Посадочное устройство космического корабля



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

 


Владельцы патента RU 2621416:

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

Изобретение относится к области машиностроения, где необходимо осуществить мягкую посадку объекта с помощью посадочного устройства по вертикальной схеме. Посадочное устройство содержит посадочные опоры с центральными стойками, содержащими главный цилиндр с сотовым энергопоглотителем и узел крепления к корпусу космического корабля, телескопический шток с механизмом выдвижения, шарнирно связанную с телескопическим штоком опорную тарель. Посадочная опора снабжена тросами из высокомодульного материала. Пневматический раздвижной упор штоком соединен с главным цилиндром, а корпусом – с поперечной балкой, закрепленной в нише посадочной опоры. Техническим результатом изобретения является увеличение области устойчивости к опрокидыванию космического корабля при его посадке. 3 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 аппарата Х-38 (см. материалы NASA Х-38 Landing Gear Development, Adalbert Wagner, 1998 г.), выполненного по классической схеме с тремя посадочными опорами: одной носовой и двумя основными опорами. Посадочные опоры выдвигаются через вырезы в корпусе и теплозащитном покрытии, открываемые пироустройствами непосредственно перед приземлением.

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.

Известна также схема посадочного устройства, включающего четыре посадочных опоры, расположенные в корпусе космического корабля азимутально через 90° - ближайший аналог (прототип), описанный в патенте на изобретение RU №2521451 С2, 27.01.1998, МПК: F42B 15/36.

Посадочная опора включает в себя центральную стойку, состоящую из главного цилиндра с сотовым энергопоглотителем, телескопического штока, расположенного внутри него пневматического механизма выдвижения телескопического штока и снабженную узлом крепления к корпусу космического корабля, а также опорную тарель в форме сферического сегмента, шарнирно 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, пневмопривод вращательного типа и датчик угла поворота, установленные на оси вращения откидной рамы.

Одним из факторов, определяющих устойчивость космического корабля к опрокидыванию, является опорная база, которая характеризуется расстоянием между вершинами опорных тарелей двух диагонально расположенных посадочных опор, находящихся в рабочем положении. Опорная база находится в зависимости от угла между осью центральной стойки посадочной опоры и вертикальной осью корпуса космического корабля (угол установки).

Недостатком посадочного устройства-прототипа является невозможность обеспечения оптимального угла установки центральных стоек посадочных опор в корпусе космического корабля из-за ограничения возможностей компоновки посадочной опоры с откидной рамой и подкосами, что сужает зону его устойчивости к опрокидыванию, и, как следствие, не обеспечивается достаточная безопасность экипажа космического корабля при нештатных ситуациях (например, при отказе тормозящих посадочных двигателей).

Задачей предлагаемого посадочного устройства является повышение безопасности посадки космического корабля сегментно-конической формы.

Техническим результатом настоящего изобретения является увеличение зоны устойчивости к опрокидыванию космического корабля при его посадке за счет увеличения угла установки посадочных опор в корпусе космического корабля, что позволяет увеличить его опорную базу.

Технический результат достигается за счет того, в посадочном устройстве космического корабля, содержащем посадочные опоры, каждая из которых включает в себя центральную стойку, имеющую главный цилиндр с сотовым энергопоглотителем и узел крепления к корпусу космического корабля, телескопический шток и механизм выдвижения телескопического штока, расположенный внутри него, опорную тарель, шарнирно связанную с телескопическим штоком, датчик угла поворота, датчик выдвижения штока, в отличие от известного, посадочная опора снабжена двумя тросами, при этом один конец троса соединен с телескопическим штоком со стороны опорной тарели, а второй конец троса закреплен в нише корпуса космического корабля, в котором размещена посадочная опора в исходном положении, а также введен раздвижной упор, шток которого соединен с главным цилиндром, а корпус - с поперечной балкой, закрепленной в нише, в которой размещена посадочная опора, а датчик угла поворота установлен на оси вращения раздвижного упора.

