RU2165379C1 - Ракетный разгонный блок - Google Patents
Ракетный разгонный блок Download PDFInfo
- Publication number
- RU2165379C1 RU2165379C1 RU2000110164/28A RU2000110164A RU2165379C1 RU 2165379 C1 RU2165379 C1 RU 2165379C1 RU 2000110164/28 A RU2000110164/28 A RU 2000110164/28A RU 2000110164 A RU2000110164 A RU 2000110164A RU 2165379 C1 RU2165379 C1 RU 2165379C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- tank
- inter
- truss
- oxidizer
- frame
- Prior art date
Links
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции разгонных блоков (РБ), предназначенных для выведения с опорной на рабочие высокоэнергетические орбиты различных полезных грузов. Согласно изобретению РБ содержит бак окислителя с фермой подвески, наклонный тороидальный бак горючего, маршевый двигатель, межбаковый отсек и опорную ферму для сопряжения с ракетой-носителем. При этом бак окислителя выполнен чечевичной формы, образованной сопряженными по окружности с помощью шпангоута двумя сегментами двух сфер. Силовой межбаковый отсек выполнен в виде верхнего и нижнего шпангоутов и стрингеров, а ферма подвески оперта на указанный верхний шпангоут. На этот шпангоут также оперт нижний конец дополнительной верхней фермы сопряжения с полезной нагрузкой. На внешней оболочке бака горючего в плоскости, расположенной под углом 3-5° к его экваториальной плоскости, установлены кронштейны, прикрепленные к нижнему шпангоуту межбакового отсека. Верхний конец опорной фермы сопряжения с ракетой-носителем при помощи элемента разделения соединен с указанными кронштейнами. Изобретение позволяет уменьшить массу РБ при выигрыше в его сухой массе 7-10%, а также снизить трудоемкость изготовления РБ. 1 ил.
Description
Изобретение относится к ракетно-космической - технике, а именно к конструкции ракетных разгонных блоков, входящих в состав ракет космического назначения, предназначенных для выведения с опорной орбиты на рабочие высокоэнергетические орбиты различных космических объектов - полезных грузов.
Известен ракетный блок по патенту N 2095294 МПК6: В 64 G 1/00, 1/16, содержащий жидкостный ракетный двигатель, баки окислителя и горючего, один из которых выполнен тороидальным.
Недостатком аналога является то, что все инерционные нагрузки воспринимаются силовой схемой в виде внутриторовой конструкции, что приводит к уменьшению базы восприятия нагрузок и, как следствие, увеличению массы блока.
Наиболее близким аналогом является ракетный разгонный блок по патенту N 2105702 МПК6: В 64 G 1/00, 1/16, 1/40, содержащий баки окислителя и тороидальный наклонный своей экваториальной плоскостью относительно продольной оси блока бак горючего, маршевый двигатель, межбаковый отсек в виде силового элемента ферменной конструкции, причем стержни фермы расположены на внешней оболочке бака горючего на его шпангоуте, кроме того блок содержит ферму подвески бака окислителя и опорную ферму сопряжения с ракетой-носителем.
Недостатком прототипа является выполнение межбакового отсека ферменным, т. к. размещение необходимой аппаратуры приводит к необходимости усиления стержневой конструкции, которая плохо работает на изгиб, и, как следствие, приводит к утяжелению конструкции блока.
Ферма крепления для установки полезного груза имеет большую протяженность, что снижает допустимые критические напряжения и влечет за собой увеличение массы блока.
Задачей предложенного ракетного блока является улучшение массовых характеристик блока и снижение трудоемкости его изготовления.
Эта задача достигается тем, что в ракетном разгонном блоке, содержащем бак окислителя, тороидальный наклонный относительно продольной оси блока бак горючего, маршевый двигатель, межбаковый отсек, опорную ферму сопряжения с ракетой-носителем, бак окислителя выполнен чечевичной формы, образованной сопряженными по окружности с помощью шпангоута двумя сегментами двух сфер, межбаковый отсек выполнен силовым в виде верхнего и нижнего шпангоута и жестко с ними связанных стрингеров; при этом ферма подвески бака окислителя опирается на верхний шпангоут межбакового отсека, на который также опирается нижний конец дополнительно введенной верхней фермы сопряжения с полезной нагрузкой, причем на внешний оболочке бака горючего в плоскости, находящейся под углом 3 - 5o к его экваториальной плоскости, установлены по крайней мере три кронштейна, которые жестко связаны с нижним шпангоутом межбакового отсека, кроме того верхний конец опорной фермы сопряжения с ракетой-носителем с помощью элемента разделения. соединен с соответствующими вышеупомянутыми кронштейнами.
