Возвращаемый с околоземной орбиты научно-исследовательский космический аппарат

Изобретение относится к космическим аппаратам (КА) для научных исследований физических явлений и отработки различных систем и элементов КА на орбите ИСЗ и при спуске в атмосфере. Возвращаемый КА (ВКА) содержит лабораторный отсек (1), соединенный с корпусом приборного отсека (2), лобовой аэродинамический экран (3) сегментально-конической формы и тормозную двигательную установку (4). Экран (3) состоит из жесткой центральной части (5) и периферийной части в виде основного надувного тормозного устройства (6), покрытого снаружи гибкой теплозащитой. На жесткой части (5) могут быть размещены испытуемые объекты, например образцы теплозащиты. Для снижения скорости посадки ВКА снабжен дополнительным надувным тормозным устройством (7) торовой формы. Устройство (7) соединено с корпусом отсека (1) силовой конической оболочкой из тканевого материала со слабой газопроницаемостью. Оно раскрывается на дозвуковых скоростях полета. В транспортном положении ВКА имеет малые габариты благодаря плотной укладке герметичных оболочек тормозных устройств. Технический результат заключается в расширении комплекса решаемых исследовательским ВКА научных и технологических задач как на орбите, так и при спуске в атмосфере. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к области космической техники и касается устройства космического аппарата для проведения научных исследований различных физических явлений и экспериментальной отработки на орбите искусственного спутника Земли (ИСЗ) и при спуске в атмосфере различных систем и элементов проектируемых космических аппаратов.

Изобретение предназначено для внедрения в практику проектирования космических аппаратов как инструмента для экспериментальной отработки различных систем и элементов в реальных условиях функционирования этих систем и элементов.

Создание надежной космической техники требует тщательной отработки всех ее систем, функционирующих в условиях космоса и высокоскоростного движения в атмосфере. Ряд условий, таких как невесомость, вакуум, атомарный кислород, вакуумный ультрафиолет, космические излучения, физико-химические процессы в газах, сопровождающие спуск аппарата в атмосфере, и др., не могут быть воспроизведены или смоделированы в наземных экспериментальных установках во всей совокупности.

В связи с этим, понятным является стремление разработчиков космической техники выносить часть исследовательских работ в естественные условия - в космос и в плотные слои атмосферы Земли.

Примером летающей лаборатории, проводящей исследования в космосе, может служить пилотируемая международная космическая станция (МКС), содержащая герметичный отсек для размещения лабораторного оборудования и объектов исследования, соединенный с отсеком и расположенными в нем системами, обеспечивающими функционирование МКС на орбите, а научные исследования проводятся только в космосе при движении МКС по орбите. При этом результаты исследований с МКС на Землю доставляются с помощью посадочных аппаратов «Союз» или транспортных грузовых кораблей серии «Прогресс» [1, www.mcc.rsa.ru/mks.htm].

Описанная лаборатория представляет собой сложнейший комплекс с ограниченными возможностями и дорогостоящей доставкой результатов исследований на земную поверхность.

Другим видом летной и возвращаемой с орбиты ИСЗ лаборатории можно считать транспортные космические корабли «Спейс-Шаттл», содержащие лабораторные отсеки с размещаемыми в них исследуемыми объектами и соответствующим исследовательским оборудованием [2, www.nasa.gov/mission_pages/shuttle/main/index.html].

Однако функциональные возможности указанных систем ограничиваются только исследованиями, проводимыми в условиях космоса. К тому же - это очень дорогостоящая техника.

Для исследования физических явлений, происходящих на фазе полета в атмосфере, аппарат должен иметь возможность функционировать на атмосферном участке полета в условиях аэродинамических нагрузок и теплового воздействия на конструкцию и оборудование космического аппарата.

Известен проект спускаемого аппарата с надувными тормозными устройствами [3, Алексашкин С.Н., Пичхадзе К.М., Финченко B.C. Принципы проектирования спускаемых в атмосферах планет аппаратов с надувными тормозными устройствами. Вестник ФГУП "НПО им. С.А. Лавочкина", том 2 (13), 2012, с. 4-11]. Спускаемый аппарат имеет лобовой аэродинамический экран надувной конструкции, содержащий замкнутую герметичную оболочку или ряд оболочек, образующих заданную форму при заполнении их газом. Эта оболочка состыковывается с предназначенным для спуска в атмосфере объектом (полезным грузом).

Этот спускаемый аппарат имеет ограниченные возможности, поскольку исследует физические явления, происходящие только на фазе полета спускаемого аппарата в атмосфере.

