Способ обеспечения мягкой посадки летательного аппарата



Способ обеспечения мягкой посадки летательного аппарата
Способ обеспечения мягкой посадки летательного аппарата
Способ обеспечения мягкой посадки летательного аппарата
Способ обеспечения мягкой посадки летательного аппарата
Способ обеспечения мягкой посадки летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2543451:

Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (RU)

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 летательным аппаратам (ЛА) и посадочным платформам, в т.ч. космическим, завершающим полет приземлением на поверхность планеты с использованием парашютов.

Известны способы обеспечения мягкой парашютной посадки ЛА на твердую (суша, лед) и жидкую (океан, море, озеро) поверхность планеты - см., например: В.И. Баженов, М.И. Осин. Посадка космических аппаратов на планеты. М.: Машиностроение, 1978, стр.5-7, 13, 40-42; в том числе с определением его скорости относительно подстилающей поверхности - см., например: B.C. Авдуевский, Г.Р. Успенский. Космическая индустрия. М.: Машиностроение, 1989, стр.520.

Известен также способ обеспечения мягкой парашютной (парашютно-реактивной) посадки ЛА с ориентированной по направлению ветрового сноса базовой плоскостью автоматического или пилотируемого ЛА - см. патент РФ №2400410, приоритет от 20.07.2009 (ближайший аналог).

Недостатком указанного способа является невозможность компенсации (обнуления) скорости ветрового сноса ЛА в момент касания им поверхности планеты, что может приводить к его опрокидыванию (кувырканию), хаотичному изменению направления действия и величины посадочных перегрузок, воздействующих на экипаж и бортовое оборудование, и в этой связи повышенной технической сложности бортовых амортизирующих устройств «всенаправленного» действия (при их наличии).

Целью предлагаемого изобретения является создание способа обеспечения мягкой парашютной посадки для ориентированного (например, в направлении базовой плоскости, параллельной осям «голова-ноги» экипажа) приземления ЛА с одновременной компенсацией его горизонтальной (ветровой снос) и вертикальной (снижение на парашютах) скорости посредством специализированных ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) с фиксированным по массе и геометрии топливным зарядом. Соответственно, двигатели компенсации горизонтальной скорости ЛА в момент приземления будем называть РДТТ обнуления ветрового сноса (РДТТ ОВС), а двигатели компенсации вертикальной скорости ЛА - РДТТ мягкой посадки (РДТТ МП).

Указанная цель достигается тем, что при осуществлении мягкой посадки ЛА, включающей его спуск и приземление с помощью парашютно-реактивной системы, с измерением на борту ЛА направления его ветрового сноса, с разворотом ЛА к моменту касания земли базовой плоскостью вдоль направления ветрового сноса - на борту ЛА измеряют помимо направления скорость ветрового сноса, рассчитывают уровень тяги РДТТ ОВС, в период работы РДТТ МП производят включение не менее одного многосоплового РДТТ ОВС с фиксированной массой и геометрией топливного заряда, при этом оси сопел РДТТ ОВС располагают в плоскости поперечного сечения ЛА, проходящей через центр масс (ЦМ) ЛА, и ориентируют на угол 0…±90 градусов относительно направления ветрового сноса симметрично базовой плоскости ЛА.

Варианты реализации способа: в двухсопловом РДТТ обнуления ветрового сноса с поворотными соплами ориентацию осей сопел производят путем их синхронного разворота; в трехсопловом РДТТ ОВС с фиксированными соплами ось центрального сопла располагают в базовой плоскости ЛА, а оси боковых сопел фиксируют под углами соответственно -90 градусов и +90 градусов относительно оси центрального сопла, при этом тягу центрального сопла изменяют путем перепуска газов в боковые сопла; в четырехсопловом РДТТ ОВС с фиксированными соплами дополнительно к трехсопловой конфигурации добавляют наклонное сопло, ось которого располагают в базовой плоскости ЛА и направляют в ЦМ ЛА под фиксированным углом 5…30 градусов относительно плоскости поперечного сечения ЛА, проходящей через его ЦМ, при этом тягу центрального и наклонного сопел изменяют путем перепуска газов в боковые сопла. Наконец, при размещении на ЛА двух многосопловых РДТТ ОВС, один РДТТ ОВС располагают выше, другой - ниже ЦМ ЛА, оси сопел располагают в плоскостях поперечного сечения ЛА симметрично базовой плоскости ЛА, при этом включение обоих РДТТ ОВС производят одновременно друг с другом и с РДТТ МП, а опрокидывающий ЛА момент парируют путем выполнения условия:

