Посадочное устройство космического корабля



Посадочное устройство космического корабля
Посадочное устройство космического корабля
Посадочное устройство космического корабля
Посадочное устройство космического корабля
Посадочное устройство космического корабля
Посадочное устройство космического корабля
Посадочное устройство космического корабля
Посадочное устройство космического корабля

 


Владельцы патента RU 2521451:

Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" (RU)

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 области машиностроения и может быть использовано в тех областях, где необходимо осуществить мягкую посадку объекта, например в ракетно-космической технике при посадке возвращаемого (посадочного) аппарата пилотируемого космического корабля на Землю или другие планеты по вертикальной схеме.

Известно посадочное устройство в составе советского лунного корабля, содержащее четыре посадочных опоры, каждая из которых включает в себя амортизированную центральную стойку, шарнирно связанную с корпусом лунного корабля, два боковых амортизированных подкоса, шарнирно связанных с основной стойкой и корпусом лунного корабля, опорную тарель, связанную шарнирно с телескопическим штоком основной стойки. Посадочные опоры и шарниры их крепления располагаются на наружной поверхности корпуса лунного корабля. При выведении лунный корабль был закрыт обтекателем, который сбрасывался после прохождения плотных слоев атмосферы. В исходном положении основные стойки были прижаты к корпусу лунного корабля. Перед посадкой посадочные опоры приводились из исходного в рабочее положение раскрытием пирозамков, после чего пружинные механизмы подкосов раскрывали посадочные опоры. Описание посадочного устройства советского лунного корабля приведено в книге В.М.Филина «Воспоминания о лунном корабле», издательство «Культура», 1992.

Отличием посадочного устройства возвращаемого (посадочного) аппарата, обеспечивающего посадку на Землю или другие планеты со сравнительно плотной атмосферой, от посадочного устройства лунного корабля является необходимость размещения посадочного устройства в исходном (убранном) положении внутри возвращаемого (посадочного) аппарата и сравнительно более сложная кинематическая схема его раскрытия.

Примером посадочного устройства, размещаемого внутри возвращаемого аппарата вертикальной схемы посадки, является посадочное устройство, используемое при проведении самолетных испытаний модели V-201 аппарата Х-38, планируемой для проведения демонстраций технологий входа в атмосферу. В дальнейшем предполагалось использовать посадочное устройство для пилотируемых полетов.

Аппарат Х-38 выполнен по аэродинамической схеме «несущий корпус», на посадочном участке в работу вводилась парашютная система с основным парашютом, выполненным по схеме «летающее крыло», касание грунта осуществлялось посадочным устройством.

Посадочное устройство аппарата Х-38, выбранное в качестве прототипа (см. материалы NASA Х-38 Landing Gear Development, Adalbert Wagner, 1998 г.) выполнено по классической схеме с тремя посадочными опорами: одной носовой и двумя основными опорами. Опоры выдвигаются через вырезы в корпусе и теплозащитном покрытии, открываемые пироустройствами непосредственно перед приземлением.

Посадочные опоры включают в себя центральную стойку, состоящую из главного цилиндра с сотовым энергопоглотителем, телескопического штока, расположенного внутри него механизма выдвижения телескопического штока и снабженную узлом крепления к корпусу космического корабля, а также опорную тарель, связанную с телескопическим штоком, откидную раму, прикрепляемую к корпусу космического корабля при помощи кронштейнов, два подкоса, связанных с откидной рамой и устройство фиксации главного цилиндра в убранном положении. Благодаря такому взаимному расположению элементов конструкции посадочных опор обеспечивается компактное размещение убранных посадочных опор в отсеке космического корабля. Раскрытие посадочных опор начинается с момента срабатывания пироустройства, фиксирующего опоры в убранном положении. После этого опора под действием сил гравитации совершает поворотное движение, затем при помощи пружинного механизма выдвижения телескопического штока взводится телескопический шток, и опора занимает рабочее положение. Касание поверхности осуществляется посадочной тарелью, шарнирно соединенной с телескопическим штоком и имеющей форму лыжи.

Гашение энергии удара осуществляются трехступенчатыми разрушаемыми элементами, размещенными в главных цилиндрах стоек.

