Система спасения космического аппарата



Система спасения космического аппарата
Система спасения космического аппарата
Система спасения космического аппарата
Система спасения космического аппарата
Система спасения космического аппарата
Система спасения космического аппарата

 


Владельцы патента RU 2544023:

Закрытое акционерное общество "РК СТАРТ" (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для спасения космических аппаратов в случае возникновения внештатных ситуаций. Система аварийного спасения содержит двигатели разгонного блока, пиротехническую катапультирующую систему отделения от рабочих ступеней ракеты на базе устройства, содержащего нескольких стволов, соединенных синхронизирующим кольцевым газовым каналом со штоками, пиропатронами с электродетонатороми и веществом, обеспечивающим плавную постепенную детонацию, амортизаторами для смягчения динамического удара. Изобретение позволяет снизить массу ракеты. 6 ил.

 

Изобретение относится к спасательным системам ракетно-космической техники и предназначено для спасения космических аппаратов различного назначения (как пилотируемых, так и непилотируемых - грузовых) в случае возникновения внештатных ситуаций.

Существующие известные системы аварийного спасения (САС) [http://ru.wikipedia.org/wiki/Система_аварийного_спасения], [http://www.e-reading-] в основном предназначены для спасения экипажей пилотируемых ракет-носителей. Для спасения грузов САС не применяются, т.к. имеют значительный вес и весьма сложную конструкцию. Поэтому по технико-экономическим соображениям спасательными системами грузовые ракеты не оснащаются.

Используемые в настоящее время САС имеют одинаковую схему.

Как правило, САС располагаются в головной части ракеты перед головным обтекателем, так, как это показано на Фиг. 1, где 1 - САС советской ракеты-носителя H1, и 2 - САС американской ракеты-носителя «Saturn-5", расположенные одинаково и имеющие аналогичные элементы конструкции.

Например, система аварийного отделения командного отсека ракеты «Saturn-5», показанная на Фиг. 2, состоит из титановой фермы 3, на которой укреплено три пороховых ракетных двигателя: один для отделения командного отсека от ракеты-носителя, другой для управления ориентацией в плоскости тангажа и третий для отделения фермы системы аварийного спасения от командного отсека. Система аварийного спасения 4 снабжена двумя аэродинамическими поверхностями длиной 0,61 м и шириной 0,46 м, ориентирующими отделившийся командный отсек днищем по направлению полета. Вся система аварийного спасения размещается на головном обтекателе приборного отсека 5, укрепленного на грузовом отсеке 6, и переходном модуле 7 ракеты-носителя. Механизм системы отделения состоит из четырех пироболтов с двумя запальными устройствами в каждом. Парашютная система посадки имеет 2 конических ленточных тормозных парашюта диаметром по 4,2 м, 3 ленточных парашюта диаметром по 2,2 м, 3 главных парашюта диаметром по 25,2 м.

Системы аварийного спасения имеет 3 режима работы в диапазоне высот 0…9, 9…30 и 30…90 км. В случае возникновения аварийной ситуации на начальном этапе работы первой ступени, когда фактор времени имеет решающее значение, система спасения приводится в действие автоматически по сигналу системы обнаружения неисправностей. Такими ситуациями являются падение тяги у двух или более ЖРД первой ступени и большая угловая скорость ракеты-носителя (более 3 град/сек по тангажу и рысканию и более 20 град/сек по крену), появление которых обычно связано с серьезной неисправностью двигателей.

На Фиг. 3 показано размещение САС 8 ракеты-носителя «Союз» в передней части грузового отсека 9, перед головным обтекателем.

Во всех случаях последовательность срабатывания системы в течение первых нескольких секунд одинакова.

1. Включение системы спасения автоматически или вручную.

2. Отсечка топлива двигателей ракеты-носителя (только через 30 сек после старта).

3 Разделение командного и служебного отсеков.

4. Включение основного РДТТ и РДТТ управления ориентацией.

