космический аппарат для спуска в атмосфере планеты и способ спуска космического аппарата в атмосфере планеты

Формула изобретения

1. Космический аппарат для спуска в атмосфере планеты, содержащий несущий теплоизолированный корпус с затупленной носовой частью, донный экран, газодинамические средства управления полетом на атмосферном участке траектории, блок полезной нагрузки, комплекс средств обеспечения посадки, отличающийся тем, что корпус аппарата выполнен в виде соединенных верхней и нижней, обращенной к потоку, частей корпуса с донным экраном и снабжен кормовым щитком, при этом нижняя часть корпуса и кормовой щиток выполнены в виде элементов сферического сегмента, сопряженного с затупленной носовой частью аппарата и образованного радиусом с центром в точке, расположенной на линии пересечения продольной плоскости симметрии аппарата и нормальной плоскости, проведенной за центром масс аппарата по направлению к донному экрану, а донный экран выполнен сферической формы, образованной радиусом с центром в точке, расположенной в поперечной плоскости, проведенной через центр масс аппарата, причем щиток выполнен разрезным и установлен шарнирно с возможностью управления аппаратом по каналам тангажа и крена.

2. Способ спуска космического аппарата в атмосфере планеты, включающий ориентацию и торможение аппарата перед входом в атмосферу планеты, стабилизацию его в атмосфере планеты по каналам тангажа, рыскания и крена, ввод средств обеспечения посадки космического аппарата, отличающийся тем, что в интервале от гиперзвуковых до сверхзвуковых скоростей полета отклоняют щиток на программные углы в плоскостях крена и тангажа и одновременно стабилизируют космический аппарат на балансировочном угле атаки при отклоненных щитках газодинамическими средствами управления, при этом производят определение текущих координат и скоростей аппарата, сравнивают их с программными и в случае их расхождения вводят корректирующие поправки на программные углы отклонения щитка в плоскостях крена и тангажа, после чего вводят средства обеспечения посадки аппарата.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в отраслях промышленности, занимающихся проектированием и созданием космических аппаратов (КА), выводимых ракетами-носителями (РН) или другими средствами выведения и предназначенных для спуска в атмосфере Земли или других небесных тел.

Известны КА "Восток", "Восход", "Меркурий" для спуска с орбиты искусственного спутника Земли (ОИСЗ) (Космонавтика. Энциклопедия под ред. В.П. Глушко)//"Сов. энциклопедия", М. 1985, с. 378).

Известен способ спуска КА в атмосфере планеты, включающий ориентацию и торможение аппарата перед входом в атмосферу планеты, ввод средств обеспечения посадкой КА (см. там же).

Недостатками известных технических решений являются:

отсутствие возможности произвести боковой маневр по отношению к плоскости траектории спуска, обусловленной практически нулевым аэродинамическим качеством КА;

большие перегрузки (n_max= 8 10), а также отклонение фактической точки посадки от заданной, обусловленные неуправляемым аэродинамическим торможением.

Известны КА "самолетного" класса M2-F1, HL-10, X-24A (см. обзор "Пилотируемые ЛА с несущим корпусом и их системы управления"//"Вопросы ракетной техники" N 12, 1972 с. 19; патент США N 3.276.722 от 4.10.1966 г.). КА этого класса содержат несущий корпус с размещенным в нем блоком полезной нагрузки, аэродинамические средства управления по каналам тангажа, рыскания и крена (крылья с элеронами, стабилизаторы, кили, щитки и пр.). При этом щитки выполнены в виде плоских поверхностей, смонтированных в кормовой части КА.

Известен также способ спуска этих КА в атмосфере Земли, включающий ориентацию и торможении КА перед входом в атмосферу Земли, стабилизацию его по каналам тангажа, рыскания и крана аэродинамическими средствами управления при спуске в атмосфере Земли (см. там же).

КА этого класса имеют аэродинамическое качество при полете на дозвуковых трансзвуковых скоростях (K= 3) и сверхзвуковых гиперзвуковых скоростях (K= 1,2), необходимое для обеспечения "скользящего спуска" в атмосфере планеты с маневром по боковой дальности в продольном направлении.

Недостатками этих технических решений являются:

низкая плотность заполнения внутреннего объема полезным грузом, приходящаяся на единицу поверхности КА;

отсутствие возможности компоновки аппаратов этого типа в пределах внешней обводов РН;

существенные нагрузки на систему управления, обусловленные необходимостью управления аэродинамическими средствами, в том числе аэродинамическими щитками;

неудовлетворительные компоновочные характеристики в составе КА в случае появления орбитальных отсеков (ОС) или необходимости совершать переход на борт космической ступени.

