Посадочное устройство с краш-опорами для космического аппарата



Посадочное устройство с краш-опорами для космического аппарата
Посадочное устройство с краш-опорами для космического аппарата
Посадочное устройство с краш-опорами для космического аппарата
Посадочное устройство с краш-опорами для космического аппарата

 


Владельцы патента RU 2580601:

федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана" (МГТУ им. Н.Э. Баумана) (RU)

Изобретение относится к области космической техники. Посадочное устройство содержит, по крайней мере, одну посадочную опору, включающую в себя центральную телескопическую стойку. Стойка снабжена узлом крепления к корпусу космического аппарата. На конце телескопического штока закреплена опорная тарель. В узле крепления к корпусу космического аппарата шарнирно с центральной телескопической стойкой прикреплена, по крайней мере, одна дополнительная телескопическая стойка с тарелью. Корпусы и выдвижные элементы телескопических стоек выполнены в виде оболочечных конструкций коробчатого типа с переменным профилем поперечного сечения из пластически деформируемого материала. Корпусы стоек и выдвижные элементы стоек связаны друг с другом с помощью двух замковых механизмов, выполненных в виде двух пар шарнирно соединенных пластин с механизмами фиксации при полном раскрытии стоек. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности энергопоглощения. 3 ил.

 

Область техники

Изобретение относится к области космической техники и служит для осуществления мягкой посадки космического аппарата (КА) на поверхность небесного тела и может быть использовано в тех областях, где необходимо осуществить гашение остаточной кинетической энергии объекта.

Уровень техники

Известен спускаемый аппарат с посадочным устройством (патент RU 2057689, опубликован 10.04.1996), содержащим для гашения кинетической энергии оболочки с наддувом перед посадкой, а также эластичное сминаемое торообразное устройство, соединенное с системой наддува.

Однако применение пневматических элементов носит весьма ограниченный характер.

Известно энергопоглощающее устройство (патент RU 2274784, опубл. 20.04.2006), содержащее корпус, выполненный в виде замкнутой камеры, заполненной пластически деформируемыми элементами в виде совокупности пустотелых незамкнутых элементов (пивные алюминиевые банки). Однако применение таких устройств на КА нецелесообразно ввиду низкой эффективности энергопоглощения.

Наиболее близким техническим решением является посадочное устройство (ПУ) стержневого типа (патент RU 2521451, опубликован 27.06.2014). 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 КА. Опорная тарель связана с телескопическим штоком. Откидная рама крепится к корпусу КА при помощи кронштейнов. При ударе опорной тарели о грунт при посадке КА усилие удара через телескопический шток передается на подвижный поршень, который сминает сотовый энергопоглотитель, осуществляя гашение энергии посадочного удара.

Недостатком данного устройства является недостаточная эффективность энергопоглощения вследствие наличия большого количества элементов, не участвующих в процессе гашения энергии (стойки, штоки, подкосы, рамы) и передающих часть потока нагрузки в обход энергопоглотителей (сотовый наполнитель) на узлы крепления опор, что может приводить к местному повреждению корпуса и увеличению уровня пиковых перегрузок.

Раскрытие изобретения

Техническим результатом изобретения является повышение эффективности энергопоглощения и, вследствие этого, ограничение уровня нагрузок, передаваемых на узлы крепления опор.

Технический результат достигается за счет того, что предложено ПУ с краш-опорами для космического аппарата. ПУ содержит, по крайней мере, одну посадочную опору, которая включает в себя центральную телескопическую стойку. Внутри нее имеется механизм выдвижения выдвижного элемента телескопической стойки. Стойка снабжена узлом крепления к корпусу космического аппарата. На конце телескопического штока закреплена опорная тарель. В узле крепления к корпусу космического аппарата шарнирно с центральной телескопической стойкой прикреплена, по крайней мере, одна дополнительная стойка. Она также выполнена телескопической с дополнительной тарелью на конце. Корпусы и выдвижные элементы телескопических стоек выполнены в виде оболочечных конструкций коробчатого типа с переменным профилем поперечного сечения из пластически деформируемого материала. Корпусы стоек и выдвижные элементы стоек связаны друг с другом с помощью двух замковых механизмов, выполненных в виде двух пар шарнирно соединенных пластин с механизмами фиксации при полном раскрытии стоек.

