СИСТЕМА АВАРИЙНОГО СПАСЕНИЯ ЭКИПАЖЕЙ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

Полезная модель относится к космической технике, в частности, к системам аварийного спасения многократного применения и предназначена для спасения экипажа пилотируемого космического аппарата при аварийной ситуации во время его выведения на орбиту и во время полета на орбитальном участке.
Из уровня техники известна система аварийного спасания (далее по тексту - САС) экипажа одноступенчатого многоразового воздушно-космического аппарата, содержащая отделяемый от аппарата отсек и механизм отстрела отделяемого отсека, причем отделяемый отсек снабжен средствами для размещения экипажа, жизнеобеспечения, энергоснабжения и устройствами обеспечения посадки, включающими аэродинамическое тормозное устройство и парашютную систему, снабженную двигателями мягкой посадки (см. "Новости зарубежной науки и техники", Авиационная и ракетная техника, Москва, 1988 г., N13, ЦАГИ им. проф. Н.Е.Жуковского, с.12-14).
Недостатком известной САС является необходимость полного ее изготовления при каждом пуске, снижении и низкая надежность системы в связи с привязкой двигателей мягкой посадки к стропам парашютной системы.
Наиболее близкой к заявляемой полезной модели по технической сущности является САС экипажей космических аппаратов, включающая двигательную установку, закрепленную на отделяемой от головного обтекателя космического аппарата ферме, механизм отстрела последней и контейнер балансировочного груза (см. Юмашев Л.П. Устройство ракет-носителей (вспомогательные системы). Учебное пособие. Самара, СГАУ, 1999 г., с.54-55).
В известной системе аварийного спасения экипажа предусмотрено только разовое использование двигательной установки САС при запуске ракетоносителя.
Задача, положенная в основу настоящей полезной модели, заключается в создании САС свободной от указанных недостатков, присущих техническим решениям, представляющим известный уровень техники, с более эффективным использованием штатных систем космического аппарата и обеспечение возможности спасения элементов САС и экипажа в случае аварии.
Поставленная задача решается тем, что в системе аварийного спасения экипажей космических аппаратов, включающей двигательную установку, закрепленную на отделяемой от головного обтекателя космического аппарата ферме, механизм отстрела последней и балансировочный груз, двигательная установка выполнена в виде жидкостно-реактивных двигателей и дополнительно снабжена, по меньшей мере, двумя смонтированными равноудаленно относительно оси последней твердотопливными ракетными двигателями с установленными на их днище двигателями мягкой посадки, во внутренней полости балансировочного груза размещена парашютная система, содержащая вытяжной, стабилизирующий и основной парашюты, а в основании фермы установлены двигатели мягкой посадки.
Кроме того, твердотопливные ракетные двигатели прикреплены звеньями к силовому кольцу топливных баков двигательной установки и снабжены, по меньшей мере, вытяжным и основным парашютом.
Кроме того, для противопожарной защиты головного обтекателя космического аппарата ферма снабжена отражателем газов.
Дополнительное снабжение двигательной установки САС, по меньшей мере, двумя смонтированными равноудаленно относительно оси последней твердотопливными ракетными двигателями обеспечивает безопасность пилотируемого космического аппарата, причем в случае отсутствия аварийной ситуации при старте ракетоносителя (далее - РН) указанные твердотопливные ракетные двигатели совершают полет в составе пилотируемого космического аппарата и отстреливаются по команде системы управления САС на высоте, примерно, 1000 м.
Закрепление во внутренней полости контейнера балансировочного груза парашютной системы позволяет обеспечить возможность спасения элементов САС и многоразовое их использование.
Проведенный сопоставительный анализ предложенного технического решения с выявленными аналогами уровня техники, из которого полезная модель явным образом не следует для специалиста в области космической техники, показал, что она не известна, а с учетом возможности промышленного изготовления системы аварийного спасения, можно сделать вывод о соответствии критериям патентоспособности.
Предпочтительные варианты исполнения полезной модели описываются далее на основе представленных чертежей, где на:
- фиг.1 изображен общий вид САС экипажей космических аппаратов, закрепленной на головном обтекателе РН;
- фиг.2 - то же, вид сбоку;
- фиг.3 показана внутренняя компоновка балансировочного груза;
- фиг.4 изображен узел крепления рамы двигательной установки (далее - ДУ) САС к головному обтекателю РН;
- фиг.5 изображен порядок работы САС при возможной аварии на стартовом столе;
- фиг.6 - то же на высоте до 3 км;
- фиг.7 - то же на высоте до 100 км;
- фиг.8 - то же до момента выведения плоскостной полезной массы на орбиту.
В графических материалах соответствующие конструктивные элементы системы аварийного спасания экипажей космических аппаратов обозначены следующим позициями:
1. - балансировочный груз;
2. - управляющие поверхности;
3. - топливные баки (керосин, кислород);
4 - приборно-агрегатный отсек ДУ САС;
5. - ферма крепления;
6. - отражатель газов;
7. - система стыковки;
8. - орбитальный отсек пилотируемого космического аппарата;
9. - маршевые жидкостно-реактивные двигатели;
10. - труба балансировочного груза;
11. - двигатели мягкой посадки;
12. - решетчатые стабилизаторы;
13. - звенья крепления твердотопливной ДУ САС;
14. - двигатели мягкой посадки;
15. - твердотопливная ДУ САС;
16. - сопло твердотопливной ДУ САС;
17. - парашютный контейнер твердотопливной ДУ САС.