Наиболее близкими техническими решениями являются:

КА ("Союз") для спуска в атмосфере Земли, содержащей телоизолированный корпус с затупленной лобовой частью, донный экран, газодинамические средства управления полетом на атмосферном участке (микродвигатели), блок полезной нагрузки, комплекс средств обеспечения посадки (КСП). Корпус выполнен конической формы с обратным конусом, его лобовая поверхность выполнена в виде сегмента и служит элементом поверхности. КСП состоит из двигателей мягкой посадки и автоматики управления;

способ спуска космического аппарата в атмосфере Земли, включающий ориентацию и торможение аппарата перед входом в атмосферу Земли, стабилизацию его в атмосфере по каналам тангажа, рыскания и крена, ввод средств обеспечения посадки КА (Космонавтика. Энциклопедия//"СЭ", М. 1955, с. 378, 415).

Аппараты этого класса осуществляют спуск на балансировочном угле атаки и используют аэродинамическую подъемную силу, обеспечивающую аэродинамическое качество на гиперзвуковых скоростях K=0,2 0,5. Они позволяют также уменьшить перегрузку и интенсивность аэродинамического нагрева, а также произвести незначительный маневр с посадкой в заданном районе.

Недостатками указанных технических решений являются:

ограниченные эксплуатационные возможности при маневре КА по боковой дальности, поскольку КА этого типа имеют небольшое аэродинамическое качество и осуществляют спуск только в заданном "коридоре входа" в атмосфере планеты;

существенные перегрузки (n_max= 4 -5), поскольку КА осуществляют спуск в атмосфере по баллистической траектории.

Техническим результатом использования изобретения является:

достижение боковой дальности полета КА до 1000 км и минимального отклонения координат точки посадки от заданных за счет обеспечения аэродинамического качества КА (К=1,2) на гиперзвуковых скоростях полета;

стабилизация КА по каналам тангажа, рыскания и крена только газодинамическими средствами управления (микродвигателями), исключающими для этой цели аэродинамические (как у КА "Самолетного" класса);

снижение нагрузок на систему управления за счет минимальной разбежки центра давления КА при полете на гиперзвуковых скоростях, обусловленной обводами несущей нижней поверхности КА;

обеспечение боковой дальности полета только путем управления по крену;

расширение эксплуатационного диапазона допустимых центровок КА за счет щитков, сдвигающих центр давления КА в зону потребной балансировки аппарата при заданном угле атаки (в отличие от КА типа "Союз");

достижение максимальной плотности заполнения внутреннего объема и возможность расположения КА внутри обводов РН за счет исключения аэродинамических органов управления КА "самолетного" класса;

упрощение технологии изготовления отдельных элементов корпуса КА, поскольку они являются элементами сферической или конической поверхностей.

Технический результат достигается тем, что в предлагаемом устройстве КА, содержащем несущий теплоизолированный корпус с затупленной носовой частью, донный экран, газодинамические средства управления полетом на атмосферном участке траектории, блок полезной нагрузки, комплекс средств обеспечения посадки, согласно изобретению, корпус аппарата выполнен в виде соединенных верхней и нижней, обращенной к потоку, частей корпуса с донным экраном и снабжен кормовым щитком, при этом нижняя часть корпуса и кормовой щиток выполнены в виде элементов сферического сегмента, сопряженного с затупленной носовой частью аппарата и образованного радиусом с центром в точке, расположенной на линии пересечения продольной плоскости симметрии аппарата и нормальной плоскости, проведенной за центром масс аппарата по направлению к донному экрану, а донный экран выполнен сферической формы, образованной радиусом с центром в точке, расположенной в поперечной плоскости, проведенной через центр масс аппарата, причем щиток выполнен разрезным и установлен шарнирно с возможностью управления аппаратом по каналам тангажа и крена.

Технический результат достигается также тем, что в известном способе спуска КА в атмосфере планеты, включающем ориентацию и торможение аппарата перед входом в атмосферу планеты, стабилизацию его в атмосфере планеты по каналам тангажа, рыскания и крена, ввод средств обеспечения посадки космического аппарата, согласно изобретению, в интервале от гиперзвуковых до сверхзвуковых скоростей полета отклоняют щиток на программные углы в плоскостях крена и тангажа и одновременно стабилизируют КА на балансировочном угле атаки при отклоненных щитках газодинамическими средствами управления, при этом производят определение текущих координат и скоростей аппарата, сравнивают их с программами, и в случае их расхождения, вводят корректирующие поправки на программные углы отклонения щитка в плоскостях крена и тангажа, после чего вводят средства обеспечения посадки аппарата.

Сущность изобретения поясняется графически на примере КА, предназначенного для спуска с СИСЗ на поверхность Земли.

На фиг. 1 приведена аэродинамическая форма предлагаемого КА и схема построения его элементов; на фиг. 2 компоновка КА; на фиг. 3 изменение коэффициента продольного момента m, в зависимости от угла атаки при гиперзвуковых скоростях полета для одного из вариантов КА; на фиг. 4 - зависимость аэродинамического качества К от угла атаки a при гиперзвуковых скоростях полета; на фиг. 5 зависимость коэффициента заполнения от аэродинамического качества КА при гиперзвуковых скоростях полета; на фиг. 6 - схема полета КА с маневром на боковой дальности; на фиг. 7 фрагмент схемы полета КА на атмосферном участке траектории.

