Космическая головная часть



Космическая головная часть
Космическая головная часть

Владельцы патента RU 2569966:

Российская Федерация, от имени которой выступает Федеральное космическое агентство (RU)
Акционерное общество "Ракетно-космический центр "Прогресс" (АО "РКЦ "Прогресс") (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в головных частях ракет. Космическая головная часть содержит полезную нагрузку, головной обтекатель, переходной отсек, дополнительный отсек с балластным или с балластно-балансировочным грузом, состыкованный с разделяемыми устройствами выводимой ПН и закрепленный на переходном отсеке или на блоке выведения. Изобретение позволяет повысить надёжность выведения ПН с различными габаритными размерами и массовыми характеристиками. 2 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции космической головной части, входящей в состав ракет космического назначения среднего класса, и предназначено для размещения различных крупногабаритных полезных нагрузок малой массы и выведения их на рабочие высокоэнергетические орбиты.

Известна космическая головная часть(см. патент RU №2478531 - аналог), содержащая космический аппарат, головной обтекатель и переходный отсек. Переходный отсек вместе с космическим аппаратом и головным обтекателем обеспечивает стыковку с ракетой-носителем. Стыковочный диаметр головного обтекателя больше стыковочного диаметра последней ступени ракеты-носителя. Переходный отсек состоит из нижнего и верхнего усеченных конических корпусов, состыкованных друг с другом по большему диаметру. Нижний шпангоут нижнего корпуса состыкован с корпусом последней ступени ракеты-носителя. Верхний шпангоут верхнего корпуса состыкован с помощью торцевого разъемного, разделяемого в полете, соединения с космическим аппаратом. К верхнему шпангоуту нижнего корпуса пристыкован с помощью торцевого разъемного, разделяемого в полете, соединения головной обтекатель.

Известна космическая головная часть для одиночного и группового запуска спутников (см. патент RU №2293689 - прототип), содержащая адаптер для установки спутников, выполненный в виде кольцевой платформы и расположенный в верхней части разгонного блока вокруг его приборного отсека, причем на кольцевой части адаптера выполнены посадочные отверстия для установки спутников вокруг разгонного блока, а в районе приборного отсека разгонного блока на этом адаптере выполнены посадочные отверстия для установки адаптера одиночного спутника, расположенного над разгонным блоком, при этом кольцевой адаптер содержит стыковочный шпангоут, при помощи которого он закреплен на верхнем стыковочном шпангоуте переходного отсека, а разгонный блок подвешен внутри переходного отсека при помощи узлов, закрепленных на приборном отсеке разгонного блока и на переходном отсеке в месте, расположенном ниже стыка переходного отсека с кольцевым адаптером, при этом в стыках шпангоутов переходного отсека и кольцевого адаптера и переходного отсека и разгонного блока установлены демпфирующие элементы.

Вышеописанные устройства имеют ограниченные возможности по достижению массово-центровочных характеристик, необходимых для надежного обеспечения устойчивости и управляемости на всех ступенях полета ракеты космического назначения при выведении крупногабаритной полезной нагрузки малой массы или при групповом выведении полезных нагрузок с различными габаритными размерами и массовыми характеристиками.

Задачей заявляемого технического решения является расширение возможностей эффективного применения космической головной части в составе ракеты космического назначения с обеспечением массово-центровочных характеристик космической головной части при выведении крупногабаритной полезной нагрузки малой массы, а также при групповом выведении полезных нагрузок с различными габаритными размерами и массовыми характеристиками.

Задача решается тем, что в состав космической головной части, содержащей полезную нагрузку, головной обтекатель, переходной отсек, обеспечивающий стыковку головного обтекателя и полезного груза с ракетой-носителем, включен дополнительный отсек с балластным или с балластно-балансировочным грузом, в зависимости от конструктивных особенностей и места установки полезной нагрузки, который с одной стороны жестко состыкован с разделяемыми устройствами выводимой полезной нагрузки, а с другой стороны закреплен на переходном отсеке либо на блоке выведения.