{ Ρ в Σ r в = Ρ н Σ r н Ρ в Σ + Ρ н Σ = Ρ г о р Σ

где Ρ в Σ - результирующая тяги верхнего относительно ЦМ ЛА РДТТ ОВС;

Ρ н Σ - результирующая тяги нижнего относительно ЦМ ЛА РДТТ ОВС;

Ρ г о р Σ - результирующая тяги обоих задействованных РДТТ ОВС;

r в - плечо между плоскостью размещения осей сопел верхнего в относительно ЦМ ЛА РДТТ ОВС и ЦМ ЛА;

r н - плечо между плоскостью размещения осей сопел нижнего относительно ЦМ ЛА РДТТ ОВС и ЦМ ЛА.

Принципиальная схема обеспечения мягкой парашютной посадки ЛА типа возвращаемого космического аппарата-капсулы на базе предложенного технического решения представлена на фиг.1. Варианты реализации показаны на фиг.2 (двухсопловой РДТТ ОВС с поворотными соплами), фиг.3 (трехсопловой РДТТ ОВС с фиксированными соплами), фиг.4 (четырехсопловой РДТТ ОВС с компенсацией опрокидывающего момента), фиг.5 (два РДТТ ОВС с компенсацией опрокидывающего момента).

Приняты обозначения:

1 - корпус летательного аппарата;

2 - парашютная система;

3 - РДТТ МП;

4 - РДТТ ОВС;

5 - поворотные сопла РДТТ ОВС;

6 - фиксированные (неподвижные относительно корпуса ЛА) сопла РДТТ ОВС;

7 - клапан перепуска газов РДТТ ОВС.

Проведение мягкой парашютной посадки ЛА по предлагаемому способу осуществляется следующим образом (на примере возвращаемого космического аппарата капсульного типа). В момент достижения ЛА расчетной высоты над поверхностью планеты (см. фиг.1) производится раскрытие и наполнение атмосферным газом (на Земле - воздухом) одного или нескольких куполов парашютов поз.2, обеспечивающих снижение аппарата со скоростью 6…12 м/с (оптимальный режим приземления). При этом бортовая аппаратура обеспечивает определение направления и значения скорости ветрового сноса корпуса поз.1 ЛА относительно поверхности планеты.

Перед касанием корпусом поз.1 ЛА поверхности производится включение (срабатывание) РДТТ мягкой посадки поз.3. Следует отметить, что РДТТ МП поз.3 могут входить как в конструктив парашютной системы поз.2 (см., например, фиг.1), так и располагаться в корпусе поз.1 ЛА (см., например, фиг.4, 5).

В момент срабатывания РДТТ МП поз.3 одновременно включаются РДТТ обнуления ветрового сноса поз.4 (в этом случае минимизируется время действия посадочной перегрузки, а направление равнодействующей данной перегрузки приближается к технически наиболее просто амортизируемой оси «голова-ноги» экипажа ЛА). При этом базовая плоскость корпуса поз.1 ЛА должна быть ориентирована по направлению ветрового сноса, и на борту ЛА рассчитана результирующая тяги всех задействуемых РДТТ ОВС поз.4, обеспечивающая компенсацию горизонтальной скорости движения ЛА.

В свою очередь, практическая реализация формирования потребного значения результирующей тяги РДТТ ОВС с фиксированным по массе и геометрии топливным зарядом (что целесообразно из конструктивно-компоновочных соображений, а также для сохранения простоты и надежности, характерных для двигательных установок с РДТТ) может осуществляться следующим образом. В двухсопловом двигателе поз.4 с поворотными соплами поз.5, оси которых расположены в поперечной плоскости ЛА, проходящей через его ЦМ, за счет синхронного разворота сопел поз.5 относительно базовой плоскости на равные по модулю, но противоположные по знаку углы в диапазоне 0…±90 градусов формируется потребное значение равнодействующей тяги РДТТ обнуления ветрового сноса (см. фиг.2).

