангоут корпуса выполнен с обеспечением возможности соединения с головным обтекателем ракеты-носителя (на чертежах не показан), при этом на стенке верхнего торцевого шпангоута 2 размещены места крепления переходного отсека с головным обтекателем, выполненные в виде штырей 6 небольшой высоты. Нижний торцевой шпангоут выполнен с обеспечением возможности соединения с последней ступенью ракеты-носителя, при этом стенка нижнего торцевого шпангоута снабжена отверстиями 7 для размещения элементов стыковки с последней ступенью ракеты-носителя.
Продольный силовой набор 4 корпуса переходного отсека может быть выполнен в виде продольных балок.
Внутренний торцевой шпангоут 5 расположен внутри корпуса и выполнен с обеспечением возможности соединения переходного отсека с полезной нагрузкой. Внутренний торцевой шпангоут (см. фиг. 4) составлен из секций 8, жестко соединенных друг с другом силовыми кронштейнами 9.
Секции 8 внутреннего торцевого шпангоута 5 выполнены с изменением поперечного сечения (см. фиг. 4, 5, 6, 10, 12, 13): вдоль больших своих частей секции внутреннего торцевого шпангоута выполнены в виде Г-образного профиля, как показано на фиг.5, стенки которого расположены под тупым углом друг к другу. Части секций внутреннего торцевого шпангоута, прилегающие к местам соединения с кронштейнами 9 выполнены с переходом от Г-образного профиля к Z-образному профилю (см. фиг. 6, 12, 14), пояса которого расположены под тупыми углами к стенке.
Силовые кронштейны 9 (см. фиг. 7, 8) выполнены из нижней 10 и верхней 11 стенок и наклонной стенки 12. При этом нижние 10 и верхние 11 стенки расположены по разные стороны наклонной стенки 12 и соединены с ней под тупыми углами. Каждый из кронштейнов 9 включает нижнюю 13 и верхнюю 14 опорные площадки, расположенные на нижней 10 и верхней 11 стенках силового кронштейна 9. Нижняя 13 и верхняя 14 опорные площадки силовых кронштейнов выполнены с увеличенной толщиной, подкреплены боковыми ребрами 15 и снабжены отверстиями для установки элементов крепления ферм переходного отсека и полезной нагрузки, как показано на фиг. 7, 8.
Средство жесткого соединения корпуса с внутренним торцевым шпангоутом в соответствии с заявляемым решением полезной модели выполнено в виде ферм 16 (см. фиг. 1, 2), равномерно расположенных вдоль окружности корпуса и соединенных с верхним 2 и нижним 3 торцевыми шпангоутами корпуса и с внутренним торцевым шпангоутом 5 переходного отсека.
Каждая из ферм 16 (см. фиг. 10-15) содержит два раскоса 17, два силовых стержня 18 и опорный узел 19.
Раскосы 17 и силовые стержни 18 выполнены из труб, концы которых снабжены средствами крепления к торцевым шпангоутам корпуса и опорным узлам ферм: первые концы силовых стержней выполнены в виде соединительного элемента «вилка», вторые концы силовых стержней и концы раскосов выполнены в виде фитингов, снабженных опорными площадками с отверстиями для размещения элементов разъемных соединений.
Опорный узел 19 каждой из ферм выполнен в форме стакана (см. фиг. 9), на боковой стенке которого жестко расположены два фитинга 20, снабженные элементом крепления «ухо», а основание снабжено отверстием для размещения элемента крепления разъемного соединения.
В соответствии с заявляемым решением первые концы раскосов 17 ферм жестко, а первые силовых стержней 18 шарнирно закреплены на боковой стенке опорного узла 19 фермы. При этом первые концы раскосов 17 ферм могут быть сварены с торцами фитингов 20 (см. фиг.8), а силовые стержни закреплены на опорным узле соединение «ухо-вилка» с использованием в соединении шарнирного подшипника 22 (см. фиг. 15).
В соответствии с заявляемым решением вторые концы стержней 18 закреплены на нижней стороне стенки верхнего торцевого шпангоута 2 (см. фиг. 14, 13) с использованием двух винтов 24. Вторые концы раскосов 17 закреплены на верхней поверхности стенки нижнего торцевого шпангоута 3 с использованием разъемных соединений (см. фиг. 8).
