Посадочное устройство космического аппарата


 


Владельцы патента RU 2546042:

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

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 ракетно-космической технике, а именно к посадочным устройствам (ПУ) космических аппаратов (КА).

Известны ПУ всенаправленного действия, например, пневматические ("Луна 9, 13"), бальзовые ("Рейнджер 4, 6, 9") и другие (см. "Проектирование спускаемых автоматических КА" под ред. В.М. Ковтуненко, М., Машиностроение, 1985, стр.157). Эти ПУ способны воспринимать удар о поверхность любой частью корпуса КА и работоспособны при высоких посадочных скоростях. Указанные ПУ применялись для обеспечения посадки КА небольшой массы при их неориентированном подходе к поверхности. Малая масса КА и уровень разработки систем управления (СУ) не позволяли обеспечить его ориентированный подход к поверхности. Недостатком их являются высокие перегрузки, достигающие 200-300 ед., и значительная масса ПУ по отношению к массе КА.

С ростом размеров и массы КА и совершенствования СУ появилась возможность ориентированного подхода к поверхности. Вследствие этого, получили распространение ПУ направленного действия, массовые характеристики которых значительно лучше, чем у ПУ всенаправленного действия. Так, известно ПУ торового типа ("Венера 9, 14", стр.158), в котором усилия амортизации реализуются при деформации металлического торового опорного элемента. Недостатками такого ПУ являются:

- значительные перегрузки (до сотен единиц), приходящие на элементы конструкции КА;

- возможное опрокидывание КА при посадке, что наиболее вероятно при наличии у него значительной по величине горизонтальной составляющей посадочной скорости.

Наиболее близким к предложенному является ПУ стержневого типа ("Луна 16" и др. стр.158, 162). Оно состоит из четырех складываемых опор, каждая из которых имеет V-образный подкос, амортизатор и опорную тарель. Верхние концы амортизаторов и подкосов шарнирно закреплены на корпусе КА, нижние концы амортизаторов и тарели шарнирно соединены со свободными концами подкосов. Амортизатор выполнен в виде двухзвенной телескопической стойки, а V-образный подкос служит элементом, ограничивающим ее угловое движение. Для повышения устойчивости КА в процессе посадки при ориентированном подходе его к посадочной поверхности необходимо, чтобы углы между амортизирующими стойками и плоскостью, ограниченной узлами их крепления к корпусу КА, были больше 90°. Амортизирующие стойки и подкосы ПУ крепятся в районе силовых шпангоутов или иных силовых элементов корпуса КА, причем усилия сжатия в узлах крепления стоек ограничены усилиями "пропускания" входящих в их состав амортизаторов в течение всего процесса посадки. Подкосы выполнены без амортизаторов, поэтому в узлах крепления к корпусу КА и, прежде всего, на начальном участке контакта тарели с посадочной поверхностью возникают ударные нагрузки, величины которых могут значительно превышать усилия "пропускания" амортизаторов. При этом стержневые элементы подкосов работают на устойчивость и их необходимо усиливать для восприятия указанных нагрузок. На эти же нагрузки приходится рассчитывать и конструкцию КА. Основные недостатки ПУ такого типа:

- значительные ударные нагрузки в подкосах и узлах их крепления к корпусу КА, что приводит к увеличению веса ПУ и усложнению его конструкции, например, к необходимости введения специальных демпфирующих элементов в узлах крепления подкосов;

- для размещения опор ПУ в сложенном состоянии требуется значительный объем, что ухудшает компоновочные характеристики КА в целом;

- необходимость проектирования КА на восприятие нагрузок, значительно превышающих эксплуатационные, т.е. тех, которые действуют на него на всех участках полета, что приводит к увеличению массы КА;

- необходимость защиты от ударных нагрузок элементов пневмогидросхемы, приборов и т.п., установленных на КА.

Задачей изобретения является улучшение весовых и компоновочных характеристик ПУ, а также исключение ударных нагрузок в узлах крепления элементов, ограничивающих угловое движение амортизирующей стойки или уменьшение их до величин, не превышающих эксплуатационные значения.