Недостатком устройства является ограничения, связанные с жесткими требованиями к поверхности посадочной полосы, отсутствие дополнительных к силам гравитации движущих моментов, обеспечивающих гарантированный поворот опоры на угол, при котором начинается выдвижение телескопических штоков. При возникновении нештатных ситуаций (невыдвижение одной или двух опор, отказ тормозящих посадочных двигателей), когда посадочные усилия на выдвинутые опоры существенно возрастают, происходит передача значений усилия удара вдоль оси главного цилиндра на корпус космического корабля, что критично для безопасности экипажа пилотируемого космического корабля.

Задачей предлагаемого посадочного устройства является обеспечение безопасной посадки космического корабля сегментно-конической формы не только на плоские и ровные поверхности, но и на поверхности с широким спектром характеристик грунтов и углов их наклона. Создание для повышения надежности раскрытия посадочных опор дополнительных к гравитационным силам движущих моментов и усилий. В случае возникновения нештатных ситуаций обеспечение ограничений в передаче усилия посадочного удара на корпус космического корабля.

Техническим результатом настоящего изобретения является повышение надежности раскрытия посадочного устройства при штатной посадке корабля. В случае посадки при возникновении нештатных ситуациях (невыдвижение одной или двух опор, отказ тормозящих посадочных двигателей) создание ограничения в передаче усилия посадочного удара на корпус космического корабля.

Технический результат достигается за счет того, что в посадочном устройстве космического корабля, содержащем посадочные опоры, каждая из которых включает в себя центральную стойку, состоящую из главного цилиндра с сотовым энергопоглотителем и снабженную узлом крепления к корпусу космического корабля, телескопического штока и механизма выдвижения телескопического штока, расположенного внутри него, опорную тарель, связанную с телескопическим штоком, откидную раму, прикрепляемую к корпусу космического корабля при помощи кронштейнов, два подкоса, связанных с откидной рамой, устройство фиксации главного цилиндра в убранном положении, в отличие от известного, четыре посадочных опоры, расположены в корпусе космического корабля азимутально через 90°, при этом каждая из опор снабжена пневмоприводом вращательного типа, а механизм выдвижения телескопического штока выполнен пневматическим, при этом с одной стороны откидной рамы установлен пневмопривод вращательного типа, связанный с откидной рамой посредством оси вращения, установленной в одном из кронштейнов, а с другой стороны установлен датчик угла поворота рамы, связанный с ней посредством оси вращения, установленной в другом кронштейне, при этом с противоположной установке кронштейнов стороны откидная рама связана с подкосами посредством цилиндрических шарниров, в которые встроены замковые элементы, а подкосы шарнирно соединены с телескопическим штоком и опорной тарелью, выполненной в форме сферического сегмента и связанной с телескопическим штоком при помощи механизма ориентирования опорной тарели, при этом главный цилиндр снабжен замком зацепления телескопического штока с поршнем во взведенном положении опоры, причем механизм выдвижения телескопического штока размещен в телескопическом штоке, выполненном в виде неподвижных поршня и штока, размещенных в цилиндрической полости, разделяемой поршнем на два объема, к одному из которых подключена магистраль подачи сжатого воздуха, а в другом - размещен неподвижный шток, при этом устройство фиксации центральной стойки в убранном положении выполнено пневматическим и установлено на продольной балке, которая связана с корпусом космического корабля, а в центральной стойке размещено жестко с ней соединенное цилиндрическое звено с разрушаемым элементом, выполненным под углом к продольной оси стойки, и расположенное между главным цилиндром и кронштейнами крепления его к корпусу космического корабля, а угол между продольной осью разрушаемого элемента и прямой, перпендикулярной продольной оси центральной стойки, 0<α<90°, при этом наклон разрушаемого элемента относительно стойки выполнен в направлении корпуса космического корабля.

