Космические летательные аппараты: ..системы для возвращения в атмосферу земли, устройства для торможения и посадки – B64G 1/62

Изобретение относится к конструкциям, предназначенным для снижения скорости спускаемых космических объектов в атмосфере. Развертываемое тормозное устройство состоит из жесткого лобового экрана, к которому крепится гибкая оболочка, покрытая с внешней стороны гибким теплозащитным чехлом. Внутри гибкой оболочки размещены герметичные эластичные торовые оболочки. На внутренней поверхности жесткого лобового экрана размещены газовые баллоны системы наддува торовых оболочек. Стенки герметичных торовых оболочек имеют внешний герметичный слой и внутренний эластичный слой, который после развертывания и наддува оболочек затвердевает под действием компонентов газовой смеси наддува. Изобретение направлено на повышение динамической устойчивости и надежности. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к посадочным устройствам космического корабля (КК). Посадочное устройство КК содержит опорную тарель, откидную раму, два подкоса, кронштейн, датчик угла поворота рамы, цилиндрические шарниры с замковыми элементами, четыре посадочные опоры, центральную стойку с главным цилиндром, сотовым энергопоглотителем, телескопическим штоком (в виде неподвижных поршня и штока) с пневматическим механизмом выдвижения, узлом крепления к корпусу КК. Посадочные опоры (ПО) расположены в корпусе КК азимутально через 90 . ПО содержит пневмопривод вращательного типа. Изобретение позволяет повысить надежность раскрытия ПО при штатной посадке КК. 8 ил.

Изобретение относится к космической технике, преимущественно к космическим тросовым системам. Способ доставки с орбитальной станции на Землю спускаемого аппарата с использованием пассивного развертывания космической тросовой системы включает расстыковку двух соединенных тросом объектов, сообщение спускаемому аппарату начальной скорости расхождения, свободный выпуск троса при удалении спускаемого аппарата, фиксацию длины троса в конце реверсного участка, попутное маятниковое движение и отрезание троса в момент прохождения спускаемым аппаратом линии местной вертикали орбитальной станции. Отделение спускаемого аппарата производят против вектора орбитальной скорости без управления силой натяжения троса при удалении спускаемого аппарата. На реверсном участке траектории производят выборку свободного троса. Достигается упрощение практической реализации и повышение эффективности развертывания тросовой системы. 4 ил.

Изобретение относится к космическому оборудованию и может быть использовано для спасения отработанных ступеней ракет-носителей при спуске в атмосферу. При отделении ракетного блока (РБ) на высоте более 70 км применяют воздушно-космическую парашютную систему из термостойких материалов и средства пассивной ориентации, стабилизации, торможения и тепловой защиты, на высоте ниже 10 км применяют парашютную систему и на высоте ниже 3 км применяют вертолетный подхват РБ. Изобретение позволяет снизить аэродинамическое и тепловое нагружения на РБ. 2 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при спуске космического аппарата (КА) в атмосфере планет. В процессе спуска КА измеряют температуру (Т), скорость (первая производная Т') и ускорение (вторая производная Т") изменения Т нагрева КА в критической области. Если Т'>0 и Т"<0, то увеличивают угол атаки до выполнения условия Т'=0 и затем устанавливают значения углов крена и атаки для обеспечения условия спуска КА по изотемпературному участку (Т'=Т'=0), затем при достижении Т<0 устанавливают нулевой угол атаки, а угол крена устанавливают для достижения максимального значения аэродинамического качества и завершения участка торможения КА. Изобретение позволяет снизить максимальную Т нагрева КА в критической области. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. Возвращаемый аппарат космического корабля содержит капсулу (1), соосный ей ракетный двигатель твердого топлива (2) с соплами (3), расположенными под углом к продольной оси, переходник (4), посредством которого ракетный двигатель твердого топлива (2) соединен с капсулой (1). На капсуле (1) под переходником (4) размещены системы (5) космического корабля. Переходник (4) выполнен из двух секций (6) и (7), соединенных друг с другом узлом смещения (9) и стопорно-фиксирующим устройством (8). Узел смещения (9) снабжен силовым приводом (10). Секция (6), соединенная с ракетным двигателем твердого топлива (2), снабжена устройством его фиксации (11) в смещенном положении. Сопла (3) ракетного двигателя твердого топлива (2) в своем критическом сечении могут быть снабжены сбрасываемыми вкладышами (12). Секция (6) переходника (4), соединенная с ракетным двигателем твердого топлива (2), может быть установлена с возможностью смещения в положение, соответствующее прохождению оси ракетного двигателя твердого топлива (2) через центр масс (16) возвращаемого аппарата. Силовой привод (10) и стопорно-фиксирующее устройство (8) являются механизмами однонаправленного действия. На ракетном двигателе твердого топлива (2) между соплами (3) может быть размещено дополнительное сопло с пиротехнической заглушкой (17). Достигается снижение стартового веса космического корабля. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретения относятся к области ракетно-космической техники и касаются аэродинамических компоновок и способов возвращения на космодром многоразовых ракетно-авиационных модулей (МРАМ). Эти модули являются ракетными ускорителями, образуя первую ступень ракеты-носителя (РН) при стыковке своими корпусами (1) со второй ступенью (18) РН. Корпус (1) МРАМ имеет типичную тандемную компоновку баков и маршевых жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Прямое крыло со сложенными консолями в стартовой конфигурации располагается вдоль корпуса (1). После отделения МРАМ от второй ступени (18) это крыло поворачивается в рабочее положение перпендикулярно продольной оси корпуса. Из сужающегося отсека (17), противоположного отсеку ЖРД, выдвигается в рабочее положение хвостовое оперение. Выступающие сопла маршевого ЖРД закрываются обтекателем из подвижных защитных створок (3). Этим завершается преобразование МРАМ в планер. Его полет к аэродрому посадки (отсеком ЖРД вперед) осуществляется с использованием выдвижных (14) (или съемных) воздушно-реактивных двигателей. Техническим результатом изобретений является повышение доли массы полезной нагрузки в стартовой массе РН и снижение затрат ресурсов на возвращение МРАМ на космодром. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 16 ил.

Изобретение относится к средствам стыковки и разделения пневмогидравлических систем космических объектов (КО). Разъемное устройство имеет направляющие шпильки (1) с фиксирующими элементами и приводы разделения. Шпильки могут быть закреплены на отделяемой части (9) КО, фиксирующие элементы - на основной части (11) КО, а приводы разделения (двигатели) - на ракете-носителе. Транзитная магистраль снабжена первым (4) и вторым (5) переходниками, образующими разъемное соединение в виде наконечника (6) переходника (4) и фланца (7) переходника (5). Наконечник (6) входит во внутреннюю полость фланца (7), и их соединение герметизируется прокладками (8). Переходник (5) присоединен к отделяемой части (9) КО с помощью фланца (7) и крепежных элементов (10), а переходник (4) закреплен на основной части (11) КО кронштейном (12). Опорная часть (13) этого кронштейна закреплена на основной части (11) КО с помощью элементов (10), а регулируемая часть (14) - на резьбовом хвостовике (15) переходника (4) с помощью гаек (16). Для регулировки взаимного положения частей (12) и (14) служат овальные отверстия (17) в местах установки крепежных элементов (10). Смещение кронштейна (12) относительно переходника (4) фиксируется двумя гайками (16) путем их свинчивания по хвостовику (15). Длина цилиндрической части (18) шпилек (1) больше хода расстыковки переходников (4) и (5), чем исключается перекос при расстыковке. После стыковки частей КО второй переходник (5) закрепляют на отделяемой части (9). Затем стыкуют с ним первый переходник (4) и устанавливают на нем кронштейн (12), закрепляя его на основной части (11). Затем к переходникам присоединяют транзитные трубопроводы и производят технологическую расфиксацию соединения переходников. Техническим результатом изобретений является повышение надежности разъемного устройства при минимальных массовых затратах. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к операциям стыковки, в частности, пилотируемого космического корабля с международной космической станцией. Способ включает выведение активного космического объекта (АКО) ракетой-носителем на целевую орбиту с отклонениями по долготе восходящего узла и наклонению от орбиты пассивного космического объекта (ПКО). При этом рассогласование орбит АКО и ПКО по аргументу широты является заданным. В области пересечения орбит в перпендикулярном направлении к плоскости выведения выполняют маневр для ликвидации указанных отклонений. При этом формируют импульс скорости, приводящий к совпадению плоскостей орбит АКО и ПКО. Техническим результатом изобретения является сокращение времени операции стыковки АКО и ПКО при сохранении приемлемой частоты возможных дат старта АКО и без проведения дополнительных коррекций орбиты ПКО. 9 ил., 2 табл.

