Устройство для группового запуска спутников и усиленный шпангоут
DEVICE FOR GROUP LAUNCH OF SATELLITES AND REINFORCED FRAME

Технические решения относятся к космической технике, а именно к средствам группового запуска спутников и элементам их конструкции.
Из патента РФ на полезную модель №148483 (МПК B64G 1/10, опубл. 07.07.2014) известно устройство для выведения спутников, включающее ферму и закрепленные на ней средства крепления запускаемых спутников.
В соответствии с этим решением устройство содержит восьмигранную ферму, включающую восемь продольных стоек, размещенных параллельно продольной оси устройства, верхний и нижний пояса с опорными узлами и поперечными силовыми элементами и диагональные раскосы, размещенные между продольными стойками в проемах фермы за исключением одного проема. При этом концы продольных стоек, поперечных силовых элементов поясов фермы и диагональных раскосов соединены с опорными узлами фермы. Кроме того, пара диагональных раскосов, размещенных в проеме фермы между смежными стойками, соединена друг с другом вблизи их середин в узле пересечения.
В соответствии с этой полезной моделью диагональные раскосы выполнены из двутаврового профиля, при этом геометрические размеры их профилей в решении выбраны постоянными по длине раскосов. В наиболее предпочтительном варианте использования этой полезной модели поперечные силовые элементы выполнены в поперечном сечении с профилем виде уголка.
Указанная полезная модель обеспечивает размещение на ферме спутников, отделяемых от устройства в продольном и боковом направлениях. При этом полезная модель включает средства крепления спутников, выполненных в виде прямоугольных коробов, удлиненных в боковом направлении, закрепленных на диагональных раскосах силовой фермы и подкрепленных подкосами, которые соединены с опорными узлами фермы. В частности полезная модель включает средство крепления запускаемых спутников, короб которого снабжен круговым проемом, обрамленным силовым элементом с диаметром 250…350 мм, который снабжен местами для установки полезной нагрузки со средством ее отделения. Такие размеры кругового проема не дают возможности разместить на этом силовом элементе спутник, снабженный системой отделения со стяжными лентами (см., например, патенты РФ 2234624, 2457985, 2161111, патент США 6290182).
Рассмотренное устройство выведения спутников ориентировано для попутного выведения спутников совместно с основной полезной нагрузкой большой массы, устанавливаемой на опорных узлах верхнего пояса фермы. При этом на боковых гранях фермы может быть установлено до 8…16 попутных нагрузок небольшой массы и габаритов, которые могут отличаться геометрией посадочных мест для крепления с фермой и направлением их отделения от фермы.
Однако это решение устройства для выведения спутников становится неэффективным в случае решения задачи по выведению идентичных или близких по геометрическим характеристикам спутников в течение определенного календарного срока несколькими пусками ракет - носителей. Это является актуальным, например, при решении задачи по формированию спутниковых систем связи, состоящей из 100 и более спутников и требующих их выведения в течение 2…5 лет с использованием нескольких пусков ракет - носителей.
Из уровня техники (см., например, патенты США №5884866, 6138951, 6276639, 6416018, патент РФ №2156212) известны устройства, обеспечивающие групповой запуск 8…16 спутников с близкими или идентичными геометрическими характеристиками. Это обеспечивается использованием в устройстве группового запуска спутников в качестве основного несущего элемента удлиненной вдоль продольной оси устройства колонны, на боковой поверхности которой в несколько ярусов размещены средства крепления запускаемых спутников с обеспечением возможности их отделения в боковом направлении.
Ближайшим аналогом заявляемого решения является устройство для группового выведения спутников, известное из патента США №6138951 (МПК B64G 1/00, опубл. 31.10.2000).
В соответствии с патентом США 6138951 устройство для группового запуска спутников включает удлиненную в продольном направлении колонну, составленную из соединенных друг с другом одинаковых по конструкции секций, снабженных средствами крепления и отделения запускаемых спутников.
Каждая из секций колонны включает продольные стойки, продольные и поперечные панели.
В этом изобретении продольные стойки выполнены в поперечном сечении в виде небольших размеров квадратов и ориентированы вдоль продольной оси устройства. Концы продольных стоек секций совмещены с вершинами правильного четырехугольника и снабжены нижними и верхними опорными узлами, при этом верхние опорные узлы продольных стоек каждой из секций соединены с нижними опорными узлами последующей секции. Нижние опорные узлы первой секции колонны соединены со смежным блоком ракеты - носителя. Кроме того, продольные стойки снабжены средствами крепления и отделения запускаемых спутников и размещены вблизи их концов.
