Возвращаемый аппарат космического корабля



Возвращаемый аппарат космического корабля
Возвращаемый аппарат космического корабля
Возвращаемый аппарат космического корабля
Возвращаемый аппарат космического корабля
Возвращаемый аппарат космического корабля

 


Владельцы патента RU 2458830:

Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике. Возвращаемый аппарат космического корабля содержит капсулу (1), соосный ей ракетный двигатель твердого топлива (2) с соплами (3), расположенными под углом к продольной оси, переходник (4), посредством которого ракетный двигатель твердого топлива (2) соединен с капсулой (1). На капсуле (1) под переходником (4) размещены системы (5) космического корабля. Переходник (4) выполнен из двух секций (6) и (7), соединенных друг с другом узлом смещения (9) и стопорно-фиксирующим устройством (8). Узел смещения (9) снабжен силовым приводом (10). Секция (6), соединенная с ракетным двигателем твердого топлива (2), снабжена устройством его фиксации (11) в смещенном положении. Сопла (3) ракетного двигателя твердого топлива (2) в своем критическом сечении могут быть снабжены сбрасываемыми вкладышами (12). Секция (6) переходника (4), соединенная с ракетным двигателем твердого топлива (2), может быть установлена с возможностью смещения в положение, соответствующее прохождению оси ракетного двигателя твердого топлива (2) через центр масс (16) возвращаемого аппарата. Силовой привод (10) и стопорно-фиксирующее устройство (8) являются механизмами однонаправленного действия. На ракетном двигателе твердого топлива (2) между соплами (3) может быть размещено дополнительное сопло с пиротехнической заглушкой (17). Достигается снижение стартового веса космического корабля. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании возвращаемого аппарата (ВА), снабженного твердотопливной системой аварийного спасения (САС) и тормозной двигательной установкой.

Известно применение ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) в качестве двигательной установки (ДУ) САС возвращаемого аппарата космического корабля «Союз-ТМ» [О жизни и деятельности академика Б.П.Жукова. - Тула: Гриф и К, 2008. - 304 с., илл., страницы 79, 80]. РДТТ соединен с капсулой ВА посредством переходника (сбрасываемого головного обтекателя). РДТТ САС вместе с переходником сбрасываются на некотором участке активной траектории. Недостатком указанной схемы является то, что при отсутствии аварийной ситуации РДТТ является пассивным грузом. Эффективное аварийное спасение космического корабля после отброса РДТТ САС проблематично. Компоновка указанного космического корабля требует наличия специального двигателя торможения для возвращения космического корабля на Землю.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к изобретению является возвращаемый аппарат (ВА) [Федеральное государственное унитарное предприятие «НПО машиностроение» 60 лет самоотверженного труда во имя мира. -Москва: Оружие и технологии, 2004. - 332 с., илл., страница 246], содержащий капсулу, соосный ей ракетный двигатель твердого топлива, переходник, посредством которого ракетный двигатель твердого топлива соединен с капсулой. РДТТ данного ВА выполняет функции тормозного двигателя для торможения ВА при сходе с орбиты. Одновременно указанный РДТТ может быть использован в качестве двигателя САС. Одним из недостатков указанной конструкции является размещение систем КК (узла стыковки) на нижнем днище ВА, т.е. в его теплонапряженной зоне. Следующим недостатком рассматриваемой схемы является то, что требования к внутрибаллистическим характеристикам двигателя САС и двигателя торможения различны. Двигатель САС должен обеспечивать максимальную перегрузку (максимальную тягу) для гарантированного спасения ВА. Перегрузка ВА при его торможении перед его возвращением на Землю должна быть существенно меньше для снижения негативного воздействия на экипаж.

Технической задачей настоящего изобретения является снижение стартовой массы возвращаемого аппарата космического корабля и расширение его функциональных возможностей.

Сущность изобретения заключается в том, что в возвращаемом аппарате космического корабля, содержащем капсулу, соосный ей ракетный двигатель твердого топлива с соплами, расположенными под углом к продольной оси, переходник, посредством которого ракетный двигатель твердого топлива соединен с капсулой, на капсуле под переходником размещены системы космического корабля, а переходник выполнен из двух секций, соединенных друг с другом узлом смещения и стопорно-фиксирующим устройством. Узел смещения снабжен силовым приводом. Секция, соединенная с ракетным двигателем твердого топлива, снабжена устройством его фиксации в смещенном положении. Сопла ракетного двигателя твердого топлива в своем критическом сечении могут быть снабжены сбрасываемыми вкладышами. Секция переходника, соединенная с ракетным двигателем твердого топлива, может быть установлена с возможностью смещения в положение, соответствующее прохождению оси ракетного двигателя твердого топлива через центр масс возвращаемого аппарата. При этом силовой привод и стопорно-фиксирующее устройство являются механизмами однонаправленного действия. На ракетном двигателе твердого топлива между соплами может быть размещено дополнительное сопло с пиротехнической заглушкой.

