RU2193994C2

RU2193994C2 - Rocket stage

Info

Publication number: RU2193994C2
Application number: RU2000104434/28A
Authority: RU
Inventors: А.Ю. Алле; В.Н. Блинов; П.В. Войцехович; Н.Н. Иванов; Г.М. Касаткин; В.В. Маркелов
Original assignee: Конструкторское бюро "Полет" ГУДП ГП "Производственное объединение "Полет"
Priority date: 2000-02-22
Filing date: 2000-02-22
Publication date: 2002-12-10

Abstract

FIELD: rocketry; instrumentation sections with rod frame at group injection of spacecraft. SUBSTANCE: stage includes instrumentation section with rod frame mounted on body, spacecraft separation system in form of four brackets with pyro pushers secured on butt of rod frame by means of threaded studs with nuts, as well as main and accompanying spacecraft. Fitted on studs of frame are trough-shaped brackets with beads inside which brackets with main spacecraft separation system are mounted on the same studs; platform with two parts projecting as cantilever are secured on said beads; projecting parts have seats for mounting accompanying spacecraft. Cantilever parts of platform are strengthened with V-shaped rod struts whose free ends are secured on platform and engaged ends are secured on brackets of instrumentation section. Total height of trough-shaped brackets and platform for accompanying spacecraft does not exceed height of brackets for mounting main spacecraft. EFFECT: reduced mass of stage at preset parameters of rigidity of rod frame and platform; increased zones of location of main spacecraft. 9 dwg

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается ступеней ракет с верхним расположением приборного отсека с рамой для установки двух и более космических аппаратов (КА). The invention relates to rocket and space technology and relates to rocket stages with an upper arrangement of the instrument compartment with a frame for installing two or more spacecraft (SC).

Известны ступени ракеты, содержащие приборный отсек с рамой, на которую последовательно установлены два КА с установкой верхнего КА на нижний (см. "Ракетная и космическая техника", ЦНТИ "Поиск" по материалам иностранной печати, 42 (1251) от 14.10.83 г, с.11, "О перспективах коммерческого использования ракет "Титан-34Д". Данный способ установки КА широко используется, например, на ракете "Ариан" (ESA) (РКТ 37-38 (1246-1247) от 16.09.83 г. , с. 19), на ракете-носителе "Космос" (Россия) для установки дополнительного малогабаритного КА. There are known rocket stages containing an instrument compartment with a frame on which two spacecraft are sequentially mounted with the upper spacecraft installed on the lower one (see "Missile and space technology", Central Scientific and Research Institute "Search" based on foreign press, 42 (1251) from 10/14/83 g , p.11, "On the prospects for the commercial use of Titan-34D rockets. This spacecraft installation method is widely used, for example, on the Arian rocket (ESA) (RKT 37-38 (1246-1247) from 09/16/83 , p. 19), on the Cosmos launch vehicle (Russia) for the installation of an additional small-sized spacecraft.

Использование данного способа возможно только при соблюдении ряда условий, а именно:
наличия достаточной зоны для размещения последовательно установленных КА под обтекателем;
совместимости КА по механическому и электрическому интерфейсам, при которой нижний КА должен дорабатываться (или разрабатываться) с учетом установки на него верхнего КА.The use of this method is possible only subject to a number of conditions, namely:
the presence of a sufficient area to accommodate sequentially installed spacecraft under the fairing;
spacecraft compatibility on mechanical and electrical interfaces, in which the lower spacecraft should be further developed (or developed) taking into account the installation of the upper spacecraft on it.

В случае несоблюдения данных условий последовательная установка КА под обтекателем ракеты невозможна. КА в этом случае могут устанавливаться на раме приборного отсека по параллельной схеме. In case of non-compliance with these conditions, the sequential installation of the spacecraft under the rocket fairing is impossible. In this case, the spacecraft can be mounted on the frame of the instrument compartment in a parallel manner.