Изобретение относится к операциям стыковки, в частности, пилотируемого космического корабля с международной космической станцией. Способ включает выведение активного космического объекта (АКО) ракетой-носителем на целевую орбиту с отклонением по долготе ее восходящего узла, но с заданным рассогласованием по аргументу широты. Затем в перпендикулярном направлении к плоскости выведения выполняют первый маневр АКО для изменения долготы восходящего узла орбиты. Далее в противоположном направлении выполняют второй маневр для ликвидации рассогласования по наклонению целевой орбиты, возникшему после первого маневра. Этот маневр выполняют с дросселированием тяги двигателя АКО, создавая дополнительное отклонение по долготе восходящего узла и совмещая плоскости орбит стыкуемых объектов. За счет формирования необходимого начального углового рассогласования между объектами сокращается продолжительность сближения АКО с пассивным космическим объектом (ПКО) вплоть до одного витка. Техническим результатом изобретения является сокращение времени операции стыковки АКО и ПКО при сохранении приемлемой частоты возможных дат старта АКО и без проведения дополнительных коррекций орбиты ПКО. 7 ил., 2 табл.

Изобретение относится к средствам аэродинамического торможения спутника, используемым для снятия спутников с орбиты после окончания срока их службы. Аэродинамическая поверхность (2, 3) спутника (1) предназначена для увеличения поверхности его лобового сопротивления без специальной стабилизации спутника на орбите. Поверхность содержит один или более элементов, формирующих в развернутом состоянии трехмерную конструкцию в виде по меньшей мере двух панелей (2а, 2b, 3а, 3b), образующих двугранные углы. Каждая пара панелей развертывается от одной мачты развертывания, расположенной вдоль ребра (6, 7) соответствующего двугранного угла. Панели (2, 3) образованы плоскими в развернутом состоянии гибкими мембранами, натянутыми по двум сторонам элементов удержания, перпендикулярных мачте. Технический результат изобретения состоит в уменьшении массы конструкции поверхности аэроторможения, потребляемой для ее развертывания энергии и габаритов в сложенном состоянии, а также в повышении надежности ее использования в конце срока службы спутника. 11 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к управлению атмосферным полетом космических исследовательских аппаратов. Аппарат (1) содержит контейнер (2) с научно-измерительной аппаратурой, тормозное устройство (5) и аэродинамическую поверхность (3) в качестве средства-носителя контейнера (2). Для управления движением аппарата используются градиентные атмосферные течения. Способ предусматривает отделение контейнера (2) и поверхности (3) друг от друга с сохранением регулируемой по длине гибкой связи (4) между ними. Далее производят их разнесение для исключения взаимной аэродинамической интерференции и торможение в вертикальном направлении путем ввода в действие устройства (5). Затем переводят тормозное устройство (5) в горизонтальное (или близкое к нему) положение и в дальнейшем регулируют величину подъемной силы путем изменения длины гибкой связи (4) и/или посредством изменения тормозящего усилия, создаваемого устройством (5). Для увеличения этого тормозящего усилия может быть использована разрифовка или раскрутка устройства (5) набегающим потоком. Технический результат изобретения заключается в повышении объема научной информации о планете, получаемой в ходе полета (при увеличении его продолжительности) и вероятности успешного выполнения полета - благодаря его осуществлению с помощью более простых и экономичных технических средств. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА) и посадочным платформам, завершающим полет приземлением на поверхность планеты с использованием парашютов. Способ обеспечения мягкой посадки летательного аппарата включает парашютный спуск до заданного расстояния от поверхности планеты, определение направления вектора горизонтальной скорости ЛА, определение угла рассогласования между базовой плоскостью ЛА и вектором его горизонтальной скорости, включение ракетных двигателей мягкой посадки при приземлении, отцепку купола парашюта после касания поверхности. На расстоянии не более 1000 м от поверхности планеты летательный аппарат разворачивают относительно купола парашюта до совмещения базовой плоскости ЛА с вектором его горизонтальной скорости при помощи привода и сохраняют это положение ЛА до момента касания поверхности планеты. Достигается мягкая посадка ЛА на поверхность планеты с минимизацией уровня посадочных перегрузок и их распределением в наиболее предпочтительной по переносимости зоне. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к аэрокосмической технике и может использоваться для доставки различных полезных нагрузок в отдаленные точки поверхности Земли с применением авиационно-ракетного старта. Летательный аппарат (ЛА) выполнен по схеме «летающее крыло» с двойным стреловидным вертикальным оперением и рулями управления. Крыло ЛА имеет большую стреловидность (70-76°) и выполнено с прямым и обратным клиновидным профилем, максимальная толщина которого приходится на середину хорды. Фюзеляж имеет веретенообразную форму, причем угол конусности (6-10°) его носовой части выбран так, чтобы фюзеляж находился в зоне аэродинамической тени крыла на режимах гиперзвукового полета. На поверхность ЛА нанесено теплозащитное покрытие, причем передние кромки носовой части фюзеляжа, крыла и вертикального оперения выполнены затупленными. Полет аппарата осуществляют по программируемой рикошетирующей траектории с начальным углом бросания в диапазоне 5-8° и скорости в диапазоне (6500-7500) м/с. На этапе погружения в атмосферу изменение вектора аэродинамической силы осуществляют путем выбора оптимального угла атаки. Случайный разброс параметров траектории компенсируют аэродинамическими маневрами на крейсерском и завершающем участках в диапазоне располагаемого аэродинамического качества. Программу управления строят на основе прогноза точек прицеливания (выхода в конечную зону). Технический результат изобретения направлен на повышение дальности полета за счет управления на этапе погружения в атмосферу и обеспечение минимальной массы теплозащиты за счет циклического охлаждения нагретой в плотных слоях атмосферы конструкции поверхности аппарата. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к теплозащите поверхности космического аппарата, производящего спуск в атмосфере планеты. Система содержит последовательно размещенные гибкий теплоизоляционный мат (2) и теплозащитный пакет (6), включающий несколько слоев (7) термостойкого тканевого материала. При этом мат (2) выполнен многослойным и помещен в чехол (3) из температуростойкой ткани. Каждый слой термостойкого тканевого материала пакета (6) пропитан и покрыт сублимирующим веществом (8). Толщина покрытия разных слоев различна и увеличивается по мере удаления слоя пакета от мата (2). Все слои мата (2), чехол (3) и все слои пакета (6) имеют соединение по их торцевым кромкам. При этом указанные элементы установлены с возможностью их свободного относительного перемещения, за исключением соединенных торцевых кромок. Техническим результатом изобретения является обеспечение трансформируемости и повышение гибкости системы тепловой защиты при одновременном упрощении конструкции и повышении ее надежности. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к способам доставки грузов с помощью спускаемых аппаратов (СА), взаимодействующих с атмосферой. СА имеет герметичный надувной отсек (2) с гибкой термостойкой оболочкой (3), приобретающей сферическую форму при заполнении ее газом. Внутри герметичного отсека (2) размещают источник (6) газа и грузовой контейнер (1). Последний прикрепляют к оболочке (3) герметичного отсека (2). После отделения СА от орбитальной станции осуществляют наддув отсека (2) газом и увеличивают размеры его оболочки (3) до достижения ею сферической формы. Торможение СА для схода с орбиты и перехода на траекторию снижения в плотной атмосфере осуществляют только за счет аэродинамической силы, возникающей во время полета в разреженных слоях атмосферы. После полного наддува отсека (2) наблюдение за СА ведут по сигналам его радиосредств (7) в нескольких точках траектории торможения в разреженной атмосфере. При этом определяют параметры траектории СА, по которым уточняют прогнозируемые время и координаты входа СА в плотные слои атмосферы и точку посадки. Техническим результатом изобретения является высокая оперативность доставки грузов на поверхность Земли при одновременном снижении сопутствующих материальных затрат. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретения относятся к космическим аппаратам, таким как ракеты-носители (их ступени), и методам их сохранения во время возвращения на Землю. Космический аппарат содержит корпус (1) удлиненной формы, осесимметричный или близкий к таковому. Во время спуска аппарата на Землю развертывают надувную конструкцию (2), выполненную в виде тора или сегментов тора с осью, совпадающей с продольной осью корпуса (1). Указанную надувную конструкцию располагают между номинальным центром тяжести и задним концом корпуса (1). Ее размеры выбирают так, чтобы сблизить центр приложения подъемной силы с центром тяжести аппарата. Тем самым корпус (1) будет стабилизироваться в интервале балансировочных углов атаки от 100° до 120° во время спуска в атмосфере, в том числе на трансзвуковом и сверхзвуковом режимах. Техническим результатом изобретений является обеспечение надежного спуска ступеней ракет-носителей, которые находятся на орбите, а также сохранение будущих одноступенчатых ракет-носителей, выводящих полезный груз с разгонным блоком на баллистическую траекторию. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к аэрокосмической технике, а именно к возвращаемым с орбиты малым автоматическим космическим аппаратам (капсулам) с целью повторного их применения. Возвращаемый автономный космический аппарат содержит несущий трехлопастной винт, установленный со сложенными лопастями в пространстве между силовым корпусом и герметичным отсеком. Каждая из трех лопастей несущего винта выполнена в виде трапециевидного крыла большого удлинения, при этом каждая из лопастей соединена с втулкой несущего винта, которая жестко установлена на концевой (хвостовой) части герметичного отсека. Концевая часть каждой лопасти выполнена в виде сменного силового элемента, поперечное сечение которого совпадает с контуром аэродинамического профиля лопасти. Сменный силовой элемент выполнен пустотелым, а сам аппарат оснащен не менее, чем тремя дополнительными аэродинамическими поверхностями трапециевидной формы. Во внутреннем объеме пустотелой концевой части каждой лопасти установлен не менее, чем один твердотопливный двигатель, оснащенный сменным цилиндрическим корпусом и реактивным соплом. В состав втулки несущего винта введены три дополнительных пиротехнических механизма, выполненных с возможностью резкого увеличения угла установки (угла атаки) лопасти, причем команда на срабатывание трех пиротехнических механизмов осуществляется одновременно с подачей команды на запуск не менее трех двигателей от радиовысотомера с ретрансляцией сигнала через блок управления. Изобретение направлено на сокращение объема регламентно-восстановительных работ, многоразовое применение возвращаемых автономных космических аппаратов (капсул) и уменьшение финансовых затрат на эксплуатацию. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к крылатому космическому аппарату (КА), преимущественно суборбитальному, который преобразуется при возвращении из космоса в устойчивую плохообтекаемую конфигурацию и затем вновь возвращается в нормальную аэродинамическую конфигурацию для посадки на взлетно-посадочную полосу. Согласно изобретению КА содержит ракетный двигатель и крылья (17). Крылья имеют шарнирно закрепленные хвостовые секции (21, 22), которые могут подниматься, поворачиваясь вокруг линии (23) шарниров. От внешних концов этих секций простираются назад хвостовые балки (24, 25), на концах которых установлены рули (29). Каждая хвостовая балка несет горизонтальное хвостовое оперение с элероном (28). При дозвуковом полете крыло имеет нормальную аэродинамическую конфигурацию. При возвращении в плотные слои атмосферы хвостовые части крыла подняты вверх под значительным (до 65°) углом, обеспечивая устойчивое снижение КА с высоким аэродинамическим сопротивлением. Такое снижение уменьшает интегральные термические нагрузки на КА. Когда КА замедляется преимущественно до дозвуковой скорости, хвостовые секции крыла возвращают в опущенное положение. КА приобретает нормальную аэродинамическую конфигурацию для планирующего полета и горизонтальной посадки. 7 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для транспортных операций при выведении на орбиту и возвращении на планету. Предлагаемый космический корабль содержит двигательный отсек и установленный на нем спускаемый аппарат. Внутри аппарата размещена герметичная кабина с жестко закрепленными креслами космонавтов, а на его донной части - иллюминаторы и стыковочный агрегат, установленный соосно с двигательным отсеком и носителем. При этом спускаемый аппарат установлен несоосно с носителем, будучи развернут на угол, равный наименьшему значению суммы балансировочного угла атаки на участке спуска и арктангенса аэродинамического качества на том же участке. Данным исполнением обеспечиваются безопасные направления воздействия на экипаж перегрузок на всех участках полета без использования механизмов поворота и жесткой фиксации кресел. Стыковочный агрегат смещен в менее теплонапряженную область донной части аппарата, а иллюминаторы размещены более удобно для работы экипажа при посадке. Технический результат изобретения состоит в сокращении объема и массы космического корабля, а также в упрощении его конструкции. 4 ил.