Таким образом, благодаря данному техническому решению при раскрытии и выдвижении посадочных опор при помощи пневмоприводов обеспечивается дополнительные к гравитационным силам движущие моменты и усилия. Благодаря сферической форме опорных тарелей и механизма ориентирования опорной тарели обеспечивается посадка космического корабля на грунты с широким спектром характеристик и наклонов, в отличие от лыж, которые используются только при наличии ровной и горизонтальной посадочной поверхности, а при сложном рельефе не могут обеспечить устойчивую посадку. Благодаря звену с разрушаемым элементом в конструкции опоры в случае возникновения нештатных ситуаций обеспечивается ограничение в передаче усилия посадочного удара на корпус космического корабля.

Осуществление заявленного технического решения поясняется с помощью чертежей посадочного устройства, где на фиг.1 представлен общий вид корпуса космического корабля с посадочным устройством, имеющим четыре посадочных опоры, на фиг.2 и фиг.3 - чертеж посадочной опоры в убранном положении, на фиг.4 - чертеж посадочной опоры во взведенном положении. На фиг.5-7 показана центральная стойка в убранном, взведенном и обжатом положениях. На фиг.8 показана посадочная опора, содержащая звено с разрушаемым элементом.

На чертежах цифрами обозначены:

1 - корпус космического корабля;

2 - посадочная опора;

3 - главный цилиндр;

4 - телескопический шток;

5 - сотовые энергопоглотители;

6 - опорная тарель;

7 - откидная рама;

8 - подкосы;

9, 10 - кронштейны крепления откидной рамы;

11, 12 - кронштейны крепления главного цилиндра;

13 - пневмопривод;

14 - датчик угла поворота откидной рамы;

15 - механизм ориентирования опорой тарели;

16 - поперечная балка;

17 - дистанционно управляемый замок;

18 - замки фиксации откидной рамы;

19 - подвижный поршень;

20 - сотовый энергопоглотитель;

21 - замок фиксации поршня со штоком;

22 - неподвижный поршень со штоком;

23 - цилиндрическая полость;

24 - цилиндрическое звено с разрушаемым элементом.

На фиг.1 представлен общий вид посадочного устройства, состоящего из четырех посадочных опор 2, показанных в убранном положении и размещенных в четырех отсеках корпуса 1 космического корабля. Посадочные опоры в процессе раскрытия переводятся из убранного в рабочее положение, после чего космический корабль готов к совершению посадки. После посадки все четыре опоры закрываются вручную и переводятся в убранное положение, что обеспечивает компактность космического корабля, например, при транспортировании его с места посадки.

На фиг.2 и фиг.3 представлена посадочная опора в убранном (исходном) положении, на фиг.4 - во взведенном (рабочем) положении. Посадочная опора 2 размещается внутри силовой рамы, принадлежащей корпусу 1. Откидная рама 7 крепится к силовой раме (на чертеже не показана) при помощи кронштейнов 9, 10, к первому из которых через ось вращения присоединяется привод 13, а ко второму также через ось вращения присоединяется датчик положения опоры 14.

С противоположной стороны откидная рама 7 при помощи двух цилиндрических шарниров, внутри которых встроены механические замки 18, связана с двумя подкосами 8. Подкосы своими противоположными концами при помощи цилиндрических шарниров связаны с телескопическим штоком 4, который при помощи сферического шарнира и механизма ориентирования тарели связан 15 с опорной тарелью 6. Главный цилиндр 3 центральной стойки при помощи боковых стоек (раскосов) через кронштейны 11 и 12 звеном с разрушаемым элементом 24 соединяется с корпусом космического корабля.

К силовой раме через поперечную балку 16 крепится дистанционно управляемый замок 17, который предназначен для удержания посадочной опоры 2 в убранном положении.

На фиг.5-7 показан пример выполнения центральной стойки с пружинным телескопическим механизмом взведения штока в различных состояниях: исходное, взведенное, после обжатия. Центральная стойка включает в себя главный цилиндр 3 с телескопическим штоком 4 и механизмом выдвижения телескопического штока.

Механизм выдвижения телескопического штока размещен внутри телескопического штока, содержащего цилиндрическую полость, разделенную при помощи неподвижного поршня 21 со штоком на два объема, при этом к одному объему подключена магистраль подачи сжатого воздуха (на фиг.6 условно показана пружина), а в другом находится неподвижный поршень 21 со штоком. При этом телескопический шток 4 свободно перемещается внутри подвижного поршня 19, под которым находится сотовый энергопоглотитель 5, и с которым он входит в зацепление в конце хода выдвижения.