Таким образом, благодаря данному техническому решению достигается больший угол установки посадочных опор (по сравнению с посадочной опорой-прототипом) за счет использования тросов и применения пневматического раздвижного упора, выполняющего функции ограничителя возможного обратного движения центральной стойки, в результате обеспечивается большая опорная база космического корабля при посадке и повышается устойчивость его к опрокидыванию.

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 с откидной рамой и подкосами (прототип); на фиг. 2 представлен общий вид корпуса космического корабля с четырьмя посадочными опорами с тросами и раздвижным упором; на фиг. 3 - чертеж посадочной опоры в рабочем положении.

На чертежах цифрами обозначены:

1 - корпус космического корабля;

2 - посадочная опора;

3 - главный цилиндр;

4 - телескопический шток;

5 - опорная тарель;

6 - тросы;

7 - узел крепления тросов к штоку;

8 - раздвижной упор;

9, 10 - кронштейны крепления центральной стойки;

11 - поперечная балка;

12 - дистанционно управляемый замок;

13 - датчик поворота раздвижного упора;

14 - датчик выдвижения штока.

На фиг. 1 представлен общий вид посадочного устройства-прототипа, состоящего из четырех посадочных опор 2, показанных в рабочем положении и размещенных в четырех отсеках корпуса 1 космического корабля. Опорная база показана размером L.

На фиг. 2 представлен общий вид посадочного устройства, состоящего из четырех посадочных опор 2, показанных в рабочем положении и размещенных в четырех отсеках корпуса 1 космического корабля. Опорная база показана размером L.

На фиг. 3 представлена посадочная опора в раскрытом (рабочем) положении. Посадочная опора 2 размещается в нише силовой рамы, принадлежащей корпусу 1.

Центральная стойка включает в себя главный цилиндр 3, телескопический шток 4 и опорную тарель 5. Тросы 6 с помощью узла крепления тросов 7 крепятся к телескопическому штоку 4, а другими концами - к отсеку корпуса 1. Раздвижной упор 8 представляет собой механизм, состоящий из двух частей: пневматической в виде цилиндра со штоком и замковой в виде зубчатой поверхности с цанговым механизмом. Раздвижной упор 8 своим штоком связан с главным цилиндром 3, а корпусной (замковой) частью через серьгу связан с поперечной балкой 11, которая с помощью кронштейнов соединена с отсеком корпуса 1. На оси раздвижного упора 8 со стороны замковой части расположен датчик угла поворота раздвижного упора 13 (в отличие от прототипа, в котором он был размещен на откидной раме). Центральная стойка с помощью кронштейнов 9 и 10 также соединена с отсеком корпуса 1. На поперечной балке 11 расположен дистанционно управляемый замок 12, который предназначен для удержания посадочной опоры 2 в убранном положении. На корпусе главного цилиндра 3 расположен датчик выдвижения штока 14, предназначенный для формирования сигнала в систему управления о выдвижении штока.

Рассмотрим работу посадочного устройства.

При подаче команды в виде давления сжатого газа на дистанционно управляемый замок 12 происходит его срабатывание, в результате чего посадочная опора 2 отсоединяется от поперечной балки 11 и начинает поворачиваться под действием сил гравитации относительно кронштейнов 9, 10 крепления главного цилиндра 3 к корпусу 1 космического корабля. В процессе поворота центральной стойки начинает поворачиваться раздвижной упор 8 относительно кронштейна, установленного на поперечной балке 11, при этом после отклонения оси раздвижного упора на определенный угол, например, 19° срабатывает соединенный с ним датчик поворота упора раздвижного 13. По сигналу с датчика поворота упора раздвижного 13 система управления формирует сигнал на выдвижение телескопического штока 4, например, с помощью давления сжатого газа от источника пневмопитания. После выдвижения штока 4 и фиксации его относительно цилиндра 3 с помощью внутреннего замка (на фиг. 3 не показан) происходит срабатывание датчика 14. По сигналу с датчика 14 система управления формирует команду для подачи сжатого газа в полость цилиндра раздвижного упора, шток раздвижного упора выдвигается и создает усилие на центральную стойку, происходит ее дополнительный поворот, что приводит к натяжению тросов 6. При достижении определенного хода шток устанавливается на зубчатую поверхность, благодаря наличию зубьев на зубчатой поверхности и цангового механизма в конструкции раздвижного упора образуется жесткая связь между штоком и корпусом раздвижного упора.