В трехсопловом двигателе поз.4 с фиксированными соплами поз.6 - ось центрального (среднего) сопла располагают на линии пересечения поперечной и базовой плоскостей ЛА, а оси боковых сопел фиксируют в плоскости поперечного сечения ЛА под углами, соответственно, -90 градусов и +90 градусов относительно оси центрального сопла (см. фиг.3). При этом потребное значение равнодействующей тяги РДТТ ОВС поз.4 формируют клапаном поз.7 путем перепуска избыточных газов в боковые сопла (ориентация которых строго в противоположные стороны позволяет безмоментно сбросить избыточные - рассчитанные на максимальный ветровой снос ЛА - продукты сгорания РДТТ ОВС поз.4).

Следует отметить, что, поскольку ЦМ ЛА капсульного типа, как правило, располагается со смещением относительно продольной оси корпуса поз.1, парашютная система поз.2 ЛА также может быть закреплена асимметрично, опускающийся на поверхность планеты аппарат может иметь некоторый - однозначно определяемый заранее - наклон продольной оси к плоскости местного горизонта (см., например, фиг.1, 4, 5).

В этом случае возникает некоторая (также однозначно определяемая заранее) составляющая результирующей тяги РДТТ ОВС поз.4 по направлению снижения ЛА (а также составляющая «против ветра» результирующей тяги РДТТ МП поз.3), которая может быть программно скомпенсирована определенным увеличением тяги двигателей поз.3 (соответственно, работа РДТТ МП поз.3 «против ветра» позволяет программно уменьшить тягу РДТТ ОВС поз.4). Для более точного адаптивного (отличного от «жесткого» программного) решения задачи обеспечения мягкой посадки ЛА может оказаться целесообразным применение четырехсоплового РДТТ ОВС поз.4 с фиксированными соплами поз.6. В данном случае к трехсопловой конфигурации дополнительно добавляется четвертое фиксированное сопло (т.н. наклонное), ось которого располагается в базовой плоскости ЛА таким образом, чтобы между данной осью, направленной в ЦМ аппарата, и поперечной плоскостью, проходящей через ЦМ ЛА, был угол в диапазоне 5…30 градусов (см. фиг.4). Клапан поз.7 перераспределяет газовые потоки между центральным и наклонным соплами для формирования рассчитанного в соответствии с реальным ветровым сносом значения результирующей тяги РДТТ ОВС поз.4, при этом избыточные газы безмоментно сбрасываются через боковые сопла.

При конструктивно-компоновочных ограничениях, воспрещающих размещение осей сопел РДТТ обнуления ветрового сноса в поперечной плоскости ЛА, проходящей через его ЦМ, - допускается установка в корпусе поз.1 ЛА двух многосопловых РДТТ ОВС поз.4 на разных уровнях (см. фиг.5). При этом оси сопел одного РДТТ ОВС располагают выше, а оси сопел другого РДТТ ОВС - ниже уровня поперечной плоскости, проходящей через ЦМ ЛА (в соответствующих плоскостях поперечного сечения ЛА симметрично его базовой плоскости).

Включение обоих РДТТ обнуления ветрового сноса поз.4 производят одновременно (в период срабатывания РДТТ мягкой посадки поз.3). С целью нейтрализации опрокидывающего корпус поз.1 ЛА момента при формировании результирующей тяги РДТТ ОВС поз.4 обеспечивают выполнение следующего условия:

{ Ρ в Σ r в = Ρ н Σ r н Ρ в Σ + Ρ н Σ = Ρ г о р Σ

где Ρ в Σ - результирующая тяги верхнего относительно ЦМ ЛА РДТТ ОВС;

Ρ н Σ - результирующая тяги нижнего относительно ЦМ ЛА РДТТ ОВС;

Ρ г о р Σ - результирующая тяги обоих задействованных РДТТ ОВС;

r в - плечо между плоскостью размещения осей сопел верхнего в относительно ЦМ ЛА РДТТ ОВС и ЦМ ЛА;

r н - плечо между плоскостью размещения осей сопел нижнего относительно ЦМ ЛА РДТТ ОВС и ЦМ ЛА.