Известна ступень ракеты с параллельной установкой КА под обтекателем ракеты (см. "Ракетная и космическая техника", ЦНТИ "Поиск" по материалам иностранной печати, 21 (1230) от 27.05.83 г., с.7, рис. "Схематическое изображение спутника GS-1 с дополнительной полезной нагрузкой"). Дополнительный КА может устанавливаться сбоку от основного КА по следующим схемам:
установка дополнительного КА сбоку на основном КА;
установка дополнительного КА сбоку на специальном адаптере, на торцевую часть которого монтируется основной КА; адаптер устанавливается на раму приборного отсека ракеты; система отделения основного и дополнительного КА монтируется на адаптере;
установка дополнительного КА на плоскую платформу, закрепляемую на стержневой раме; основной КА монтируется на штатную систему отделения КА ракеты.The rocket stage with parallel installation of the spacecraft under the rocket fairing is known (see "Missile and space technology", Central Scientific Research Institute "Search" according to foreign press, 21 (1230) from 05/27/83, p. 7, Fig. "Schematic diagram of the satellite GS-1 with additional payload "). An additional spacecraft can be installed on the side of the main spacecraft according to the following schemes:
installation of an additional spacecraft on the side of the main spacecraft;
installation of an additional spacecraft on the side on a special adapter, on the end of which the main spacecraft is mounted; the adapter is mounted on the frame of the instrument compartment of the rocket; the separation system of the main and additional spacecraft is mounted on the adapter;
installation of an additional spacecraft on a flat platform, fixed on a rod frame; the main spacecraft is mounted on a regular missile spacecraft separation system.

Выбор схемы установки двух КА на ракете зависит от многих факторов, в том числе:
от габаритных размеров КА;
от зоны полезного груза головного обтекателя ракеты;
от способности основного КА к адаптации к стыковке с дополнительным КА;
от прочностных и динамических характеристик стержневой рамы приборного отсека ракеты;
от требований к параметрам поперечной центровки ракеты, определяющим условия устойчивости и управляемости ракеты на участке выведения и др.The choice of a scheme for installing two spacecraft on a rocket depends on many factors, including:
from spacecraft dimensions;
from the payload area of the head fairing of the rocket;
from the ability of the main SC to adapt to docking with an additional SC;
from the strength and dynamic characteristics of the core frame of the instrument compartment of the rocket;
from requirements to the parameters of the transverse centering of the rocket, which determine the conditions of stability and controllability of the rocket at the launch site, etc.

Наиболее близкой к предлагаемой конструкции ступени является ступень ракеты (фиг. 6-9, Приложение), содержащая корпус 3, верхний приборный отсек 2 со стержневой рамой 1 для установки КА 6 и стыкуемый на приборный отсек головной аэродинамический обтекатель (см. Космонавтика СССР, М., Машиностроение, "Планета", 1986, стр.316-317, а также патент 2059190). Данная ступень взята за прототип. Closest to the proposed design of the stage is the rocket stage (Fig. 6-9, Appendix), comprising a housing 3, an upper instrument compartment 2 with a rod frame 1 for installing spacecraft 6 and a head aerodynamic fairing that is mated to the instrument compartment (see USSR Cosmonautics, M ., Engineering, "Planet", 1986, pp. 316-317, and also patent 2059190). This stage is taken as a prototype.

Стержневая рама 1 приборного отсека служит для установки КА и содержит верхний пояс с пиротехнической системой отделения 5 КА, нижний пояс, соединяющий их стержневой каркас и подкрепляющие стойки. Рама жестко крепится к верхнему шпангоуту приборного отсека в четырех точках. Стыковочной плоскостью для КА является плоскость, образованная поверхностями четырех стыковочных кронштейнов 4 стержневой рамы 1, в которых установлены четыре пиротолкателя 5 системы отделения КА и шесть направляющих штырей, устанавливаемых в кронштейнах согласно фиг. 3. Пиротолкатели до момента отделения КА служат для крепления КА к РН. Кронштейны закреплены на раме при помощи резьбовых шпилек с гайками. The core frame 1 of the instrument compartment serves to install the spacecraft and contains an upper belt with a pyrotechnic separation system of 5 spacecraft, a lower belt connecting their core frame and reinforcing racks. The frame is rigidly attached to the upper frame of the instrument compartment at four points. The connecting plane for the spacecraft is the plane formed by the surfaces of the four connecting brackets 4 of the core frame 1, in which four pushers 5 of the spacecraft separation system and six guide pins installed in the brackets according to FIG. 3. Pyro-pushers until the spacecraft are separated serve to attach the spacecraft to the launch vehicle. The brackets are fixed to the frame using threaded rods with nuts.