Известно развертываемое тормозное устройство [4, патент РФ №2528506, Алифанов О.М., Будник С.А., Нетелев А.В. "Развертываемое тормозное устройство для спуска в атмосфере планет"]. Развертываемое тормозное устройств состоит из жесткого лобового экрана, к которому крепится гибкая оболочка, покрытая с внешней стороны гибким теплозащитным чехлом. Внутри гибкой оболочки размещены герметичные эластичные торовые оболочки.

Недостатком этого тормозного устройства является большая относительная масса однокаскадной системы аэродинамического торможения.

Известен также проект Европейского космического агентства по разработке суборбитальной капсулы EXPERT, наиболее близкой к предлагаемому изобретению, содержащей отсек с лабораторным оборудованием и исследуемыми объектами, размещаемыми внутри и вне этого отсека, для проведения исследований во время движения в атмосфере Земли аэротермодинамических явлений и процессов, сопровождающих высокоскоростное движение аппаратов в атмосфере, приборный отсек с системами, обеспечивающими контролируемый спуск капсулы в атмосфере, и тормозную двигательную установку [5, http://www.esa.int/SPECIALS/EXPERT/SEMYRKQORVF0.html].

Этот исследовательский аппарат имеет также ограниченные возможности, поскольку исследует физические явления, происходящие на фазе полета в атмосфере капсулы только с определенными аэробаллистическими характеристиками.

Расширить диапазон режимов полета возможно при использовании развертываемых аэродинамических поверхностей. Для возврата с орбиты спутников с исследовательскими лабораториями они оснащаются лобовыми аэродинамическими экранами, обеспечивающими аэродинамическое торможение и защиту полезного груза от динамических и тепловых нагрузок. Очевидно, что лобовые экраны со значительной аэродинамической поверхностью не могут быть размещены в развернутом виде под головным обтекателем ракет-носителей, поэтому они должны выполняться укладываемыми в компактный объем при транспортировке и развертываемыми в рабочее положение при движении в космическом пространстве или атмосфере.

Предлагаемое изобретение представляет собой недорогой, тиражируемый научно-исследовательский космический аппарат (НИКА), выполняющий функцию орбитальной экспериментальной базы для исследования проблем проектирования и отработки космической техники, ее систем и элементов, не поддающихся проверке в условиях наземной экспериментальной базы, а также для проведения научных исследований различных физических явлений и экспериментальной отработки различных систем и элементов проектируемых космических аппаратов при спуске в атмосфере.

Техническим результатом изобретения является повышение функциональных возможностей космических исследовательских аппаратов за счет расширения комплекса решаемых научно-исследовательских задач, как на орбите, так и при спуске в атмосфере, при одновременном снижении стоимости исследований, проводимых при экспериментальной отработке элементов космических летательных аппаратов.

Заявленный технический результат достигается тем, что возвращаемый с орбиты искусственного спутника Земли научно-исследовательский космический аппарат содержит лабораторный отсек с размещаемыми внутри него и на его наружной поверхности лабораторным оборудованием и испытуемыми объектами, соединенный с корпусом приборного отсека, несущего все системы, обеспечивающие функционирование аппарата на орбите ИСЗ и при спуске в атмосфере, и тормозную двигательную установку, причем согласно изобретению в носовой части космического аппарата установлен лобовой аэродинамический экран, состоящий из жесткой центральной части и периферийной части, выполненной в виде основного надувного тормозного устройства, содержащего герметичную термостойкую оболочку, закрепленную по окружной кромке жесткой центральной части и являющуюся продолжением конической поверхности экрана, при этом аппарат снабжен дополнительным надувным тормозным устройством, установленным в кормовой части космического аппарата, выполненным в виде конической оболочки, являющейся продолжением конической поверхности лобового экрана с соединением по окружной кромке основного надувного тормозного устройства.

Заявленный технический результат достигается также тем, что основное надувное тормозного устройство выполнено в виде набора из герметичных торовых оболочек, охватываемого силовой оболочкой, выполненной в виде чехла, края которого закрепляются по окружной кромке жесткой части лобового аэродинамического экрана и по окружности цилиндрической части корпуса лабораторного отсека, на наружной поверхности лобового аэродинамического экрана уложена система гибкой теплозащиты, выполненной в виде чехла, охватывающего герметичные торовые оболочки и силовую оболочку, и закрепленного по окружности цилиндрической части корпуса лабораторного отсека.