Задача решается за счет того, что в состав ПУ КА, каждая из опор которого включает стойку, состоящую из стакана с внутренним амортизирующим элементом, соединенного одним концом с КА посредством цилиндрического шарнира, а другим - телескопически с подвижным штоком, нижний конец которого с помощью сферического шарнира соединен с опорной тарелью, элементы, ограничивающие угловое перемещение опоры и взведение ее в исходное рабочее положение, введены в качестве одного из элементов, ограничивающих угловое перемещение опоры, два троса из сверхвысокомодульного материала, закрепленные без слабины в исходном рабочем положении опоры одними концами на КА, а другими - на подвижном штоке симметрично относительно плоскости поворота опоры, при этом значение угла β между продольной осью стойки в исходном рабочем положении опоры и прямой, проходящей через центр сферического шарнира тарели параллельно продольной оси КА, удовлетворяет условию β>δтр+δпп, где δтр - угол трения, δпп - угол подхода КА к посадочной поверхности, при этом другой элемент, ограничивающий угловое перемещение опоры, выполнен в виде механизма, допускающего лишь односторонний ее поворот в направлении увеличения угла β.

Схема предлагаемого ПУ КА представлена на фиг.1. В состав каждой из опор входит амортизирующая стойка, состоящая из подвижного штока 3 и стакана 2, внутри которого помещен амортизирующий элемент (на фиг.1 не показан). Верхним концом стакан 2 с помощью цилиндрического шарнира 6 крепится к КА 1. Стакан 2 телескопически соединен с подвижным штоком 3, который своим нижним концом с помощью сферического шарнира 9 крепится к опорной тарели 4. Поворот опоры происходит в плоскости П. Она проведена через продольную ось стойки 7 перпендикулярно оси цилиндрического шарнира 6. Одними из элементов, ограничивающих угловое перемещение опоры, являются тросы 5, изготовленные из сверхвысокомодульного материала, например кевлара, которые верхними (т.т. C и D) и нижними (т.т. C1 и D1) концами крепятся симметрично относительно плоскости П, соответственно на КА 1 и подвижном штоке 3. Другой элемент, ограничивающий угловое перемещение опоры, может быть выполнен, например, в виде храпового механизма, установленного на оси цилиндрического шарнира 6, допускающего односторонний поворот опоры лишь в направлении увеличения угла β между продольной осью стойки и прямой, проходящей через центр сферического шарнира 9 параллельно продольной оси КА 1 (см. фиг.1). Начальное значение угла β в исходном рабочем положении опоры должно удовлетворять условию β>δтр+δпп, где δтр - угол трения, δпп - угол подхода КА 1 к посадочной поверхности. Угол трения δтр определяется из соотношения δтр=Arctg(Fтр/FN), где Fтр - сила трения тарели 4 о посадочную поверхность 8, FN - нормальная реакция. В данном случае Fтр - максимальная горизонтальная сила сопротивления движению тарели 4 вдоль посадочной поверхности 8. Ее величина зависит от физических характеристик грунта (его состав, погодные условия и т.п.), формы тарели 4, начальных кинематических параметров движения КА 1 и т.д. Начальное значение угла β определяется также углом δпп (см. фиг.1) подхода КА 1 к посадочной поверхности 8 (δпп - угол между нормалью к поверхности 8 и продольной осью КА 1). Выполнение этого начального условия приведет к тому, что суммарная реакция поверхности 8, действующая на опору, будет создавать момент относительно цилиндрического шарнира 6, направленный на увеличение угла β.