Для обеспечения разрушения опоры ПУ при повышенных нагрузках в составе центральной стойки выполнено цилиндрическое звено 24 с разрушаемым элементом, расположенное между центральной стойкой и кронштейнами крепления его к корпусу космического корабля. Разрушаемый элемент выполнен под углом к продольной оси стойки, а угол между продольной осью разрушаемого элемента и прямой, перпендикулярной продольной оси центральной стойки, 0<α<90°, например 15°, при этом наклон разрушаемого элемента относительно стойки выполнен в направлении корпуса космического корабля (фиг.8). Такая конструкция центральной стойки при повышенных нагрузках обеспечивает подлом стойки и поворот ее наружу относительно корпуса космического корабля за счет момента сил, так как в противном случае центральная стока своей торцевой часть может проткнуть корпус космического корабля с экипажем. Если угол между продольной осью разрушаемого элемента и прямой, перпендикулярной продольной оси центральной стойки, будет равен нулю, т.е. продольная ось разрушаемого элемента будет перпендикулярна оси стойки, то момента сил не возникает, и стойка не подломится. Если же наклон разрушаемого элемента будет наружу от корпуса космического корабля, то под действием момента сил центральные стойки подломятся вовнутрь космического корабля, что при посадке приведет к вмятию опор в днище космического корабля.

В случае посадки космического корабля в условиях отказа тормозных посадочных двигателей предлагаемое устройство обеспечивает уменьшение нагрузок посадочного удара на корпус космического корабля за счет введения в состав стойки амортизационного пакета повышенной энергоемкости с большим усилием обжатия. После полного обжатия амортизатора при дальнейшем увеличении нагрузки происходит разрушение поворотного звена с разрывом кинематической связи между центральной стойкой и корпусом космического корабля.

Рассмотрим работу посадочного устройства.

При подаче команды в виде давления сжатого газа на дистанционно управляемый замок 18 происходит его срабатывание, в результате чего посадочная опора 2 отсоединяется от поперечной балки 17 и начинает поворачиваться под действием сил гравитации, а также вращательного момента, создаваемого пневмоприводом 13, относительно кронштейнов 9, 10 крепления откидной рамы к силовой раме 3, а также кронштейнов 11 и 12 крепления главного цилиндра 3 к корпусу 1 космического корабля. После отклонения откидной рамы на определенный угол, например 6°, в системе управления формируется команда по сигналу с датчика угла поворота откидной рамы 14, по которой происходит расфиксация (освобождение) пружины 22 и выдвижение телескопического штока 4 либо (при отсутствии пружины) заполнение полости 22 сжатым газом, В конце своего хода телескопический шток 4 при помощи механического замка 23, например, шарикового типа соединяется в одно целое с поршнем 19, таким образом, что посадочная опора переходит во взведенное положение. В процессе взведения опоры при помощи механизма ориентации 15 опора устанавливается в положение, при которой ее плоскость становится параллельной поперечной плоскости космического корабля.

При ударе опорной тарели 6 о грунт при посадке космического корабля усилие удара через телескопический шток 4 передается на подвижный поршень 19, который сминает сотовый амортизатор 5, осуществляя гашение энергии посадочного удара. После этого центральная стойка занимает такое же положение, как и до раскрытия (фиг.7). То же самое происходит с остальными посадочными опорами.

Для перевода посадочных опор в убранное положение, например, при транспортировке космического корабля необходимо вначале отключить механические связи поршней и штоков в центральных стойках и в подкосах, а затем к центральной стойке приложить направленное вверх усилие до момента ее фиксации на поперечной балке 17, осуществляемой с помощью замка 18.

Таким образом, заявляемое посадочное устройство обеспечивает повышение надежности раскрытия посадочных опор, посадку космического корабля на грунты со сложным составом и рельефом и ограничивает воздействие разрушающих усилий на экипаж при нештатных ситуациях, а также обеспечивает многократность срабатывания устройства и возможность обратного соединения элементов конструкций при переводе опоры в убранное положение.