Рассмотрим установку двух КА по параллельной схеме в случае габаритов основного КА, соизмеримых с габаритами зоны полезного груза головного аэродинамического обтекателя ракеты, т.е. когда зазоры между обтекателем и основным КА минимальны. В этом случае дополнительный КА устанавливается через плоскую платформу, закрепляемую на стержневой раме приборного отсека, а основной КА устанавливается на кронштейны системы отделения КА (фиг.1, 4). Consider the installation of two spacecraft in a parallel circuit in the case of the dimensions of the main spacecraft, commensurate with the dimensions of the payload zone of the head aerodynamic rocket fairing, i.e. when the gaps between the fairing and the main spacecraft are minimal. In this case, an additional spacecraft is installed through a flat platform fixed to the core frame of the instrument compartment, and the main spacecraft is installed on the brackets of the spacecraft separation system (Figs. 1, 4).

Описанный прототип является серийной ракетой-носителем. Опыт ее эксплуатации показал, что наиболее уязвимым звеном является стержневая рама, одновременно выполняющая две функции: монтаж КА и монтаж системы управления. Произвольное закрепление платформы для установки дополнительного КА на стержневой раме приводит к следующим недостаткам:
нагружение стержневой рамы платформой с дополнительным КА может привести к необходимости доработок рамы, что сталкивается с проблемой обеспечения виброрежимов мест крепления приборов системы управления на раме и соответственно требует большого объема наземной отработки;
разработка платформы для установки дополнительного КА ведется из условия обеспечения ее заданных динамических характеристик для обеспечения заданной собственной частоты КА; динамические характеристики платформы зависят от высоты платформы и силовых характеристик платформы, а также от способа закрепления платформы на стержневой раме; чрезмерное увеличение высоты платформы при расположении ее на торце стержневой рамы приводит к уменьшению зоны полезного груза под обтекателем и невозможности установки основного КА.The described prototype is a serial launch vehicle. The experience of its operation showed that the most vulnerable link is the rod frame, which simultaneously performs two functions: installation of the spacecraft and installation of the control system. The arbitrary fixing of the platform for the installation of an additional spacecraft on the core frame leads to the following disadvantages:
loading the rod frame with a platform with an additional spacecraft can lead to the need for modifications to the frame, which is faced with the problem of providing vibration modes for the mounting points of the control system devices on the frame and, accordingly, requires a large amount of ground testing;
the development of a platform for installing an additional spacecraft is carried out from the condition of ensuring its specified dynamic characteristics to ensure a given natural frequency of the spacecraft; dynamic characteristics of the platform depend on the height of the platform and the power characteristics of the platform, as well as on the method of fixing the platform on the core frame; an excessive increase in the height of the platform when it is located at the end of the rod frame leads to a decrease in the payload area under the fairing and the inability to install the main spacecraft.

Целью изобретения является снижение массы конструкции ступени с обеспечением заданных параметров жесткости стержневой рамы и платформы, а также увеличение зоны расположения основного КА. The aim of the invention is to reduce the mass of the design of the stage with the specified parameters of rigidity of the core frame and platform, as well as increasing the area of the main spacecraft.

Поставленная цель достигается тем, что на шпильки рамы установлены корытообразные кронштейны с отбортовками, внутри которых на эти же шпильки смонтированы кронштейны с системой отделения основного космического аппарата, на отбортовках кронштейнов закреплена платформа, имеющая две консольно выступающие части в направлении точек крепления стержневой рамы на приборном отсеке, на которых смонтированы посадочные места для установки попутных космических аппаратов, при этом консольные части платформы подкреплены V-образными стержневыми стойками, свободные концы которых закреплены на платформе, а связанные - на кронштейнах приборного отсека для крепления стержневой рамы, причем суммарная высота корытообразных кронштейнов и платформы для попутных КА не превышает высоту кронштейнов для установки основного КА. This goal is achieved by the fact that trough-shaped brackets with flanges are installed on the frame studs, inside of which brackets with the main spacecraft separation system are mounted on the same studs, on the flanges of the brackets there is a platform having two cantilevered protruding parts in the direction of the core frame mounting points on the instrument compartment on which mounting seats are mounted for the installation of associated spacecraft, while the console parts of the platform are supported by V-shaped rod with the canals, the free ends of which are fixed on the platform, and the connected ones - on the brackets of the instrument compartment for mounting the core frame, and the total height of the trough-shaped brackets and the platform for the associated spacecraft does not exceed the height of the brackets for installing the main spacecraft.