5. Выпуск аэродинамических поверхностей через 11 сек после включения РДТТ.

Все существующие системы аварийного спасения (САС) имеют ряд существенных недостатков, важнейшие из которых следующие:

1. САС размещается в головной части ракеты-носителя (РН) в виде отдельной конструкции, состоящей из твердотопливного ракетного двигателя и очень мощного узла крепления. Поэтому такое устройство имеет значительную массу (вес). Применение САС существенно утяжеляет конструкцию ракеты-носителя, что приводит к снижению ее эффективности.

2. САС размещается впереди головного обтекателя ракеты, что ухудшает общие аэродинамические характеристики, и приводит к дополнительному расходу топлива.

3. После успешного старта САС никак не используется и сбрасывается во время полета на определенной высоте. Это нерационально с экономической позиции, т.к. САС - достаточно дорогостоящее оборудование, которое просто выбрасывается.

4. Использование САС снижает вес полезного груза, который можно вывести в космос. Поэтому САС применяется только в пилотируемых ракетах, где ее применение крайне необходимо.

5. Отделение (отстреливание) САС после старта - очень опасное мероприятие, т.к. отделяемая конструкция САС расположена в головной части ракеты. В некоторых случаях, например при сбое программы отделения, отделяемая часть может ударить и повредить основную ракету.

Прототипом заявленного изобретения является система аварийного спасения US20070012821, опубл. 18.01.2007, абзацы [0013], [0018], [0027] описания, которая состоит из двигателей, пиротехнической катапультирующей системы отделения от рабочих ступеней ракеты и парашютной системы посадки. В качестве двигателей системы использованы двигатели разгонного блока, расположенные в головной части ракеты. Принцип работы данной системы состоит в том, что при возникновении опасной ситуации отстреливается головная часть ракеты (отсек с грузом или экипажем), затем включается двигатель разгонного блока, который поднимает головную часть на значительную высоту для обеспечения раскрытия парашютной системы, после этого раскрываются парашюты и спасаемая часть плавно опускается на землю.

Достоинство - используется двигатель разгонного блока, поэтому нет необходимости оснащать ракету-носитель дополнительными спасательными двигателями, что облегчает вес ракеты и снижает ее себестоимость.

Недостатки. Чтобы парашютная система имела возможность полностью раскрыться и обеспечить плавный спуск тяжелого аппарата, необходимо иметь достаточную высоту (3-5 км), поэтому двигатели разгонного блока должны иметь достаточный запас топлива и значительную мощность, чтобы обеспечить такой подъем. Применение более мощного разгонного блока повышает вес и себестоимость ракеты-носителя. Кроме того, в момент переключения от этапа подъема к этапу использования парашютной системы возможны сбои, т.к. в этот промежуток времени происходит неуправляемый полет. А если парашютная система не раскрылась, невозможно применение «запасного парашюта» из-за сравнительно малой высоты полета. Также осуществляется неуправляемый спуск на парашюте, который может сносить ветром в непригодный для посадки участок местности (например, в лес, болото, или на воду), что значительно снижает надежность спасения.

Преимущества заявленного изобретения по сравнению с прототипом, использующим парашютную систему:

Во-первых, нет необходимости поднимать спасаемую часть на большую высоту для обеспечения раскрытия парашютной системы, эвакуация спасаемой головной части ракеты может осуществляться по пологой баллистической траектории, вбок, путем отвода спасаемой части на безопасное расстояние по горизонтали. Поэтому может применяться менее мощный двигатель разгонного блока, что снижает себестоимость и вес ракеты-носителя. Во-вторых, отсутствие громоздкой парашютной системы значительно снижает вес и себестоимость системы спасения. В третьих, отсутствует опасность воспламенения парашютной системы в аварийной ситуации, связанной со взрывом или горением, что повышает надежность спасения. В-четвертых, отсутствует опасный переходный период между выключением двигателей и раскрытием парашютов, т.к. спасательный двигатель разгонного блока работает непрерывно с момента включения до момента приземления. В-пятых, в отличие от парашютного спуска прототипа в заявляемом способе осуществляется управляемый полет по баллистической траектории при помощи системы управления двигателями разгонного блока, что позволяет более точно контролировать параметры спуска и приземление в наиболее безопасном месте.

