способ спуска спускаемой капсулы с борта космического аппарата на землю

Формула изобретения

Способ спуска спускаемой капсулы с борта космического аппарата на Землю, включающий поворот аппарата до совмещения его продольной оси с заданным направлением приложения к капсуле тормозного импульса, раскрутку и процесс отделения капсулы до момента разрыва ее связи с аппаратом, а также последующее приложение к капсуле тормозного импульса, отличающийся тем, что перед раскруткой капсулы производят дополнительные повороты аппарата в плоскостях тангажа и рысканья на углы, равные по величине и противоположные по направлению углам отклонения в указанных плоскостях продольной оси капсулы от ее исходного положения на аппарате в момент разрыва связи капсулы с аппаратом, причем указанные углы отклонения заранее определяют для установленной на аппарате системы крепления, раскрутки и отделения капсулы по результатам исследования возмущающего действия элементов конструкции данной системы на капсулу в процессе ее отделения.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к космической технике и предназначено для спуска спускаемой капсулы (СК) с борта космического аппарата (КА) на Землю.

Известен способ спуска спускаемого аппарата (СА) с борта КА на Землю, включающий поворот КА до совмещения его продольной оси с заданным направлением приложения тормозного импульса (ТИ), приложение ТИ к КА, поворот КА до момента образования его продольной оси с направлением полета угла, близкого к 90^o, отделение отсеков КА от СА и последующий ввод в действие парашютной системы (см. А.С. Елисеев, "Техника космических полетов", Москва, "Машиностроение", 1983, стр. 108-109).

Спуск СА по данному способу осуществляется в следующей последовательности.

Поворачивают КА до совмещения его продольной оси с заданным направлением ТИ к КА для схода СА с околоземной орбиты. Прикладывают ТИ к КА. Поворачивают КА до момента образования его продольной оси с направлением полета угла, близкого к 90^o, с целью исключения сближения под действием аэродинамических сил и последующего соударения отсеков. Отделяют отсеки КА от СА. Полученные при разделении угловые возмущения СА парирует система управления спуском СА. Затем вводится в действие парашютная система, обеспечивающая приземление СА.

При летных испытаниях КА, оснащенного несколькими КА, было обнаружено систематическое отклонение фактических точек приземления СК от расчетных точек как вдоль трассы полета, так и в поперечном направлении.

Специальные экспериментальные исследования процесса отделения СК от КА с помощью установленной на КА системы крепления, раскрутки и отделения (СКРО) позволили определить средне-статистические угловые отклонения оси СК относительно исходного положения СК на КА в плоскостях тангажа и рысканья (углы соответственно и ), которые обусловлены возмущающими воздействиями элементов конструкции СКРО на СК в процессе отделения.

Малогабаритные СК не оснащены сложной и громоздкой системой управления спуском. Поэтому полученные в процессе отделения СК угловые отклонения продольной оси СК от заданного направления приложения ТИ непосредственно переходят в ошибки выдачи ТИ на СК по углу и модулю. Следствием этих ошибок являются отклонения фактических точек приземления СК от расчетных точек.

Задачей изобретения является повышение точности приложения ТИ к СК и приземления СК.

Поставленные задачи достигаются тем, что в известном способе спуска СК с борта КА на Землю, включающем поворот КА до совмещения его продольной оси с заданным направлением приложения к СК ТИ, раскрутку СК и процесс отделения СК до момента разрыва ее связи с КА, а также последующее приложение к СК ТИ, перед раскруткой СК производят дополнительные повороты КА в плоскостях тангажа и рысканья на углы, равные по величине и противоположные по направлению углам отклонения в указанных плоскостях продольной оси СК от ее исходного положения на КА в момент разрыва связи СК с КА, причем указанные углы отклонения заранее определяют для установленной на КА СКРО СК по результатам исследования возмущающего действия элементов конструкции данной СКРО на СК в процессе ее отделения.

Предложенный способ спуска СК с борта КА на Землю может быть реализован на КА, изображенном на чертеже.

КА1 содержит СК2 с тормозным двигателем (ТД)3, СКРО4 СК2.

Спуск СК с борта КА на Землю по предлагаемому способу осуществляется в следующей последовательности.

Поворачивают КА1 до совмещения его продольной оси с заданным направлением приложения к СК2 ТИ. Производят дополнительные повороты КА1 в плоскостях тангажа и рысканья на углы соответственно и .

Раскручивают СК2 на СКРО4 с целью стабилизации ее вращением относительно продольной оси. Расфиксируют и отделяют СК2 от КА1 с помощью СКРО4. В процессе отделения элементы конструкции СКРО4 оказывают возмущающее действие на СК2, вследствие чего появляются угловые отклонения в плоскостях тангажа и рысканья продольной оси СК2 от ее исходного положения на КА1 в момент разрыва связи СК2 с КА1 (соответственно углы и . В результате происходит совмещение продольной оси СК2 с заданным направлением приложения к СК2 ТИ. Так как СК2 стабилизирована вращением относительно продольной оси, то на момент отхода СК2 от КА1 на безопасное расстояние заданная ориентация СК2 в пространстве сохраняется и запускается ТД3, сообщающий СК2 ТИ в заданном направлении. СК2 сходит с околоземной орбиты и приземляется в заданном районе.

Предложенный способ спуска СК с борта КА на Землю выгодно отличается от известных способов, так как позволяет, не усложняя конструкцию СК, компенсировать средне-статистические угловые отклонения продольной оси СК относительно ее исходного положения на КА, полученные в процессе отделение СК от КА вследствие возмущающего действия установленной на КА СКРО на СК путем осуществления программных поворотов КА перед отделением СК, повысить точность выдачи на СК ТИ по углу и модулю и приземления СК.