Топливный бак ракеты-носителя

 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в составе многоразовой космической системы типа Спейс-Шаттл. Целью изобретения является обеспечение многократного использования путем снижения температурных нагрузок при спуске с орбиты. Топливный бак ракеты-носителя выполнен в виде цилиндра с боковой и торцевыми стенками и имеет упрочняющую арматуру на внутренних поверхностях стенок. Два телескопических стержня закреплены концами в центрах торцевых стенок посредством шарниров . Штанга соединяет свободные концы телескопических стержней, размещена на боковой стенке и зафиксирована посредством пироболтов, Парашют соединен через два троса со штангой, а двигатели раскрутки с реле времени размещены на внешней поверхности боковой стенки. 2 ил.

СОЮЗ СОВЕ ГСКИХ

СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ

РЕСПУВЛИК (51)5 .В 64 0 37/02

ГОСУДАРСТВЕННОЕ ПАТЕНТНОЕ

ВЕДОМСТВО СССР

{ГОСПАТЕНТ СССР) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

К ПАТЕНТУ (21) 4898666/23 (22) 02.01.91 (46) 28.02,93. Бюл. N. 8 (76) Ю,cD,Учаев (56) Гэтланд К, Космическая техника. M.;

Мир, 1986, с. 20.0. (54) ТОПЛИВНЫЙ БАК РАКЕТЫ-НОСИТЕЛя (57) Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в составе многоразовой космической системы типа

"Спейс-Шаттл", Целью изобретения является обеспечение многократного использования путем снижения температурных

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в составе многоразовой космической системы типа

"Спейс-Шаттл".

Целью изобретения является обеспечение многократного использования путем снижения температурных нагрузок при спуске с орбиты.

На фиг, 1 показан топливный бак при спуске с орбиты: на фиг. 2 — то же, вид сверху.

Топливный бак ракеты-носителя имеет боковую стенку 1, торцевые стенки 2 и 3. На внутренней поверхности стенок 1, 2 и 3 закреплена упрочняющая арматура 4.

В центрах торцевых стенок 2 и 3 с.внешней стороны посредством шарниров 5 закреплены одними концами телескопические стержни 6, внутри которых расположены пружины, а к их свободным концам прикреплена штанга 7, фиксируемая на боковой стенке 1 посредством пироболтов 8, подключенных к первому реле 9 времени, Стер„, SU „„1799341 АЗ нагрузок при спуске с орбиты. Топливный бак ракеты-носителя выполнен в виде цилйндра с боковой и торцевыми стенками и имеет упрочняющую арматуру на внутренних поверхностях стенок, Два телескопических стержня закреплены концами в центрах торцевых стенок посредством шарниров, Штанга соединяет свободные концы телескопических стержней, размещена на боковой стенке и зафиксирована посредством пироболтов. Парашют соединен через два троса со штангой, а двигатели раскрутки с реле времени размещены на внешней поверхности боковой стенки, 2 ил. жни 6 ориентированы перпендикулярно продольной оси бака. К штанге 7 прикреплены два-кон ца троса 10. другие концы которых соединены вместе и прикреплены к парашюту 11, укладываемому под обтекаюЛ тель 12, фиксируемый пироболтами 13, подключенными к реле 9. На штанге 7 под обтекателем 12 располо>кен основной парашют, связанный с датчиком его выпуска (не 0 показаны); На внешней пОверхности боковой стенки 1 расположены двигатели раскрутки 14, ориентированные соплами, например, по часовой стрелке, подключенньге к второму реле времени 15, Устройство работает следующим образом. . После отделения топливного бака от ракеты-носителя в заданный момент времени реле 9 срабатывает и подает сигнал на пироболты 8 и 13. Последние срабатывают, в результате чего штанга 7,отделяется от боковой стенки 1, а стержни 6 под действием пружин раздвигаются. Одновременно обте1799341 еи .г

Составитель Н. Сухорукова,/

Техред M.Ìoðãåíòàë Корректор И. Муска

Редактор

Заказ 787 Тираж Подписное

ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР

113035, Москва, Ж-35, Раушская наб., 4/5

Производственно-издательский комбинат "Патент". г. Ужгород, ул.Гагарина, 101 катель 12 сбрасывается и парашют 11 выпускается, B результате под действием встречного потока атмосферы, действующей на парашют 11 и тросы 10, бак ориентируется перпендикулярно траектории спуска (плоскости спуска), По истечении второго заданного момента времени срабатывает второе реле времени 15, по сигналу которого включаются двигатели 14 раскрутки, приводящие бак во вращение вокруг его продольной оси. В результате бак вращается в шарнирах 5, э штанга 7 удерживается сзади боковой стенки 1 парашютом 11. При достижении высоты 5 — 10 км . выпускаетСя основной парашют и спуск бака осуществляется, например, на BopíóI0 поверхность.

При прохождении бака через участок плазмообразовэния плазма равномерно обтекает стенки бака, в результате чего снижа- 2О ются температурные нагрузки на отдельные участки бака. При этом температурные нагрузки снижаются практически пропорциоI

/ нально площади бака, обтекаемого плазмой, т.е. в 2-3 раза, Формула изобретения

Топливный бак ракеты-носителя, выполненный в виде цилиндра с боковой и торцовыми стенками, имеющего упрочняющую арматуру нэ внутренних поверхностях стенок, отличающийся тем, что, с целью обеспечения многократного использования путем снижения температурн.ых нагрузок при спуске с орбиты, он снабжен двумя телескопическими стержнями, ориентированными перпендикулярно продольной оси бака и шарнирно закрепленными своими концами в центре торцовых стенок, штангой, соединяющей свободные концы телескопических стержней, размещенной на боковой стенке цилиндра и зафиксированной посредством пироболтов, парашютом, соединенным через два троса со штангой, и двигателями раскрутки с реле времени, размещенными на внешней йоверхности боковой стенки,