СТУПЕНЬ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ ДЛЯ ВЫВЕДЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

[25]
Изобретение относится к космической технике, в частности к конструкциям ступеней ракет носителей для выведения
космических аппаратов. Технической задачей изобретения является повышение точности выведения космического аппарата на заданную орбиту путем снижения величин виброударных нагрузок на приборы системы
управления при одновременном упрощении конструкции и расширении области применения. В ступени ракеты носителя для выведения космического аппарата приборы системы управления 17 размещены в герметичном
корпусе 14, выполненном в виде силовой оболочки с торцевыми шпангоутами, помещенном внутри ступени и соединенном с платформой 1 через промежуточный элемент 18 при помощи узлов крепления, размещенных
на локальных приливах, жестко скрепленных с одним из шпангоутов герметичного корпуса по его периметру и смещенных относительно узлов крепления 10 носового обтекателя 11 и узлов крепления для
соединения 12 с двигателем ракеты носителя 13 по ее периметру. Промежуточный элемент для крепления герметичного корпуса 14 выполнен в виде кронштейнов, каждый из которых соединен двумя параллельными
стержнями с передним и двумя стержнями, образующими угол с вершиной на кронштейне с задними торцевыми шпангоутами 3 платформы 1. Ступень снабжена газогенератором 19 на твердом топливе с узлами
крепления, размещенными в агрегатном отсеке 6 по хорде его поперечного сечения, при этом узлы крепления газогенератора, располагаются по периметру поперечного сечения агрегатного отсека 6 и смещены по
периметру относительно узлов крепления герметичного корпуса 14. Узлы крепления газогенератора 19 выполнены в виде кронштейнов, с одной стороны скрепленных с агрегатным отсеком 6, а с другой - с
переходными элементами, скрепленными с фланцами газогенератора 19, а узлы крепления герметичного корпуса 14 смещены по периметру относительно мест крепления кронштейнов с агрегатным отсеком. Ступень
снабжена проставкой, скрепленной с передним торцевым шпангоутом платформы 1 по внешнему контуру по отношению к узлам крепления космического аппарата, а узлы крепления 10 носового обтекателя 11
размещены на свободном торце проставки. 11 з.п. ф-лы, 7 ил.

1. СТУПЕНЬ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ ДЛЯ ВЫВЕДЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА, содержащая платформу с передним и задним торцевыми шпангоутами и
узлами крепления на них, агрегатный отсек с торцевыми шпангоутами, соединенные последовательно между собой через свои торцевые шпангоуты, космический аппарат, соединенный со свободным передним
торцевым шпангоутом платформы через переходной элемент, приборы системы управления, размещенные внутри ступени, узлы крепления носового обтекателя и узлы крепления ступени, размещенные каждый по
периметру поперечного сечения ступени, отличающаяся тем, что в ней приборы системы управления размещены в герметичном корпусе, выполненном в виде силовой оболочки с торцевыми шпангоутами, помещенном
внутри ступени ракеты-носителя для выведения космического аппарата и соединенном с платформой через промежуточный элемент при помощи узлов крепления, размещенных на локальных приливах, жестко
скрепленных с одним из шпангоутов герметичного корпуса по его периметру и смещенных относительно узлов крепления носового обтекателя и узлов крепления для соединения с двигателем ракеты-носителя по
его периметру.

2. Ступень по п.1, отличающаяся тем, что промежуточный элемент для крепления герметичного корпуса выполнен в виде кронштейнов, каждый из которых соединен двумя
параллельными стержнями с передним и двумя стержнями, образующими угол с вершиной на кронштейне, с задними торцевыми шпангоутами платформы.

3. Ступень по п.1, отличающаяся тем,
что промежуточный элемент для крепления герметичного корпуса выполнен в виде ответных локальных приливов на заднем торцевом шпангоуте платформы.

4. Ступень по п.1,
отличающаяся тем, что промежуточный элемент для крепления герметичного корпуса выполнен в виде конической оболочки с торцевыми шпангоутами и соединен одним своим торцевым шпангоутом с задним торцевым
шпангоутом платформы.

5. Ступень по п.1, отличающаяся тем, что промежуточный элемент соединен одним своим торцевым шпангоутом с передним торцевым шпангоутом
платформы.