На чертеже изображена конструкция ракетного разгонного блока, где
1. - бак окислителя (БО);
2. - бак горючего (ТО);
3. - маршевый двигатель (МД);
4. - межбаковый отсек (МО);
5. - шпангоут бака окислителя (ШБО);
6. - верхний шпангоут межбакового отсека (ВШМО);
7. - нижний шпангоут межбакового отсека (НШМО);
8. - стрингеры;
9. - ферма подвески бака окислителя (ФПБО);
10. - верхняя ферма сопряжения с полезной нагрузкой (ОФСРН);
11. - кронштейны;
12. - опорная ферма сопряжения с ракетой - носителем (ОФСРН);
13. - элементы разделения (ЭР);
14. - рама маршевого двигателя (РМД);
15. - стержни крепления маршевого двигателя (СКМД).
1. - бак окислителя (БО);
2. - бак горючего (ТО);
3. - маршевый двигатель (МД);
4. - межбаковый отсек (МО);
5. - шпангоут бака окислителя (ШБО);
6. - верхний шпангоут межбакового отсека (ВШМО);
7. - нижний шпангоут межбакового отсека (НШМО);
8. - стрингеры;
9. - ферма подвески бака окислителя (ФПБО);
10. - верхняя ферма сопряжения с полезной нагрузкой (ОФСРН);
11. - кронштейны;
12. - опорная ферма сопряжения с ракетой - носителем (ОФСРН);
13. - элементы разделения (ЭР);
14. - рама маршевого двигателя (РМД);
15. - стержни крепления маршевого двигателя (СКМД).
Предложен ракетный разгонный блок, в котором бак окислителя 1 выполнен чечевичной формы, образованной сопряженными по окружности с помощью шпангоута 5 двумя сегментами двух сфер. Бак окислителя установлен на ферме подвески 9.
Бак горючего 2 имеет тороидальную форму и наклонен своей экваториальной плоскостью относительной продольной оси блока и снабжен кронштейнами 11, по крайней мере тремя, установленными на внешней оболочке БГ 2 в плоскости, которая находится под углом 3 - 5o относительно экваториальной плоскости БГ 2, и жестко связанными с нижним шпангоутом 7 межбакового отсека 4.
Маршевый двигатель 3 установлен на раме 14 во внутриторовом пространстве бака горючего 2 с помощью стержней 15.
Межбаковый отсек 4 выполнен силовым в виде верхнего 6 и нижнего 7 шпангоутов и жестко с ними связанных стрингеров 8.
Ферма подвески 9 бака окислителя 1 опирается на верхний шпангоут 6 межбакового отсека 4.
На верхний шпангоут 6 опирается также нижний конец верхней фермы 10 сопряжения с полезной нагрузкой.
Верхний конец опорной фермы 12 сопряжения с ракетой- носителем с помощью элемента разделения 13 соединен с соответствующими кронштейнами 11.
В предложенном блоке силовая схема представляет собой жесткое последовательное соединение верхней фермы 10 сопряжения с полезной нагрузкой, межбакового отсека 4, кронштейнов 11, размещаемых на внешней поверхности бака горючего 2 и опорной фермы 12 сопряжения с полезной нагрузкой.
При этом бак окислителя устанавливается на верхнем шпангоуте 6 межбакового отсека 4 с помощью фермы 9 подвески бака окислителя, а соединение кронштейнов 11 с опорной фермой 12 выполняется с помощью элементов разделения 13.
Крепление маршевого двигателя выполняется с помощью стержней крепления 15, верхние концы которых закреплены на верхнем шпангоуте 6 межбакового отсека 4 в точке соединения фермы 9 подвески бака окислителя и верхней фермы 10 сопряжения с полезной нагрузкой.
Данное устройство функционирует следующим образом.
Внешние инерционные нагрузки, возникающие при эксплуатации блока как в полете, так и при транспортировании воспринимаются силовой схемой, включающей верхнюю ферму 10 сопряжения с полезной нагрузкой, межбаковый отсек 4, кронштейны 11 бака горючего и опорную ферму 12 сопряжения с ракетой-носителем.
При этом радиальные усилия от бака окислителя 1 и маршевого двигателя 3 воспринимаются верхним шпангоутом 6 межбакового отсека 4.
Это дает возможность в отличие от прототипа исключить из конструкции блока габаритные силовые элементы, что в свою очередь позволяет уменьшить общую массу ракетного разгонного блока и снизить трудоемкость его изготовления.
Выигрыш в сухой массе блока составляет от 7 до 10%.
Все элементы силовой схемы выполняются из отечественных материалов, в т. ч. из высокопрочных алюминиевых материалов (например, марки 01420) и композиционных материалов (например, марки "Кулон").
Изготовление силовых элементов производится на отечественном оборудовании по известным технологиям.