Поперечные панели, обеспечивающие повышение устойчивости устройства при отделении спутников, выполнены в форме кругов, размещены по торцам секций устройства и соединены с продольными стойками секций.
Между поперечными панелями секций размещены продольные панели: панели первой группы размещены вдоль продольной оси устройства с образованием центрального силового элемента с поперечным сечением в форме небольшого по размерам квадрата, а панели второй группы ориентированы в радиальном направлении и соединены с продольными стойками и с центральным силовым элементом.
Запускаемые спутники размещены во внутреннем объеме секций устройства, ограниченном по высоте поперечными панелями и по бокам продольными панелями и головным обтекателем, что ограничивает габариты спутников.
Для обслуживания запускаемых спутников в собранном с секцией устройства положении в поперечных панелях и в центральном силовом элементе секций выполнены небольшие по размерам эксплуатационные вырезы. При этом размещение запускаемых спутников во внутреннем объеме секций устройства в сочетании с небольшим размером эксплуатационных вырезов в панелях затрудняет монтаж спутников на устройстве и их обслуживание, что определяет большой срок монтажа запускаемых спутников и проверки их работоспособности в собранном с секциями устройства виде. Размещение на небольшом удалении от концов продольных стоек, как средств крепления спутников, так и средств отделения спутников также увеличивает время сборки всего устройства.
Другим недостатком рассмотренного устройства группового запуска спутников является большая масса устройства, что определяется выбранной конструктивно - силовой схемой секций устройства, включающей продольные стойки и поперечные и продольные панели. При этом четырехточечное крепление спутников к продольным силовым элементам в условиях «открытого» внешнего контура ведет к нагружению конструкции спутников значительными внутренними усилиями. Кроме того, конструктивно-силовая схема устройства, как в ближайшем аналоге, так и в упомянутых аналогах, использующих в качестве основного несущего элемента удлиненную вдоль продольной оси устройства колонну, предусматривает крепление каждого из запускаемых спутников в четырех узлах крепления, размещенных в вершинах прямоугольника, что не дает возможности крепления на устройстве спутников, снабженных системами отделения со стяжными лентами.
Технической проблемой, решаемой заявляемым решением, является уменьшение массы конструкции устройства группового запуска спутников в сочетании с сокращением времени сборки устройства и с обеспечением возможности крепления на устройстве спутников с системой отделения со стяжными лентами.
Изобретением техническая проблема решается следующим образом.
Как и ближайший аналог, устройство группового запуска спутников выполнено в виде колонны из соединенных друг с другом, по крайней мере, двух одинаковых секций, выполненных с обеспечением возможности крепления запускаемых спутников.
В соответствии с изобретением каждая из секций выполнена в виде четырехгранных ферм. Ферма содержит четыре продольные стойки, верхние и нижние пояса с опорными узлами, соединенными с продольными стойками, поперечными силовыми элементами и диагональными раскосами. Диагональные раскосы размещены в каждом из проемов фермы между продольными стойками и скреплены друг с другом вблизи их середин.
В соответствии с изобретением каждая из секций снабжена, по крайней мере, одним усиленным шпангоутом. Усиленный шпангоут содержит обод и перегородки, размещенные внутри обода. Обод выполнен в поперечном сечении в виде швеллерного профиля с поясами, ориентированными наружу шпангоута. Перегородки выполнены в виде сегментов, размещенных последовательно вдоль стенки обода вровень с внешней стороной его первого пояса.
В соответствии с изобретением каждый из диагональных раскосов фермы соединен в двух местах с усиленным шпангоутом. В каждом из указанных мест соединения раскоса со шпангоутом раскос соединен с первым поясом обода и перегородкой средства усиления шпангоута. При этом второй пояс обода выполнен с обеспечением возможности крепления запускаемого спутника.
Выполнение конструктивно-силовой схемы секций заявляемого решения в виде четырехгранной фермы с пролетами, перекрытыми диагональными раскосами, и размещение на последних усиленных шпангоутов, соединенных с диагональными раскосами и с запускаемыми спутниками, обеспечивая передачу нагрузок, как между секциями устройства, так и от диагональных раскосов через первый пояс шпангоута и его перегородки к запускаемым спутникам, и устраняя силовые элементы конструкции ближайшего аналога - поперечные и продольные панели, размещенные внутри секций устройства, позволяет уменьшить массу конструкции устройства и повысить ее жесткость.