6. Ступень по п.1, отличающаяся тем, что она снабжена газогенератором на твердом топливе с узлами крепления, размещенным в агрегатном отсеке по хорде его
поперечного сечения, при этом узлы крепления газогенератора располагаются по периметру поперечного сечения агрегатного отсека и смещены по периметру относительно узлов крепления герметичного
корпуса.

7. Ступень по п.6, отличающаяся тем, что узлы крепления газогенератора выполнены в виде кронштейнов, с одной стороны скрепленных с агрегатным отсеком, а с другой с
переходными элементами, скрепленными с фланцами газогенератора, а узлы крепления герметичного корпуса смещены по периметру относительно мест крепления кронштейнов с агрегатным отсеком.

8. Ступень по п.1, отличающаяся тем, что часть объема платформы занимает космический аппарат.

9. Ступень по п.1, отличающаяся тем, что переходный элемент для
крепления космического аппарата выполнен в виде оболочки с торцевыми шпангоутами и фитингов, скрепленных с передним торцевым шпангоутом платформы.

10. Ступень по п.1,
отличающаяся тем, что переходный элемент для крепления космического аппарата выполнен в виде фитингов, жестко скрепленных с передним торцевым шпангоутом платформы.

11. Ступень
по п.1, отличающаяся тем, что она снабжена проставкой, скрепленной с передним торцевым шпангоутом платформы по внешнему контуру по отношению к узлам крепления космического аппарата, а узлы крепления
носового обтекателя размещены на свободном торце проставки.

12. Ступень по п.1, отличающаяся тем, что узлы крепления носового обтекателя размещены на корпусе космического
аппарата.

[1]
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при проектировании ступени ракеты носителя (СРН) для
выведения космических аппаратов (КА) на околоземную орбиту.

[2]
На практике широкое распространение получила СРН для выведения КА, содержащая КА, приборный отсек и агрегатный отсек,
соединенные последовательно друг с другом. В литературе СРН для выведения КА иногда определяется как доводочная ступень, а агрегатный отсек как двигательный либо как отсек оборудования, что
равнозначно. КА к приборному отсеку и СРН к двигателю носителя, так как к двигателю предыдущей ступени ракеты, как правило, крепятся при помощи разрывных болтов. В приборном отсеке размещаются приборы
и аппаратура системы управления.

[3]
Известна СРН для выведения КА [1] содержащая КА, приборный и агрегатный отсеки, соединенные последовательно друг с другом, и крепящиеся к двигателю
носителя посредством разрывных болтов. Недостатком известных СРН для выведения КА является наличие погрешностей в точности выведения КА на заданную околоземную орбиту, обусловленных тем, что от
срабатывания разрывных болтов при отделении СРН для выведения КА от предыдущей ступени ракеты создается виброударная нагрузка, воздействующая на корпус приборного отсека и размещенную в нем аппаратуру
и приборы системы управления, что и приводит к погрешности в точности выведения КА на заданную орбиту. Аналогичное действие, ухудшающее работу системы управления, и тем самым снижающее точность
выведения КА, оказывает вибрационная нагрузка от работающего двигателя.

[4]
Известна СРН "Трайдент" [2] принятая за прототип, содержащая платформу с торцевыми шпангоутами (в технической
литературе вместо названия "платформы" может быть использовано название "переходник", что равноценно), агрегатный отсек с торцевыми шпангоутами, космический аппарат, приборы системы управления,
размещенные внутри ступени, узлы крепления носового обтекателя и узлы крепления ступени, размещенные по периметру поперечного сечения ступени. Здесь следует отметить, что в упомянутых СРН [1,2] для
выведения КА используются двигательные установки на жидком топливе. К недостаткам [2] следует отнести увеличенный уровень возмущений на аппаратуру системы управления, обусловленный более высоким
уровнем вибраций твердотопливных двигательных установок, что существенно снижает точность выведения КА, хотя использование твердотопливных двигателей целесообразно с точки зрения упрощения
эксплуатации по сравнению с жидкостными.

[5]
Таким образом, снижение уровня вибровозмущений, действующих на аппаратуру и приборы системы управления, особенно актуально для СРН для выведения
КА, оснащенных твердотопливными двигательными установками.

