Устройство для аварийного спасения экипажа многоразового космического летательного аппарата Советский патент 1992 года по МПК B64G1/52 

Изобретение относится к космической технике, в частности к многоразовым космическим летательным аппаратам, и может быть применено для аварийного спасения экипажей летательных аппаратов этого класса.

Известно устройство для аварийного спасения экипажей многоразовых космических летательных аппаратов, включающее катапультируемое кресло и обеспечиваю- щее спасение каждого члена экипажа в отдел ыности в случае возникновения аварийной ситуации в первые секунды активного участка полета.

Однако существующее устройство не обеспечивает спасение экипажа на всех участках полета при всех возможных аварийных ситуациях, так как его применение ограничено по высоте и скорости полета, скоростному напору, перегрузкам, тепло- вым нагрузкам и численности экипажа.

Аварийное спасение экипажа также возможно выполнять с помощью самого орбитального корабля. Это является наиболее выгодным с экономической точки зрения, так как при этом обеспечивается спасение вместе с экипажем частично материальной части ракетно-космической системы в виде орбитального корабля и дорогостоящего по- лезного груза, расположенного в грузовом отсеке орбитального корабля.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату к предлагаемому изобретению является устройство для аварийного спасения экипажа многоразового космического летательного аппарата, содержащее отделяемую носовую часть орбитального корабля с герметичной кабиной экипажа, смонтированный в носовой части твердотопливный ракетный двигатель системы аварийного спасения, стабилизирующие элементы, систему мягкой посадки и посадочные опоры.

Однако здесь имеются ограничения по целому ряду параметров - по высоте полета в момент аварии, действующим перегрузкам в ходе выполнения аварийного спасения и характеру возникшей аварийной ситуации. В данном случае не обеспечива- ется спасение экипажа на всех участках по- лета при всех возможных аварийных ситуациях, включая участок выведения на орбиту в верхних слоях атмосферы, полете по орбите, т.е. в космическом пространстве, и на участке спуска с орбиты в верхних слоях атмосферы.

Цель изобретения - расширение диапазона использования устройства как в плотных слоях атмосферы, так и за ее пределами и минимизация потерь массы выводимой

полезной нагрузки за счет максимального использования штатных систем орбитального корабля для аварийного спасения экипажа.

Поставленная цель достигается тем, что устройство для аварийного спасения экипажа многоразового космического летательного аппарата, содержащее отделяемую носовую часть орбитального корабля с герметичной кабиной экипажа, смонтированный в носовой части твердотопливный ракетный двигатель системы аварийного спасения, стабилизирующие элементы, систему мягкой посадки и посадочные опоры, снабжено установленными в носовой части орбитального корабля жидкостными ракетными двигателями с топливными баками и смонтированными на кормовом срезе отделяемой носовой части турбовентиляторными агрегатами системы мягкой посадки с жидкостными ракетными двигателями, а стабилизирующие элементы выполнены в виде установленных между турбовентиляторными агрегатами на кормовом срезе отделяемой носовой части управляемых аэродинамических щитков.

На фиг. 1 показана компоновочная схема отделяемой носовой части орбитального корабля, вид сбоку; на фиг.2 - то же, вид сверху; на фиг.З - вид А на фиг.2.

Отделяемая носовая часть орбитального корабля содержит размещенную в ее кормовой части герметичную кабину 1 экипажа, смонтированный перед ней отсек 2 с топливными баками 3 и жидкостными ракетными двигателями 4 системы ориентации, установленную на кормовом срезе герметичной кабины 1 экипажа систему мягкой посадки, состоящую из четырех складываемых турбовентиляторных агрегатов 5 с жид- костными ракетными двигателями 6, установленный перед отсеком 2 твердотопливный ракетный двигатель 7 системы аварийного спасения, размещенные между турбовентиляторными агрегатами 5 на кормовом срезе герметичной кабины 1 экипажа управляемые стабилизирующие щлитки 8 и установленные на кормовой поверхности герметичной кабины 1 экипажа складываемые посадочные опоры 9.

