СПУСКАЕМЫЙ КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ Российский патент 2004 года по МПК B64G1/62 

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано в качестве малой полезной нагрузки (массой до 1 т), запускаемой в космос с помощью легких ракет-носителей, переоборудованных баллистических ракет подводных лодок (БРПЛ) (см., например, Величко И.И. "Мечи на орала", Авиация и космонавтика, 1993 г., №5, ISSN 0373-9821, стр.42).

В плане конверсии в ГРЦ "КБ им. академика В.П. Макеева" с помощью переоборудованных БРПЛ, получившей название "Зыбь", проведены успешные экспериментальные пуски спасаемых модулей, выводимых на близкую к вертикали баллистическую траекторию с уровнем микрогравитации 10^-4 g и продолжительностью действия 17 мин (см., например, П. Бузаев "Эксперимент "Медуза". Авиация и космонавтика, 1993 г., №5, ISSN 0373-9821, стр.44).

Для увеличения времени пребывания модулей в условиях невесомости до 30 мин и объема технологического оборудования для их запуска предназначены переоборудованные БРПЛ "ВЫСОТА" и "ВОЛНА".

В перспективе станут использоваться орбитальные аппараты "Бумеранг" и "Чиж", создаваемые в ГРЦ, выводимые на низкие орбиты более мощными ракетными системами типа "Штиль-3А", и иметь срок активного существования до нескольких десятков суток (см., например, Величко И.И. "Мечи на орала". Авиация и космонавтика, 1993 г., №5, ISSN 0373-9821, стр.43 - аппараты "Бумеранг", "Чиж").

Наиболее близким по технической сущности аналогом по отношению к заявляемому космическому аппарату является спускаемый космический аппарат, содержащий корпус, выполненный в виде тела вращения, имеющего центр симметрии, снабженный органами управления его ориентацией в пространстве и узлами стыковки с корпусом ракеты-носителя, причем плоскость стыка корпуса спускаемого аппарата с корпусом ракеты-носителя совпадает с поперечной плоскостью симметрии корпуса спускаемого аппарата, а диаметр корпуса спускаемого аппарата в указанной плоскости совпадает с диаметром корпуса ракеты-носителя, в нем корпус спускаемого аппарата выполнен в виде тела, полученного вращением овала вокруг его большой оси, а плоскость стыка с корпусом ракеты-носителя совпадает с плоскостью, проходящей через малую ось овала (см. МПК 7 В 64 G 1/62, заявка №04542473/28 (004905) от 13.07.1999. Спускаемый космический аппарат. Государственный ракетный центр "КБ имени академика В.П.Макеева", RU).

По своей конструктивной схеме известный аппарат представляет собой гантель, стабилизируемую на орбите гравитационным моментом, при этом при постоянной длине аппарата с увеличением высоты орбиты гравитационная устойчивость аппарата снижается (см., например, К.Б.Алексеев, Г.Г.Бебенин. Управление космическими летательными аппаратами. М., "Машиностроение", 1974, стр.58). Этот недостаток известного спускаемого космического аппарата снижает его функционально-эксплуатационные возможности, т.к. ограниченная по условиям размещения на ракете-носителе длина известного аппарата (~3,2 м) в состоянии обеспечить его надежное гравитационно-устойчивое положение лишь на орбитах высотой до 300 км.

Техническим результатом при использовании предлагаемого космического аппарата является расширение его функционально-эксплуатационных возможностей путем удлинения аппарата на орбите при соблюдении габаритных ограничений по условиям размещения аппарата на ракете-носителе.

Сущность изобретения состоит в том, что в известном спускаемом космическом аппарате, который имеет корпус, выполненный в виде тела вращения, имеющего центр симметрии, снабженный органами управления его ориентацией в пространстве и узлами стыковки с корпусом ракеты-носителя, причем плоскость стыка корпуса спускаемого аппарата с корпусом ракеты-носителя совпадает с поперечной плоскостью симметрии корпуса спускаемого аппарата, в нем корпус состоит из двух идентичных модулей, выполненных автономно друг от друга, и между ними установлен механизм расталкивания, при этом модули утоплены в корпусах элементов соединительной проставки с возможностью их относительного перемещения и фиксации внутри элементов проставки, которая выполнена в виде системы раздвижных полых элементов, в исходном состоянии предельно утопленных один в другом с возможностью их относительного перемещения и фиксации друг в друге.

По сравнению с ближайшим космическим аппаратом - аналогом предлагаемый спускаемый космический аппарат обладает лучшими функционально-эксплуатационными возможностями, т.к. конструкция его корпуса представляет собой телескопическую систему, элементы которой в нерабочем состоянии (при размещении на ракете-носителе) уменьшают габариты аппарата до приемлемых размеров, а в рабочем положении (при выходе аппарата на орбиту) в состоянии увеличить длину аппарата до значений, обеспечивающих его надежную гравитационную устойчивость на орбитах до 1000 км, и, тем самым, продлить срок активного существования аппарата (из-за уменьшения плотности атмосферы) до нескольких месяцев.

