спускаемый аппарат с несущим корпусом и способ его посадки

Формула изобретения

1. Спускаемый аппарат с несущим корпусом, содержащий несущий теплозащищенный корпус с носовой и кормовой частями, парашютную систему посадки, систему управления спуском, устройство амортизации аппарата, отличающийся тем, что в нем теплозащищенный корпус выполнен составным в виде герметичного отсека и нижней несущей части, шарнирно закрепленной с носовой частью корпуса и связанной телескопическими штангами-ограничителями с герметичным отсеком с возможностью углового поворота нижней несущей части в плоскости симметрии аппарата относительно носовой части, при этом между нижней несущей частью корпуса и герметичным отсеком размещено устройство амортизации аппарата, причем на кормовой части корпуса установлен двигатель прижатия.

2. Спускаемый аппарат с несущим корпусом по п.1, отличающийся тем, что устройство амортизации аппарата выполнено в виде расположенных симметрично относительно плоскости симметрии аппарата надувных емкостей с системой подачи и регулирования давления.

3. Спускаемый аппарат с несущим корпусом по п.1, отличающийся тем, что двигатель прижатия выполнен в виде твердотопливного ракетного двигателя.

4. Способ посадки спускаемого аппарата с несущим корпусом, включающий ввод в поток парашютной системы, стабилизацию аппарата, отделение парашютной системы в момент касания с Землей, отличающийся тем, что после ввода парашютной системы разворачивают спускаемый аппарат по вектору скорости направления ветра с помощью системы управления спуском, отклоняют нижнюю часть корпуса в плоскости симметрии на заданный угол, а в момент касания с Землей включают двигатель прижатия одновременно с отделением парашютной системы.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в отраслях промышленности, занимающихся проектированием и созданием космических кораблей, в состав которых входят спускаемые аппараты (СА), предназначенные для спуска в атмосфере и посадки на Землю.

Известен СА баллистического типа пилотируемого космического корабля серии "Союз", имеющий теплозащищенный корпус (ТК) с лобовым экраном, который перед посадкой отделяют от корпуса СА и сбрасывают.

Для обеспечения посадки СА на Землю с заданными скоростями в момент соприкосновения с поверхностью Земли, а также перегрузок, действующих на экипаж и конструкцию, он имеет также парашютную систему (ПС), систему управления спуском (СУС), механические амортизаторы кресел космонавтов, двигатели мягкой посадки (ДМП) [1].

Известен также способ посадки этих СА на Землю, включающий стабилизацию аппарата, уменьшение вертикальной скорости СА в атмосфере с помощью ПС до 78 м/с, дополнительное уменьшение скорости СА путем торможения его посредством ДМП, которые гасят вертикальную скорость парашютирования [1].

Недостаток этих технических решений: не гасится горизонтальная скорость ветрового сноса, это создает большую вероятность опрокидывания СА и приводит к нерасчетным нагрузкам на конструкцию и оборудование, что в основном предопределяет одноразовое использование аппарата.

Известен и принят авторами за прототип СА многоразового использования корабля- спасателя НАСА "CRV" (X - 38), предназначенный для международной космической станции (МКС) [2].

Этот СА содержит несущий ТК, имеющий аэродинамическое качество, и совершает планирующий спуск в атмосфере. К набегающему потоку обращена нижняя, несущая часть его корпуса, являющаяся лобовым теплозащитным экраном.

Для осуществления посадки СА содержит также управляемую ПС с автоматикой и механизмом управления ПС и посадочное устройство, выполненное в виде трехопорного шасси типа "лыжи" с механизмом его выпуска. Стойки шасси имеют механические амортизаторы и оканчиваются опорными плоскостями в виде лыж. Для выпуска стоек в нижней, несущей части имеются створки с приводами их открытия.

Известен также способ посадки этого СА [3], заключающийся в том, что на определенной высоте вводится управляемая ПС, с помощью которой уменьшается вертикальная скорость спуска, осуществляется ориентация и управление движением СА в горизонтальном направлении, а из-под несущей части корпуса выпускается посадочное устройство, выполненное в виде шасси. При этом вертикальная составляющая скорости снижения на парашюте при контакте с грунтом демпфируется амортизаторами шасси, а горизонтальная составляющая скорости парашютирования рассеивается при скольжении лыж по грунту. Посадка СА производится на местности с относительно ровной поверхностью и твердым грунтом (районы Калифорнии).