Технический результат достигается за счет использования одного и того же РДТТ в качестве двигателя САС и двигателя торможения, и размещения систем КК в наиболее удобном месте капсулы. Это в свою очередь достигается отведением двигателя посредством узла смещения и силового привода от продольной оси ВА для доступа к элементам КК (узел стыковки, антенны), что необходимо для обеспечения беспрепятственной стыковки. Для торможения ВА ось РДТТ должна проходить через центр масс ВА. Это возможно обеспечить возвращением РДТТ в его исходное положение посредством силового привода. Для снижения перегрузки ВА в момент его торможения тяга РДТТ может быть снижена за счет увеличения площади критического сечения сопел. Соответственно сопла в своем критическом сечении могут быть снабжены сбрасываемыми вкладышами.

Если ось РДТТ в отклоненном состоянии была совмещена с центром масс ВА (третий пункт формулы изобретения), то возвращение в исходное положение не требуется. С точки зрения стопорно-фиксирующего устройства и силового привода данный вариант проще, так как силовой привод и стопорно-фиксирующее устройство являются элементами одноразового действия. Если при этом на РДТТ между соплами размещено дополнительное сопло с пиротехнической заглушкой (четвертый пункт формулы изобретения), то суммарная площадь критического сечения изменяется только за счет сброса пиротехнической заглушки. Конструкция сопел не требует усложнения (второй пункт формулы изобретения).

Данное техническое решение не известно из патентной и технической литературы.

Изобретение поясняется следующим графическим материалом.

На фиг.1 изображен ВА КК с РДТТ в исходном положении.

На фиг.2 изображен ВА КК с отведенным РДТТ, открывающим доступ к системам корабля.

На фиг.3 изображен ВА КК с вариантом (по третьему пункту формулы изобретения) РДТТ в исходном положении.

На фиг.4 изображен ВА КК с вариантом (по третьему пункту формулы изобретения) отведенного РДТТ, открывающим доступ к системам корабля. На этой же фиг. представлено техническое решение по четвертому пункту формулы изобретения - дополнительное сопло со сбрасываемой пиротехнической заглушкой.

На фиг.5 изображено сопло со сбрасываемым вкладышем (по второму пункту формулы изобретения).

Возвращаемый аппарат космического корабля содержит капсулу 1, соосный ей ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ) 2 с соплами 3, расположенными под углом к продольной оси. РДТТ 2 соединен с капсулой 1 посредством переходника 4. На капсуле 1 под переходником 4 размещены системы 5 космического корабля. Системами 5 могут являться узел стыковки, антенное устройство и т.д. Переходник 4 выполнен из двух секций 6 и 7. Секция 6 соединена с РДТТ 2. Секция 6 соединена с капсулой 1. Секция 6 и секция 7 соединены стопорно-фиксирующим устройством 8 и узлом смещения 9. Узлом смещения 9 может являться однозвенный, двухзвенный шарнир, пантограф или другой кинематический механизм. Узел смещения 9 снабжен силовым приводом 10. Переходник 4 снабжен устройством фиксации 11 в смещенном положении. В варианте по второму пункту формулы изобретения сопла 3 могут быть снабжены сбрасываемыми вкладышами 12 (на фиг.1-4 условно не показаны), закрепленными посредством пирофиксаторов 13 (см. фиг.5). Вкладыш 12 может крепиться к соплу 3 посредством сбрасываемого вместе с ним вкладного раструба 15. В варианте по третьему пункту формулы изобретения секция 6 переходника 5 установлена с возможностью смещения в положение, соответствующее прохождению оси 14 РДТТ 2 через центр масс 16 ВА. ВА снабжен системами ориентации и стабилизации (на фиг.1-5 условно не показаны). Для рассматриваемого случая РДТТ 2 может быть снабжен соплом с пиротехнической заглушкой 17.

Устройство работает следующим образом. При нахождении КК в составе ракеты-носителя на Земле или в полете может произойти аварийная ситуация, требующая задействования САС. При работе САС происходит запуск РДТТ 2, создающего тягу для отвода от ракеты-носителя и соответственно спасения капсулы 1. Задействование САС возможно на всем участке работы ракеты-носителя (на активном участке траектории). После выведения КК на орбиту возникает необходимость приведения в рабочее состояния систем 5 КК (узла стыковки, антенн), располагавшихся в исходном состоянии под переходником 4. Для обеспечения этого происходит расфиксация стопорно-фиксирующего устройства 8 и последующее смещение РДТТ 2 вместе с секцией 6 от продольной оси ВА посредством силового привода 10 и узла смещения 9. Секция 6 фиксируется в отклоненном состоянии устройством фиксации 11. Системы 5 КК приводятся в рабочее положение (см., например, фиг.4). КК выполняет возложенные на него задачи (например, стыковка, расстыковка с другими космическими объектами). Для возвращения ВА на Землю ему необходимо сообщить тормозной импульс. Продольная ось РДТТ 2 должна совпадать с направлением тяги тормозного импульса.

Это может быть осуществлено одним из двух способов:

1. (По первому пункту формулы изобретения) Посредством силового привода 10 и узла смещения 9 происходит возвращение РДТТ2 в исходное положение и последующая фиксация стопорно-фиксирующим устройством 8. При этом может потребоваться вернуть системы 5 КК (антенны) в их исходное сложенное положение.