Целью заявленного изобретения является устранение вышеперечисленных недостатков в новой конструкции САС и прототипа.

Техническим результатом заявленного изобретения является то, что для заявленной САС требуется минимальное дооснащение ракеты носителя, не требующее кардинального изменения технологий; САС обладает лучшей аэродинамикой; САС не увеличивает вес ракеты; возможность спасения не только людей, но и грузов, т.е. использование в непилотируемых аппаратах.

Дополнительные преимущества изобретения состоят в том, что система не нуждается в значительном наборе высоты, и в ней не применяется устаревшая парашютная система. Для обеспечения отвода спасаемой головной части ракеты на безопасное расстояние применяется пологая баллистическая траектория, полет производится на небольшой высоте по горизонтали. Ракету не нужно оснащать разгонным блоком повышенной мощности, а можно использовать обычный по мощности разгонный блок. Исключена возможность возгорания или повреждения парашютной системы (за счет пламени или разлетающихся осколков), что повышает надежность спасения. Кроме того, производится управляемый спуск с возможностью выбора наиболее безопасного места приземления.

Указанный технический результат достигается за счет того, что система аварийного спасения, состоящая из двигателей, пиротехнической катапультирующей системы отделения от разгонных модулей ракеты и парашютной системы посадки, в которой в качестве двигателей системы использованы двигатели разгонного блока головной части ракеты, отличается тем, что катапультирующая система выполнена на базе устройства, состоящего из нескольких стволов, в каждом из которых имеется пиропатрон с электродетонатором, причем в каждый ствол заложены амортизаторы для смягчения динамического удара, образующегося при срабатывании пиропатронов; пиропатроны состоят из вещества, обеспечивающего сравнительно плавную постепенную детонацию; все стволы соединены синхронизирующим кольцевым газовым каналом, функцией которого является выравнивание давления в стволах; в стволы вставлены штоки, закрепленные на отделяемой ступени ракеты.

Изобретение поясняется чертежом

На Фиг. 4 показано размещение предлагаемой системы аварийного спасения (САС) под головной частью ракеты-носителя 10, в задней части грузового отсека 11, который соединен силовым каркасом с катапультирующим устройством 12, после срабатывания которого головная часть ракеты подбрасывается на небольшую высоту, где включается двигатель разгонного блока 13, поднимающий головную часть на безопасную высоту, откуда осуществляется плавный спуск при помощи парашютной системы. На Фиг. 5 показано устройство катапультирующей системы, состоящей из нескольких стволов 14, в каждом из которых имеется пиропатрон 15 с электродетонатором, причем в каждый ствол заложены амортизаторы, имеющие функцию смягчения удара; пиропатроны состоят из вещества, обеспечивающего плавную постепенную детонацию; все стволы соединены синхронизирующим кольцевым газовым каналом, расположенным в основании головной части 16, для выравнивания давления в стволах после срабатывания пиропатронов; в стволы вставлены штоки 17, закрепленные на отделяемой ступени 18. На Фиг. 6 показано расположение элементов конструкции и принцип действия системы аварийного спасения (САС), где: 19 - головная часть ракеты (грузовой отсек или пилотируемый корабль), 20 - разгонный блок, 21 - катапультирующее устройство, 22 - вторая ступень ракеты-носителя; (а - стадия катапультирования; б - стадия полета).

Осуществление изобретения

Система аварийного спасения (САС) работает следующим образом.

В момент возникновения аварийной ситуации автоматически срабатывает катапультирующее устройство, которое отделяет и подбрасывает головную часть ракеты-носителя на небольшую высоту 10-50 м.