Выбор того или иного варианта реализации предложенного технического решения определяется требованиями к точности компенсации ветрового сноса, конструктивно-компоновочными особенностями (ограничениями) ЛА, допустимым уровнем посадочных перегрузок для экипажа (при его наличии) и т.д. Следует также отметить, что предложенный способ обеспечения мягкой посадки ЛА работоспособен при отсутствии (отказе) двигателей мягкой посадки поз.3. При этом команда на срабатывание РДТТ ОВС поз.4 может выдаваться штатной аппаратурой включения РДТТ МП поз.3 (аналогом такой аппаратуры при применении безреактивной амортизации ЛА при приземлении).

Практическая реализация предложенного способа обеспечения мягкой посадки позволит для ряда классов ЛА - например, пилотируемых космических аппаратов-капсул - обеспечить принципиально новое качество - ориентированное, с максимально возможным ходом амортизации по предпочтительному по переносимости посадочных перегрузок направлению («голова-ноги»), исключающее кувыркание ЛА после посадки и отстрела куполов парашютов приземление. Указанное техническое решение особенно актуально для пилотируемых космических ЛА капсульного типа нового поколения, проектируемых в расчете не только на космонавтов-профессионалов, но и на специалистов с минимальной общекосмической подготовкой и даже космических туристов.

1. Способ обеспечения мягкой посадки летательного аппарата (ЛА), включающий его спуск и приземление с помощью парашютно-реактивной системы, с измерением на борту ЛА направления его ветрового сноса, с разворотом ЛА к моменту касания земли базовой плоскостью вдоль направления ветрового сноса, отделением парашютов в момент приземления, отличающийся тем, что на борту ЛА измеряют скорость ветрового сноса, рассчитывают уровень тяги ракетного двигателя твердого топлива обнуления ветрового сноса (РДТТ ОВС), в период работы ракетного двигателя твердого топлива мягкой посадки (РДТТ МП) производят включение не менее одного многосоплового РДТТ ОВС с фиксированной массой и геометрией топливного заряда, при этом оси сопел РДТТ ОВС располагают в плоскости поперечного сечения ЛА, проходящей через центр масс (ЦМ) ЛА, и ориентируют на угол 0…±90 градусов относительно направления ветрового сноса симметрично базовой плоскости ЛА.

2. Способ обеспечения мягкой посадки ЛА по п.1, отличающийся тем, что в двухсопловом РДТТ ОВС сопла выполняют поворотными, а ориентацию осей сопел производят путем их синхронного разворота симметрично базовой плоскости ЛА.

3. Способ обеспечения мягкой посадки ЛА по п.1, отличающийся тем, что в трехсопловом РДТТ ОВС сопла выполняют фиксированными, ось центрального сопла располагают в базовой плоскости ЛА, а оси боковых сопел располагают под углами соответственно -90 градусов и +90 градусов относительно оси центрального сопла, при этом тягу центрального сопла изменяют путем перепуска газов в боковые сопла.

4. Способ обеспечения мягкой посадки ЛА по п.3, отличающийся тем, что в четырехсопловом РДТТ ОВС дополнительно к трехсопловой конфигурации вводят наклонное сопло, ось которого располагают в базовой плоскости ЛА, направляют в ЦМ ЛА и фиксируют под углом 5…30 градусов относительно плоскости поперечного сечения ЛА, проходящей через его ЦМ, при этом тягу центрального и наклонного сопел изменяют путем перепуска газов в боковые сопла.

5. Способ обеспечения мягкой посадки ЛА по п.1, отличающийся тем, что при размещении на ЛА двух многосопловых РДТТ ОВС один из них располагают выше, а другой ниже ЦМ ЛА, оси сопел располагают в плоскостях поперечного сечения ЛА симметрично базовой плоскости ЛА, при этом включение обоих РДТТ ОВС производят одновременно с РДТТ МП, а опрокидывающий ЛА момент парируют путем выполнения условия
{ Ρ в Σ r в = Ρ н Σ r н Ρ в Σ + Ρ н Σ = Ρ г о р Σ
где Ρ в Σ - результирующая тяги верхнего относительно ЦМ ЛА РДТТ ОВС,
Ρ н Σ - результирующая тяги нижнего относительно ЦМ ЛА РДТТ ОВС,
Ρ г о р Σ - результирующая тяги обоих задействованных РДТТ ОВС,
r в - плечо между плоскостью размещения осей сопел верхнего относительно в ЦМ ЛА РДТТ ОВС и ЦМ ЛА,
r н - плечо между плоскостью размещения осей нижнего относительно ЦМ ЛА РДТТ ОВС и ЦМ ЛА.