Изобретение относится к многоразовым транспортным космическим системам нового поколения (типа «КОРОНА»). Предлагаемые стойки входят в состав взлетно-посадочных амортизаторов многоразовой ракеты-носителя. Данные стойки подвергаются многоразовому газодинамическому и тепловому воздействию со стороны двигателей ракеты-носителя в процессе ее эксплуатации. С учетом этого стойки выполнены из теплостойкого материала телескопическими, убирающимися в корпус и выдвигаемыми из корпуса ракеты-носителя в процессе ее старта и посадки. Число стоек в составе взлетно-посадочных амортизаторов ракеты-носителя не менее трех. Каждая из стоек в отдельности выдерживает нагрузку не менее стартового веса ракеты-носителя. Технический результат изобретения состоит в обеспечении работоспособности опорных стоек взлетно-посадочных амортизаторов при заданном ресурсе использования ракеты-носителя (до 100 полетов при запасе по ресурсу 25%). 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может использоваться при создании многоразовых ракетных комплексов, не требующих отчуждения земель под зоны падения отработавших первых ступеней. Предлагаемый способ заключается в том, что непосредственно после разделения первой и второй ступеней ракеты повторно включают рулевые и маршевые двигатели первой ступени и совершают разворот ступени в плоскости тангажа. Затем набирают скорость, необходимую для возвращения ступени на космодром по баллистической траектории. После аэродинамического торможения ступени хвостовой частью вниз вновь включают рулевые двигатели ступени на расчетной высоте и приводят ступень к точке посадки. Вертикальную скорость перед приземлением гасят до величины, близкой к нулю. Технический результат изобретения состоит в обеспечении возврата отработавшей ступени непосредственно в точку старта без использования дополнительных конструктивных элементов для посадки, улавливающих систем и транспортных средств доставки ступени на космодром. 1 ил.

Изобретение относится к области аэродинамики спускаемых космических аппаратов (КА) с несущим корпусом среднего аэродинамического качества. Корпус предлагаемого КА содержит теплоизолированные затупленную носовую часть, сопряженные с ней верхнюю и нижнюю части и донную защиту. Нижняя часть выполнена несущей в виде сферического сегмента, сопряженного с верхней частью. Последняя выполнена в виде тела вращения, состоящего из последовательно сопряженных переднего и цилиндрической формы хвостового элементов корпуса. Данные элементы образованы двумя пересекающимися по оси симметрии корпуса продольными плоскостями, проведенными через продольную ось корпуса симметрично относительно плоскости симметрии аппарата и под углом к этой плоскости. Образующая переднего элемента верхней части корпуса состоит из одного или более криволинейных отрезков, описываемых монотонно возрастающей по направлению к хвостовому элементу гладкой, не имеющей точек перегиба функцией. Эти отрезки м.б. в виде дуг окружностей или части параболы. Технический результат изобретения состоит в том, что предложенная форма корпуса КА обеспечивает монотонное по поверхности корпуса изменение давления и улучшает его аэродинамические, а вместе с тем - эксплуатационные и маневренные характеристики КА. 2 з.п. ф-лы. 8 ил.