Изображенный на фиг.3 разрез балансировочного груза содержит:
18. - парашютный контейнер с теплозащитой;
19. - сферический наконечник;
20. - теплозащиту;
21. - вытяжной парашют;
22. - стабилизирующий парашют;
23. - рулевая машинка;
24. - блок питания;
25. - блок барореле;
26. - электронный блок;
27. - основной парашют.
Изображенный на фиг.4 узел крепления рамы ДУ САС к головному обтекателю РН содержит:
28. - стакан звена фермы крепления;
29. - пироболт;
30. - теплозащита;
31. - корпус головного обтекателя;
32. - силовой шпангоут головного обтекателя;
33. - теплозащита;
34 - металлорезиновая прокладка (демпфер).
Система аварийного спасения экипажей космических аппаратов содержит ДУ, включающую маршевые жидкостно-реактивные двигатели (далее - ЖРД) 9, установленные в плоскостях привязки I-III или II-IV и закрепленные на ферме 5, отделяемой от корпуса 31 головного обтекателя космического аппарата с помощью пироболтов 29 механизма отстрела, приборно-агрегатный отсек 4, баки 3 с топливом, балансировочный груз 1 с трубой 10 и твердотопливную двигательную установку 15, выполненную в виде, по меньшей мере, двух смонтированных равноудаленно относительно оси ДУ твердотопливных ракетных двигателей с установленными на их днище двигателями 16 мягкой посадки. Твердотопливные ракетные двигатели прикреплены звеньями 13 к силовому кольцу топливных баков 3 и снабжены размещенными в парашютном контейнере 17, вытяжным и основным парашютом (на чертежах не показаны). В основании фермы 5 установлены двигатели 11 мягкой посадки и смонтирован отражатель 6 газов для противопожарной защиты корпуса 31 головного обтекателя космического аппарата. Во внутренней полости балансировочного груза 1 размещена парашютная система, содержащая вытяжной 21, стабилизирующий 22 и основной 27 парашюты. При компоновке предлагаемой САС возможно применение указанных ЖРД, твердотопливных ракетных двигателей, двигателей мягкой посадки и парашютов, заимствованных из спускаемых аппаратов типа «Зенит», «Янтарь 2К» и «Союз - ТМА».
ДУ САС может работать в следующих режимах;
- первый режим работы ДУ САС - 1ДУ САС:
- второй режим работы ДУ САС - 2ДУ САС.
Режимы работы ДУ могут быть реализованы с помощью двух или четырех ЖРД, причем две ДУ обеспечивают первый режим работы, а четыре ДУ - второй режим работы ДУ САС. Возможна работа в указанных двух режимах при наличии только двух ДУ. Количество устанавливаемых ДУ определяется их массой. Работа ДУ САС в режиме 1ДУ САС обеспечивает: компенсацию сжатия головного обтекателя, возможность изготовления головного обтекателя ракетоносителя из композитов, что значительно облегчает всю систему, компенсацию возможной дополнительной массы, увеличение массы плоскостной полезной нагрузки.
Во второй режим работы ДУ САС включается при возникновении аварийной ситуации и при сбросе ДУ САС перед отделением от головного обтекателя ракетоносителя.
В ходе выполнения аварийного спасения на всех участках полета жидкостно-реактивные двигатели 9 питаются топливом из топливных баков 3.
Система аварийного спасения экипажей космических аппаратов работает следующим образом.
В системе управления предлагаемой системы аварийного спасения экипажей космических аппаратов предусмотрены безаварийный и аварийный полет, при этом на активном участке полета условно вводят три участка возникновения возможных аварийных ситуаций:
- первый участок - полет РН от старта до высоты 3 км;
- второй участок - полет РН от высоты 3 км до момента сброса ДУ САС;
- третий участок - полет РН от момента сброса ДУ САС до момента выведения плоскостной полезной нагрузки на орбиту.
На первом участке возможны две аварийные ситуации: авария на стартовом столе при пуске РН и авария при полете РН до высоты 3 км.
При аварии на стартовом столе до пуска РН спасение космического аппарата происходит с помощью твердотопливных ракетных двигателей САС (см. фиг.5), время их включения 0,1 сек (быстрее, чем время включения ЖРД).
