Способ применения парашютной системы для спасения отработанных ступеней ракет-носителей или их частей и спускаемых космических аппаратов



Способ применения парашютной системы для спасения отработанных ступеней ракет-носителей или их частей и спускаемых космических аппаратов
Способ применения парашютной системы для спасения отработанных ступеней ракет-носителей или их частей и спускаемых космических аппаратов

 


Владельцы патента RU 2495802:

Чижухин Владимир Николаевич (RU)

Изобретение относится к космическому оборудованию и может быть использовано для спасения отработанных ступеней ракет-носителей при спуске в атмосферу. При отделении ракетного блока (РБ) на высоте более 70 км применяют воздушно-космическую парашютную систему из термостойких материалов и средства пассивной ориентации, стабилизации, торможения и тепловой защиты, на высоте ниже 10 км применяют парашютную систему и на высоте ниже 3 км применяют вертолетный подхват РБ. Изобретение позволяет снизить аэродинамическое и тепловое нагружения на РБ. 2 ил.

 

Изобретение относится к способу спасения отработанных ступеней ракет-носителей или их частей. Также оно может быть применено для торможения в относительно мягком температурном режиме космических аппаратов (КА) их с последующим снижением в атмосфере и приземлением с малой скоростью. Для удобства изложения и совпадения с терминологией ракетостроения - ступень ракеты-носителя обозначается как ракетный блок (РБ), а его двигательный отсек (ДО) РБ.

Известен способ гашения кинетической энергии РБ и КА за счет торможения их собственным корпусом в плотных слоях атмосферы, с последующим вводом парашютной системы (ПС) на высоте менее 10 км, описанный в журнале « Новости космонавтики» №3 2002 г.

В статье «Ступени "Ангары" будут подхватывать в воздухе?» описан наиболее близкий аналог к заявляемому способ спасения РБ. Способ спасения отработанных первых ступеней ракеты-носителя, которые на высоте ≈80 км и скорости ≈3 км/с за счет стабилизирующих щитков ориентируются определенным образом в потоке и начинают гашение гиперзвуковых скоростей за счет трения в плотных слоях атмосферы путем организованного входа РБ и посредством применения специальных средств активной и пассивной ориентации, стабилизации, торможения и тепловой защиты, с последующим вводом стандартной многокупольной парашютной системы (ПС) на высотах ниже 10 км. Вертолетный подхват обеспечивается на высотах ниже 3 км. При подхвате РБ вертолетом происходит отделение ПС от РБ. Указанный способ, в принципе, при надлежащей тепловой защите корпуса, обеспечивает полную сохранность РБ. Однако в статье обойден существенный момент, связанный с большой величиной тепловых и аэродинамических нагрузок на корпус РБ при свободном полете с гиперзвуковой скоростью.

Так как мидель РБ и корпусов КА достаточно мал (по сравнению с миделем ПС), то при их погружении в атмосферу, начиная с высоты 60 км и до высоты 20 км происходит интенсивный нагрев лобовой части КА («Инженерный справочник по космической технике» под ред. А.В. Солодова, Москва, Военное издательство министерства обороны СССР, 1977). Температура на лобовой части спускающегося КА достигает 3000°C, а перегрузка при баллистическом спуске (без использования аэродинамического качества) составляет 8 единиц и более. Поэтому тепловой экран, предохраняющий спускаемый КА от разрушения имеет высокую прочность и массу. Так на КА «Восток» и «Восход» масса теплового экрана составляла более 250 кг при массе КА - 2 тонны. Масса ПС, вводимой на высоте менее 10 км, имела величину ≈150 кг.

При спасении РБ или ДО РБ возникают аналогичные проблемы теплового нагрева и аэродинамического воздействия. Как показала практика - первые ступени ракет-носителей при скорости ≈3 км/с отделяются к 90 км, достигают высоты 120-150 км и, при отсутствии надлежащей тепловой защиты их алюминиевые корпуса, разрушаются практически полностью к высоте 10 км.

Расчеты баллистики торможения и снижения ДО РБ «Союз» показывают, что при вводе ПС (той же площади, что и для безопасного приземления) на высоте более 80 км перегрузка уменьшается до 8 единиц, основное торможение происходит до высоты 50 км и многократно уменьшаются тепловые и аэродинамические нагрузки. Алюминиевый корпус ДО РБ сохраняется без тепловой защиты и, при подхвате вертолетом, повреждений не получает.