Одновременно включается двигатель разгонного блока, который плавно отводит (эвакуирует) головную часть ракеты на заданную высоту 3-6 км. Для управления полетом используются управляющие двигатели разгонного блока.

После набора максимальной высоты спасаемым объектом могут быть предусмотрены два варианта его посадки:

После набора высоты разгонный блок сбрасывается (отстреливается) и спасаемая конструкция облегчается. Затем раскрывается парашютная система. Посадка производится на парашютах. Такой способ применим, например, для спасения экипажей пилотируемых ракет-носителей, когда облегчение спасаемой части (сброс разгонного блока) необходим для обеспечения более мягкой посадки.

После набора высоты разгонный блок не отделяется. Раскрывается парашютная система и осуществляется мягкое приземление всей головной части. При этом спасается космический аппарат (или ценный груз), электронное оборудование головной части и разгонный блок. Такой способ эвакуации целесообразен, например, для спасения головной части транспортно-грузовых ракет, когда спасаемая часть ракеты может использоваться повторно.

Расположение элементов конструкции систем аварийного спасения (САС) на базе ракетоносителя «Союз» показано на Фиг. 1.

Катапультирующее устройство необходимо для быстрого отделения головной части ракеты и создания необходимых условий для включения двигателя разгонного блока. Катапультирующее устройство САС (Фиг. 2) может быть выполнено, например, на базе устройства, состоящего из нескольких стволов 7 с пиропатронами 6, которые срабатывают от электродетонаторов. Сигнал срабатывания подается автоматически от аварийных датчиков через систему управления. Давление взрыва в стволе 7 выталкивает поршень 8. Таким образом, основание головной части 5 отталкивается (катапультируется) от основания ступени ракеты 9 и отводит головную часть на небольшую высоту, где включается сравнительно мощный двигатель разгонного блока 2. Двигатель разгонного блока поднимает головную часть на заданную высоту, где раскрываются парашюты, обеспечивающие мягкую посадку.

Для САС требуется минимальное дооснащение ракеты носителя, т.к. в основном используются базовые узлы и агрегаты - разгонный блок и его система управлением, что снижает общий вес ракеты, выводимой в космос, и повышает ее надежность. Поскольку новая САС расположена внутри ракеты, улучшается ее внешний вид и аэродинамика. Новая САС не утяжеляет ракету, поскольку в ее системе в основном используются базовые элементы конструкции ракеты-носителя, в которой эвакуация головной части ракеты осуществляется при помощи двигателя разгонного блока. Такая конструкция имеет следующие преимущества:

Благодаря своим преимуществам новая САС может найти применение не только в пилотируемых, но и в транспортно-грузовых ракетах. Мировых аналогов применения САС для спасения грузов транспортных ракет-носителей в настоящее время не имеется. В данном изобретении используются следующие технические решения, не имеющие мировых аналогов:

- впервые предложено использовать разгонный блок (или последнюю ступень) ракеты в качестве главного двигателя системы аварийного спасения (САС);

- впервые в качестве САС используется не отдельное устройство, а элементы конструкции ракеты (разгонный блок и его система управления). Это улучшает аэродинамические характеристики (система находится внутри ракеты), снижает общий вес РН, снижает себестоимость оборудования. При успешном старте элементы конструкции САС не выбрасываются (как раньше), а используются по своему прямому назначению. Катапультирующее устройство используется в качестве межступенчатого ускорителя. А разгонный блок используется для точного выведения космического аппарата на заданную траекторию полета.

- впервые разработана конструкция САС, которая может спасать не только капсулу с экипажем пилотируемого корабля, но и всю головную часть ракеты с грузом, электронным оборудованием и разгонным блоком. Спасенная часть ракеты с оборудованием может использоваться повторно.