Перечень чертежей

На фиг. 1 представлен общий вид конструкции опоры ПУ КА.

На фиг. 2 показаны стадии процесса раскрытия опоры из транспортного положения в рабочее.

На фиг. 3 показаны результаты моделирования в виде стадий деформирования посадочной опоры при посадке КА.

Осуществление изобретения

Функцию энергопоглощения выполняют основные элементы конструкции посадочной опоры - телескопические стойки, представляющие собой пластически деформируемые энергопоглотители одноразового применения. Энергопоглотители представляют собой тонкостенные конструкции переменного профиля сечения, закон изменения которого, например толщины стенки, обеспечивает программируемую (ожидаемую) деформацию, аналогичные применяемым в автомобилестроении (краш-боксы, лонжероны, усилители крыльев и т.д.). В зависимости от потребной энергоемкости энергопоглотителя возможно использование различных штампуемых легких по плотности сплавов для их изготовления, например, на основе алюминия или титана.

Форма, размеры и взаимное размещение энергопоглотителей таково, что условие их нагружения близко к продольному удару, что повышает эффективность энергопоглощения. Для увеличения энергоемкости ПУ энергопоглотители могут быть расположены параллельно. Такое расположение назовем ветвями энергопоглотителей. Для того чтобы увеличить диапазон углов ориентации амортизируемого объекта, вводят несколько ветвей энергопоглотителей, располагая их таким образом, чтобы количество поглощенной энергии было максимальным и поток нагрузки на узлы крепления не мог передаваться в обход энергопоглощающих элементов.

В посадочной опоре (фиг. 1) используются две энергопоглощающие ветви, состоящие из верхних и нижних энергопоглотителей 2, 3, являющихся соответственно корпусами и выдвижными элементами телескопических стоек, например, прямоугольного поперечного сечения. Стойки соединены раскладными пассивными шарнирно связанными пластинами 4, 8 и образуют треугольник, в вершине которого располагается кронштейн 7 для крепления к КА. Одна из стоек, в нашем случае это дополнительная стойка, в раскрытом состоянии располагается вертикально к посадочной поверхности. На ее конце установлена тарель 5, предназначенная для контакта с грунтом. На наклонной ветви установлена контактирующая с поверхностью тарель 1, которая передает усилия на деформируемые элементы через кронштейн 6. Выдвижная пластина 4 и поворотные пластины 8 снабжены замковым механизмом для фиксации углового положения стоек-энергопоглотителей. Кронштейн 7 жестко закреплен с наклонной стойкой, для соединения с вертикальной ветвью используется замковый механизм цангового типа (на схемах не показано). Эффективность процесса деформирования обеспечивается граничными геометрическими условиями, близкими к направлению продольного удара и созданными за счет пластин 4 и 8.

ПУ работает следующим образом. В транспортном состоянии обе стойки (основная и дополнительная) сведены вместе, выдвижные элементы 3 находятся внутри корпусов 2 стоек (фиг. 2а). Перед посадкой КА шарнирно соединенные корпусы 2 стоек раздвигаются на требуемый угол, который фиксируется фиксирующим механизмом пары пластин 4 (фиг. 2б). После этого выдвигаются выдвижные элементы штоков 3 (фиг. 2в). После полного выдвижения выдвижных элементов пара шарнирно связанных пластин 8 фиксируется замковым механизмом, т.е. этим заканчивается раскрытие стоек ПУ (фиг. 2г) перед посадкой КА.