Заявляемое изобретение поясняется чертежами, где изображено:
на фиг.1 - общий вид ступени с основным и попутными КА в зоне полезного груза головного аэродинамического обтекателя;
на фиг.2 - узел крепления попутного аппарата;
на фиг.3 - платформа для установки попутных КА;
на фиг. 4 - узел крепления кронштейна для установки основного КА, кронштейна для установки платформы для попутных КА и самой платформы;
на фиг.5 - узел подкрепления платформы для попутных КА.The invention is illustrated by drawings, which depict:
figure 1 is a General view of the stage with the main and associated spacecraft in the payload area of the head aerodynamic fairing;
figure 2 - mounting unit of the associated apparatus;
figure 3 - platform for the installation of associated spacecraft;
in FIG. 4 - a bracket mount for installing the main SC, a bracket for installing the platform for the associated SC and the platform itself;
figure 5 - node reinforcement platform for the associated spacecraft.

Ступень ракеты содержит корпус 1, цилиндрический приборный отсек 2 со стержневой рамой 3, закрепленной на приборном отсеке в четырех точках при помощи кронштейнов. Основной КА 4 устанавливается на стержневую раму 3 через кронштейны 10, в которых установлены пиротолкатели 12. Попутные КА 5 установлены на специальную платформу 7, смонтированную на стержневой раме 3. Основной и попутные КА установлены под головным аэродинамическим обтекателем в его зоне полезного груза 6. (Сам обтекатель условно не показан). Попутные КА 5 могут быть установлены на платформе 7 либо через специальную конструкцию 8 для обеспечения безударного отделения КА, либо без нее, тогда посадочные места 9 выполняются непосредственно в платформе 7. The rocket stage contains a housing 1, a cylindrical instrument compartment 2 with a rod frame 3, mounted on the instrument compartment at four points using brackets. The main SC 4 is mounted on the rod frame 3 through the brackets 10, in which the pushers 12 are mounted. The associated SC 5 are installed on a special platform 7 mounted on the rod frame 3. The main and associated SC are installed under the head aerodynamic fairing in its payload zone 6. ( The fairing itself is conditionally not shown). Associated spacecraft 5 can be installed on the platform 7 either through a special design 8 to ensure shock-free separation of the spacecraft, or without it, then the seats 9 are performed directly in the platform 7.

Платформа 7 монтируется на стержневой раме 3 таким образом, чтобы кронштейны 10 для установки основного КА 4 оставались доступными для стыковки КА. Платформа 7 для установки попутных КА 5 выполнена с консольно выступающими частями в направлении кронштейнов 20 для крепления стержневой рамы 3 на приборном отсеке. В кронштейне 10 установлены установочные шпильки 11 и пиротолкатели 12, служащие одновременно пирозамками для крепления основного КА 4 с рамой 3 ракеты. The platform 7 is mounted on the rod frame 3 so that the brackets 10 for installing the main SC 4 remained available for docking SC. The platform 7 for installing the accompanying spacecraft 5 is made with cantilever protruding parts in the direction of the brackets 20 for mounting the core frame 3 on the instrument compartment. In the bracket 10, mounting studs 11 and pyro-pushers 12 are installed, serving simultaneously as pryozamki for mounting the main spacecraft 4 with the frame 3 of the rocket.

Между кронштейнами 10 и опорными элементами 14 стержневой рамы 3 смонтированы корытообразные кронштейны 13 с отбортовками, на которых закреплена платформа 7 для установки попутных КА 5. В опорных элементах 14 установлены резьбовые шпильки 15, служащие для закрепления кронштейнов 10, 13 на раме 3. Основной КА 4 установлен на кронштейны 10 и закреплен замком-пиротолкателем 12. Верхний пояс стержневой рамы 3 образован стержневыми и коробчатыми элементами 16. Between the brackets 10 and the supporting elements 14 of the rod frame 3 mounted trough-shaped brackets 13 with flanges, on which the platform 7 for mounting the associated spacecraft 5 is fixed. The supporting elements 14 are equipped with threaded rods 15 used to fix the brackets 10, 13 on the frame 3. The main spacecraft 4 is mounted on brackets 10 and secured with a pusher 12. The upper belt of the core frame 3 is formed by rod and box elements 16.