Сущность изобретения поясняется чертежами:

- на фиг. 1 показан общий вид космической головной части в случае выведения крупногабаритной полезной нагрузки малой массы;

- на фиг. 2 показан общий вид космической головной части при групповом выведении полезных нагрузок с различными габаритными размерами и массово-центровочными характеристиками, где:

1. полезная нагрузка;

2. головной обтекатель;

3. переходной отсек;

4. ракета-носитель;

5. дополнительный отсек;

6. балластный или балластно-балансировочный груз;

7. разделяемое устройство;

8. блок выведения.

Космическая головная часть содержит полезную нагрузку 1, головной обтекатель 2, переходный отсек 3, обеспечивающий стыковку головного обтекателя 2 и полезного груза, содержащего полезную нагрузку 1 с ракетой-носителем 4.

В состав космической головной части введен дополнительный отсек 5, имеющий в своем составе балластный или балластно-балансировочный груз 6.

Для обеспечения требуемых параметров продольно-поперечной центровки ракеты космического назначения, выводящей одновременно несколько полезных нагрузок 1 или выводящей крупногабаритную полезную нагрузку 1 малой массы, выбирается высота и конфигурация дополнительного отсека 5, влияющая на устойчивость и управляемость ракеты космического назначения в полете.

На дополнительный отсек 5 с балластным или балластно-балансировочным грузом 6 устанавливается полезная нагрузка 1 через разделяемые устройства 7, при этом разделяемые устройства 7 жестко закреплены на дополнительном отсеке 5 с балластным или балластно-балансировочным грузом 6, который в свою очередь жестко закреплен на переходном отсеке 3 или на блоке выведения 8.

Разделяемые устройства 7 содержат средства крепления и разделения (замки, толкатели и т.д.), а также могут содержать несущие конструкции (адаптеры, проставки).

Предложенное техническое решение позволяет обеспечить устойчивость и надежность управляемости РКН на всех ступенях ее полета, с обеспечением массово-центровочных характеристик конструкции космической головной части для выведения крупногабаритной полезной нагрузки малой массы или полезных нагрузок с различными габаритными размерами и массовыми характеристиками.

Космическая головная часть, содержащая полезную нагрузку, головной обтекатель, переходной отсек, обеспечивающий стыковку головного обтекателя и полезного груза с ракетой-носителем, отличающийся тем, что в состав космической головной части включен дополнительный отсек с балластным или с балластно-балансировочным грузом, в зависимости от конструктивных особенностей и места установки полезной нагрузки, который с одной стороны жестко состыкован с разделяемыми устройствами выводимой полезной нагрузки, а с другой стороны закреплен на переходном отсеке либо на блоке выведения.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в космических головных частях. Космическая головная часть содержит головной обтекатель, космический аппарат (КА) с силовым шпангоутом с переходной системой для стыковки с ракетой-носителем, переходник головного обтекателя с верхним шпангоутом, состыкованным с головным обтекателем разделяемым в полете соединением, нижним шпангоутом, состыкованным с верхним силовым шпангоутом КА с помощью неразъемного в полете соединения.

Способ изготовления космического аппарата относится к космической технике. Способ заключается в том, что производят сборку космического аппарата, проводят электрические испытания на функционирование, испытания на воздействие механических нагрузок, термовакуумные испытания определенным образом.

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники, в частности к конструкциям герметичных разъемных соединений отсеков корпуса летательных аппаратов и, в особенности, к конструкциям герметичного соединения обтекателя с отсеком корпуса летательного аппарата.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в головных частях ракет. Космическая головная часть содержит полезную нагрузку, головной обтекатель, переходный отсек с нижним стыковочным шпангоутом и верхним стыковочным шпангоутом с кольцевой перегородкой в виде жёстко соединённых между собой поперечных стенок под разъемные торцевые соединения, продольно-поперечные силовые наборы, кольцевой шпангоут.