Устройство работает следующим образом.

В случае возникновения такой аварийной ситуации на активном участке полета, при которой становится невозможным полное или частичное спасение материальной части ракетно-космической системы, спасение экипажа производится следующим образом: производится разрыв механических, гидравлических и электрических связей

между отделяемой носовой частью и орбитальным кораблем с одновременным зажи- ганием твердотопливного ракетного двигателя 7 системы аварийного спасения, вследствие чего отделяемая носовая часть орбитального корабля отделяется и отводится от самого орбитального корабля и аварийной ракетно-космической системы в целом. В процессе работы твердотопливного ракетного двигателя 7 системы аварийного спасения происходит увод спасаемой отделяемой носовой части на безопасное расстояние от аварийной ракетно-космической системы. При этом с помощью жидкостных ракетных двигателей 4 системы ориентации, которые при аварийном спасении выполняют роль управляющих двигателей системы аварийного спасения, производится заданная ориентация и управление движением отделяемой носовой части. После выгорания топлива в твердотопливном ракетном двигателе 7 системы аварийного спасения раскрываются и тем самым вводятся в поток турбовентиляторные агрегаты 5 системы мягкой посадки и раскрываются посадочные опоры 9. Затем запускаются жидкостные ракетные двигатели 6, которые питаются топливом из топливных баков 3. Эти двигатели переводят турбовентиляторные агрегаты 5 системы мягкой посадки из режима авторотации на рабочий режим, при котором последние начинают создавать вектор тяги, направленный противоположно направлению движения отделяемой носовой части орбитального корабля. Этим самым гасится скорость движения отделяемой носовой части и она переходит в режим торможения. Далее на определенной заданной высоте производится увеличение тяги турбовентиляторных агрегатов 5 системы мягкой посадки посредством увеличения тяги жидкостных ракетных двигателей 6, и отделяемая носовая часть переходит на режим зависания в положение носом вниз. При таком положении отделяемой носовой части экипаж имеет наилучшую возможность визуального выбора предпочтительного места приземления.

В случае необходимости возможно выполнение бокового маневра с помощью создания управляющих моментов при дисбалансе тяги турбовентиляторных агрегатов 5 системы мягкой посадки. После окончательного подбора места приземления производится снижение тяги турбовентиляторных агрегатов 5 и отделяемая носовая часть переходит из режима зависания в режим окончательного снижения. При касании носовым обтекателем поверхности Земли производится постепенное снижение тяги двух турбовентиляторных агрегатов при неизменном значении тяги двух других. Вследствие этого отделяемая носовая часть орбитального корабля начинает перекатывание из вертикального положения (носом вниз) в горизонтальное. На заключительном этапе посадки ударные нагрузки воспринимаются и гасятся посадочными опорами 9. На этом процесс посадки закан0 чивается. Жидкостные ракетные двигатели б выключаются, и турбовентиляторные агрегаты 5 системы мягкой посадки заканчивают работу.

На атмосферном участке спуска устой5 чивость отделяемой носовой части орбитального корабля на различных режимах движения обеспечивается с помощью управляемых стабилизирующих щитков 8. Они обеспечивают требуемое взаимное положе0 ние центра давления и центра масс отделяемой носовой части орбитального корабля. В случае возникновения такой аварийной ситуации на участке полета орбитального корабля по орбите, при которой

5 становится невозможным пребывание на его борту экипажа, аварийное спасение производится следующим образом. Производится разрыв механических, гидравлических и электрических связей между

0 отделяемой носовой частью и орбитальным кораблем. Затем производится отвод отделяемой носовой части от аварийного орби- тального корабля и ее ориентация в заданном положении - кормовой частью

5 вперед с помощью жидкостных ракетных двигателей 4 системы ориентации. Далее включается твердотопливный ракетный двигатель 7 системы аварийного спасения. В данном случае последний выполняет роль

0 тормозной двигательной установки. Требуемая величина тормозного импульса обеспе- чивается определенным заданным направлением вектора тяги твердотопливного ракетного двигателя 7 системы аварий5 ного спасения.