Размещение перегородок усиленного шпангоута вровень с внешней стороной его первого пояса, обеспечивая возможность соединения диагональных раскосов фермы, как с первым поясом усиленного шпангоута, так и с его перегородками, позволяет передать сосредоточенные нагрузки от диагональных раскосов на усиленный шпангоут. При этом большая жесткость выбранной схемы усиленного шпангоута позволяет передать через второй пояс шпангоута распределенную нагрузку с относительно низким уровнем ее неравномерности на адаптер запускаемого спутника, что обеспечивает возможность крепления на усиленном шпангоуте запускаемых спутников с адаптерами, снабженными системами отделения со стяжными лентами.
Выполнение усиленных шпангоутов с обеспечением возможности крепления на них запускаемых спутников, включающих их адаптеры со средствами крепления и отделения спутников, позволяя исключить из общей сборки устройства операций по проведению трудоемкого монтажа средств отделения спутников на их адаптерах, сокращает общее время сборки устройства. Сокращение времени сборки устройства обеспечивается также за счет обеспечения доступа к запускаемым спутникам и их системам как снаружи ферм, так и изнутри ферм секций за счет выполнения усиленных шпангоутов с перегородками в виде сегментов, только частично перекрывающих внутренний проем обода шпангоута.
Техническим результатом использования заявляемого решения является уменьшение массы устройства группового запуска спутников на 4…8 процентов в сочетании с сокращением времени его сборки и обеспечением возможности крепления на устройстве запускаемых спутников с системой крепления на основе стяжных лент.
Кроме того, заявляемое устройство, обеспечивая крепление запускаемых спутников на боковых гранях секций устройства, в сравнении с ближайшим аналогом, в котором габариты запускаемых спутников ограничены размерами внутренних конструктивных элементов секций, позволяет увеличить габариты запускаемых спутников. В сравнении с адаптером для попутного выведения полезных нагрузок по патенту на полезную модель РФ №148483, ориентированного на использование с головным обтекателем ракеты-носителя «Союз-2», заявляемое устройство позволяет увеличить допускаемые габариты запускаемых спутников на 50…80 процентов.
Выполнение поперечных силовых элементов в виде круглых стержней трубчатого сечения обеспечивает их более высокую прочность и жесткость, особенно на кручение, в сравнении, например, с профилями углового сечения, что в частности предотвращает их потерю устойчивости, что особенно важно при несимметричном нагружении конструкции.
Продольные стойки секций наиболее предпочтительно выполнить из углепластика, что также уменьшает массу устройства.
Помимо этого, диагональные раскосы ферм наиболее предпочтительно выполнить в поперечном сечении с профилем в виде двутавра, при этом пояса диагональных раскосов могут быть выполнены с уменьшением их ширины при переходе от места соединения диагональных раскосов с усиленным шпангоутом к опорным узлам. Выполнение раскосов с уменьшением их ширины обеспечивает распределение напряжений в поясах, близкое к равномерному и упрощает крепление раскосов к вертикальным стойкам устройства. Это дополнительно уменьшает массу устройства, как за счет уменьшения массы диагональных раскосов, так и за счет уменьшения массы опорных узлов.
Помимо прочего, места соединения каждого из диагональных раскосов фермы с усиленным шпангоутом наиболее предпочтительно разместить диаметрально противоположно относительно центра шпангоута, что позволяет дополнительно повысить жесткость устройства и дополнительно уменьшить его массу.
Из патента РФ №2595207 известен усиленный шпангоут, содержащий обод и средства усиления шпангоута, размещенные в его внутреннем проеме. В наиболее предпочтительном варианте использования этого изобретения в поперечном сечении обод выполнен в виде уголкового профиля, дополненного симметрично расположенным относительно стенки вторым поясом. Средства усиления шпангоута включают горизонтальную распорку, концы которой соединены с ободом, наклонные раскосы, первые концы которых соединены с ободом шпангоута, и фитинг - центральный элемент жесткости, размещенный в центре шпангоута и закрепленный на распорке, и соединенный со вторыми концами наклонных раскосов. Этот усиленный шпангоут ориентирован на его использование в конструкции фюзеляжа летательного аппарата как стыкового шпангоута, размещаемого между секциями фюзеляжа. Выполнение средства усиления шпангоута из распорки, наклонных раскосов и фитинга в центре шпангоута определяют большую массу шпангоута и затрудняют его использование в летательных аппаратах.
Из уровня техники известны усиленные шпангоуты, включающие обод шпангоута и средство усиления шпангоута, размещенное в проеме обода. Средство усиления шпангоута может быть выполнено:
- в виде крестообразной перегородки, выполненной из таврового профиля и частично перекрывающей внутренний проем шпангоута (см. Б.В. Грабин, «Основы конструирования ракет-носителей космических аппаратов», изд. «Машиностроение», М., 1991 г., стр. 344, рис. 10.15);
- в виде глухой перегородки, подкрепленной двумя стойками и поперечными уголками (см. Г.И. Житомирский, «Конструкция самолетов», изд. «Машиностроение», М., 1991 г., стр. 190-192, рис. 6.11 б, е);
- в виде перегородки, частично перекрывающей внутренний проем шпангоута (см. там же, рис 6.11 е).
