устройство для спуска космических аппаратов на поверхность планет, имеющих атмосферу

Формула изобретения

Устройство для спуска космических аппаратов на поверхность планет, имеющих атмосферу, содержащее складываемую замкнутую несущую поверхность, выполненную в виде пневмокрыла, изготовленного из эластичного газонепроницаемого материала, снабженную патрубком для пополнения герметичной полости пневмокрыла газом и элементами крепления опускаемого аппарата, включающими в себя гибкие силовые связи для указанного крепления в точках, расположенных по периметру пневмокрыла, выполненные с возможностью изменения их длины по командам системы управления, отличающееся тем, что указанная полость пневмокрыла образована верхней и нижней мембранами, соединенными между собой по периметру внешней кромки, и рядом внутренних профилированных перегородок, между спускаемым аппаратом и пневмокрылом установлен надувной цилиндрический или конический удлиненный элемент, обеспечивающий подвижность спускаемого аппарата относительно пневмокрыла путем создания местного сужения сечения данного элемента с помощью перегородки или хомута, причем один конец этого элемента имеет крепление к спускаемому аппарату, а другой - к пневмокрылу.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области космической техники, а именно к тормозным устройствам, элементам конструкций, используемых при торможении и спуске космических аппаратов в атмосферах планет.

Известны устройства, снижающие механические и тепловые нагрузки при способе спуска путем применения специальных тормозных поверхностей. По патенту Франции МКИ B 64 G 1/62 N 2660908 от 18.10.1991 г. предложен по существу кольцевой парашют с жесткими формообразующими элементами в форме усеченного конуса, а по патенту N 2661150 от 25.10.1991 г., Франция, МКИ B 64 G 1/62 тормозная поверхность создается за счет разворачивающихся щитков.

Недостатками этих устройств являются сложность механизмов их развертывания, полет при спуске с нулевым аэродинамическим качеством, а следствие этого - необходимость применения тепловой защиты как на спускаемом аппарате, так и на тормозных устройствах.

Известно устройство по патенту Германии МКИ B 64 G 1/62, 1/58 по заявке 3934346, опубликованной 25.04.1991 г., представляющее собой приспособление, которое переводится из компактного состояния в капсуловидную форму, внутри которой размещается небольшая полезная нагрузка. На внешней поверхности устройства нанесен слой теплозащиты, в результате чего образуется легкий термозащитный щит значительной площади. Такое устройство для небольших полезных нагрузок (для малых значений так называемого баллистического коэффициента) может обеспечить снижение температурных нагрузок.

Недостатком устройства является нулевое аэродинамическое качество, а следовательно, и спуск по баллистической траектории, вызывающей резкое торможение и значительные тепловые потоки.

Наиболее близким аналогом служит устройство для спуска космических аппаратов на поверхность планет, имеющих атмосферу, содержащее складываемую замкнутую несущую поверхность, выполненную в виде пневмокрыла, изготовленного из эластичного газонепроницаемого материала, снабженную патрубком для пополнения герметичной полости пневмокрыла газом и элементами крепления спускаемого аппарата, включающими в себя гибкие силовые связи для указанного крепления в точках, расположенных по периметру пневмокрыла, выполненные с возможностью изменения их длины по командам системы управления - см. патент US N 3212730 A (D.B. Tschudy et al.), 19.10.65.

Недостатками известного устройства являются относительно большая масса пневмокрыла и ограниченные возможности управления положением спускаемого аппарата относительно пневмокрыла при обеспечении необходимой "жесткости" всей системы во время входа и спуска в атмосфере.

Целью настоящего изобретения является повышение надежности процесса спуска за счет уменьшения механических и тепловых нагрузок при торможении спускаемого аппарата в атмосфере планеты до величин, при которых температуры поверхности аппарата не превышают допустимых значений для работоспособности материалов, из которых изготовлены элементы аппарата, а следовательно, и без использования специальной тепловой защиты.

Указанная цель достигается тем, что в вышеупомянутом устройстве для спуска космических аппаратов на поверхность планет, имеющих атмосферу, полость пневмокрыла образована верхней и нижней мембранами, соединенными между собой по периметру внешней кромки, и рядом внутренних профилированных перегородок, между спускаемым аппаратом и пневмокрылом установлен надувной цилиндрический или конический удлиненный элемент, обеспечивающий подвижность спускаемого аппарата относительно пневмокрыла путем создания местного сужения сечения данного элемента с помощью перегородки или хомута, причем один конец этого элемента имеет крепление к спускаемому аппарату, а другой - к пневмокрылу.