В случае возникновения аварийной ситуации на стартовом столе при пуске РН (см. фиг.5) система управления САС: определяет возможный угол завала космического аппарата, определяет нужную плоскость для установки заданного значения угла атаки управляющих аэродинамических рулей (в безаварийном полете угол атаки аэродинамических рулей равен нулю), отстреливает не нужные аэродинамические рули в плоскости I-III или II-IV, выдает команду на разделение по плоскости аварийного стыка, включает ДУ САС в режим 2ДУ САС. Все указанные операции происходят за время, примерно 0, 6 сек. (сведения взяты по результатам обработки статистической информации). Искривление траектории полета ДУ САС вместе со спасаемой частью обеспечивают аэродинамические рули. На высоте 3 км выдаются команды на снятие креплений спускаемого аппарата в головном обтекателе, на отделение спускаемого аппарата от орбитального отсека, выключение режима 2ДУ САС. Далее происходит выход спускаемого аппарата из головного обтекателя, включается парашютная система и начинается снижение спускаемого аппарата. Работа двигателей мягкой посадки начинается на высоте 4,0 м.
В случае возникновения аварийной ситуации на первом участке при полете РН до высоты 3 км (см. фиг.6) система управления САС подает команду на выключение маршевых двигателей РН, устанавливает расчетное значение угла атаки аэродинамических рулей, находящихся в плоскости I-III или II-IV, выдает команду на разделение по плоскости аварийного стыка и включает режим 2ДУ САС. Уход из заданной траектории полета (вместе со спасаемой частью) обеспечивает подъемная сила, создаваемая управляющими аэродинамическими рулями в плоскости I-III или II-IV. При достижении высоты, примерно, 1-3 км система управления САС подает команду на снятие креплений спускаемого аппарата в головном обтекателе и выключение режима 2ДУ САС. Далее происходит выход спускаемого аппарата из головного обтекателя, включается парашютная система и начинается снижение спускаемого аппарата. Работа двигателей мягкой посадки начинается на высоте 4,0 м.
Возникновение аварийной ситуации на втором участке полета (см. фиг.7) возможно только в атмосфере Земли до сброса ДУ САС (на высоте до 100 км). В этом случае система управления САС подает команды на: выключение маршевых двигателей РН, разделение по плоскости аварийного стыка, отключение режима 1ДУ САС, установку соответствующего угла атаки аэродинамических рулей и включение режима 2ДУ САС. При отходе спасаемой части на соответствующее расстояние от РН система управления САС подает команды на отделение спускаемого аппарата от орбитального отсека, выключение режима 2ДУ САС, и. соответственно, выход спускаемого аппарата из головного обтекателя. На высоте, примерно, 3-6 км начинается штатная процедура спуска спускаемого аппарата.
В случае возникновения аварийной ситуации на третьем участке (см. фиг.8) после сброса ДУ САС система управления САС функционирует на РН до момента выведения плоскостной полезной массы на орбиту.
При аварии на орбитальном участке полета проводится штатный спуск с орбиты. Команды на аварийный спуск с орбиты выдает система управления САС, которая имеется в бортовом комплексе космического аппарата.
Сброс ДУ САС проводится при отсутствии аварийной ситуации на активном участке полета ракетоносителя перед сбросом головного обтекателя ракетоносителя (на высоте не более 90 км). Для сброса ДУ САС выдаются команды на:
- пироустройства крепления ДУ САС к головному обтекателю;
- выставление величины угла атаки аэродинамических рулей с целью искривления траектории полета ДУ САС;
- выключение режима 1ДУ САС, включение режима 2ДУ САС.
При действии тяги двигательной установки в режиме 2ДУ САС и соответствующей величины подъемной силы аэродинамических рулей ДУ САС отделяется и улетает по искривленной траектории. Коэффициент тяговооруженности САС в режимах 1ДУ САС и 2ДУ САС является функцией времени полета и изменения массы до момента сброса ДУ САС. На расстоянии от ракетоносителя не менее 1 км (что соответствует, примерно, времени полета ДУ САС 5-8 секунд) начинается процедура подготовки и спуска ДУ САС на Землю, которая предусматривает следующие динамические операции:
- выключение режима 2ДУ САС;
- открытие решетчатых стабилизаторов балансировочного груза с целью обеспечения ориентированного полета к Земле;
- открытие антенн и включение радиомаяка;
- на высоте, примерно, 4-5 км срабатывают пироустройства отстрела сферического наконечника балансировочного груза для выхода вытяжного и стабилизирующего парашютов;
- на высоте, примерно, 4-5 км выходит и раскрывается основной парашют и включается радиомаяк;
- на высоте 4 метра срабатывают двигатели мягкой посадки и через 1-0,5 секунды происходит отстрел основного парашюта.
После отстрела основного парашюта ДУ САС готова к эвакуации.
Предложенные компоновка и конструкция САС обеспечивают решение задач: по спасению членов экипажа КА при аварии на всех участках полета; по увеличению плоскостной полезной массы; по снижению экономических затрат на этапах изготовления и эксплуатации за счет многоразового использования элементов САС.
Предлагаемая конструкция САС была представлена в докладе «Проектирование многофункциональной системы аварийного спасения экипажей космических аппаратов» на заседании секции №1 «Проблемы космических полетов и эксперименты в космосе» Международной молодежной конференции «Королевские чтения», посвященной 50-летию первого полета человека в космос 4-6 октября 2011 года в г.Самара, и получила положительную оценку специалистов.
Полезная модель найдет применение при транспортировке полезных грузов с Земли на космические орбитальные объекты.