В последнем случае средство усиления шпангоута включает две стойки и перегородку, первая часть которой выполнена в виде кольца, соединенного с ободом по всему его краю, а друга часть перекрывает проем между стойками. Стойки шпангоутов воспринимают сосредоточенные нагрузки, а перегородка передает эти нагрузки на обшивку фюзеляжа летательного аппарата.
Ближайшим аналогом заявляемого усиленного шпангоута является усиленный шпангоут, содержащий обод и средство усиления шпангоута (см. Е.С. Войт, «Проектирование конструкций самолетов», изд. «Машиностроение», М., 1987 г., стр. 313-315, рис. 10.49 б). Средство усиления шпангоута в этом решении содержит две перегородки, выполненные в виде сегментов, дуги которых соединены с ободом шпангоута, а вдоль хорд, ориентированных параллельно плоскости симметрии летательного аппарата, пропущены стойки. В этом решении шпангоут выполнен с обеспечением возможности восприятия действия двух сосредоточенных нагрузок, действующих в плоскости усиленного шпангоута. Места действия сосредоточенных нагрузок на шпангоут размещены симметрично относительно плоскости симметрии летательного аппарата и совмещены с узлами крепления стоек шпангоута с его ободом. Сосредоточенные нагрузки уравновешиваются сжатием стоек, связанных с перегородками, и сдвигом в обшивке фюзеляжа от потока касательных сил.
Как этот усиленный шпангоут, так другие усиленные шпангоуты, упомянутые выше, эффективно используются в конструкции ракет - носителей и самолетов для восприятия сосредоточенных нагрузок, действующих в плоскости шпангоута и могут выполняться с диаметром от 3 до 5 м. Однако, как ближайший аналог, так и усиленные шпангоуты с одной или двумя стойками и перегородкой, обеспечивающей полное или частичное перекрытия проема шпангоута, выполнены с обеспечением восприятия одной или двух сосредоточенных нагрузок, действующих в плоскости шпангоута и приложенных к шпангоуту в плоскости симметрии летательного аппарата или вблизи нее, и передачу нагрузок на обшивку летательного аппарата.
Однако, шпангоуты, используемые в космических аппаратах и в средствах их выведения, на этапе выведения на ОИСЗ, наряду с нагрузками, действующими в плоскости шпангоута, должны воспринимать и нагрузки от изгибающего момента и силы, действующие вне его плоскости. Более того, шпангоут при этом должен обеспечивать восприятие сосредоточенных нагрузок от одного смежного блока летательного аппарата и обеспечить передачу на другой смежный блок летательного аппарата распределенной нагрузки с относительно низким уровнем ее неравномерности, достаточной, например, для использования при отделении второго смежного блока с использованием системы отделения со стяжными лентами. Кроме того, использование приведенных аналогов усиленных шпангоутов затрудняет обслуживание летательного аппарата, например, обслуживание второго смежного блока летательного аппарата, закрепленного на одной стороне шпангоута и требующего подхода с другой стороны шпангоута.
Технической проблемой, решаемой предлагаемым шпангоутом, является разработка конструкции шпангоута, жесткость которого допускает работу шпангоута под воздействием нескольких сосредоточенных нагрузок от первого смежного блока летательного аппарата, действующих как в плоскости, так из плоскости шпангоута, и передачу шпангоутом распределенной нагрузки на второй смежный блок летательного аппарата с обеспечением относительно низкого уровня ее неравномерности.
Заявляемым техническим решением усиленного шпангоута техническая проблема решается следующим образом.
Как и ближайший аналог, усиленный шпангоут содержит обод, во внутреннем проеме которого размещено средство усиления шпангоута.
В соответствии с изобретением обод шпангоута выполнен в поперечном сечении в виде швеллерного профиля с полками, ориентированным наружу шпангоута. В изобретении средство усиления шпангоута выполнено в виде перегородок в форме сегментов, размещенных последовательно вдоль стенки обода вровень с внешней стороной его первого пояса. Дуги перегородок соединены со стенкой обода, а вдоль их хорд пропущены стенки. Стенки каждой пары смежных перегородок соединены друг с другом и со стенкой обода шпангоута.