Получив заданный тормозной импульс, отделяемая носовая часть орбитального корабля переходит на траекторию спуска с орбиты. Далее очередной раз включаются

0 жидкостные ракетные двигатели 4 системы ориентации, которые придают отделяемой носовой части орбитального корабля необходимую ориентацию в пространстве для ее расчетного входа в плотные слои атмосферы

5 (носовой частью по направлению полета). Устойчивость отделяемой носовой части на атмосферном участке ее спуска обеспечивается с помощью управляемых стабилизирующих щитков 8, а на внеатмосферном участке - с помощью кратковременных

включений жидкостных ракетных двигателей 4 системы ориентации. После аэродинамического торможения в плотных слоях атмосферы вводятся в действие турбовентиляторные агрегаты 5 системы мягкой посад- ки. Дальнейший спуск и мягкая посадка производятся как и при аварийном спасении экипажа в случае возникновения аварийной ситуации на активном участке полета.

В случае возникновения аварийной ситуации на заключительном этапе полета - при планирующем спуске орбитального корабля с орбиты и при заходе на посадку спасение производится как и при аварий- ном спасении экипажа в случае возникновения аварийной ситуации на активном участке полета. Спасение возможно также при нулевойзысоте полета, т.е. при нештатном пробеге орбитального корабля по взлетно-посадочной полосе после приземления. При этом твердотопливный двигатель 7 системы аварийного спасения обеспечивает набор высоты, необходимой для ввода в действие турбовентиляторных агрегатов 5 системы мягкой посадки. Перевод отделяемой носовой части после отделения от орбитального корабля в положение, позволяющее сформировать траекторию набора высоты, производится с помощью включения жидкостных ракетных двигателей 4 системы ориентации.

В ходе выполнения аварийного спасения на всех участках полета жидкостные ракетные двигатели 4 системы ориентации и жидкостные ракетные двигатели 6, приводящие в действие турбовентиляторные агрегаты 5 системы мягкой посадки, питаются топливом из топливных баков 3.

Ф о рму л а изо бретен и я Устройство для аварийного спасения экипажа многоразового космического летательного аппарата, содержащее отделяемую носовую часть орбитального корабля с герметичной кабиной экипажа, смонтированный в носовой части твердотопливный ракетный двигатель системы аварийного спасения, стабилизирующие элементы, систему мягкой посадки и посадочные опоры, отличающееся тем, что, с целью расширения диапазона использования как в плотных слоях атмосферы, так и за ее пределами, оно снабжено установленными в носовой части орбитального корабля жидкостными ракетными двигателями с топлив- ными баками и смонтированными на кормовом срезе отделяемой носовой части турбовентиляторными агрегатами системы мягкой посадки с жидкостными ракетными двигателями, а стабилизирующие элементы выполнены в виде установленных между турбовентиляторными агрегатами на кормовом срезе отделяемой носовой части управляемых аэродинамических щитков.

Изобретение относится к космической технике, в частности к многоразовым космическим летательным аппаратам. Цель изобретения - расширение диапазона использования устройства как в плотных слоях атмосферы, так и за ее пределами, и минимизация потерь массы выводимой по. лезной нагрузки. Для удовлетворения современных повышенных требований по обеспечению безопасности экипажей многоразовых космических летательных аппаратов предлагается устройство для аварийного спасения экипажа, содержащее отделяемую носовую часть орбитального корабля с герметичной кабиной 1 экипажа, смонтированный в носовой части твердотопливный ракетный двигатель 7, стабилизирующие элементы, систему мягкой посадки и посадочные опоры 9 с использованием носового блока жидкостных ракетных двигателей 4 системы ориентации орбитального корабля в качестве одного из компонентов системы аварийного спасения. Предлагается такое устройство аварийного спасения, которое обеспечивает безопасность экипажа на всех участках полета при всех возможных аварийных ситуациях, включая наиболее тяжелую - взрыв запасов топлива ракеты-носителя. 3 ил. СО