Посадочное устройство космического корабля, содержащее посадочные опоры, каждая из которых включает в себя центральную стойку, состоящую из главного цилиндра с сотовым энергопоглотителем, телескопического штока, расположенного внутри него механизма выдвижения телескопического штока, и снабженную узлом крепления к корпусу космического корабля, а также опорную тарель, связанную с телескопическим штоком, откидную раму, прикрепляемую к корпусу космического корабля при помощи кронштейнов, два подкоса, связанных с откидной рамой, и устройство фиксации главного цилиндра в убранном положении, отличающееся тем, что в нем четыре посадочных опоры расположены в корпусе космического корабля азимутально через 90°, при этом каждая из опор снабжена пневмоприводом вращательного типа, а механизм выдвижения телескопического штока выполнен пневматическим, при этом с одной стороны откидной рамы установлен пневмопривод вращательного типа, связанный с откидной рамой посредством оси вращения, установленной в одном из кронштейнов, а с другой стороны установлен датчик угла поворота рамы, связанный с ней посредством оси вращения, установленной в другом кронштейне, при этом с противоположной установке кронштейнов стороны откидная рама связана с подкосами посредством цилиндрических шарниров, в которые встроены замковые элементы, а подкосы шарнирно соединены с телескопическим штоком и опорной тарелью, выполненной в форме сферического сегмента и связанной с телескопическим штоком при помощи механизма ориентирования опорной тарели, при этом главный цилиндр снабжен замком зацепления телескопического штока с поршнем во взведенном положении опоры, причем механизм выдвижения телескопического штока размещен в телескопическом штоке, выполненном в виде неподвижных поршня и штока, размещенных в цилиндрической полости, разделяемой поршнем на два объема, к одному из которых подключена магистраль подачи сжатого воздуха, а в другом - размещен неподвижный шток, при этом устройство фиксации центральной стойки в убранном положении выполнено пневматическим и установлено на продольной балке, которая связана с корпусом космического корабля, а в центральной стойке размещено жестко с ней соединенное цилиндрическое звено с разрушаемым элементом, выполненным под углом к продольной оси стойки, и расположенное между главным цилиндром и кронштейнами крепления его к корпусу космического корабля, а угол между продольной осью разрушаемого элемента и прямой, перпендикулярной продольной оси центральной стойки, 0<α<90°, при этом наклон разрушаемого элемента относительно стойки выполнен в направлении корпуса космического корабля.



 

Похожие патенты:

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.

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 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 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.

Изобретение относится к управлению космическим аппаратом (КА) на внеатмосферном участке его схода с орбиты искусственного спутника Земли (ИСЗ). Способ заключается в двукратном включении реактивной двигательной установки КА: на орбите ИСЗ и при входе КА в атмосферу Земли. При первом включении вектор тяги направлен против вектора орбитальной скорости, обеспечивая траекторию входа КА в атмосферу с заданной величиной скорости. Второе включение обеспечивает требуемый угол входа КА в атмосферу при соответствующей ориентации (от Земли или к Земле) вектора тяги. Техническим результатом изобретения являются уменьшение энергозатрат для перевода КА на траекторию спуска в атмосфере Земли и повышение точности входа в атмосферу и посадки КА на заданный полигон. 2 ил.

Изобретение относится к космонавтике, в частности к области управления космическими аппаратами (КА). Бортовыми средствами аппарата определяются координаты включения двигательной установки, величины и ориентации импульсов характеристической скорости КА. При этом отрабатывается рациональное управление вектором тяги двигательной установки. Способ заключается в последовательной подаче двух импульсов характеристической скорости. Первый импульс подается в плоскости движения КА против вектора его скорости для обеспечения схода аппарата с орбиты. Второй импульс подается в направлении, перпендикулярном к плоскости полета, для управления боковой дальностью. Техническим результатом изобретения является снижение потребных энергетических затрат, повышение оперативности управления, повышение точности посадки аппарата на полигоны малых размеров. 2 ил.
Наверх