К недостаткам такого технического решения следует отнести следующие.

1. Наличие в несущем корпусе створок для выпуска шасси и сложный механизм выпуска стоек шасси. Это вносит элементы ненадежности с точки зрения возможности протока горячих газов к внутренней части корпуса и, как следствие, ее прогара, существует также вероятность отказа одной из стоек шасси.

2. Ограниченная суммарная площадь "лыж" шасси создает относительно большое давление на грунт, что делает невозможным устойчивое (без опрокидывания аппарата) скольжение по мягкому, например, размокшему или заснеженному грунту в условиях климата России.

3. Стойки шасси при контакте с грунтом создают сосредоточенные нагрузки на конструкцию корпуса, что вызывает потребность его усиления и соответственно утяжеления.

4. Наибольший нагрев при спуске СА в атмосфере испытывает нижняя, несущая, часть корпуса и все аккумулированное в ней тепло после посадки передается внутрь корпуса СА.

5. Наличие ПС с автоматикой и механизмом ее управления.

Задачей изобретения является уменьшение нагружения корпуса СА при посадке, расширение функциональных возможностей, повышение эксплуатационных качеств и надежности СА.

Технические результаты изобретения следующие.

1. Исключаются сосредоточенные нагрузки, действующие на корпус СА при контакте с грунтом.

2. Обеспечивается устойчивая посадка СА на все виды грунтов, включая мягкий, размокший и заснеженный.

3. Исключается возможность протоков горячих газов к герметичному отсеку и прогар его конструкции, а также передача тепла от нижней, несущей, части корпуса внутрь СА после посадки.

4. Повышается надежность амортизации СА при его посадке.

5. Упрощение функционирования ПС.

Задача решается таким образом, что в известном СА, содержащем несущий ТК с носовой и кормовой частями, ПС, СУС, устройство амортизации аппарата, согласно изобретению, в нем корпус выполнен составным в виде герметичного отсека и нижней, несущей части, шарнирно закрепленной с носовой частью корпуса и связанной телескопическими штангами-ограничителями с герметичным отсеком с возможностью углового поворота нижней, несущей части в плоскости симметрии аппарата относительно носовой части, при этом между нижней частью корпуса и герметичным отсеком размещено устройство амортизации аппарата, причем на кормовой части корпуса установлен двигатель прижатия.

Кроме того, устройство амортизации аппарата выполнено в виде расположенных симметрично относительно плоскости симметрии аппарата надувных емкостей с системой подачи и регулирования давления, а двигатель прижатия выполнен в виде твердотопливного ракетного двигателя.

Задача решается также таким образом, что в известном способе посадки СА на Землю, включающем ввод в поток ПС, стабилизацию аппарата, отделение ПС в момент касания с Землей, согласно изобретению, после ввода ПС разворачивают СА по вектору скорости в направлении ветра с помощью СУС, отклоняют нижнюю часть корпуса в плоскости симметрии на заданный угол, реализуя наддув емкостей, а в момент касания с Землей включают двигатель прижатия одновременно с отделением ПС.

Сущность изобретения иллюстрируется на примере решения поставленной задачи применительно к СА с несущим корпусом для посадки на Землю.

На фиг. 1 приведена схема СА с несущим корпусом и показаны его основные элементы, на фиг.2 и 3 приведен порядок выполнения операций при приземлении СА, где:

1 - теплозащитный корпус (ТК);

2 - носовая часть корпуса;

3 - кормовая часть корпуса;

4 - парашютная система (ПС);

5 - система управления спуском (СУС);

6 - герметичный отсек корпуса;

7 - нижняя, несущая часть корпуса;

8 - телескопические штанги-ограничители;

9 - устройство амортизации аппарата;

10 - двигатель прижатия;

11 - шарнир поворота нижней, несущей части корпуса.