[6]
В известных конструкциях СРН для выведения КА защита приборов системы управления от вибровозмущений обеспечивается применением
специальных амортизирующих устройств, что существенно усложняет конструкцию СРН для выведения КА. Кроме того, подбор и отработка этих устройств связаны с большим объемом экспериментальных работ, что
ведет к значительному увеличению сроков разработки СРН для выведения КА и повышению ее стоимости за счет возрастания объемов отработки.

[7]
Технической задачей изобретения является
повышение точности выведения космического аппарата на заданную орбиту путем снижения величины виброударных и вибрационных нагрузок на аппаратуру и приборы системы управления при одновременном
упрощении конструкции СРН для выведения КА и расширении области применения.

[8]
Решение технической задачи заключается в том, что в известной СРН для выведения КА, содержащей платформу с
передним и задним торцевыми шпангоутами и узлами крепления на них, агрегатный отсек с торцевыми шпангоутами, соединенные последовательно между собой через свои торцевые шпангоуты, космический аппарат,
соединенный с свободным передним торцевым шпангоутом платформы через переходной элемент, приборы системы управления, размещенные внутри ступени, узлы крепления носового обтекателя и узлы крепления
ступени, размещенные каждые по периметру поперечного сечения ступени, приборы системы управления размещены в герметичном корпусе, выполненном в виде силовой оболочки с торцевыми шпангоутами,
помещенном внутри ступени ракеты носителя для выведения космического аппарата и соединенном с платформой через промежуточный элемент при помощи узлов крепления, размещенных на локальных приливах,
жестко скрепленных с одним из шпангоутов герметичного корпуса по его периметру и смещенных относительно узлов крепления носового обтекателя и узлов крепления для соединения с двигателем ракеты
носителя по ее периметру.

[9]
Решение технической задачи заключается также в том, что промежуточный элемент для крепления герметичного корпуса выполнен в виде кронштейнов, каждый из которых
соединен двумя параллельными стержнями с передним и двумя стержнями, образующими угол с вершиной на кронштейне, с задними торцевыми шпангоутами платформы.

[10]
Решение технической задачи
заключается также в том, что промежуточный элемент для крепления герметичного корпуса выполнен в виде ответных локальных приливов на заднем торцевом шпангоуте платформы.

[11]
Решение
технической задачи заключается также в том, что промежуточный элемент для крепления герметичного корпуса выполнен в виде конической оболочки с торцевыми шпангоутами, соединенный своим торцевым
шпангоутом с задним торцевым шпангоутом платформы.

[12]
Решение технической задачи заключается также в том, что промежуточный элемент для крепления герметичного корпуса выполнен в виде
конической оболочки с торцевыми шпангоутами, соединенный торцевым шпангоутом с передним торцевым шпангоутом платформы.

[13]
Решение технической задачи заключается также в том, что СРН
снабжена газогенератором на твердом топливе с узлами крепления, размещенным в агрегатном отсеке по хорде его поперечного сечения, при этом узлы крепления газогенератора располагаются по периметру
поперечного сечения агрегатного отсека и смещены по периметру относительно узлов крепления герметичного корпуса.

[14]
Решение технической задачи заключается также в том, что узлы крепления
газогенератора выполнены в виде кронштейнов, с одной стороны скрепленных с агрегатным отсеком, а с другой с переходными элементами, скрепленными с фланцами газогенератора, а узлы крепления
герметичного корпуса смещены по периметру относительно мест крепления кронштейнов с агрегатным отсеком.

[15]
Кроме того, часть объема платформы занимает космический аппарат, а переходный
элемент для крепления космического аппарата выполнен в виде оболочки с торцевыми шпангоутами и фитингов, скрепленных с передним торцевым шпангоутом платформы.

[16]
Решение технической
задачи заключается также в том, что переходный элемент для крепления космического аппарата выполнен в виде фитингов, жестко скрепленных с передним торцевым шпангоутом платформы. Кроме того, СРН
снабжена проставкой, скрепленной с передним торцевым шпангоутом платформы по внешнему контуру по отношению к узлам крепления космического аппарата, а узлы креплен…

1. Николаев Ю.М., Соломонов Ю.С. Инженерное проектирование управляемых баллистических ракет с РДТТ, Воен.издат. МО ССССР, М., 1979.2. "Трайден", РКТ N 51, 1975, с.2-8.