В соответствии с изобретением шпангоут выполнен с обеспечением возможности восприятия от первого смежного блока летательного аппарата сосредоточенных нагрузок и снабжен элементами крепления указанного блока. В месте действия каждой из нагрузок размещены, по крайней мере, два элемента крепления, один из которых размещен на первом поясе обода, а другой размещен на перегородке средства усиления шпангоута.
Второй пояс шпангоута выполнен с обеспечением возможности передачи распределенной нагрузки на второй смежный блок летательного аппарата.
В соответствии с изобретением места действия распределенных нагрузок размещены между узлами соединения указанных стенок перегородок со стенкой обода.
Выполнение средства усиления шпангоута в виде перегородок, размещенных последовательно вдоль стенки обода вровень с внешней стороной его первого пояса и выполненных в форме сегментов, дуги которых соединены со стенкой обода, а вдоль хорд перегородок пропущены стенки, в сочетании с соединением стенок каждой пары смежных перегородок со стенкой обода шпангоута позволяет создать конструкцию шпангоута с относительно высокой жесткостью. При этом выполнение обода в поперечном сечении в виде швеллерного профиля с поясами, ориентированным наружу шпангоута, и перегородок обеспечивает возможность восприятия первым поясом обода и перегородками сосредоточенных нагрузок, действующих, как в плоскости шпангоута, так вне ее, и разнесенных вдоль окружности обода, от первого смежного блока летательного аппарата. При этом перегородки шпангоута, воспринимая часть сосредоточенных нагрузок в местах их действия между узлами соединения стенок перегородок со стенкой обода, перераспределяют их по ободу шпангоута и обеспечивают нагружение второго пояса обода распределенной нагрузкой с относительно низким уровнем ее неравномерности.
Техническим результатом является разработка конструкции шпангоута, допускающая относительно равномерное распределение погонных усилий с неравномерностью, не превышающей 15 процентов, действующих от второго пояса шпангоута на второй смежный блок летательного аппарата, что является допустимым для адаптера запускаемого спутника, снабженного ленточной системой отделения и закрепленного на втором поясе шпангоута.
При этом выполнение средства усиления шпангоута, выполненного в виде сегментов, размещенных последовательно вдоль стенки обода шпангоута, обеспечивает при воздействии на шпангоут от 3 до 5 сосредоточенных нагрузок от 40 до 75 процентов от общей площади внутреннего проема свободной от перегородок, что является достаточным для доступа сквозь нее ко второму смежному блоку, закрепленному на втором поясе обода шпангоута.
Кроме того, стенки перегородок могут быть выполнены с высотой, равной высоте стенки обода, что заметно увеличивает жесткость усиленного шпангоута.
Помимо прочего, в круговой нише, ограниченной стенкой обода усиленного шпангоута и его поясами, по крайней мере, вблизи мест соединения стенок перегородок со стенкой обода, могут быть размещены ребра жесткости, что также увеличивает жесткость шпангоута.
На приводимых чертежах элементы устройства для группового запуска спутников и усиленного шпангоута обозначены следующими позициями:
1  продольная ось устройства,
10  колонна устройства,
20  секция устройства,
21  продольная стойка фермы,
22  диагональный раскос,
23  поперечный силовой элемент,
24  опорный узел нижнего пояса фермы,
25  опорный узел верхнего пояса фермы,
30  усиленный шпангоут,
32  стенка обода шпангоута,
33  второй пояс обода шпангоута,
34  первый пояс обода шпангоута,
35  перегородка,
36  стенка перегородки,
37  узел стыка стенок 36 перегородки со стенкой 32 обода,
38  второй элемент крепления первого смежного блока летательного аппарата, размещенный на перегородке 35 шпангоута,
39  первый элемент узла крепления первого смежного блока летательного аппарата, размещенный на первом поясе 34 обода шпангоута,
41  элемент крепления второго смежного блока на втором поясе 33 обода шпангоута,
42  поперечное ребро шпангоута,
43  внешняя сторона первого пояса шпангоута,
44  место действия сосредоточенной нагрузки на шпангоут,
50  ферма соединения устройства 10 с разгонным блоком.