2. (По третьему пункту формулы изобретения) Возвращение РДТТ 2 и систем 5 КК в исходное положение не требуется. Далее системы ориентации и стабилизации разворачивают ВА в требуемом направлении. После чего включается РДТТ 2, создавая тягу.

При необходимости величина тяги тормозного импульса может быть снижена по сравнению с тягой РДТТ 2 на режиме его работы при аварийном спасении.

Снижение тяги тормозного импульса может быть осуществлено одним из двух способов:

Происходит:

1. Сброс вкладышей 12 (по второму пункту формулы изобретения).

2. Вскрытие дополнительного сопла с пиротехнической заглушкой 16 (по четвертому пункту формулы изобретения). ВА совершает посадку по заданной программе.

Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения по сравнению с прототипом, в качестве которого выбран возвращаемый аппарат [Федеральное государственное унитарное предприятие «НПО машиностроение» 60 лет самоотверженного труда во имя мира. - Москва: Оружие и технологии, 2004. - 332 с., илл., страница 246], заключается в снижении стартовой массы возвращаемого аппарата космического корабля и расширении его функциональных возможностей.

1. Возвращаемый аппарат космического корабля, содержащий капсулу, соосный ей ракетный двигатель твердого топлива с соплами, расположенными под углом к продольной оси, переходник, посредством которого ракетный двигатель твердого топлива соединен с капсулой, отличающийся тем, что на капсуле под переходником размещены системы космического корабля, а переходник выполнен из двух секций, соединенных друг с другом узлом смещения и стопорно-фиксирующим устройством, причем узел смещения снабжен силовым приводом, при этом секция, соединенная с ракетным двигателем твердого топлива, снабжена устройством его фиксации в смещенном положении.

2. Возвращаемый аппарат космического корабля по п.1, отличающийся тем, что сопла ракетного двигателя твердого топлива в своем критическом сечении снабжены сбрасываемыми вкладышами.

3. Возвращаемый аппарат космического корабля по п.1, отличающийся тем, что секция переходника, соединенная с ракетным двигателем твердого топлива, установлена с возможностью смещения в положение, соответствующее прохождению оси ракетного двигателя твердого топлива через центр масс возвращаемого аппарата, при этом силовой привод и стопорно-фиксирующее устройство являются механизмами однонаправленного действия.

4. Возвращаемый аппарат космического корабля по п.3, отличающийся тем, что на ракетном двигателе твердого топлива между соплами размещено дополнительное сопло с пиротехнической заглушкой.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к средствам стыковки и разделения пневмогидравлических систем космических объектов (КО). .

Изобретение относится к операциям стыковки, в частности, пилотируемого космического корабля с международной космической станцией. .

Изобретение относится к операциям стыковки, в частности, пилотируемого космического корабля с международной космической станцией. .

Изобретение относится к средствам аэродинамического торможения спутника, используемым для снятия спутников с орбиты после окончания срока их службы. .

Изобретение относится к управлению атмосферным полетом космических исследовательских аппаратов. .

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА) и посадочным платформам, завершающим полет приземлением на поверхность планеты с использованием парашютов. .

Изобретение относится к аэрокосмической технике и может использоваться для доставки различных полезных нагрузок в отдаленные точки поверхности Земли с применением авиационно-ракетного старта.

Изобретение относится к теплозащите поверхности космического аппарата, производящего спуск в атмосфере планеты. .

Изобретение относится к способам доставки грузов с помощью спускаемых аппаратов (СА), взаимодействующих с атмосферой. .

Изобретение относится к сфере эксплуатации ракет с многодвигательной установкой первой ступени. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике (РКТ) и может быть использовано для повышения эффективности режимов функционирования жидкостных ракетных двигателях (ЖРД).

Изобретение относится к предохранительным устройствам космических аппаратов. .

Изобретение относится к предохранительным устройствам космических аппаратов, используемым для защиты оптико-электронной аппаратуры от воздействия тепловых и световых факторов.

Изобретение относится к изделиям космической техники, а более конкретно к съемному технологическому оборудованию изделий космической техники, и может быть использовано при наземной подготовке космических аппаратов различного назначения.

Изобретение относится к методам и средствам защиты космических аппаратов (КА) от столкновения с объектами естественного и искусственного происхождения различной массы и степени дисперсности.

Изобретение относится к методам и средствам защиты от систем противокосмической обороны, оснащенных преимущественно инфракрасными системами обнаружения и наведения.

Изобретение относится к защитным устройствам космических кораблей, применяемым, в частности, при аварийной взрывоопасной ситуации. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для защиты хвостовых отсеков ракет-носителей от газодинамического воздействия струй работающих двигателей.

Изобретение относится к способам обеспечения защиты элементов конструкций ракетно-космической техники (РКТ) от вредного воздействия факторов внешней среды. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкциях хвостовых отсеков блоков ракет-носителей для их защиты от газодинамического воздействия работающего двигателя
Наверх