Подтверждением эффективности заявленного технического решения являются результаты численного моделирования процесса деформирования посадочной опоры в сертифицированном и широко используемом в аэрокосмической отрасли конечно-элементном программном пакете MSC Dytran. Результаты моделирования в виде последовательных стадий деформирования посадочной опоры показаны на фиг. 3а, 3б, 3в, 3г. Здесь видно, что сначала деформируются выдвижные элементы телескопических стоек (фиг. 3а), поскольку их поперечное сечение рассчитано на меньшие усилия деформирования, чем вышерасположенные участки. Затем после полного сминания по крайней мере одного выдвижного элемента (фиг. 3б) начинается деформация корпусов стоек (фиг. 3в) до их полного сминания (фиг. 3г). Следовательно, по всей своей длине стойки работают как энергопоглотители. Как видно из иллюстраций, деформирование начинается снизу и постепенно продолжается по всей длине стойки. Это достигается за счет того, что толщина стенки выдвижного элемента и корпуса постепенно возрастает по мере удаления от тарелей. Таким образом, изменяя профиль поперечного сечения, можно заранее определять характер деформирования стоек.

Благодаря данному техническому решению возможно уменьшение массы опоры ПУ и соответственно возможно увеличение массы доставляемого в КА полезного груза. При этом уровень нагрузок на узлы крепления в целом понижается, что в случае использования многоразовых систем уменьшает сложность и стоимость контроля перед повторным запуском КА с подобными устройствами.

Посадочное устройство с краш-опорами для космического аппарата, содержащее, по крайней мере, одну посадочную опору, которая включает в себя центральную телескопическую стойку с расположенным внутри нее механизмом выдвижения выдвижного элемента стойки, снабженную узлом крепления к корпусу космического аппарата, а также опорную тарель, жестко закрепленную на конце телескопической стойки, отличающееся тем, что в узле крепления к корпусу космического аппарата шарнирно с центральной телескопической стойкой прикреплена, по крайней мере, одна дополнительная телескопическая стойка с дополнительной тарелью на конце, причем корпусы и выдвижные элементы телескопических стоек выполнены в виде оболочечных конструкций коробчатого типа с переменным профилем поперечного сечения из пластически деформируемого материала, а корпусы стоек и выдвижные элементы стоек связаны друг с другом с помощью двух замковых механизмов, выполненных в виде двух пар шарнирно соединенных пластин с механизмами фиксации при полном раскрытии стоек.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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 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 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.

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.

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.

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.

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.

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 относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для снижения площадей районов падения отделяющихся частей (ОЧ) ракет космического назначения (РКН). В способе минимизации зон отчуждения ОЧ определяют дополнительное количество теплоты, необходимое для сжигания ОЧ при движении на атмосферной части траектории спуска до заданной высоты, на которой должно закончиться их сгорание в атмосфере. Определенную массу энергетического материала помещают в конструкцию ОЧ, например в сотовые ячейки конструкции оболочки головного обтекателя. Техническим результатом изобретения является снижение площади зоны необходимого отчуждения.

Изобретение относится к управлению подготовкой и осуществлением спуска космического аппарата (КА). Способ включает построение требуемой для проведения наблюдений ориентации КА, определение остатка топлива на борту КА, а также орбиты спуска, проходящей максимальное число раз над заданными наземными пунктами и отвечающей требованиям светотеневой обстановки на орбите КА и в этих пунктах. Остаток топлива должен превышать суммарный его расход на ориентацию и маневры орбиты спуска. При выполнении указанных требований переводят КА на орбиту спуска. Технический результат изобретения состоит в повышении разрешения и количества наблюдений наземных пунктов при спуске КА.

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере. Способ включает изменение аэродинамического качества КА, обеспечивающее его посадку в заданную область поверхности планеты. Траектория спуска КА делится на два условных участка. На первом из них производят интенсивный разворот КА по курсу в положение, при котором вектор его скорости попадает в вертикальную плоскость, проходящую через заданную точку посадки. Затем осуществляют полет КА в сформированной вертикальной плоскости, где путем управления углом атаки достигают требуемой продольной дальности спуска. Техническим результатом изобретения является повышение точности посадки КА в заданную область поверхности планеты. 2 ил.
Наверх