Изобретение относится к системам терморегулирования космических аппаратов (КА), а именно к холодильникам-излучателям для сброса излишков тепловой энергии, вырабатываемой на борту КА.

Изобретение относится к надувным развертываемым космическим конструкциям, преимущественно обитаемым модулям. Модуль включает в себя жесткий несущий отсек (1) в виде неравносторонней призмы с полезной зоной (2) постоянного объема.

Изобретение относится к области космонавтики, в частности к способам сборки головных частей и устройствам для их сборки. Космическая головная часть (КГЧ) содержит полезную нагрузку, переходный отсек, головной обтекатель (ГО), которые соединяют между собой в вертикальном положении.

Изобретение относится к композиционным материалам, используемым в сверхлегких каркасах солнечных батарей и элементов конструкций космических аппаратов, и касается трехслойной панели.

Изобретение относится к средствам управления и наблюдения за состоянием изделий, в т.ч. служебных систем (СС) летательного аппарата (ЛА).

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в разъемных соединениях. Регулируемый узел крепления содержит болты, сферические шайбы, гайки, втулки с наружной резьбой, углепластиковую площадку со стропами из арамидного волокна, накладку из металлических сплавов, три кронштейна из металлических сплавов с гладкими отверстиями и гранями, повторяющими направление ребер силовой конструкции корпуса, располагаемой между кронштейнами.

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (КА), например, телекоммуникационных спутников. Приборный отсек (ПО) КА содержит электрогерметичный корпус, выполненный из сотопанелей с вентиляционными отверстиями (ВО), внутри которого преимущественно установлены приборы полезной нагрузки и служебных систем. ВО служат для отвода из ПО в космическое пространство газов - продуктов газовыделения неметаллических конструкционных материалов и допускаемых утечек рабочих тел из расположенных внутри корпуса трактов и емкостей служебных систем. ВО выполнены с суммарной площадью, обеспечивающей допускаемое избыточное рабочее давление газов в ПО в течение всего срока эксплуатации КА. Техническим результатом изобретения является повышение надежности выполнения ВО с обеспечением нормального функционирования КА в течение всего срока эксплуатации. 1 ил.

Изобретение относится к конструкции и оборудованию космических аппаратов (КА), предназначенных для юстировки и калибровки радиолокационных станций (РЛС). КА содержит корпус (1) в виде прямого кругового цилиндра. На корпусе шарнирно установлены откидные пластины в форме полудисков (3, 4), дополненные радиоотражающими поверхностями (2) V-образного углубления (паза). В походном положении пластины (3, 4) фиксируются к сегментам основания (5, 6). В корпусе (1) установлены приборный отсек, микропроцессор, микроконтроллер с блоком сопряжения с системой ориентации и стабилизации и узлами фиксации пластин, навигационная аппаратура систем «ГЛОНАСС» и/или GPS и др. В раскрытом положении образуется двугранный уголковый отражатель с углом между гранями в диапазоне от (90-Δ)° до (90+Δ)° (0 < Δ < 18 λ/а), где λ - длина волны калибруемой РЛС, а - размер грани. На поверхности основания установлены также трехгранные лазерные уголковые отражатели. Технический результат изобретения заключается в расширении функциональных возможностей КА при калибровке наземных и космических РЛС. 12 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при изготовлении космических аппаратов (КА). Изготавливают комплектующие, собирают КА с системой электропитания с солнечными, аккумуляторными батареями и стабилизированным преобразователем напряжения с общей шиной, проводят электрические испытания, сборку схем испытаний КА на функционирование, проводят испытания на воздействие механических нагрузок, проводят термовакуумные испытания, проводят заключительные испытания, при проектировании схем испытаний соединители в силовых цепях аккумуляторных батарей выбирают с розетками, перед стыковкой выбранных соединителей предварительно контролируют отсутствие гальванической связи цепей с корпусом КА через дополнительно предусмотренные от цепей контролируемых соединителей выводы с токоограничительными резисторами по величине напряжения между контролируемыми цепями и шинами аккумуляторных батарей, стыкуют соединители при сборке схем испытаний. Изобретение позволяет обеспечить безаварийность процесса изготовления КА. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области космической техники и физике состояния газа и может быть использовано для количественной оценки остаточной характеристической скорости в случае реактивной выработки рабочего тела из емкостей рабочей системы. На начальном и завершающем этапах функционирования рабочей системы по уравнениям состояния РТ определяют остаточную массу газа в емкостях рабочей системы. Техническим результатом изобретения является исключение накопления погрешности определения остатков рабочего тела. 2 ил.