Claims (1)
- Ракетный разгонный блок, содержащий бак окислителя с фермой подвески, тороидальный наклонный относительно продольной оси блока бак горючего, маршевый двигатель, межбаковый отсек, опорную ферму сопряжения с ракетой-носителем, отличающийся тем, что бак окислителя выполнен чечевичной формы, образованной сопряженными по окружности с помощью шпангоута двумя сегментами двух сфер, межбаковый отсек выполнен силовым в виде верхнего и нижнего шпангоутов и жестко связанных с ними стрингеров, при этом ферма подвески бака окислителя оперта на верхний шпангоут межбакового отсека, на который также оперт нижний конец дополнительно введенной верхней фермы сопряжения с полезной нагрузкой, причем на внешней оболочке бака горючего в плоскости, расположенной под углом 3 - 5o к его экваториальной плоскости, установлены по крайней мере три кронштейна, которые жестко связаны с нижним шпангоутом межбакового отсека, причем верхний конец опорной фермы сопряжения с ракетой-носителем при помощи элемента разделения соединен с указанными кронштейнами.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2000110164/28A RU2165379C1 (ru) | 2000-04-24 | 2000-04-24 | Ракетный разгонный блок |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2000110164/28A RU2165379C1 (ru) | 2000-04-24 | 2000-04-24 | Ракетный разгонный блок |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2165379C1 true RU2165379C1 (ru) | 2001-04-20 |
Family
ID=20233684
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2000110164/28A RU2165379C1 (ru) | 2000-04-24 | 2000-04-24 | Ракетный разгонный блок |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2165379C1 (ru) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN104260900A (zh) * | 2014-10-25 | 2015-01-07 | 哈尔滨工业大学 | 弹性铰链驱动的桁架式可折展单元及可折展支撑臂 |
RU2563923C1 (ru) * | 2014-04-21 | 2015-09-27 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Модульная двигательная установка малой тяги |
CN106494642A (zh) * | 2016-10-18 | 2017-03-15 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种大吨位运载器锁紧装置 |
RU2629586C2 (ru) * | 2015-08-21 | 2017-08-30 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Двигательная установка космического летательного аппарата |
-
2000
- 2000-04-24 RU RU2000110164/28A patent/RU2165379C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2563923C1 (ru) * | 2014-04-21 | 2015-09-27 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Модульная двигательная установка малой тяги |
CN104260900A (zh) * | 2014-10-25 | 2015-01-07 | 哈尔滨工业大学 | 弹性铰链驱动的桁架式可折展单元及可折展支撑臂 |
RU2629586C2 (ru) * | 2015-08-21 | 2017-08-30 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Двигательная установка космического летательного аппарата |
CN106494642A (zh) * | 2016-10-18 | 2017-03-15 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种大吨位运载器锁紧装置 |
CN106494642B (zh) * | 2016-10-18 | 2019-08-02 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种大吨位运载器锁紧装置 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US11286066B2 (en) | Multiple space vehicle launch system | |
US4451017A (en) | Three stage rocket vehicle with parallel staging | |
US5816539A (en) | Orbital assist module and interstage | |
RU2161108C1 (ru) | Способ выведения на орбиту полезной нагрузки многофункциональной ракетой-носителем комбинированной схемы с маршевыми жидкостными ракетными двигательными установками (жрду), многофункциональная ракета-носитель комбинированной схемы с маршевыми жрду и способ ее отработки | |
RU2566511C1 (ru) | Отсек силовой установки | |
CA2820943A1 (en) | Spacecraft propellant tank mount | |
RU2165379C1 (ru) | Ракетный разгонный блок | |
US3286629A (en) | Multi-mission module | |
US6547182B2 (en) | Solid rocket motor bolted thrust takeout structure | |
US3295790A (en) | Recoverable single stage spacecraft booster | |
RU2340516C1 (ru) | Разгонный блок и силовой шпангоут (2 варианта) | |
RU2422335C1 (ru) | Космическая головная часть | |
RU2376216C2 (ru) | Двигательный модуль космического летательного аппарата | |
RU2149125C1 (ru) | Ракета-носитель | |
RU2095294C1 (ru) | Ракетный блок | |
RU2250861C2 (ru) | Ракетный разгонный блок | |
RU2073187C1 (ru) | Многоступенчатая ракета и способ ее разделения | |
RU2309088C2 (ru) | Одноступенчатая многоразовая ракета-носитель вертикального взлета и посадки | |
RU2242405C2 (ru) | Ракетный разгонный блок | |
RU2742908C2 (ru) | Ракета космического назначения | |
RU2584045C2 (ru) | Ракетный разгонный блок и способ его сборки | |
RU2153445C1 (ru) | Многоступенчатая ракета | |
RU2205138C2 (ru) | Ракетный разгонный блок | |
RU2193994C2 (ru) | Ступень ракеты | |
GONZALEZ | RECEDING PAGE BLANK NOT FILMED 189 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20060425 |