Основным препятствием такого способа применения ПС является температура под куполом, достигающая 1800°C. Стандартные ПС, как правило, изготавливаются из капроновой ткани и лент с температурным диапазоном применения от минус 60 до плюс 60°C. При изготовлении ПС из термостойких материалов - углестеклоткань и углестеклолента ее масса останется на прежнем уровне, а при кратковременной работе температурный диапазон расширится до 1800°C. (Углеткань сохраняет работоспособность до 2000-2300°C).

Применение для спасения РБ - воздушно-космической парашютной системы (ВКПС), способной работать как в плотных приземных слоях воздуха, так и в высоких разреженных слоях атмосферы, более схожих с космическим пространством, и при аэродинамическом нагреве - решает задачу многократного использования РБ или ДО РБ.

Основную стоимость РБ составляет жидкостной ракетный двигатель, способный, по своей надежности, осуществить многократное использование. Многократного использования РБ или их частей в свою очередь позволяет существенно уменьшить стоимость запусков КА. Таким образом, заявляемый способ применения ВКПС для спасения отработанного РБ или отделяемого ДО РБ обеспечивает: ориентированный вход РБ в плотные слои атмосферы с одновременным гашением гиперзвуковой скорости, торможение с высоты более 70 км парашютом большой площади, гашение скорости полета РБ до 2-3 М при снижении в верхних разреженных слоях атмосферы до высоты 50 км и приземления РБ с малой скоростью; уменьшение, более чем в 2 раза, массы теплозащиты для КА и ее практическое отсутствие для РБ по сравнению с их баллистическим спуском и торможением корпусом РБ (КА) в плотных слоях атмосферы - прототипом.

Расчеты баллистики движения РБ после отделения от ракеты-носителя показывают, что при вводе ВКПС в действие на высоте 90 км и более величины скоростного напора уже недостаточно для самонаполнения куполов. В тоже время очень важно раскрыть купола и использовать их тормозные свойства как можно раньше. В этом случае принудительное раскрытие обеспечивается путем применения специальных конструктивных решений (элементов) по системам отстрела, ввода, формирования и поддержания работоспособности куполов ВКПС.

Необходимо отметить, что при массе ДО РБ до 8 т его спасение целесообразно производить как отсека, отделяемого от РБ. При этом уменьшается масса ВКПС и нагружение вертолета при подхвате и транспортировании ДО РБ. Для указанной массы ДО РБ рационально применение многокупольной ВКПС. Многокупольная ВКПС всегда имеет неодновременной наполнение куполов, приводящее к увеличению углов раскачивания ДО РБ. В этом случае для уменьшения колебаний ДО от неодновременного наполнения куполов ВКПС - ДО отделяется от корпуса РБ после ввода куполов ВКПС в действие.

Для обеспечения максимального тормозного эффекта в разреженных слоях атмосферы ВКПС вводится в действие с минимальной временной задержкой после отделения РБ от ракеты-носителя.

Перечисленные преимущества изобретения, по сравнению с прототипом-способом спасения РБ «Ангара» («Новости космонавтики» №3 2002 г) обеспечиваются введением ВКПС, выполненной из термостойких материалов, на большой высоте при малой величине скоростного напора и далее по всей траектории снижение производится на раскрытом основном парашюте или связке парашютов при массе РБ (ДО РБ) более 2 тонн. На высоте менее 3 км производится вертолетный подхват.

Изобретение может быть также использовано при возвращении на землю КА.

Сущность изобретения поясняется чертежом. На фиг.1 изображены: ДО РБ - 1, ВКПС - 2, ввод в действие ВКПС - 3, условная граница плотной атмосферы на высоте 90 км - 4, этап торможение ДО - 5, снижение и подхват вертолетом ДО РБ с отцепкой ВКПС - 6.

На фиг.2 изображены: КА - 7, ВКПС - 2, ввод ВКПС в действие на высоте 120 км - 8, условная граница плотной атмосферы на высоте 90 км - 4, этап увода с орбиты и торможение КА - 9, снижение и приземление КА - 10.