Изобретение относится к оборудованию, развертываемому снаружи космического аппарата (КА), и может быть использовано на КА дистанционного зондирования земной поверхности. Рама радиолокационной антенны (РЛА) КА выполнена в виде крыльев с шарнирно соединенными ложементами (2, 3, 4) и (6, 7, 8). На них закреплены при помощи стоек с точными поверхностями антенные полотна. Крылья снабжены индивидуальными средствами развертывания в рабочее положение в виде пружинных механизмов со шкивами (23) и гибкими тягами (21). Тяги одним концом закреплены на крайних ложементах (2) и (8) и пропущены вокруг роликов (22). Другие их концы закреплены на шкивах (23). Центральный ложемент (5) закреплен кронштейнами (11) на корпусе (10) КА в плоскости, расположенной под углом 5° к оси (Z) КА. Для точного позиционирования в раскрытом положении в стыках смежных ложементов на одном из их торцов закреплена механическая часть, а на другом - ответная магнитная часть магнитомеханических упоров. В транспортном положении ложементы крыльев РЛА сложены в два пакета и зачекованы подпружиненными откидными рычагами с пироболтами. Техническим результатом изобретения является повышение надежности, упрощение конструкции и снижение материалоемкости рамы РЛА. 13 з.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретение относится к области авиации и космонавтики, в частности к конструкциям летательных аппаратов. Устройство энергоприводной системы реактивного летательного аппарата для реализации автономного перманентного полета с получением энергии из окружающей среды содержит в вершине первого купола открывающиеся эжекторы-воздухозаборники. Параболические стенки сопла конструктивно выполнены в качестве обратимой МГД-машины и трехмерного параболоид-линейного ускоритель-реактора. Система рабочих поверхностей крыла, фюзеляжа, сопла и парашюта комбинирована воедино в форму осесимметричных соосно помещенных друг в друга куполов, двух направленных выпуклостью вверх, третьего - выпуклостью вниз. Третий купол неподвижно соединен со вторым, образуя фюзеляж, первый соединен со вторым подвижно посредством амортизационно-демпферных регулируемых узлов крепления. Способ энергоснабжения реактивного летательного аппарата реализуют с помощью реакций УТС на изотопах легких элементов в режиме ускоритель-реактора УТС. Достигается повышение стабилизации и маневренности аппарата. 3 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике, в частности к конструкции космических аппаратов (КА) для калибровки РЛС. КА содержит корпус с приборным отсеком, двигательную установку, системы ориентации и стабилизации, солнечные батареи. Корпус КА выполнен в виде прямой призмы, одна из граней которой имеет радиоотражающую поверхность, и дополнен плоской прямоугольной пластиной из радиоотражающего материала, шарнирно связанной с гранью прямой призмы, имеющей радиоотражающую поверхность. Плоская прямоугольная пластина снабжена механизмом раскрытия и узлом фиксации к одной из граней прямой призмы корпуса КА. В КА дополнительно введена аппаратура командной радиолинии (АКРЛ), навигационная аппаратура потребителя (НАП) космических систем «ГЛОНАСС» и/или GPS, бортовая вычислительная система (БВС), микроконтроллер (МК), блок сопряжения системы ориентации и стабилизации и узла фиксации с микроконтроллером. При этом АКРЛ, НАП, БВС, МК, блок сопряжения системы ориентации и стабилизации и узла фиксации с микроконтроллером взаимосвязаны. Технический результат изобретения заключается в повышении эффективности калибровки РЛС, расширении функциональных возможностей КА при калибровке радиолокаторов наземного и морского базирования, работающих на волнах круговой поляризации при параллельном приеме отраженных сигналов, а также в возможности проводить калибровку по величине ЭПР высокопотенциальных РЛС на малых углах места (3-5) градусов и в режиме функционирования с пониженной мощностью излучения. 