В процессе посадки космического корабля, при ударе опорной тарели 5 о грунт, усилие удара через телескопический шток 4 передается на главный цилиндр 3 и корпус 1, при этом тросы 6 работают на растяжение, а раздвижной упор 8 на сжатие, обеспечивая жесткость конструкции всей посадочной опоры.

Угол установки центральной стойки посадочной опоры благодаря замене откидной рамы и подкосов на тросы и раздвижной упор увеличивается с 19 до 30°, что приводит к увеличению опорной базы L космического корабля с 4800 до 5400 мм. В свою очередь это почти в 2,5 раза увеличивает зону устойчивости космического корабля к опрокидыванию.

Посадочное устройство космического корабля, содержащее посадочные опоры, каждая из которых включает в себя центральную стойку, имеющую главный цилиндр с сотовым энергопоглотителем и узел крепления к корпусу космического корабля, телескопический шток и механизм выдвижения телескопического штока, расположенный внутри него, опорную тарель, шарнирно связанную с телескопическим штоком, датчик угла поворота, датчик выдвижения штока, отличающийся тем, что в нем посадочная опора снабжена двумя тросами, при этом один конец троса соединен с телескопическим штоком со стороны опорной тарели, а второй конец троса закреплен в нише корпуса космического корабля, в котором размещена посадочная опора в исходном положении, а также введен раздвижной упор, шток которого соединен с главным цилиндром, а корпус - с поперечной балкой, закрепленной в нише, в которой размещена посадочная опора, а датчик угла поворота установлен на оси вращения раздвижного упора.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике. В узле крышки транспортно-пускового контейнера (ТПК), состоящем из поворотной крышки, закрепленной на неподвижном элементе ТПК, размещено по меньшей мере по одному установленному на оси вращения поворотному упору с выступами, один из которых плоский, а другой сферический.

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Воздушно-реактивная стартовая система космической ракеты содержит основание, выполненное из верхнего невращающегося кольца, к которому крепятся опорные штанги для космической ракеты.

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Воздушно-реактивная с электрическим запуском стартовая система космической ракеты содержит основание, выполненное из верхнего невращающегося кольца, к которому крепятся одними своими концами опорные штанги для космической ракеты.

Группа изобретений относится к технологиям осуществления сверхбыстрых полетов в атмосфере планет. Конструкция и рабочие режимы летательных аппаратов для этой цели обеспечивают высокую синергию теплофизических и газодинамических процессов взаимодействия с атмосферой.

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат содержит блок управления с возможностью выдачи импульсных или непрерывных напряжений, прямоугольную камеру с амортизатором внутри с закруглениями между стенками.

Использование: в области электротехники при эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей (АБ) в автономных системах электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), функционирующих на низкой околоземной орбите.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при разработке ускоренного режима восстановления ориентации орбитального космического аппарата (КА) с применением астродатчика.

Изобретение относится к конструкции космической техники. Силовой каркас состоит из цилиндрических стержней, расположенных под углом друг к другу, с узлами соединения в местах их пересечения.

Группа изобретений относится к ракетной технике. Ракета-носитель (РН) содержит как минимум одну возвращаемую ступень с крыльями и хвостовым оперением, маршевую и управляющую двигательные установки.

Изобретение относится к космической технике, а именно к способам старта ракет. В способе старта тяжелой ракеты разгоняется ракета на стартовой тележке по наклонной прямой с направляющими рельсами.