Изобретение относится к космической технике и предназначено для обеспечения точного и мягкого приземления искусственных объектов, главным образом в нештатных ситуациях. Устройство посадки космического летательного аппарата (КЛА) содержит парашютную систему, соединенную с КЛА посредством строп через устройство управления и отцепа. Последнее обеспечивает изменение длины фала рифления купола парашюта и сброс парашютной системы. Парашютная система содержит четыре фала, соединенных с КЛА через блок регулятора длины фалов в симметричных относительно центра масс КЛА точках подвески. Фалы соединены со стропами посредством четырех независимых соединителей с замками, открываемыми по команде устройства управления и отцепа. Регулятор длины фалов содержит четыре идентичных канала, включающих, каждый барабан, редуктор и фиксатор. Фиксаторы соединены с устройством управления и отцепа указанными четырьмя фалами. Длина этих фалов изменяется по сигналам с указанного устройства управления в соответствии с алгоритмом, обеспечивающим посадку КЛА в заданной точке. Технический результат изобретения состоит в расширении допустимой области начальных условий спуска КЛА главным образом при возникновении нештатной ситуации. 2 ил.

Изобретение относится к космической технике, преимущественно к космическим аппаратам (КА) для спуска в атмосфере планеты. Предлагаемый КА содержит корпус со складывающимися крыльями и/или стабилизаторами, снабженными механизмами для их развертывания. В сложенном положении при торможении КА в атмосфере указанные крылья и/или стабилизаторы закрыты отделяемым лобовым теплозащитным экраном. Данный экран может иметь овальную форму в проекции на плоскость, перпендикулярную продольной оси КА. Боковые поверхности хвостовой части корпуса КА с крыльями и/или стабилизаторами (а также и некоторыми другими элементами) могут быть закрыты отделяемыми аэродинамическими щитками. Эти щитки, в частности, образуют коническую поверхность. После торможения на начальном этапе спуска экран отделяется, а крылья (стабилизаторы) развертываются в рабочее положение. Технический результат изобретения состоит в обеспечении достаточно высокого аэродинамического качества КА при его снижении в атмосфере и, одновременно, защищенности КА от аэродинамических и тепловых нагрузок при торможении на высоких сверхзвуковых скоростях полета. Данный результат может быть достигнут при минимальных затратах, включающих затраты на межполетное обслуживание КА. 3 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к малым спускаемым космическим аппаратам, выводимым на орбиту снятыми с боевого дежурства баллистическими ракетами. 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, а его диаметр в данной плоскости совпадает с поперечным диаметром ракеты-носителя. При этом корпус спускаемого аппарата выполнен в виде тела, полученного вращением овала вокруг его большой оси, а упомянутая плоскость стыка с ракетой-носителем совпадает с плоскостью малой оси овала. Изобретение позволяет увеличить объем спускаемого аппарата при ограниченном поперечном диаметре ракеты-носителя. 1 ил., 1 табл.

Изобретение относится к средствам подхвата в воздухе преимущественно спасаемых объектов авиационной и ракетно-космической техники. Предлагаемый способ включает отделение части захватываемого объекта при сохранении ее механической связи с ним, удержание отделяемой части на расстоянии от захватываемого объекта и ее механическое зацепление частью захватывающего объекта (самолета или вертолета). При этом угловое положение отделяемой части, выполненной в виде ротора, стабилизируют относительно захватываемого объекта, сообщая ей вращательный кинетический момент, вектор которого направляют под углом к продольной оси захватываемого объекта. За счет вращения ротора создают аэродинамическую удерживающую силу. Данная сила может быть дополнена реактивной или аэростатической удерживающими силами, создаваемыми с помощью известных вспомогательных средств (ракетных двигателей или баллонов). Кроме того, к указанному ротору может быть приложена ориентирующая сила аэродинамической или аэростатической природы, направленная под углом к продольной оси захватываемого объекта. Технический результат изобретения состоит в повышении надежности и безопасности подхвата объектов, расширении области применения и арсенала технических средств. 19 з.п. ф-лы, 9 ил.