 

Похожие патенты:

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 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).

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.

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.

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.

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 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.

Изобретение относится к управлению движением связанных тросом космических объектов. Способ включает расстыковку указанных объектов с сообщением спускаемому аппарату (СА) начальной скорости расхождения против вектора орбитальной скорости. Затем выпускают трос с постоянной силой натяжения при удалении СА и безударно переводят связку в режим попутного маятникового движения, фиксируя длину троса. Трос отрезают в момент прохождения СА местной вертикали орбитальной станции. Величина ускорения указанной силы натяжения троса при удалении СА от орбитальной станции , где - величина трансверсального импульса скорости расталкивания. Данные величины отнесены к соответствующим параметрам стартовой круговой орбиты. Технический результат изобретения состоит в исключении участков возвратного движения СА с тросом, чем достигается упрощение управления маневром спуска. 4 ил.

Изобретение относится к конструкциям космических ракет и способам их посадки на землю. Космическая ракета содержит ракетный двигатель и полезную нагрузку, при этом многоразовый аппарат имеет форму оживального конуса с затупленной жаропрочной частью в основании конуса, а рули, или пилоны, или двигатели присоединены к полезной нагрузке управляемым отсоединяемым креплением. Космическая ракета содержит многоразовую полезную нагрузку, имеющую крылья, служащие в сложенном состоянии крышками грузового отсека. Грузовой люк с одной стороны полезной нагрузки закрывается двумя движущимися навстречу крышками, поворачивающимися относительно осей, пересекающихся с продольной осью и служащих крыльями. Способ посадки ракеты заключается в том, что она совершает посадку в воду в положении «конусом вниз», при этом внутри полезной нагрузки перед посадкой поднимается давление газа, в частности, испарением воды. Достигается улучшение управляемости многоразовой полезной нагрузкой при посадке. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетах космического назначения лёгкого класса (РКН ЛК). РКН ЛК на нетоксичных компонентах топлива с высокой степенью заводской готовности к пусковым операциям с определенным составом, весогабаритными и техническими параметрами, необходимыми для осуществления авиационной транспортировки полностью собранной и испытанной в заводских условиях РКН ЛК, содержит спасаемые ракетный блок или двигательную установку первой ступени, воздушно-космическую парашютную систему. Изобретение позволяет сократить время предстартовой подготовки РКН ЛК к пуску. 5 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при отделении отработанных ступеней ракет-носителей (РН) типа «Союз». Оснащают ракетные блоки (РБ) первой ступени гибкой тросовой механической связью, отделяют РБ от второй ступени РН, запускают парашютную систему, стабилизируют РБ, производят гашение гиперзвуковых скоростей РБ, снижают РБ с помощью воздушно-космической парашютной системы, приземляют РБ на земную поверхность в районы падения. Изобретение позволяет уменьшить расстояние места падения РБ от старта РН, площадь падения РБ РН. 4 ил.

Изобретение относится к управлению выведением космического аппарата (КА) с подлетной траектории на орбиту искусственного спутника планеты (ИСП) с атмосферой. В способе используются аэродинамическое торможение КА и реактивная коррекция орбиты КА на внеатмосферном участке. Пологий вход КА в атмосферу осуществляют с прицельным углом входа, вычисляемым из условия достижения требуемой скорости КА в результате его рикошета (по завершении аэродинамического торможения) от атмосферы на определенной высоте. Многократное прохождение КА верхних слоев атмосферы обеспечивает снижение апоцентра его орбиты до допустимой величины. В этом апоцентре отрабатывают импульс характеристической скорости для выхода КА на орбиту ИСП. Технический результат изобретения направлен на повышение эффективности управления КА аэродинамическими и реактивными средствами без применения высокоточных систем и алгоритмов управления аэродинамическим качеством в атмосфере. 1 ил.
Наверх