Функционирование предлагаемого ПУ, как энергопоглощающего устройства, начинается с момента контакта любой из его тарелей 4 с посадочной поверхностью 8. Реакция взаимодействия опорной тарели 4 с посадочной поверхностью 8 создает момент относительно оси цилиндрического шарнира 6 в направлении увеличения угла β (см. фиг.1). Этот поворот может быть осуществлен только при линейном перемещении штока 3 относительно стакана 2 в процессе сжатия его внутреннего энергопоглощающего элемента. При этом перемещении штока 3 точки C1 и D1 лежат на сферических поверхностях с радиусами, равными длине тросов 5, и с центрами соответственно в точках C и D. Поскольку тросы 5 закреплены симметрично относительно плоскости П, линия пересечения этих поверхностей будет лежать в этой плоскости. Это обеспечивает поворот стойки при усилиях натяжения тросов 5, достаточных для деформирования амортизирующего элемента, т.е. перемещения штока 3 относительно стакана 2 с поглощением энергии движения КА. Элемент, ограничивающий угловое перемещение стойки, который может быть выполнен в виде храпового механизма, установленного на оси цилиндрического шарнира 6, препятствует повороту стойки в сторону уменьшения угла β под действием инерционных сил до начала взаимодействия опоры с посадочной поверхностью 8 и при потере контакта с ней. Совместное функционирование всех опор ПУ обеспечивает полное гашение кинетической энергии КА и его устойчивость в процессе посадки.

Итак, предлагаемое ПУ обладает следующими преимуществами в сравнении с аналогичным устройством, выбранным за прототип:

- исключены ударные сжимающие нагрузки в узлах крепления опор ПУ к корпусу КА, что приведет к снижению его массы;

- за счет исключения из состава ПУ жестких подкосов улучшены компоновочные характеристики ПУ в сложенном состоянии;

- исключение из состава ПУ жестких подкосов позволит приблизительно на 30% уменьшить его массу, что, как следствие, приведет к снижению энергетических характеристик механизма взведения ПУ в рабочее положение и, следовательно, к снижению и его массы;

- существенно (от 1,5 до 2 раз) снижается стоимость изготовления ПУ.

Литература

Проектирование спускаемых автоматических космических аппаратов под ред. В.М. Ковтуненко, М., Машиностроение, 1985.

Посадочное устройство космического аппарата, каждая из опор которого включает стойку, состоящую из стакана с внутренним амортизирующим элементом, соединенного одним концом с космическим аппаратом посредством цилиндрического шарнира, а другим - телескопически с подвижным штоком, нижний конец которого с помощью сферического шарнира соединен с опорной тарелью, элементы, ограничивающие угловое перемещение опоры и взведение ее в исходное положение, отличающееся тем, что в качестве одного из элементов, ограничивающих угловое перемещение опоры, используются два троса из сверхвысокомодульного материала, закрепленные без слабины в исходном рабочем положении опоры одними концами на космическом аппарате, а другими - на подвижном штоке симметрично относительно плоскости поворота опоры, при этом значение угла β между продольной осью стойки в исходном рабочем положении опоры и прямой, проходящей через центр сферического шарнира тарели параллельно продольной оси космического аппарата, удовлетворяет условию β>δтрпп, где δтр - угол трения, δпп - угол подхода космического аппарата к посадочной поверхности, при этом другой элемент, ограничивающий угловое перемещение опоры, выполнен в виде механизма, допускающего лишь односторонний ее поворот в направлении увеличения угла β.



 

Похожие патенты:

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.

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 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.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), главным образом на атмосферном участке траектории выведения. Способ включает автономное оперативное определение бортовыми средствами КА высоты условного перицентра траектории сразу после входа КА в атмосферу. Затем проводят реактивную коррекцию траектории КА вблизи нижней границы коридора входа. В ходе маневра рикошетирования отрабатываются рациональные программы управления аэродинамическими силами до вылета КА из атмосферы. Тем самым полет КА вблизи нижней границы коридора входа может ббыть осуществлен в более разреженных слоях атмосферы с достижением большей скорости в апоцентре переходной орбиты. В указанном апоцентре КА сообщается импульс разгона для формирования заданной орбиты искусственного спутника планеты. Технический результат изобретения заключается в повышении эффективности управления КА на участке аэродинамического торможения и снижении суммарного расхода топлива. 2 ил.
Наверх