Заявленный технический результат достигается также тем, что дополнительное надувное тормозное устройство выполнено в виде герметичной торовой оболочки, соединенной с приборным контейнером посредством силовой оболочки конической формы, выполняемой из тканевого материала со слабо газопроницаемой поверхностью.

Перечисленная совокупность признаков обеспечивает превращение формы орбитального КА в форму спускаемого аппарата путем включения в состав НИКА разворачивающегося в космосе лобового аэродинамического экрана с надувным тормозным устройством (НТУ). В транспортном положении предлагаемый СА с НТУ занимает в приданом для его размещении объеме достаточно мало места благодаря плотной укладке герметичных оболочек НТУ в компактный объем.

Использование НИКА как орбитальной экспериментальной базы позволит решить широкий круг исследовательских задач:

- медико-биологические исследования на живых организмах;

- исследование процессов по выращиванию порошков и кристаллов различных минералов;

- исследование стойкости элементов электроники к поглощенным дозам ионизирующего излучения;

- экспериментальное определение степени деградации фотоэлементов солнечных батарей;

- исследование динамики и отработка раскрывающихся систем проектируемых КА (штанг, манипуляторов, надувных каркасов антенн, солнечных батарей и парусов, НТУ спускаемых аппаратов и др.);

- радиационный мониторинг околоземного космического пространства;

- дистанционное зондирование интересуемых участков Земли;

- прицеливание и сброс на территорию заданного полигона экспериментально отрабатываемых СА различной формы и систем обеспечения их мягкой посадки (альтернатива проведению ракетных испытаний).

Возвращаемый с околоземной орбиты научно-исследовательский космический аппарат содержит лабораторный отсек (1), соединенный с корпусом приборного отсека (2), лобовой аэродинамический экран (ЛАЭ) (3) и тормозную двигательную установку (ТДУ) (4). Отсек (1) предназначен для размещения лабораторного оборудования и испытуемых объектов как внутри отсека, так и на его внешней поверхности. В приборном отсеке (2) размещаются все системы, обеспечивающие функционирование НИКА на орбите ИСЗ: навигационные, электропитания, обеспечения теплового режима, сбора и передачи телеметрической информации (ТМИ), управления, коррекции и стабилизации положения аппарата на орбите и в пространстве. Аэродинамический экран (3) сегментально-конической формы присоединен к свободной торцевой части отсека (1) и состоит из жесткой центральной части (5) и периферийной части в виде надувного тормозного устройства (6), являющегося продолжением конической поверхности ЛАЭ. Жесткая часть (5) ЛАЭ служит как для присоединения к ней НТУ (6), так и для размещения на ней испытуемых объектов, например образцов тепловой защиты. В кормовой части НИКА на отсеке (2) закреплена ТДУ (4). Для обеспечения заданной скорости посадки научно-исследовательский космический аппарат снабжен также дополнительным тормозным устройством (ДНТУ) (7).

НТУ может быть составлено из рядов герметичных торовых элементов (8), размещенных внутри чехла гибкой силовой оболочки (9), усилено набором лент и в центральной части соединено с жесткой частью лобового аэродинамического экрана. Силовая оболочка покрыта с наружной стороны гибким теплозащитным чехлом (10). Закрепление силовой оболочки к корпусу в донной части СА на лабораторном отсеке осуществляется путем непосредственного крепления к шпангоуту (11), а чехла системы гибкой теплозащиты - с использованием силовых лент (12), фиксируемых с помощью кольца (13).

Изобретение иллюстрируется чертежами:

на фиг. 1 показана принципиальная схема НИКА с надувным тормозным устройством в сложенном в компактный объем положении, когда аппарат находится под головным обтекателем ракеты-носителя при запуске и при орбитальном полете перед входом в атмосферу;

на фиг. 2 показана принципиальная схема НИКА с надувным тормозным устройством в развернутом (рабочем) виде при аэродинамическом торможении в атмосфере;

на фиг. 3 показан вид НИКА на предпосадочном участке полета, когда для дополнительного торможения введено дополнительное надувное тормозное устройство в развернутом (рабочем) положении.

Эксплуатируется научно-исследовательский космический аппарат следующим образом.

Перед запуском НИКА в его лабораторном отсеке (1) и/или на его внешней поверхности с помощью различного рода крепежа устанавливаются лабораторное оборудование и испытуемые объекты. При малых габаритах (диаметр при уложенном НТУ (6) в компактный объем около 2 м, длина до 2,5 м) запуск НИКА на орбиту ИСЗ предполагается осуществлять в качестве попутного груза при запусках КА ракетами среднего класса. Для размещения под головным обтекателем НИКА используется соответствующий адаптер, а НТУ (6) ЛАЭ находится в уложенном положении.