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к авиации и касается изготовления конструкций отсеков летательных аппаратов (ЛА). При изготовлении отсека в виде оболочки вращения ячеистой структуры на оправку укладывают разделительный слой из резиноподобного материала с кольцевыми и спиральными канавками, затем слоями из высокомодульных нитей вматывают в эти канавки кольцевые и спиральные ребра, с натяжением наматывают наружную оболочку, термообрабатывают, снимают с оправки и удаляют разделительный слой. Причем перед намоткой наружной оболочки в соответствующие ячейки устанавливают вставки, предварительно изготовленные в виде фигурного фланца с консольной резьбовой втулкой и консольными полками с заостренными краями. При этом в центре ячейки в резиноподобном материале выполняют выемку для размещения втулки, а полки заостренными краями вбивают между ребром и резиноподобным материалом. Затем вдавливают вставку до упора фланца в ребра усилием натяжения намотки наружной оболочки и одновременно обжимают резиноподобный материал, прижимая за счет его объемного деформирования полки к ребрам с обеспечением контактного давления для склеивания. Достигается создание высокотехнологичной конструкции отсека ЛА с повышенной надежностью работы. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к авиации и касается созданий конструкций для летательных аппаратов (ЛА). При изготовлении отсека ЛА в виде оболочки вращения на оправку укладывают разделительный слой из резиноподобного материала со спиральными обоих направлений канавками одинаковой ширины, слоями из высокомодульных нитей вматывают в эти канавки спиральные ребра, затем наматывают обжимающую облицовку из термоусаживающего материала, термообрабатывают, удаляют облицовку, снимают с оправки и удаляют разделительный слой. Причем канавки выполняют с плавным увеличением их глубины, обеспечивая конусность внутреннего контура оболочки. При этом после термообработки и удаления облицовки протачивают ребра совместно с резиноподобным материалом, обеспечивая соединительные параметры наружной цилиндрической поверхности оболочки отсека. При этом наружная поверхность каждого ребра выполнена как часть наружной цилиндрической поверхности отсека, а возрастание площади сечения получено плавным увеличением строительной высоты каждого ребра с возрастанием количества нитей в сечении. Достигается создание высокотехнологичной конструкции облегченного отсека ЛА с повышенной надежностью работы. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (искусственных спутников) и средствам его развертывания на орбите. Устройство содержит две идентичные взаимно сбалансированные по массе пары прямолинейно-направляющих механизмов, установленных симметрично в вертикальных параллельных плоскостях. Каждая пара, в свою очередь, содержит пару плоских, зеркально симметричных и сбалансированных консольных механизмов с общей опорной горизонтальной траверсой. Верхними концами консоли соединены подвижно с развертываемым космическим объектом (КО) в районе его центра масс, а нижними концами - шарнирно с установленными на траверсе ползунами. Последние снабжены приводами их синхронного перемещения во взаимно противоположных направлениях. Устройство обеспечивает перемещение центра масс КО вдоль направления местной вертикали, отвечающей равновесному положению спутника на круговой рабочей орбите. Технический результат изобретения состоит в уменьшении возмущающих воздействий на спутник в процессе развёртывания КО на орбите. 7 з.п. ф-лы, 7 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2015-12-10 2015-12-09T19:57:18
Наверх