В качестве основного средства крепления вторых концов раскосов ферм к нижнему торцевому шпангоуту корпуса (см. фиг. 13) наиболее предпочтительно использовать разъемное соединение 2, например болтовое соединение, пропущенное сквозь отверстия 7 и соединяющее в один пакет силовой элемент 26 последней ступени ракеты-носителя, нижний торцевой шпангоут 3 корпуса и второй конец фермы 17. Для обеспечения дополнительной жесткости переходного отсека и головной части в целом указанное соединение целесообразно снабдить дополнительными элементами крепления 23, в качестве которых могут быть использованы два винта и штифта.
Как указывалось выше, верхний 2 и нижний 3 торцевые шпангоуты на больших своих частях выполнены в виде профилей с сечением в форме швеллера, однако в местах соединения верхнего и нижнего торцевых шпангоута корпуса с элементами фермы стенка шпангоута выполнена с увеличенной толщиной, а пояса шпангоутов подрезаны.
В соответствии с заявляемым решением основание опорного узла 19 каждой из ферм разъемным соединением закреплено на нижней опорной площадке 13 одного из силовых кронштейнов, что может быть выполнено с использованием шпилек. При этом верхние опорные площадки 14 силовых кронштейнов выполнены с обеспечением возможности соединения с полезной нагрузкой.
Конструктивные элементы заявляемого переходного отсека головной части ракеты-носителя могут быть изготовлены из сплавов на основе алюминия. При изготовлении верхнего и нижнего торцевых шпангоутов из заготовок выполняют точено-фрезерованные кольца швеллерного сечения. Из заготовок из сплава на основе алюминия также выполняют отдельные точено-фрезерованные секции верхнего торцевого шпангоута и отдельные силовые кронштейны внутреннего торцевого шпангоута, которые соединяются между собой сваркой в процессе сборки внутреннего торцевого шпангоута. В процессе сборки корпуса переходного отсека его обшивка соединяется с торцевыми шпангоутами и силовым набором клепкой. Трубные заготовки раскосов и силовых стержней фермы сваркой соединяются с их законцовками на их первых и вторых концах. Первые концы раскосов сваркой соединяются с опорными узлами ферм. При агрегатной сборке переходного отсека ферма разъемными соединениями крепятся к корпусу переходного отсека и к внутреннему торцевому шпангоуту, при этом шарнирное соединение силовых стержней с опорными узлами фермы упрощает процесс сборки. После этого производится сборка головной части в целом.
В процессе выведения ракеты-носителя верхний торцевой шпангоут корпуса воспринимает через штыри 6 продольную и поперечную нагрузку от головного обтекателя, возникающую при наземной эксплуатации и на этапе выведения ракеты-носителя при действии скоростного напора, и передает эти нагрузки на корпус переходного отсека, подкрепленный силовым набором. Продольные и поперечные усилия от полезной нагрузки воспринимаются внутренним торцевым шпангоутом и через опорные узлы передаются на раскосы ферм.
При осуществлении транспортных операций с головной частью на технической позиции продольные и поперечные усилия от полезной нагрузки от фермы к нижнему торцевому шпангоуту передаются через разъемные соединения 23, выполненные в виде болтов и штифтов.
В процессе выведения полезной нагрузки ракето-носителем усилия от головного обтекателя передаются через продольные силовые элементы корпуса и его обшивку на нижний торцевой шпангоут корпуса и через болты и штыри, установленные в отверстиях 7, передаются на конструкцию ракеты -носителя. На эти же элементы передаются и продольные и поперечные усилия от раскосов ферм.
Силовые стержни, соединяющие внутренний торцевой шпангоут с верхним торцевым шпангоутом корпуса служат для обеспечения жесткости конструкции переходного отсека при его сборке и отработке.
Рассмотренный пример конструктивного выполнения переходного отсека (см. фиг. 1-15) позволяет воспринять корпусом инерционные и аэродинамические нагрузки от головного обтекателя и передать их через обшивку корпуса и его силовой набор на нижний торцевой шпангоут. Одновременно внутренним торцевым шпангоутом сосредоточенные усилия от полезной нагрузки воспринимаются восемью силовыми кронштейнами и передаются через раскосы восьми ферм на шестнадцать точек нижнего торцевого шпангоута. Расчеты и конструкторская проработка позволяет уменьшить массу переходного отсека головной части ракеты-носителя на 4…6% в сравнении с известными аналогами.
Заявляемое решение переходного отсека может быть изготовлено на предприятиях ракетно-космической промышленности.