После вывода НИКА на заданную орбиту ИСЗ активизируется работа всех систем приборного отсека (2), обеспечивающих функционирование НИКА на орбите ИСЗ. Далее в соответствии с программой экспериментов осуществляются соответствующие опыты и исследования.

После выполнения исследований на орбите происходит подготовка НИКА для схода с орбиты, входа в атмосферу и спуска в атмосфере. Сход с орбиты обеспечивается выдачей ТДУ (4) тормозного импульса в направлении, противоположном движению аппарата. Затем КА с помощью ТДУ разворачивается в положение вперед отсеком (1). Одновременно с этим (или с некоторой задержкой для достижения указанной ориентации НИКА) с помощью подачи газа в полости НТУ (6) происходит развертывание лобового аэродинамического экрана (3) в рабочее положение.

После подачи газа в полость надувного тормозного устройства, его оболочка расправляется и принимает требуемую аэродинамическую форму. В результате образуется достаточно жесткая форма основного надувного тормозного устройства, работающего на участке спуска из космического пространства до входа в атмосферу и движения в ней с гиперзвуковыми и сверхзвуковыми скоростями.

Затем вводится в действие дополнительное надувное тормозное устройство, раскрываемое при достижении дозвуковой скорости движения перед посадкой, путем подачи газа в его герметичные полости.

Диаметр ЛАЭ (3) выбирается таким, чтобы он обеспечил снижение скорости спуска НИКА до уровня ниже звуковой, когда в действие приводится дополнительное надувное тормозное устройство (7), поперечный размер которого выбирается из соображений обеспечения заданной скорости контакта НИКА с земной поверхностью.

При спуске в атмосфере могут быть осуществлены следующие исследовательские задачи:

- испытания, калибровка и отработка различных датчиков, размещаемых в лабораторном отсеке НИКА и фиксирующих параметры динамики СА при спусках в атмосфере;

- испытания эффективности тепловой защиты различной конструкции, образцы которых могут быть встроены в общую теплозащиту жесткой части ЛАЭ;

- исследование и классификация по видам живых организмов, которые могут быть занесены на поверхность Земли метеоритами и остатками мелких астероидов с вкрапленными в их структуру штаммами этих организмов. Исследования проводятся на образцах каменных пород, насыщенных организмами выбранного вида и встроенных в общую теплозащиту жесткой части ЛАЭ НИКА;

- получение информации о прогреве и уносе массы теплозащиты в реальных, не воспроизводимых установками существующей наземной экспериментальной базы, условиях спуска, для верификации теоретических методов расчета, используемых при проектировании теплозащитных систем СА различной формы. Это достигается установкой соответствующих индикаторов температуры в толще штатной теплозащиты ЛАЭ НИКА или испытуемых образцов из других материалов;

- приборное исследование процессов физико-химических превращений (диссоциации, ионизации, рекомбинации и т.д.) в сжатом высокотемпературном слое у поверхности ЛАЭ НИКА;

- приборное исследование режимов (турбулентного, ламинарного) течения в пограничном слое на поверхности ЛАЭ НИКА и точки перехода с одного режима на другой.

Таким образом, предлагаемый НИКА обеспечивает возможность проводить различные научные исследования при орбитальном полете, отработать ряд систем, приборов, элементов и узлов проектируемых КА, верифицировать результаты теоретических расчетов различных параметров воздействия на них факторов космического пространства и потока высокотемпературного газа при аэродинамическом торможении аппарата.

1. Возвращаемый с орбиты искусственного спутника Земли научно-исследовательский космический аппарат, содержащий лабораторный отсек с размещаемыми внутри него и на его наружной поверхности лабораторным оборудованием и испытуемыми объектами, соединенный с корпусом приборного отсека, несущего все системы, обеспечивающие функционирование аппарата на орбите ИСЗ и при спуске в атмосфере, а также тормозную двигательную установку, отличающийся тем, что в носовой части космического аппарата установлен лобовой аэродинамический экран, состоящий из жесткой центральной части и периферийной части, выполненной в виде основного надувного тормозного устройства, содержащего герметичную термостойкую оболочку, закрепленную по окружной кромке жесткой центральной части и являющуюся продолжением конической поверхности экрана, при этом аппарат снабжен дополнительным надувным тормозным устройством, установленным в кормовой части космического аппарата и выполненным в виде конической оболочки, являющейся продолжением конической поверхности лобового экрана, с соединением по окружной кромке основного надувного тормозного устройства.