Способ спасения отработанных ступеней ракет-носителей - ракетных блоков (РБ), которые к моменту ввода парашютной системы (ПС) на высотах ниже 10 км заканчивают гашение гиперзвуковых скоростей за счет трения в плотных слоях атмосферы без разрушения конструкции за счет организованного входа РБ с применением бортовых систем активной и пассивной ориентации, стабилизации, торможения и тепловой защиты, с последующим вводом стандартной ПС с обеспечением вертолетного подхвата на высотах ниже 3 км, отличающийся тем, что, с целью обеспечения ориентированного сверхвысотного парашютного спуска РБ, начиная с разреженных слоев атмосферы на высоте более 70 км, реализующего исключение интенсивного аэродинамического и теплового нагружения на конструкцию РБ, и до высоты вертолетного подхвата ~3 км, применяется воздушно-космическая парашютная система (ВКПС), выполненная из термостойких материалов, с введением в действие в верхних разреженных слоях атмосферы.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при спуске космического аппарата (КА) в атмосфере планет. В процессе спуска КА измеряют температуру (Т), скорость (первая производная Т') и ускорение (вторая производная Т") изменения Т нагрева КА в критической области.

Изобретение относится к ракетной технике. .

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 космической технике, преимущественно к космическим тросовым системам. Способ доставки с орбитальной станции на Землю спускаемого аппарата с использованием пассивного развертывания космической тросовой системы включает расстыковку двух соединенных тросом объектов, сообщение спускаемому аппарату начальной скорости расхождения, свободный выпуск троса при удалении спускаемого аппарата, фиксацию длины троса в конце реверсного участка, попутное маятниковое движение и отрезание троса в момент прохождения спускаемым аппаратом линии местной вертикали орбитальной станции. Отделение спускаемого аппарата производят против вектора орбитальной скорости без управления силой натяжения троса при удалении спускаемого аппарата. На реверсном участке траектории производят выборку свободного троса. Достигается упрощение практической реализации и повышение эффективности развертывания тросовой системы. 4 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к посадочным устройствам космического корабля (КК). Посадочное устройство КК содержит опорную тарель, откидную раму, два подкоса, кронштейн, датчик угла поворота рамы, цилиндрические шарниры с замковыми элементами, четыре посадочные опоры, центральную стойку с главным цилиндром, сотовым энергопоглотителем, телескопическим штоком (в виде неподвижных поршня и штока) с пневматическим механизмом выдвижения, узлом крепления к корпусу КК. Посадочные опоры (ПО) расположены в корпусе КК азимутально через 90˚. ПО содержит пневмопривод вращательного типа. Изобретение позволяет повысить надежность раскрытия ПО при штатной посадке КК. 8 ил.

Изобретение относится к конструкциям, предназначенным для снижения скорости спускаемых космических объектов в атмосфере. Развертываемое тормозное устройство состоит из жесткого лобового экрана, к которому крепится гибкая оболочка, покрытая с внешней стороны гибким теплозащитным чехлом. Внутри гибкой оболочки размещены герметичные эластичные торовые оболочки. На внутренней поверхности жесткого лобового экрана размещены газовые баллоны системы наддува торовых оболочек. Стенки герметичных торовых оболочек имеют внешний герметичный слой и внутренний эластичный слой, который после развертывания и наддува оболочек затвердевает под действием компонентов газовой смеси наддува. Изобретение направлено на повышение динамической устойчивости и надежности. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере планеты путем регулирования его аэродинамического качества (АК). Способ заключается в выборе условий переключения угла крена на нулевое значение, с обеспечением перевода КА с изотемпературного участка (ИТУ) спуска на рикошетирующую траекторию. При движении КА по ИТУ сначала увеличивают угол крена (γ), снижая АК и поддерживая постоянную температуру в критической области поверхности КА. Затем, по мере снижения скорости полета, угол γ уменьшают от его максимального значения. На ИТУ увеличение АК не приводит к последующему росту температуры сверх ее первого максимума. Поэтому выбором момента переключения на γ=0 можно достичь эффективного гашения скорости КА на последующем этапе полета. Наилучшим является сход КА с ИТУ в момент достижения углом γ максимального значения. В этот момент устанавливают угол атаки КА соответствующим максимальному АК. Этим увеличивают продолжительность заключительного участка полета и интенсивность торможения КА. Возрастание угла атаки после схода КА с ИТУ и завершения набора высоты полета приводит к увеличению коэффициента лобового сопротивления и, тем самым, к большему снижению скорости на момент ввода системы мягкой посадки КА. Техническим результатом изобретения является минимизация конечной скорости КА и максимальной температуры в критической области его поверхности, и снижение тем самым массы теплозащитного покрытия КА и потребных энергетических затрат. 2 ил.