Система аварийного спасения, состоящая из двигателей, пиротехнической катапультирующей системы отделения от рабочих ступеней ракеты и парашютной системы посадки, в качестве двигателей системы использованы двигатели разгонного блока, расположенные в головной части ракеты, отличающаяся тем, что катапультирующая система выполнена на базе устройства, состоящего из нескольких стволов, в каждом из которых имеется пиропатрон с электродетонатором, причем в каждый ствол заложены амортизаторы для смягчения динамического удара, образующегося при срабатывании пиропатронов; пиропатроны состоят из вещества, обеспечивающего плавную постепенную детонацию; все стволы соединены синхронизирующим кольцевым газовым каналом, функцией которого является выравнивание давления в стволах; в стволы вставлены штоки, закрепленные на отделяемой ступени ракеты.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к защитным средствам при транспортировке и стыковке/отделении изделий ракетно-космической техники и их частей, в частности применительно к аппаратуре (пикоспутнику - ПС) типа CubeSat.

Изобретение относится к изделиям космической техники и касается съемного технологического оборудования изделий космической техники, использующегося при наземной подготовке космических аппаратов (КА).

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

Изобретение относится к космической технике и касается открытия и закрытия отверстия в бленде, которая обеспечивает защиту оптико-электронной аппаратуры космических аппаратов (КА) от воздействия внешних тепловых и световых факторов.

Изобретение относится к ракетной технике. Блок тяги жидкостного ракетного двигателя содержит раму, камеру сгорания с соплом и устройство защиты блока тяги, имеющее донные экраны.

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.

Изобретение относится к ракетной технике. .

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 надувным развертываемым космическим конструкциям, преимущественно обитаемым модулям. Модуль включает в себя жесткий несущий отсек (1) в виде неравносторонней призмы с полезной зоной (2) постоянного объема. Между внутренней поверхностью (5) обтекателя и отсеком (1) уложена многослойная трансформируемая герметичная оболочка (3). Последняя содержит противометеороидную и радиационную защиты, теплоизоляцию и внешний несущий слой. В каждой из четырех зон между широкими гранями призмы и поверхностью (5) оболочка (3) уложена в виде двух симметричных S-образных петель, развернутых навстречу друг другу и зачекованных элементами (4) по внешнему несущему слою. Техническим результатом изобретения является увеличение габаритов зоны (2) для жизнедеятельности космонавтов за счет расширения сечения отсека (1), а также повышение уровня защиты экипажа от радиации за счет возможности размещения внутри данного отсека (1) - вокруг зоны (2) - дополнительной радиационной защиты. 3 ил.

Изобретение относится к трансформируемым космическим структурам. Многослойная трансформируемая герметичная оболочка (МТГО) включает ЭВТИ с защитой от атомарного кислорода, противометеороидную защиту в виде защитных противометеороидных экранов с межэкранными разделителями, армирующий слой, герметизирующий слой, слой, защищающий от повреждений изнутри. Противометеороидная защита состоит из многослойных противометеороидных экранов из арамидной ткани. Межэкранные разделители выполнены с «вафельной» несквозной перфорацией. Техническим результатом изобретения является обеспечение достаточной защиты многослойной трансформируемой герметичной оболочки от микрометеороидов и техногенных частиц за счет использования перфорированных межэкранных разделителей, возможность максимального сжатия МТГО в транспортном положении и полного ее восстановления в рабочем положении, а также уменьшение массовых характеристик МТГО. 8 ил.

Изобретение относится к способам защиты космических аппаратов (КА) от столкновения на орбите с другими телами, в частности, космическим мусором. Способ включает импульсное расталкивание и разведение связанных тросом модулей, образующих КА, для их вывода из опасной зоны. После развертывания троса и фиксации его длины связку модулей переводят в режим попутного маятникового движения. По его завершении осуществляют взаимное сближение модулей, выбирая трос, и последующую их стыковку. Подача и выборка троса выполняются с постоянной силой натяжения, перегрузка от которой пропорциональна величине импульса скорости расталкивания модулей. Технический результат изобретения направлен на упрощение технологии, средств и алгоритмов управления данным маневром уклонения КА. 4 ил.
Наверх