ПАРАШЮТ ДЛЯ СПАСЕНИЯ ОТРАБОТАННЫХ СТУПЕНЕЙ РАКЕТ И ДРУГИХ ЧАСТЕЙ СИСТЕМ ВЫВЕДЕНИЯ ГРУЗОВ НА ОРБИТУ

Полезная модель относится к воздушно-космической парашютной системе и предназначена для спасения отработанной ступени ракет с целью их многоразового использования, а также для торможения и приземления космических и воздушно-космических аппаратов.
Известна парашютная система, используемая для торможения воздушно-космических аппаратов «Восток», «Восход» и «Союз». В этой системе купол и стропы парашюта выполнены из капроновых материалов, (см. «Космические аппараты» под ред. К.П.Феоктистова, Москва, Военное издательство, 1983 г.)
Недостатком известной парашютной системы является то, что основное торможение воздушно-космического аппарата производится их корпусом в плотных слоях атмосферы высоте до 10 км, а спуск и приземление происходит на парашютной системе из капроновых материалов на высоте 7-9 км и скорости М<1. Так как мидель ступеней ракет и корпусов космических аппаратов достаточно мал (по сравнению с миделем парашютной системы), то при погружении в атмосферу, начиная с высоты 60 км и до высоты 10 км происходит интенсивный нагрев лобовой части космического аппарата (см. «Инженерный справочник по космической технике» под ред. А.В.Солодова, Москва, Военное издательство Министерства обороны СССР, 1977 г). Температура на лобовой части спускающегося космического аппарата достигает 3000°С, а перегрузка при баллистическом спуске (без использования аэродинамического качества) составляет 8 единиц и более. Поэтому тепловой экран, предохраняющий спускаемый космический аппарат от разрушения имеет высокую прочность и массу. Так на космических аппаратах «Восток» и «Восход» масса теплового экрана составляла более 250 кг при массе космического аппарата 2 тонны. Масса парашютной системы, вводимой на высоте менее 10 км, имела величину ≈150 кг.
Задача полезной модели состояла во введении парашютной системы на высоте более 80 км, уменьшении перегрузок до 6-7 единиц и уменьшении тепловых и аэродинамических нагрузок на корпус космического аппарата и, как следствие, снижение массы теплового экрана.
Указанная задача решается тем, что предложен парашют для спасения отработанных ступеней ракет и других частей систем выведения грузов на орбиту, содержащий купол и стропы, в котором согласно полезной модели купол и стропы выполнены из термостойких материалов, способных выдерживать аэродинамический нагрев до 1800-2300°С.
В одном из вариантов выполнения купол и стропы выполнены из углеткани.
В другом варианте выполнения купол и стропы выполнены из стеклоткани.
Благодаря отмеченным выше особенностям выполнения парашюта обеспечивается технический результат, который состоит в том, что предлагаемый парашют обеспечивает торможение космического аппарата с высоты 120÷130 км парашютом большей площади или связкой парашютов, гашение скорости полета космического аппарата до 2-3 М при снижении в высокоразреженных слоях атмосферы до высоты 50 км, уменьшение перегрузок до 6-7 единиц, уменьшение более чем в 2 раза массы экрана лобовой теплозащиты и приземление космического аппарата с малой скоростью.
При спасении ступени ракеты-носителя или отсека ракеты-носителя с двигателем возникают аналогичные проблемы теплового нагрева. Как показала практика, первые ступени ракет-носителей при скорости ≈3 км/с заканчивают работу примерно к 90 км, достигают высоты 120-150 км и, при отсутствии надежной тепловой защиты, разрушаются практически полностью к высоте 10 км. Основную стоимость первых ступеней ракет-носителей составляет жидкостный ракетный двигатель, способный по своей надежности осуществить многократное использование.
Применение для спасения ступени ракеты-носителя предлагаемого парашюта, способного работать как в плотных приземных слоях воздуха, так и в сильно разреженных слоях атмосферы, более схожую с космическим пространством, решает задачу многократного использования ступеней ракеты-носителя.
Многократное использование ступеней ракеты-носителя или их частей позволяет существенно уменьшить стоимость запусков космических аппаратов.
Сущность полезной модели поясняется чертежами. На фиг.1 изображена схема торможения космического аппарата с использованием предлагаемого парашюта.
На фиг.2 изображена схема полета ракеты-носителя с торможением ее с помощью предлагаемого парашюта.
На фи.1 позицией 1 отмечен спускаемый космический аппарат или воздушно-космический аппарат. Позицией 2 отмечен предлагаемый парашют. Позицией 3 отмечена траектория полета космического аппарата при его приземлении с вводом в действие предлагаемого парашюта. Позицией 4 отмечена условная граница плотной атмосферы на высоте 90 км. Позицией 5 отмечен этап торможения космического аппарата, а позицией 6 отмечен этап снижения и приземления. Аналогичные обозначения приняты на фиг.2 применительно к спасению ракеты-носителя или ее части.
Как видно из представленной на фиг.1 схемы, торможение космического аппарата 1 начинается на высоте ~120 км путем введения в действие предлагаемого парашюта. При этом, если в спускаемом космическом аппарате 1 находятся люди, то их перегрузки снижаются в несколько раз. Дальнейшее торможение и спуск космического аппарата осуществляется с использованием того же парашюта 2.
Как видно из представленной на фиг.2 схемы полета ракеты-носителя 1, торможение ракеты-носителя 1 начинается путем введения в действие предлагаемого парашюта 2 при вхождении в плотные слои 3 атмосферы. Дальнейшее торможение и спуск ракеты-носителя 2 осуществляется с использованием того же парашюта 2. При этом ракетоноситель 2 осуществляет мягкую посадку, исключающую ее повреждение и обеспечивающую многократное использование ее двигателя. Экспериментальная проверка парашюта была осуществлена на ракетах геофизического назначения.