УСТРОЙСТВО НАДУВНОЙ ПАССИВНОЙ СИСТЕМЫ ТОРМОЖЕНИЯ ПОСЛЕДНЕЙ СТУПЕНИ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ Российский патент 2003 года по МПК B64G1/62 B64G1/10 

Устройство относится к космической технике, а более конкретно к надувным устройствам пассивной системы торможения (ПСТ) последних ступеней ракет-носителей (РН).

Из литературы известны надувные тормозные устройства, предназначенные для замедления скорости полета и снижения высоты орбиты космических аппаратов КА, разворачиваемые в рабочее положение по командам от системы управления КА или по команде с Земли, и использующие для компенсации утечек газа из оболочки (производственные дефекты изготовления, попадание микрометеоритов или техногенных частиц) специальные бортовые запасы газа (БИНТИ-1, Космические исследования, SPACE 09.90 - 10.90, VG 5, р. 33; БИНТИ-1, Космические исследования, РУБ-89,15, 5.2.71 гю, 9).

К недостаткам данных устройств относится сложность, обусловленная необходимостью наличия на борту аппарата (ступени РН) работающей системы управления, работающих источников питания, а также специальных бортовых запасов газа. Кроме того, как правило, такие конструкции имеют один надувной элемент с большими геометрическими размерами (шар диаметром 10 м и более), а следовательно, и большую степень вероятности поражения микрометеоритами и техногенными частицами. Наряду с этим технологически сложно изготовление и испытание таких крупных надувных конструкций, а наличие остатков воздуха в них (после вакуумирования и герметизации внутри оболочки остается объем воздуха, равный объему материала оболочки - определено опытным путем) не позволяет разворачивать оболочку в рабочее положение одномоментно. И, как правило, чтобы избежать разрыва оболочки ее развертывание осуществляется в два, три приема.

А следовательно, для перехода на каждую последующую ступень раскрытия необходима либо подача дополнительных команд на раскрывающие устройства, либо использование защитных оболочек из специального материала, разрушающегося со временем от воздействия ионизирующего и ультрафиолетового излучения в космическом пространстве.

Известен также способ создания надувных космических конструкций (патент RU 2026247 С1, 6 В 64 G 1/10), в котором описано устройство надувной космической конструкции. Устройство состоит из эластичной герметичной оболочки, в сложенном положении размещенной в контейнере, состоящем из двух половин, одна из которых жестко пристыкована к верхнему днищу бака последней ступени РН. Внутренняя полость оболочки магистралями через обратный клапан и регулятор давления соединена с полостью топливного бака и магистралью наддува, связанной с баллонами высокого давления, установленными на корпусе РН. На выходе магистралей и топливного бака установлены управляемые пироклапаны. Кроме того, система наддува содержит еще один управляемый пироклапан и регулятор давления наддува.

Устройство позволяет увеличить полезный объем надуваемой конструкции без использования специальных бортовых запасов газа. После выведения на орбиту и окончания работы двигательной установки последней ступени РН внутреннюю полость эластичной оболочки сообщают с системой наддува топливного бака и остатки газа в этой системе используются на наддув оболочки.

Однако устройство для осуществления этого способа также не лишено недостатков. Предполагается контейнер устройства устанавливать непосредственно на топливном баке внутри конструкции последней ступени РН (сокращение длин магистралей, уменьшение их сопротивления), но в существующих конструкциях РН при плотной компоновке узлов и агрегатов в них произвольный выбор зоны для установки устройства нереален. Кроме того, устройство сложно и по конструкции, т. к. имеет в своем составе три пироклапана, использующиеся для срабатывания команды от системы управления последней ступени РН, два регулятора давления, обратный клапан. Наличие такого количества управляемых элементов и узлов автоматики снижает надежность устройства.

Целью настоящего изобретения является устранение указанных недостатков и обеспечение возможности реализации устройства на существующих конструкциях последних ступеней РН за счет упрощения конструкции ПСТ и повышения ее надежности.

Указанная цель достигается тем, что устройство выполнено в виде автономного моноблока, жестко закрепленного на периферийной части переходного отсека последней ступени ракеты-носителя, при этом контейнер устройства снабжен подпружиненными створками, взаимодействующими с поворотными защелками, которые связаны с замками-толкателями механизма раскрытия, снабженного пирогидравлическим реле времени, взаимодействующим с замками-толкателями, при чем узлы механизма раскрытия закреплены на внешней стороне контейнера, внутренняя поверхность которого, а также его створок покрыты эластичной пленкой, приклеенной по периметру, а надувная конструкция выполнена в виде набора сферических оболочек (диаметром не более 4 м) из эластичной полимерной металлизированной пленки, заключенных в сетчатую оболочку, которая посредством строп закреплена к узлам фиксации, располагаемым на контейнере, при этом нижние ряды сферических оболочек выполнены из пленки большей толщины, чем верхние.

На фиг.1, 2 изображено предлагаемое устройство надувной ПСТ.

Устройство состоит из контейнера, механизма его раскрытия и надувной конструкции.

Контейнер 1 представляет собой объемную конструкцию, жестко закрепленную к переходному отсеку последней ступени РН 2, с криволинейными днищем и крышкой и плоскими боковыми стенками, выполненными для обеспечения беспрепятственного выхода надувной конструкции наклонно по отношению к днищу. Крышка выполнена из двух подпружиненных в осях створок 3, удерживающихся в закрытом положении поворотными защелками 4. На днище выполнены узлы 5 для фиксации строп, удерживающих надувную конструкцию, а с внешней стороны закреплены узлы механизма раскрытия контейнера.