Кроме того, увеличение длины предлагаемого аппарата по сравнению с прототипом обеспечивает ему при спуске в атмосфере более комфортабельные условия по нагреву поверхности аппарата и скорости приземления.

Для пояснения технической сущности предлагаемого изобретения на чертеже (а, б) показаны в исходном и рабочем положении возможные схемы разрабатываемого в ГРЦ орбитального спускаемого космического аппарата.

Аппарат содержит два ориентированных днищами друг к другу идентичных автономных модуля 1 с научно-исследовательской аппаратурой и системой управления аппаратом, при этом между днищами модулей 1 установлен механизм расталкивания 2 модулей 1 в рабочее положение.

В исходном положении на ракете-носителе модули 1 полностью утоплены в корпусах элементов 3 соединительной проставки, которая выполнена в виде системы раздвижных полых элементов 3, в исходном состоянии предельно утопленных один в другом с возможностью относительного перемещения друг в друге, при этом в каждом элементе 3 установлены фиксаторы 4 их рабочего положения.Основные параметры аппарата (вариант б) приведены в таблице.

Примечания:

1. Предельный диаметр аппарата для БРПЛ выбирается из условия непревышения им диаметра модифицированной ракеты-носителя.

2. Предельно возможная длина аппарата определяется мощностью расталкивающего устройства, способного привести аппарат в рабочее состояние.

3. В качестве механизма расталкивания могут быть использованы толкатели (пороховые, пневматические, пружинные).

4. В качестве фиксирующего устройства при приведении аппарата в рабочее положение могут быть использованы, например, цанговые зажимы, пружины и т.п.

Орбитальный спускаемый космический аппарат работает следующим образом.

При размещении аппарата на ракете-носителе для минимизации его длины утапливают элементы проставки 3 до предела друг в друге, при этом модули 1 одновременно утапливают в крайних элементах проставки.

При выходе аппарата на заданную орбиту Земли с помощью механизма расталкивания 2 задействуют систему раздвижных полых элементов 3 соединительной проставки, которые после относительного перемещения их и двух модулей 1 друг в друге с помощью фиксаторов 4 приводят аппарат в рабочее удлиненное положение. Удлиненный аппарат займет на орбите Земли гравитационно-устойчивое положение.

После окончания научных экспериментов с помощью системы управления модулей 1 аппарат осуществляет спуск на Землю. Таким образом, у предлагаемого аппарата по сравнению с известным аппаратом расширяются эксплуатационные возможности за счет удлинения аппарата на орбите при соблюдении габаритных ограничений по условиям размещения аппарата на ракете-носителе, при этом предлагаемый аппарат в состоянии увеличить свою длину на орбите до значения, обеспечивающего надежную гравитационную устойчивость на орбитах, превышающих высоту орбит аппарата - прототипа в 2...3 раза, что существенно расширяет базу для получения в космосе новых технологий и научных исследований в интересах народного хозяйства. Кроме того, увеличенные габариты позволяют осуществить более комфортабельные условия спуска аппарата на Землю по скорости приземления и нагреву конструкции аппарата.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при запуске малых полезных нагрузок (до 1 т) с помощью легких ракет-носителей. Согласно изобретению спускаемый аппарат содержит корпус, органы управления его ориентацией в пространстве и узлы стыковки с ракетой-носителем. Плоскость стыка спускаемого аппарата с ракетой-носителем совпадает с поперечной плоскостью симметрии корпуса аппарата. При этом корпус спускаемого аппарата состоит из двух идентичных автономных модулей, между которыми установлен механизм расталкивания, и соединительной проставки. Проставка выполнена в виде раздвижных полых элементов, в исходном состоянии утопленных один в другом и имеющих возможность фиксации друг в друге. Модули утоплены в корпусах крайних элементов проставки и могут перемещаться и фиксироваться внутри этих элементов. Технический результат изобретения состоит в расширении эксплуатационных возможностей аппарата за счет обеспечения его удлинения на рабочей орбите, при соблюдении габаритных ограничений по размещению аппарата на ракете-носителе. 1 ил., 1 табл.

Спускаемый космический аппарат, содержащий корпус, выполненный в виде тела вращения, имеющего центр симметрии, снабженный органами управления его ориентацией в пространстве и узлами стыковки с корпусом ракеты-носителя, причем плоскость стыка корпуса спускаемого аппарата с корпусом ракеты-носителя совпадает с поперечной плоскостью симметрии корпуса спускаемого аппарата, отличающийся тем, что корпус спускаемого аппарата состоит из двух идентичных автономных модулей, между которыми установлен механизм расталкивания, и соединительной проставки, которая выполнена в виде системы раздвижных полых элементов, в исходном состоянии утопленных один в другом и имеющих возможность фиксации друг в друге, при этом указанные модули утоплены в корпусах элементов указанной проставки с возможностью перемещения и фиксации внутри этих элементов.