Заявляемое решение поясняется следующими материалами:
фиг. 1 - общий вид устройства группового запуска спутников в аксонометрии,
фиг. 2 - общий вид секции 20 устройства в аксонометрии,
фиг. 3 - боковая грань секции 20 устройства (вид А с фиг. 2),
фиг. 4 - узел крепления диагонального раскоса 22 к перегородке 35 усиленного шпангоуту (выноска Д с фиг. 3),
фиг. 5 - узел крепления диагонального раскоса 22 к первому поясу 34 и перегородке 35 усиленного шпангоута (сечение Г - Г с фиг. 3),
фиг. 6 - узел крепления диагонального раскоса 22 к перегородке 35 усиленного шпангоута (разрез Б-Б с фиг. 4),
фиг. 7 - общий вид усиленного шпангоута (вид на внешнюю строну шпангоута в аксонометрии),
фиг. 8 - усиленный шпангоут, вид на второй пояс 33 шпангоута,
фиг. 9 - поперечное сечение усиленного шпангоута (сечение В-В с фиг. 8),
фиг. 10 - узел соединения 37 стенок 36 перегородок со стенкой 32 обода усиленного шпангоута (выноска Е с фиг. 3),
фиг. 11 - усиленный шпангоут со схемой нагрузок, действующих на шпангоут (вид на внутреннюю сторону шпангоута в аксонометрии).
Без ограничения общности при последующем изложении условимся обозначать терминами «внешний» и «внутренний» элементы, размещенные соответственно дальше или ближе к продольной оси устройства в поперечной плоскости.
Усиленный шпангоут 30 (см. фиг. 7, 8) устроен следующим образом.
Усиленный шпангоут содержит обод, во внутреннем проеме которого размещено средство усиления шпангоута.
В соответствии с изобретением обод шпангоута в поперечном сечении (см. фиг. 7-9) выполнен в виде швеллерного профиля со стенкой 32 и с поясами 33, 34, ориентированным наружу шпангоута.
В соответствии с изобретением средство усиления шпангоута выполнено в виде перегородок 35 в форме сегментов (см. фиг. 5, 7, 8), дуги которых соединены со стенкой 32 обода, а вдоль их хорд пропущены стенки 36. Перегородки 35 размещены последовательно вдоль стенки 32 обода вровень с внешней стороной 43 первого пояса обода (см. фиг. 6, 9). Наиболее предпочтительно стенки 36 перегородок выполнить с высотой, равной высоте стенки 32 обода.
В соответствии с изобретением стенки 36 каждой пары смежных перегородок 35 соединены друг с другом и со стенкой 32 обода в узлах соединения 37 (см. фиг. 4, 5, 7, 8, 10).
Усиленный шпангоут 30 выполнен с обеспечением возможности восприятия сосредоточенных нагрузок от первого смежного блока летательного аппарата (на фиг. 6-9 условно не показан), лежащих как в плоскости шпангоута, так и вне плоскости шпангоута (см. фиг. 11).
При этом шпангоут снабжен элементами крепления 38, 39 первого смежного блока летательного аппарата (см. фиг. 7, 11). В месте 44 действия каждой из сосредоточенных нагрузок размещены, по крайней мере, два элемента крепления 38 и 39. Элементы крепления 38 и 39 размещены по разные стороны от стенки 32 обода шпангоута: один из элементов крепления 39 размещен на первом поясе 34 обода, а другой элемент крепления 38 размещен на перегородке 35 шпангоута, как показано на фиг. 5. Наиболее предпочтительно выполнить элементы крепления 38, 39 с обеспечением возможности соединения усиленного шпангоута с первым смежным блоком летательного аппарата болтовым соединением.
Как показано на фиг. 3, 7, 8, 11, усиленный шпангоут воспринимает действие четырех сосредоточенных нагрузок, хотя шпангоут может быть использован и в конструкциях летательных аппаратов, предусматривающих и другое число разнесенных сосредоточенных нагрузок, например, трех, пяти или шести сосредоточенных нагрузок.
В соответствии с изобретением указанные места действия 44 распределенных нагрузок с элементами крепления 38, 39 размещены между узлами 37 соединения указанных стенок перегородок со стенкой обода, как показано на фиг. 4, 5, 11.
Второй пояс 33 шпангоута выполнен с обеспечением возможности передачи распределенной нагрузки на второй смежный блок летательного аппарата, что наиболее предпочтительно выполнить с использованием болтового соединения второго пояса 33 обода со шпангоутом адаптера запускаемого спутника (условно не показаны). При этом, как показано на фиг. 4, 7, 8, 9), второй пояс шпангоута снабжен отверстиями 41 для элементов болтового соединения.
В соответствии с изобретением обод усиленного шпангоута может быть снабжен ребрами 42 (см. фиг. 5, 7, 10), размещенными в круговой нише, ограниченной стенкой 32 обода и его поясами 33, 34.
Усиленный шпангоут работает следующим образом (см. фиг. 11).
1
2
3
4
1
2
3
4
В полете летательного аппарата усиленный шпангоут нагружен (см. фиг. 11) сосредоточенными усилиями Р, Р, Р, Р, действующими из плоскости шпангоута, и усилиями Q, Q, Q, Q, действующими в плоскости шпангоута.