СА с несущим корпусом для посадки на Землю содержит несущий теплозащищенный корпус 1 с носовой 2 и кормовой 3 частями, ПС 4, СУС 5, устройство амортизации аппарата 9. Корпус 1 выполнен составным в виде герметичного отсека 6 и нижней, несущей части 7, шарнирно закрепленной к носовой части корпуса. Нижняя, несущая часть корпуса 7 связана телескопическими штангами-ограничителями 8 с герметичным отсеком в кормовой части 3 с возможностью ее углового поворота в плоскости симметрии аппарата относительно носовой части 2. Между нижней, несущей частью корпуса 7 и герметичным отсеком 6 размещено устройство амортизации аппарата 9, выполненное, например, в виде расположенных симметрично относительно плоскости симметрии аппарата надувных емкостей с системой подачи и регулирования давления, например, в виде дренажных клапанов. На кормовой части корпуса 3 установлен двигатель прижатия 10, выполненный, например, в виде твердотопливного ракетного двигателя (ТТРД), вектор тяги которого направлен к Земле. В носовой части корпуса 2 установлен шарнир поворота 11 нижней, несущей части корпуса 7.

Посадку СА на поверхность Земли осуществляют следующим образом.

На расчетной высоте вводится ПС 4, которая снижает вертикальную скорость спуска до 7-8 м/с. Затем СУС 5 разворачивает СА по направлению ветрового сноса и стабилизирует его. После этого, срабатыванием, например, пирозамков, нижнюю, несущую часть корпуса 7 отделяют от герметичного отсека 6 и одновременно производят наддув емкостей устройства амортизации 9, которые в процессе наддува отклоняют несущую часть корпуса на угол, ограничиваемый штангами-ограничителями 8, относительно шарнира 11 (фиг.2).

В момент касания с Землей включают ТТРД 10, который прижимает СА к Земле, и одновременно отделяют ПС, обеспечивая устойчивость СА в процессе скольжения по грунту (фиг.3). В результате этого демпфируется вертикальная скорость парашютирования и рассеивается горизонтальная скорость ветрового сноса.

Достижение технических результатов обусловлено следующим.

1. С Землей контактирует нижняя, несущая часть корпуса 7 с существенно большей площадью поверхности, чем суммарная площадь "лыж" шасси. Удельное давление на грунт соответственно меньше, а прижатие СА к Земле ТТРД 10 улучшает устойчивость аппарата. Это обеспечивает посадку СА и на мягкий грунт, т.е. расширяются функциональные возможности СА по сравнению с прототипом.

2. Сжатие надувных емкостей при демпфировании вертикальной скорости создает распределенную нагрузку на корпус СА, что уменьшает нагружение конструкции корпуса, в отличие от прототипа, где нагрузка сосредотачивается в трех точках в местах крепления стоек шасси.

3. Ненаддув емкостей не влияет на поворот несущей части корпуса 7 на требуемый угол и существенно не влияет на амортизационные характеристики СА в целом, что повышает надежность и эксплуатационные качества СА, в отличие от прототипа, где возможность отказа механизма одной из стоек шасси приводит к аварийной посадке.

4. При спуске СА исключается возможность протока горячих газов к герметичному отсеку 6, так как нижняя, несущая часть 7 выполнена в виде монолитной конструкции, в отличие от прототипа, где в несущей части имеются открывающиеся створки. Это также повышает надежность и эксплуатационные качества СА.

5. Нижняя, несущая часть корпуса 7 после посадки не контактирует с герметичным отсеком 6, что исключает передачу тепла от несущей части внутрь отсека, в отличие от прототипа, где несущая часть после посадки остается закрепленной на корпусе СА.

Изготовление отдельных элементов и комплектующих, входящих в состав СА с несущим корпусом не требует разработки новой технологической базы, что сокращает сроки изготовления СА для решения задачи посадки на Землю.

Технические преимущества предлагаемого решения создают возможность многократного использования СА.

Литература

1. Космонавтика, энциклопедия. /Под ред. В.П. Глушко, из-во "Советская энциклопедия", М., 1985, стр. 302, 378.

2. Ad. Wagner, NASA X-38 Landing Gear Development, Daimler Chrysler Aerospace (1-ая конференция по возвращаемым аппаратам, г. Аркашон, Франция, март 1999).

3. E. D. Graf, X-38 and Crew Return Vehicle Programmes, eesa bulletin 101-february 2000.