РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА
SPACE-ROCKET SYSTEM

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.
За прототип принята ракетно-космическая система морского базирования (см. стр.522-524, издание «Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П.Королева, издательство МЕНОНСОВПОЛИГРАФ).
В последнее время применение в ракетно-космических системах космических аппаратов большого объема потребовало разработки головных обтекателей большего диаметра, в связи с чем переход головного обтекателя к последней ступени ракет-носителей, имеющих меньший стыковочный диаметр, осуществляют с помощью нижней части головного обтекателя, выполненного в виде обратного конуса.
Ракетно-космические системы, имеющие в своем составе головные обтекатели с нижней частью, выполненной в виде обратного конуса, имеют следующие недостатки:
- дополнительный переход от цилиндрической части обтекателя к обратному конусу в нижней его части снижает надежность конструкции и ухудшает технологичность изготовления обтекателя;
- за счет выполнения нижней части обтекателя в виде обратного конуса уменьшается полезный объем головного обтекателя.
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 с головным обтекателем, увеличение полезного объема головного обтекателя и сохранение общей длины ракетно-космической системы.
Задача достигается тем, что в ракетно-космическую систему, содержащую ракету-носитель и космический аппарат с головным обтекателем, введен съемный отсек, установленный на последнюю ступень ракеты-носителя, который обеспечивает стыковку ракеты-носителя с головным обтекателем, имеющим стыковочный диаметр больше стыковочного диаметра последней ступени ракеты-носителя; съемный отсек имеет силовой контур, состоящий из силовых элементов, размещенных по образующей конусной поверхности, для передачи нагрузки от головного обтекателя к корпусу ракеты-носителя; в поперечном сечении съемный отсек представляет собой силовой прямоугольный треугольник, малый катет которого расположен в плоскости стыка ракеты-носителя с головным обтекателем, гипотенуза размещена на образующей конической поверхности съемного отсека, а в качестве большого катета использована часть образующей цилиндрической поверхности корпуса последней ступени ракеты-носителя; съемный отсек имеет также торцевое разъемное соединение с головным обтекателем, разделяемое в полете, соединения с корпусом последней ступени ракеты-носителя по торцевой и цилиндрической ее частям, выполненные с применением призонного крепежа, и соединение с фермой сопряжения с космическим аппаратом.
На фиг.1 и 2 изображена ракетно-космическая система, где:
1 - головной обтекатель;
2 - космический аппарат;
3 - съемный отсек;
4 - последняя ступень;
5 - ракета-носитель;
6 - створки обтекателя;
7 - призонный крепеж;
8 - узлы разворота;
9 - силовой контур;
10 - разъемное соединение;
11 - соединения;
12 - ферма сопряжения.
Предложена ракетно-космическая система, состоящая из ракеты-носителя 5, космического аппарата 2 с головным обтекателем 1, в состав которой введен съемный отсек 3, установленный на последнюю ступень 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; съемный отсек 3 имеет силовой контур 9, состоящий из силовых элементов, например балок, стрингеров, размещенных по образующей конусной поверхности, для передачи нагрузки от головного обтекателя 1 к корпусу ракеты-носителя 5; съемный отсек 3 имеет также торцевое разъемное соединение 10 с головным обтекателем 1, разделяемое в полете, соединения 11 с корпусом последней ступени 4 ракеты-носителя 5 по торцевой и цилиндрической ее частям, выполненные с применением призонного крепежа 7, и соединение 11 с фермой сопряжения 12 с космическим аппаратом 2.
Съемный отсек 3 установлен таким образом, что верхняя его плоскость связана с верхней плоскостью корпуса последней ступени 4 ракеты-носителя 5 с помощью призонного крепежа 7, например призонных винтов, что позволяет сохранить общую длину ракеты-носителя 5 неизменной.
В поперечном сечении съемный отсек 3 представляет собой силовой прямоугольный треугольник, малый катет которого расположен в плоскости стыка ракеты-носителя 5 с головным обтекателем 1, гипотенуза размещена на образующей конической поверхности съемного отсека 3, а в качестве большого катета использована часть образующей цилиндрической поверхности корпуса последней ступени 4 ракеты-носителя 5.
Боковая поверхность съемного отсека 3 выполняется конической, обеспечивая переход от стыковочного диаметра головного обтекателя 1 к стыковочному диаметру последней ступени 4 ракеты-носителя 5, при этом съемный отсек 3 нижней своей частью крепится к цилиндрической части корпуса последней ступени 4 ракеты-носителя 5 также с помощью призонного крепежа 7, например призонных болтов. Применение призонного крепежа 7 позволяет выполнить соединения в беззазорном варианте и передать силовую нагрузку (момент и силу) от головного обтекателя 1 на корпус последней ступени 4 ракеты-носителя 5 с наименьшими массовыми затратами.
При наличии съемных отсеков 3 нескольких типоразмеров обеспечивается стыковка эксплуатируемых ракет-носителей 5 (с диаметром стыковочного шпангоута последней ступени 4 ракеты-носителя 5 меньшим, чем диаметр стыковочного шпангоута головного обтекателя 1) с эксплуатируемыми головными обтекателями 1 различных типоразмеров стыковочного шпангоута. Кроме того, в головном обтекателе 1 коническая нижняя часть заменяется на цилиндрическую (т.е. цилиндрическая часть удлиняется на величину, равную длине конической части). Это позволяет увеличить полезный объем головного обтекателя 1.
Предложенная ракетно-космическая система функционирует следующим образом.
При эксплуатации ракетно-космической системы головной обтекатель 1 до своего отделения от ракеты-носителя 5 передает нагрузку по стыку головного обтекателя 1 со съемным отсеком 3 и далее через силовой контур 9 съемного отсека 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 6, производится отделение головного обтекателя 1 по стыку со съемным отсеком 3, затем створки 6 расходятся в стороны относительно узлов разворота 8, после чего створки 6 головного обтекателя 1 отделяются от ракеты-носителя 5.
Реализация настоящего предложения в ракетно-космической системе позволяет:
- с помощью съемного отсека 3 использовать ракеты-носители 5 совместно с различными типоразмерами головных обтекателей 1 без увеличения общей длины ракетно-космической системы;
- увеличить полезный объем головного обтекателя 1 за счет замены конической нижней части обтекателя 1 на цилиндрическую для размещения космического аппарата 1 большего объема;
- упростить конструкцию головного обтекателя 1 за счет замены конической нижней части на цилиндрическую, исключив тем самым в конструкции обтекателя 1 силовой переход цилиндра к конусу, что приводит к увеличению надежности конструкции и улучшению технологичности изготовления обтекателя 1.