1
2
3
4
x
Усилия Р, Р, Р, Р, действующие из плоскости шпангоута, воспринимаются первым поясом обода перегородками 35 и передаются на стенку обода. Кроме того часть сил P1…Р4 передается на обод стенками 36 перегородок, обеспечивая более равномерное нагружение обода, который передает нагрузки Р1…Р4 на второй пояс шпангоута в виде относительно равномерного потока погонных нагрузок q.
т
Сосредоточенные силы Q1…Q4, действующие в плоскости шпангоута, передаются на перегородку и первый пояс шпангоута, например, с помощью болтов, соединяющих диагональные раскосы с перегородками, которые загружаются в основном усилиями сдвига и передают их на первый пояс 34, который передает эти усилия на стенку 32 шпангоута. На поясе 33 усилия перераспределяются с учетом жесткости адаптера спутника с образованием относительно равномерного потока касательных усилий q, действующего на болты стыка шпангоута с адаптером.
В случае действия на усиленный шпангоут крутящего момента поперечные ребра 42 шпангоута, установленные в местах соединения стенок 36 перегородок со стенкой 32 обода, обеспечивают стабильность формы швеллерного сечения обода, что дополнительно способствует повышению жесткости шпангоута.
Устройство для группового запуска спутников устроено следующим образом.
Устройство для группового запуска спутников (см. фиг. 1) выполнено в виде колонны 10 из соединенных друг с другом, по крайней мере, двух одинаковых секций 20, выполненных с обеспечением возможности крепления запускаемых спутников.
В соответствии с изобретением каждая секция 20 (см. фиг. 2, 3) устройства выполнена в виде четырехгранной фермы, содержащей четыре продольные стойки 21, параллельные продольной оси 1 устройства (см. фиг. 3), верхние и нижние пояса и диагональные раскосы 22, размещенные в каждом из проемов фермы между продольными стойками 21 и скрепленными друг с другом вблизи их середин болтовым соединением (см. фиг 5). Концы продольных стоек секций совмещены с вершинами правильного четырехугольника. Концы продольных стоек 21, поперечных силовых элементов 23 верхнего и нижнего поясов фермы и диагональных раскосов 22 соединены, как показано на фиг. 1-3, друг с другом в опорных узлах 24 нижнего пояса фермы и в опорных узлах 25 верхнего пояса фермы.
Продольные стойки 21 целесообразно выполнить в виде труб из углепластика, например, из углепластика на основе высокомодульной углеродной ленты Кулон-500/0,07 (СТО 75969440-007-2009).
Поперечные силовые элементы 23 верхнего и нижнего поясов целесообразно выполнить из круглых стержней.
В соответствии с изобретением диагональные раскосы 22 наиболее предпочтительно выполнить из заготовок с профилем в виде двутавра, пояса которого выполнены с переменной шириной - с уменьшением ширины его поясов при переходе от места соединения диагональных раскосов с усиленным шпангоутом к опорным узлам (см. фиг. 1-3). В наиболее предпочтительном варианте использования предлагаемого решения ширина поясов диагональных раскосов вблизи их мест соединения с усиленным шпангоутом может быть выбрана в пределах от 85 до 105 мм, а при переходе к опорным узлам уменьшена до 35…50 мм.
В соответствии с изобретением каждая из секций 20 снабжена, по крайней мере, одним усиленным шпангоутом 30. Усиленный шпангоут наиболее предпочтительно выполнить в соответствии с пунктами 6-8 формулы, устройство которого раскрытого выше в описании.
Внутренняя сторона усиленного шпангоута соединена с фермой 20 секции устройства - первым по отношению к шпангоуту смежным блоком летательного аппарата, внутренняя сторона усиленного шпангоута соединена с запускаемым спутником (условно не показан) - вторым смежным блоком летательного аппарата.
Усиленный шпангоут 30 содержит обод, выполненный в поперечном сечении в виде швеллерного профиля с поясами 33, 34, ориентированными наружу шпангоута, и перегородки 35 (см. фиг. 7, 8). Перегородки 35, выполнены в виде сегментов, размещенных внутри обода вровень с внешней стороной 43 его первого пояса 34 последовательно вдоль его стенки.
Каждый из диагональных раскосов 22 фермы соединен с двумя узлами крепления 44 усиленного шпангоута. При этом места 44 крепления диагонального раскоса 22 к шпангоуту - места действия на шпангоут сосредоточенных нагрузок, в наиболее предпочтительном варианте выполнения устройства размещены на шпангоуте диаметрально противоположно относительно центра шпангоута, например, как показано на фиг. 3, 11, что способствует уменьшению массы шпангоута. В каждом из указанных мест 44 шпангоут соединен с одной из перегородок и первым поясом шпангоута. В наиболее предпочтительном варианте использования устройства для группового запуска спутников с ракетой - носителем «Союз-2» диагональный раскос 22 может быть закреплен на усиленном шпангоуте двумя разъемными соединениями 39 с первым поясом обода 34 и четырьмя разъемными соединениями 38 с перегородкой 35 шпангоута (см. фиг. 5).