Для спуска космического аппарата, находящегося на орбите планеты, имеющей атмосферу, заполняют полость пневматического устройства газом, либо за счет остаточного количества воздуха, находящегося в полости уложенного устройства, либо от специальной системы газонаполнения. Выполненное пневматическое устройство начинает функционировать как пневмокрыло. Существенная площадь пневмокрыла даже при малых значениях плотности атмосферы на высоте орбиты создает силу сопротивления, вызывающую торможение, а следовательно, и сход аппарата с орбиты. Для ускоренного режима торможения возможно применение тормозного импульса бортовых двигателей. Геометрические параметры пневмокрыла (форма крыла в плане и форма сечения профиля), а также центровка космического аппарата (пневмокрыла со спускаемым аппаратом) позволяют осуществлять полет на траектории спуска с допускаемыми температурами поверхности, без специальных теплозащитных покрытий. Для оптимизации параметров спуска возможно управление полетом путем изменения аэродинамического качества за счет изменения балансировки или геометрии пневмокрыла.

Предлагаемое устройство показано на фиг. 1 и представляет собой пневматическое крыло 1, произвольной формы в плане, полость которого образована соединенными по внешнему контуру мембранами, верхней мембраной 2 и нижней мембраной 3, а также соединенных между собой профилированными перегородками 4, выполненными из эластичного материала. Крепление спускаемого аппарата 5 к пневмокрылу осуществляется с помощью поясков, образующих фланец 6.

При запуске космического аппарата, который должен быть возвращен с орбиты, по допускаемым значениям максимальных возможных температур точек поверхности определяют необходимый баллистический параметр системы "спускаемый аппарат - крыло" с учетом диапазона возможного аэродинамического качества, площадь крыла и его массу. Пневматическое крыло 1 в сложенном положении прикрепляют с помощью фланца 6 к спускаемому аппарату 5, а его полость с помощью рукава 7 соединяют с источником газонаполнения. Для спуска космического аппарата с орбиты пневматическое устройство 1 наполняют газом. Значительная площадь наполненного пневматического устройства - пневмокрыла, создает силу аэродинамического сопротивления, происходит торможение спускаемого аппарата и он переходит на траекторию спуска при малых углах входа в атмосферу. Значения аэродинамического качества в процессе полета по траектории спуска определяются углами атаки пневмокрыла 1, задаваемыми балансировкой космического аппарата. Для этого крепление спускаемого аппарата 5 к пневмокрылу 1 смещено для получения требуемого балансировочного угла.

На фиг. 2 показано пневматическое устройство, в котором крепление спускаемого аппарата 5 к пневмокрылу 1 выполнено через удлиненный элемент 8, который имеет сужение вблизи пневмокрыла, сформированное путем установки мягкого кольца 9 меньшего диаметра, чем диаметр элемента 8. Кроме того, спускаемый аппарат 5 соединен с кромкой пневмокрыла 1 силовыми лентами 10, изменяя длину которых производят смещение центра тяжести системы "спускаемый аппарат - крыло", тем самым управляя углами атаки пневмокрыла 1, а следовательно, и значением аэродинамического качества.

Избыточное давление в полости пневмокрыла 1, а следовательно, и его форма поддерживаются на участке спуска, характеризуемом максимальными значениями скоростного напора. На заключительном этапе спуска оболочка пневмокрыла 1 не подполняется и используется совместно с силовыми лентами 10 в качестве полотнища парашютирующего устройства.

Современные полимерные и композиционные материалы по своим прочностным и массовым характеристикам позволяют создавать устройства, обеспечивающие реализацию предлагаемого способа спуска космического аппарата. Полиэтилентерефталатные пленки, пленки, дублированные фторопластами, текстильные материалы на основе лавсана (дакрона), аримида, СВМ-волокна (кевлара), герметизированные фторсодержащими каучуками, и ряд других материалов, сохраняют свои характеристики при повышении температуры до 450-750^oT и могут быть применены для изготовления пневмокрыла с допускаемой удельной нагрузкой менее 10 Н/м². Реальные конструкции пневматических устройств позволят получить удельную нагрузку, которая дает возможность вариации углов входа в атмосферу и выбора диапазона аэродинамических характеристик.

Спуск космического аппарата с малыми механическими перегрузками, без высоких температур при торможении, исключение из конструкции спускаемого аппарата специальной тепловой защиты повышают его надежность и улучшают летно-технические характеристики.

Предложенное устройство перспективно для создания систем индивидуального спасения космонавтов, для спуска долговременно существовавших и отработавших срок службы спутников, планетных исследовательских зондов.