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере планеты путем регулирования его аэродинамического качества (АК). На начальном участке полета скорость КА в атмосфере увеличивается (КА движется к условному перицентру орбиты). Плотность атмосферы еще мала и не вызывает значительного торможения КА. При достижении КА плотных слоев атмосферы его скорость начинает уменьшаться, и в момент достижения ею скорости входа в атмосферу переключают угол крена (γ) со значения γ=π на γ=0. Этим маневром обеспечивают перевод КА на траекторию движения с максимальным АК. В режиме полета с γ=0 реализуют продолжительную рикошетирующую траекторию, на которой скорость КА монотонно уменьшается. При достижении максимальной высоты рикошета происходит увеличение угла атаки КА и, следовательно, более интенсивное торможение КА. Техническим результатом изобретения является снижение конечной скорости КА при вводе системы мягкой посадки и сокращение тем самым расхода топлива на осуществление мягкой посадки КА. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в отделяемых ракетных двигателях (ОРД). Устройство торможения ОРД содержит парашют в контейнере в виде тонкостенной трубы с заглушкой, пирозамедлитель, пороховую навеску, канат для соединения ОРД и поршня со стропами парашюта, узел фиксации парашюта в виде срезного элемента, пенал. Изобретение позволяет снизить массу конструкции и повысить надежность устройства торможения ОРД. 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к авиакосмической технике и может быть использовано при мягкой посадке летательного аппарата (ЛА). Спускают и приземляют ЛА с помощью парашютно-реактивной системы, измеряют скорость и направление ветрового сноса ЛА, рассчитывают уровень тяги ракетного двигателя твердого топлива обнуления ветрового сноса (РДТТ ОВС), включают не менее одного многосоплового РДТТ ОВС с фиксированной массой, геометрией топливного заряда и осями сопел в плоскости поперечного сечения ЛА, разворачивают ЛА к моменту касания земли базовой плоскостью. Сопла РДТТ ОВС выполняют фиксированными или поворотными. Изобретение позволяет исключить кувыркание ЛА после посадки и отстрела куполов парашютов приземления. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в посадочных устройствах (ПУ) космических аппаратов (КА). ПУ КА содержит стойку, состоящую из стакана с внутренним амортизирующим элементом, соединенного с цилиндрическим шарниром и телескопически с подвижным штоком, сферический шарнир, опорную тарель, закрепленные без слабины два троса из сверхвысокомодульного материала, ограничивающие угловое перемещение опоры и взведение ее в исходное положение, механизм, допускающий односторонний поворот опоры. Угол между продольной осью стойки в исходном рабочем положении опоры и прямой, проходящей через центр сферического шарнира тарели параллельно продольной оси КА, зависит от угла трения и угла подхода КА к посадочной поверхности. Изобретение позволяет уменьшить ударные нагрузки элементов КА. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при спуске в атмосфере космического аппарата (КА). Осуществляют вход КА в атмосферу с максимальным значением эффективного аэродинамического качества, измеряют текущие значения параметров движения КА в процессе его спуска в атмосфере, уменьшают текущую скорость движения КА до значения скорости входа КА в атмосферу, устанавливают текущие значения балансировочного аэродинамического качества КА в зависимости от параметров движения КА в процессе его спуска в атмосфере, управляют в зависимости от параметров движения КА на изовысотном участке балансировочным аэродинамическим качеством и углом крена, осуществляют сход КА с изовысотного участка и дальнейший его полет в атмосфере с максимальным значением аэродинамического качества и нулевым углом крена. Изобретение позволяет уменьшить максимальную полную перегрузку на конструкцию КА. 2 ил.

Группа изобретений относится к аэрокосмической системе для выведения полезной нагрузки (ПН) на орбиту и возвращения с орбиты путем торможения в атмосфере. Система содержит средство выведения (100) с вертикальным взлетом и посадкой. Средство (100) включает в себя двигательный отсек (110) с выхлопными соплами (111), модуль ПН (130), посадочное устройство (120). Средство (100) имеет наружную поверхность (101) с хвостовой (103) и носовой (104) зонами. Развертываемая поверхность (РП) (140) сложена при выведении на орбиту. При спуске РП развернута для стабилизации и торможения средства (100) во время его снижения хвостовой частью вперед. РП может быть выполнена в каждой из зон (103, 104), либо может перемещаться из одной зоны в другую. Стабилизаторы (поверхности управления) (150) могут действовать как во время подъема, так и при снижении. В некоторых вариантах средство выведения (100) выполнено с топливными баками, в которых обеспечен специальный контроль перемещения центра тяжести топлива при изменении его уровня в баке. Технический результат группы изобретений направлен на создание эффективной аэрокосмической системы многоразового использования. 2 н. и 20 з.п. ф-лы, 22 ил.
Наверх