При этом второй пояс 33 обода выполнен с обеспечением возможности крепления адаптера с системой отделения и запускаемым спутником (на чертежах условно не показаны). Это может быть выполнено болтовым соединением второго пояса обода с адаптером запускаемого спутника с использованием вторых элементов крепления 41 на втором поясе 33 шпангоута (см. фиг. 7-9).
Опорные узлы 24 нижнего пояса одной из секций колонны устройства через переходную ферму 40 (см. фиг. 1) соединены со смежным блоком головной части ракеты - носителя (условно не показан).
Проектно - конструкторские работы показывают, что в наиболее предпочтительном варианте использования изобретения в составе ракеты - носителя «Союз-2» устройство позволяет осуществить запуск 8…12 спутников массой от 300 до 600 кг. При этом колонна 10 устройства может быть составлена из двух - трех секций 20 (см. фиг. 1) с высотой каждой из секций от 1500 до 1750 мм и длиной поперечных силовых элементов от 900 до 1100 мм. Усиленный шпангоут при этом может быть выполнен диаметром от 600 до 750 мм и высотой 65…75 мм. При равномерном размещении узлов 37 стыка стенок перегородки со стенкой обода в шпангоуте свободный от перегородок остается площадь в форме квадрата с длиной стороны 350…450 мм. Это облегчает доступ к запускаемым спутникам из внутреннего объема фермы и обеспечивает возможность монтажа бортовой кабельной сети внутри фермы. При этом длина диагональных подкосов может быть выбрана из диапазона от 1700 до 1850 мм, а элементы крепления 38, 39 усиленного шпангоута к диагональным раскосам закреплены на удалении от опорных узлов фермы на расстоянии от 400 до 500 мм.
Секции фермы могут быть изготовлены из сплавов на основе алюминия с использованием известных способов механической обработки и сборки. Как указывалось выше, продольные стойки наиболее предпочтительно выполнить из углепластика. Усиленные шпангоуты наиболее предпочтительно изготовить зацело в виде одной детали на фрезерных станках с числовым программным управлением. Сборка секций в колонну может быть проведена с использованием разъемных соединений.
На первом этапе сборки проводится сборка секций устройства с запускаемыми спутниками, которую наиболее предпочтительно проводить параллельно для секций. При этом запускаемые спутники в сборе с адаптерами, снабженными системами отделения спутников, крепятся на внешних поясах усиленных шпангоутов каждой из секций устройства. После этого проводится общая сборка колонны из секций с предварительно установленными на них запускаемыми спутниками. Первая из секций соединяется с переходной фермой для крепления колонны устройства на разгонном блоке ракеты - носителя.
На участке выведения на спутники действуют инерционные нагрузки, результирующими которых в плоскости крепления шпангоута к диагональным раскосам 22 являются: нормальная сила, перпендикулярная плоскости крепления спутника, перерезывающая сила в плоскости крепления спутника и изгибающий момент. Указанные силы уравновешиваются в точках крепления шпангоута сосредоточенными усилиями: P1, Р2, Р3, Р4, перпендикулярные плоскости шпангоута и Q1, Q2, Q3, Q4, направленные в плоскости шпангоута вдоль силовых элементов - диагональных раскосов.
Все эти составляющие инерционных сил от усиленных шпангоутов с запускаемыми спутниками через усиленные шпангоуты воспринимаются в точках крепления шпангоутов к диагональным раскосам в виде нормальных усилий, действующих нормально к поясам раскосов, и касательных сил, действующих в плоскости поясов раскосов.
В результате в раскосах возникают осевые и перерезывающие силы и изгибающие моменты.
Силы, действующие на раскосы, уравновешиваются реакциями в точках их крепления к продольным стойкам реакциями сил вдоль продольных стоек и вдоль поперечных элементов.
Указанные усилия суммируются по продольным стойкам и в горизонтальных плоскостях вдоль поперечных элементов и в плоскости крепления колонны к ферме 50 уравновешиваются реакциями, возникающими в ферме 50 соединения устройства с разгонным блоком.
После выведения устройства на опорную орбиту разгонный блок ракеты - носителя переводит устройство на рабочие орбиты и спутников, по достижению которых запускаемые спутники отделяются от устройства.