Консольно выступающие части платформы для попутных КА 5 подкреплены V-образными трубчатыми стойками 17, свободные концы которых при помощи фитингов 19 закреплены на платформе 7, а связанные - при помощи фитингов 18 на кронштейнах 20 приборного отсека для крепления стержневой рамы 3. The cantilever protruding parts of the platform for the associated spacecraft 5 are supported by V-shaped tubular posts 17, the free ends of which with the help of fittings 19 are fixed on the platform 7, and the connected ones - with the help of fittings 18 on the brackets 20 of the instrument compartment for attaching the core frame 3.

При выведении КА на активном участке траектории нагрузки от попутных КА в заявляемой конструкции распределяются оптимальным образом с использованием штатных силовых элементов ракеты - фитингов для установки основного КА, фитингов для крепления рамы в приборном отсеке. Выполнение кронштейнов 13 корытообразной формы и установка их под основными кронштейнами обеспечивает требуемые условия прочности и жесткости. When the spacecraft is brought out on the active section, the load paths from the associated spacecraft in the claimed design are distributed in the optimal way using standard rocket power elements - fittings for installing the main spacecraft, fittings for mounting the frame in the instrument compartment. The implementation of the brackets 13 trough-shaped and installing them under the main brackets provides the required conditions of strength and rigidity.

Заявляемая конструкция ступени ракеты позволяет:
снизить массу конструкции ступени за счет рационального нагружения стержневой рамы и цилиндрической части приборного отсека за счет закрепления платформы для попутных КА в местах приложения нагрузок от основного КА и раскрепления консольных частей рамы в местах монтажа рамы на приборном отсеке по сравнению с чисто консольной платформой на 25-28%;
обеспечить заданные параметры жесткости платформы для установки попутных КА;
обеспечить существующие параметры жесткости стержневой рамы, что исключает проведение испытаний на подтверждение непревышения динамических нагрузок в местах крепления приборов системы управления ракеты;
практически сохранить существующую зону расположения основного КА под головным аэродинамическим обтекателем за счет того, что суммарная высота корытообразных кронштейнов и платформы для попутных КА не превышает высоту кронштейнов для установки основного КА; зона уменьшится на толщину основания корытообразного кронштейна, что составляет по проведенным проработкам всего 5 мм.The inventive design of the rocket stage allows you to:
reduce the weight of the stage structure due to the rational loading of the core frame and the cylindrical part of the instrument compartment by securing the platform for passing SCs at the places of application of loads from the main SC and unfastening the cantilever parts of the frame in the places where the frame is mounted on the instrument compartment compared to a purely cantilever platform 25- 28%
provide the specified rigidity parameters of the platform for the installation of associated spacecraft;
to ensure the existing parameters of the stiffness of the core frame, which excludes tests to confirm that the dynamic loads are not exceeded at the mounting points of the rocket control system devices;
practically preserve the existing zone of the main SC location under the head aerodynamic fairing due to the fact that the total height of the trough-shaped brackets and the platform for passing SCs does not exceed the height of the brackets for installing the main SC; the zone will decrease by the thickness of the base of the trough-shaped bracket, which is only 5 mm according to the conducted studies.

Заявляемая конструкция прошла полный цикл наземной экспериментальной отработки (динамические испытания на полномасштабном приборном отсеке с макетами КА по программе "05ДИ"), в ходе которой подтверждена эффективность конструкции. The inventive design has undergone a full cycle of ground experimental testing (dynamic tests on a full-scale instrument compartment with spacecraft mock-ups according to the 05DI program), during which the design's effectiveness has been confirmed.

Claims

A rocket stage comprising a body, an instrument compartment with a rod frame fixed to the end of the instrument compartment at four points, a spacecraft separation system in the form of four arms with pyro-pushers, mounted on the end of the rod frame using threaded rods with nuts, mounted under the head aerodynamic fairing, mounted on the instrument compartment, the main and associated spacecraft, characterized in that trough-shaped brackets with flanges are installed on the studs, inside of which studs are mounted brackets with a separation system for the main spacecraft, and on the flanges of which a platform is fixed, having two cantilevered protruding parts in the direction of the attachment points of the core frame on the instrument compartment, on which mounting seats for mounting accompanying spacecraft are mounted, while the console parts of the platform are supported by V -shaped rod racks, the free ends of which are fixed on the platform, and connected on the brackets of the instrument compartment for mounting the rod frame, Rich total height of the trough-shaped brackets and platform for free space vehicles does not exceed the height of the bracket for installing the main spacecraft.