Защитная капсула для управляемого спуска

Полезная модель относится к области аэрокосмической техники и может быть использована для реализации требуемых условий применения полезной нагрузки на участке аэробаллистического спуска после входа в атмосферу и для защиты полезной нагрузки от внешних воздействий.
Защитная капсула для управляемого спуска может использоваться в перспективных образцах аэрокосмической техники.
Из существующего уровня техники известны следующие виды защиты летательных аппаратов на участке баллистического спуска:
1. интегрированная абляционная теплозащита,
2. сбрасываемые защитные панели,
3. надувные аэродинамические экраны.
Известные системы защиты имеют ряд недостатков. Интегрированная абляционная теплозащита имеет большую массу и предъявляет дополнительные требования к конструкции летательного аппарата. Также, форма и состояние поверхности абляционной теплозащиты после спуска может не удовлетворять требованиям работоспособности при дальнейшем целевом задействовании полезной нагрузки.
Сбрасываемые защитные панели не обеспечивают защиты всей поверхности летательного аппарата во время спуска по баллистической траектории.
Надувной аэродинамический экран не позволяет обеспечить режимы высокоскоростного спуска, а также затрудняет управление пространственным положением летательного аппарата при спуске.
Из известных разработок можно назвать спускаемые космические аппараты по патентам России №2092406 [1] и №2244665 [2], возвращаемый космический летательный аппарат по патенту России №2190566 [3] и др. Кроме того, как описывается изобретение по патенту №2046078 [4] спускаемая капсула совершает полет к точке доставки груза, управление осуществляется разворотом лопастей стабилизатора, система отделяет отсек полезного груза, который приземляется на парашюте.
В качестве прототипа предлагаемой полезной модели заявителем выбран спускаемый аппарат с несущим корпусом и способом его посадки по патенту RU 2214351 (заявка 2001135495/28, 29.11.2001 г.) [5].
Прототип представляет собой несущий теплозащитный корпус с носовой и кормовой частями, парашютную систему, систему управления спуском и устройство амортизации аппарата. Корпус выполнен составным в виде герметичного отсека и нижней несущей части, шарнирно закрепленной с носовой частью корпуса и связанной телескопическими шлангами-ограничителями с герметичным отсеком. Между нижней частью корпуса и герметичным отсеком размещено устройство амортизации аппарата, причем на кормовой части корпуса установлен двигатель прижатия. Способ посадки спускаемого аппарата на Землю включает ввод в поток парашютную систему, стабилизацию аппарата, отделение парашютной системы в момент касания с Землей. После ввода парашютной системы разворачивают спускаемый аппарат с помощью системы управления спуском, отклоняют нижнюю часть корпуса на заданный угол, а в момент касания с Землей включают двигатель прижатия одновременно с отделением парашютной системы.
Техническое решение по патенту №2214351 не предусматривает возможность отделения полезной нагрузки на заданной высоте с требуемыми траекторно-баллистическими параметрами, что является существенным недостатком.
Целью настоящей полезной модели является разработка технического решения, устраняющего указанный недостаток.
Предложена защитная капсула для управляемого спуска полезной нагрузки по баллистической траектории, обеспечивающая требуемые баллистические условия применения полезной нагрузки, а также ее защиту от внешних воздействий, отличающаяся тем, что жесткий силовой корпус капсулы не является частью корпуса летательного аппарата - полезной нагрузки и конструктивно выполнен разъемным, покрыт теплозащитным материалом и оснащен органами управления. Отличительной особенностью предложенной защитной капсулы для управляемого спуска, по сравнению с известными, является то, что в ней отсутствуют парашют и амортизаторы, что способствует снижению массы, а также для защиты используется полностью закрывающая полезную нагрузку жесткая сбрасываемая после использования оболочка, одновременно обеспечивающая необходимые для дальнейшего функционирования полезной нагрузки траекторно-баллистические параметры и ее защиту от внешних воздействий.
Содержание предлагаемого технического решения поясняется чертежом (фиг. 1).
Принцип функционирования защитной капсулы для управляемого спуска заключается в следующем.
На этапе сборки полезную нагрузку 2 помещают в капсулу 3, при этом обеспечивают жесткое крепление полезной нагрузки 2 в капсуле 3 и электрическое подключение привода аэродинамических органов управления 1 к системе управления полезной нагрузки.
После отделения капсулы 3 с полезной нагрузкой 2 от носителя в космическом пространстве происходит неуправляемый полет по траектории баллистического спуска, при этом за счет подбора материалов теплозащиты капсулы 3 обеспечивается защита полезной нагрузки 2 от воздействия космического рентгеновского и гамма-излучения.
После спуска до высот 70 километров и менее за счет выбора соответствующей аэродинамической формы защитной капсулы 3 обеспечивается стабилизация положения защитной капсулы 3 с полезной нагрузкой 2 в пространстве, а также реализуется требуемая траектория спуска.
При спуске в атмосфере за счет выбора соответствующих материалов теплозащиты обеспечивается защита полезной нагрузки 2 от тепловых и аэродинамических воздействий набегающего потока.
При спуске в плотных слоях атмосферы путем задействования органов управления 1 по командам системы управления полезной нагрузки, создаются управляющие аэродинамические силы, за счет чего обеспечивается пространственный маневр на траектории спуска, парирование внешних возмущений, а также формирование траекторно-баллистических параметров, оптимальных для функционирования полезной нагрузки.
При достижении траекторно-баллистических параметров, оптимальных для функционирования полезной нагрузки 2, происходит отделение и увод защитной капсулы 3 от полезной нагрузки 2.
Таким образом, предложенная полезная модель:
позволяет обеспечить защиту полезной нагрузки от внешнего теплового и силового воздействия набегающего потока на участке аэробаллистического спуска в плотных слоях атмосферы, что дает возможность реализации оптимальной конструкции собственной тепловой защиты полезной нагрузки для ее дальнейшего функционирования;
позволяет обеспечить снижение энергетических затрат на управление при формировании требуемой траектории аэробаллистического спуска;
позволяет исключить необходимость задействования собственных органов управления полезной нагрузки на участке аэробаллистического спуска в плотных слоях атмосферы, что дает возможность реализации формы аэродинамических поверхностей и обводов элементов полезной нагрузки, оптимальной для ее дальнейшего функционирования;
позволяет сформировать оптимальные траекторно-баллистические параметры при аэробаллистическом спуске в атмосфере для дальнейшего функционирования полезной нагрузки.
Источники информации:
1 Патент РФ №2092406, (заявка №93049080/11, 1993 г.).
2 Патент РФ №2244665, (заявка №4542473/11, 1991 г.).
3 Патент РФ №2190566, (заявка №2000103461/28, 2000 г.).
4 Патент РФ №2046078, (заявка №5037686/23, 1992 г.).
5 Патент РФ №2214351 (заявка №2001135495/28, 2001 г.).