2. Возвращаемый с орбиты искусственного спутника Земли научно-исследовательский космический аппарат по п. 1, отличающийся тем, что основное надувное тормозное устройство выполнено в виде набора из герметичных торовых оболочек, охватываемого силовой оболочкой, выполненной в виде чехла, края которого закреплены по окружной кромке жесткой части лобового аэродинамического экрана и по окружности цилиндрической части корпуса лабораторного отсека, а на наружной поверхности лобового аэродинамического экрана уложена система гибкой теплозащиты, выполненной в виде чехла, охватывающего герметичные торовые оболочки и силовую оболочку, и закрепленного по окружности цилиндрической части корпуса лабораторного отсека.

3. Возвращаемый с орбиты искусственного спутника Земли научно-исследовательский космический аппарат по п. 1, отличающийся тем, что дополнительное надувное тормозное устройство выполнено в виде герметичной торовой оболочки, соединенной с приборным контейнером посредством силовой оболочки конической формы, выполняемой из тканевого материала со слабо газопроницаемой поверхностью.



 

Похожие патенты:

Использование: в области электротехники в системах электроснабжения (СЭС) космических аппаратов (КА). Технический результат - обеспечение штатного отключения сеансной нагрузки при нештатной ситуации.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к транспортно-пусковым контейнерам (ТПК). В ТПК для запуска малых космических аппаратов, выполненном в виде корпуса с четырьмя боковыми стенками, из которых две противоположные стенки имеют направляющие, задней стенкой, переходной рамкой и поворотной крышкой.

Изобретение относится, главным образом, к конструкции высокоскоростных двухступенчатых ракет. Первой ступенью может служить носовой обтекатель, а второй – остальная часть ракеты.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции двигательных установок (ДУ) космического назначения. ДУ состоит из топливных баков с газовой и топливной горловинами, системы подачи топлива, системы исполнительных органов, включающей, как минимум, отклоняющие двигатели со смесительной головкой и двигатели стабилизации и ориентации.
Изобретение относится к области обеспечения долговременного устойчивого развития космической деятельности и может быть использовано для предупреждения столкновений космического аппарата с преднамеренно сближающимся активным объектом.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Способ управления движением ракеты космического назначения при выведении космических объектов на орбиту заключается в том, что в заданные моменты времени определяют текущее положение ракеты космического назначения с помощью навигационной системы, прогнозируют с помощью бортовой цифровой вычислительной машины оставшуюся траекторию полета с прежним управлением и определяют выполнимость условия обеспечения с заданной точностью терминальных условий полета и, при невыполнимости этих условий, выбирают новое управление и реализуют его с помощью исполнительных органов до следующего, заданного момента времени полета, кроме того, выбирают новые терминальные условия, находящиеся в области достижимости ракеты космического назначения, и новое управление движением ракеты космического назначения и реализуют его с помощью исполнительных органов до следующего, заданного момента времени полета.

Изобретение относится к ракетной технике и может найти применение в конструкциях систем разделения объектов летательных аппаратов (ЛА), где требуется снижение ударных нагрузок и импульса от действия средства разделения на точность выведения конечных ступеней объекта, в частности в заднем узле крепления разгонных блоков крылатых ракет.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к способам доставки полезного груза - комплекса научной аппаратуры к небесным телам (планетам, астероидам, кометам и др.) для их исследования и пенетраторам - устройствам с полезным грузом, отделяемым от основного космического аппарата и представляющим собой ударный проникающий зонд, внедряющийся в грунт небесного тела для исследования его параметров и параметров его грунта.

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.

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.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для создания современных, экономически эффективных средств выведения малых космических аппаратов (МКА) массой от 100 кг до 1000 кг на орбиты с высотой Нкр, от 200 км до 1500 км без ограничений по азимутам трасс запуска. Авиационный ракетно-космический комплекс (АРКК) состоит из твердотопливной ракеты космического назначения (РКН) на базе утилизируемой МБР «Тополь-М» и штатного военно-транспортного самолета-носителя (СН) ИЛ-76МФ. Для десантирования РКН с облегченной транспортно-пусковой платформы применятся комплекс парашютных систем на базе подъемно-стабилизирующего парашюта. Изобретение обеспечивает оптимальные массово-габаритные параметры ракетного сегмента, с сохранением штатных условий эксплуатации РКН и СН. 4 ил.
Наверх