Изобретение относится к космической технике, а именно к малым космическим модулям (КМ). КМ содержит силовой корпус блочного типа в виде скрепленных ребер правильной призмы с торцевыми панелями, имеющими вырезы для корпуса оптико-электронного модуля (ОЭМ) и для крепления блока реактивной двигательной установки (ДУ). Несущая конструкция корпуса призмы выполнена из n многослойных боковых сотовых панелей, где n=4, 6, 8 …, одни из которых - приборные, с проложенными внутри тепловыми трубами, а другие – корпусные. Боковые панели скреплены между собой по периметру в чередующейся последовательности. По периметру каждой боковой панели расположены каркасные уголки, скрепленные разъемными элементами. На внешней поверхности второй торцевой панели закреплена панель ДУ. Бак хранения топлива закреплен с помощью кронштейнов на панели ДУ со стороны внутренней плоскости и размещен в вырезе второй торцевой панели. На внешней плоскости первой торцевой панели установлены бленда ОЭМ, а также панели и кронштейны для оборудования радиолиний и электромагнитного исполнительного органа системы управления движением. Техническим результатом изобретения является уменьшение массы КМ. 7 ил.

Изобретение относится к способам управления движением ракет космического назначения (РКН). Способ управления угловым движением РКН заключается в управлении углами тангажа и рыскания путем отклонения в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях установленной в карданном подвесе камеры сгорания основного двигателя, в управлении углом крена с помощью двух пар газовых сопел и двух аэродинамических рулей, отклоняемых с помощью своих электрогидравлических сервоприводов (ЭГС). Определяют рассогласования между командным сигналом на отклонение аэродинамических рулей и фактическими углами их отклонения. При превышении по абсолютной величине любым из двух рассогласований заранее выбранного предельно-допустимого значения формируют признак отказа ЭГС аэродинамического руля. В случае формирования признака отказа ЭГС дополнительно отклоняют камеру сгорания основного двигателя по тангажу и аэродинамический руль с исправным ЭГС, дополнительно управляют углом рыскания с помощью пар газовых сопел. Техническим результатом изобретения является повышение вероятности успешного завершения полета РКН в случае отказа одного из исполнительных органов системы управления. 4 ил.

Изобретение относится к конструктивным элементам средств выведения полезных нагрузок (ПН), в частности, микроспутников. Адаптер включает ферму с двумя ярусами треугольных решеток: верхний ярус выполнен в форме цилиндра, а нижний - в форме усеченного конуса. Опорные узлы (4, 8) образуют верхний и нижний пояса. Ярусы стыкуются через опорные узлы промежуточного пояса. Первые средства (10) крепления попутных ПН (41) содержат корпуса в виде ящиков. Их донные панели могут быть снабжены выступами для установки блоков управления (42) отделением ПН (41). Вторые средства (20) крепления попутных ПН (41) содержат каркас в виде прямой треугольной призмы, закрепленный на нижнем ярусе фермы. Средства (10, 20) крепления обеспечивают отделение ПН (41) в боковом, по отношению к оси (40), направлении. Техническим результатом изобретения является снижение массы адаптера для выведения значительного числа микроспутников класса «Кубсат», при наличии точечного стыка адаптера с разгонным блоком и основной ПН. 4 з.п. ф-лы, 17 ил.

Изобретение относится к многосредным транспортным средствам и может применяться, в частности, для исследований в ближнем и дальнем космосе. Аквааэрокосмический летательный аппарат включает в себя корпус в виде двояковыпуклой линзы, накрытой снизу и сверху полусферами титановых обтекателей. Корпус подкреплен несущей стальной рамой с элементами жесткости, на которой смонтирована силовая установка. Эта установка содержит четыре группы двигателей: четыре подъемно-маршевых турбореактивных двухконтурных двигателя, два маршевых ракетных двигателя, четыре ракетных двигателя вертикальной тяги и два водометных двигателя. Летательный аппарат имеет стойки шасси. Для стыковки и сообщения с межпланетной космической станцией (МКС) служит герметизируемый люк шлюза. На корпусе аппарата установлены фары освещения задней полусферы и бортовые аэронавигационные огни. Техническим результатом изобретения является создание многорежимного многофункционального аппарата для исследований и других операций в ближнем и дальнем космосе, с использованием для его дозаправки МКС и небесных тел, например планет и их спутников. 10 з.п. ф-лы, 11 ил.
Наверх