Механизм раскрытия контейнера включает в свой состав два замка-толкателя 6 и пирогидравлическое реле времени, состоящее из пирочеки 7, гидроцилиндра 8 и пружины 9. Поршень гидроцилиндра 8 снабжен дросселем 10, с помощью которого настраивается временная задержка срабатывания замков-толкателей 6, а следовательно, и время момента выведения надувной конструкции, для исключения возможности соударения отделяющейся последней ступени РН 2 с КА. Штоки замков-толкателей 6 связанны с рычагами поворотных защелок 4. В свою очередь, рычаги замков-толкателей 6 через кронштейн 11 связаны со штоком поршня гидроцилиндра 8.

Надувная конструкция, обеспечивающая требуемую аэродинамическую поверхность торможения, состоит из набора сферических оболочек 12 малого диаметра (не более 4 м), выполненных из полимерной металлизированной пленки, устойчивой к воздействию факторов космического пространства, и заключенных в сетчатую оболочку 13, которая с помощью строп 14 закреплена к узлам 5.

Развертывание надувной конструкции в рабочее состояние обеспечивается за счет остаточного воздуха (Р=0,1 МПа) внутри оболочек. Вследствие малого диаметра сферических оболочек не требуется ступенчатости их развертывания, т. к. в этом случае динамика раскрытия не сопровождается их разрушением. Кроме того, упрощается технология их изготовления и испытаний. И с точки зрения поражаемости микрометеоритами и техногенными частицами, наборная надувная конструкция надежней единой крупногабаритной.

Для обеспечения защищенности надувной конструкции при контакте ее с конструкцией последней ступени РН 2, имеющей угловые возмущения, и при выходе из контейнера 1 нижние ряды сферических оболочек 12 выполнены из пленки большей толщины, чем верхние, а внутренние поверхности контейнера 1 и створок 3 крышки проклеены герметично по контуру пленкой таким образом, что после раскрытия створок 3 и при выходе надувной конструкции пленочные покрытия образуют за счет остаточного воздуха защитные "подушки" 15.

Работа устройства осуществляется следующим образом.

Одновременно с командой на отделение последней ступени РН 2 проходит команда на срабатывание пирочеки 7. Далее система работает автономно. Пирочека, срабатывая, освобождает пружину 9 пирогидравлического реле времени, которая, разжимаясь, передавливает жидкость через дроссель 10 в смежную полость гидроцилиндра 8, обеспечивая при этом перемещение поршня со штоком с заданной скоростью, обеспечивающей заданное время полного хода. Шток гидроцилиндра 8, связанный жестко с кронштейном 11, воздействует через него на рычаги замков-толкателей 6. Замки-толкатели 6 срабатывают и поворачивают защелки 5, освобождая подпружиненные створки 3 крышки контейнера 1. Створки открываются, освобождая зону выхода сферических оболочек надувной конструкции, которые, выходя из контейнера 1, раздуваются до рабочего состояния. Предложенное техническое решение позволит повысить надежность устройства и упростить его конструкцию.

Изобретение относится к космической технике, а именно к надувным устройствам пассивной системы торможения последних ступеней ракет-носителей (РН). Устройство включает контейнер, механизм его раскрытия, надуваемую конструкцию и выполнено в виде автономного моноблока, жестко закрепленного на периферийной части переходного отсека последней ступени РН. Контейнер устройства снабжен подпружиненными створками, взаимодействующими с поворотными защелками, которые связаны с замками-толкателями механизма раскрытия. Последний снабжен пирогидравлическим реле времени, взаимодействующим с замками-толкателями. Узлы механизма раскрытия закреплены на внешней стороне контейнера, внутренняя поверхность которого, а также его створок покрыты эластичной пленкой, приклеенной по периметру к указанным поверхностям. Надувная конструкция выполнена в виде набора сферических оболочек из эластичной полимерной металлизированной пленки, заключенных в сетчатую оболочку, которая посредством строп закреплена к узлам фиксации, расположенным на контейнере. Нижние ряды сферических оболочек выполнены из пленки большей толщины, чем верхние. Изобретение позволяет упростить конструкцию устройства и повысить его надежность. 2 ил.

Устройство надувной пассивной системы торможения последней ступени ракеты-носителя, включающее контейнер, механизм его раскрытия и надуваемую конструкцию, отличающееся тем, что устройство выполнено в виде автономного моноблока, жестко закрепленного на периферийной части переходного отсека последней ступени ракеты-носителя, при этом контейнер устройства снабжен подпружиненными створками, взаимодействующими с поворотными защелками, которые связаны с замками-толкателями механизма раскрытия, снабженного пирогидравлическим реле времени, взаимодействующим с замками-толкателями, причем узлы механизма раскрытия закреплены на внешней стороне контейнера, внутренняя поверхность которого, а также его створок покрыты эластичной пленкой, приклеенной по периметру к указанным поверхностям, а надувная конструкция выполнена в виде набора сферических оболочек из эластичной полимерной металлизированной пленки, заключенных в сетчатую оболочку, которая посредством строп закреплена к узлам фиксации, расположенным на контейнере, причем нижние ряды сферических оболочек выполнены из пленки большей толщины, чем верхние.