КА для спуска с ОИСЗ содержит (фиг. 1, 2) несущий теплоизолированный корпус 1 с затупленной носовой частью 2, донный экран 3, газодинамические средства управления 4 полетом на атмосферном участке траектории, блок полезной нагрузки 5, комплекс средств обеспечения посадки 6 на атмосферном участке траектории. Корпус аппарата выполнен в виде соединенных верхних 7 и нижних 8 частей с донным экраном и снабжен кормовым щитком 9.

Нижняя часть корпуса 8 выполнена в виде сферического сегмента, образованного радиусом R₁, сопряженным с затупленной носовой частью аппарата с центром в точке, расположенной на линии пересечения продольной плоскости симметрии аппарата и нормальной плоскости, проведенной за центром масс аппарата по направлению к донному экрану.

Донный экран выполнен сферической формы, образованной радиусом R₂, проведенным из центра масс аппарата. Щиток выполнен разрезным в виде элемента сферического сегмента, образованного также радиусом R₁. Его нижняя поверхность сопряжена с поверхностью нижнего элемента корпуса КА.

Щиток установлен шарнирно с возможностью управления аппаратом по каналам тангажа и крена. Именно выполнение образующей нижнего элемента корпуса, а также щитка радиусом R₁ обеспечивает минимальную разбежку центра давления относительно центра масс КА по числам Маха полета, поскольку главный вектор аэродинамических сил, действующих на несущую поверхность КА, проходит через центр окружности радиуса R₁. При этом вектор аэродинамических сил, действующих на донную поверхность КА, проходит через его центр масс.

На фиг. 3 показан диапазон углов атаки =15-23 в котором может быть выбран балансировочный угол атаки, обеспечивающий отрицательное значение производной коэффициента m_z по углу атаки и, следовательно, устойчивый полет КА на гиперзвуковых скоростях полета.

Из фиг. 4 следует, что выбранная форма КА обеспечивает высокое аэродинамическое качество К (К приблизительно 1,2) аппарата, при полете на больших высотах по сравнению с известными КА баллистического класса, и тем самым обеспечить максимальный боковой маневр от плоскости траектории спуска, при этом выбранная форма щитка в сочетании с формой нижней части корпуса обеспечивают повышение качества К по сравнению с прототипом.

Поверхность верхнего элемента КА выполняется по типу КА баллистического класса и выбор ее формы обусловлен необходимостью обеспечения максимального коэффициента плотности заполнения внутреннего объема полезным грузом. При этом с точки зрения аэродинамики к ее форме не предъявляют жестких требований, поскольку по отношению к углу атаки она находится в затененной к потоку зоне и не оказывает существенного влияния на зависимость коэффициента m_z от угла атаки на гиперзвуковых скоростях полета. С целью увеличения качества K за счет снижения коэффициента продольной силы сопротивления она может быть выполнена, например, степенной формы, либо в виде комбинации поверхностей усеченных конусов.

На фиг. 5 показана зависимость коэффициента заполнения (здесь - отношение объема КА, отнесенного к площади его поверхности) от аэродинамического качества К, полученное по результатам систематизации данных отечественных и зарубежных КА различного класса (поз. 1) по сравнению с данными предлагаемого КА (поз. 2). Видно, что по сравнению с прототипом предлагаемый вариант имеет более высокое значение Его значение приближается к для КА, форма корпуса которых содержит элементы шаровой поверхности.

Спуск КА с СИСЗ осуществляется следующим образом (фиг. 6, 7).

Сначала ориентируют КА газодинамическими средствами управления, обеспечивая угол наклона траектории на границе атмосферы, затем производят торможение импульса двигательной установкой, аппарат (фиг. 7, поз. 10) входит в плотные слои атмосферы (фиг. 7, поз. 11).

Затем обеспечивают планирующий полет КА. Программная траектория полета (бортовая или обеспечиваемая наземными средствами наведения) соответствует планирующему полету КА на балансировочном угле атаки. При этом аэродинамическая подъемная сила уравновешивает эффективный вес КА. Программная траектория определяется относительно скоростью КА как функция расстояния до заданной точки полета. Эта функция определяет запас кинетической энергии, необходимой для достижения точки ввода средств обеспечения посадки КА.

Управление дальностью осуществляют посредством отклонения щитка по каналу тангажа в пределах балансировочного угла атаки, определяемого функцией разницы между программной скоростью и фактической (измеренной).

Управление по рысканию производят путем выполнения команд по каналу крена, являющихся функцией отношения бокового отклонения к расстоянию, оставшему до места ввода средств обеспечения посадкой КА. Вектор скорости КА поворачивается в горизонтальной плоскости до тех пор, пока на будет лежать вдоль большого круга, проходящего через точку с координатами ввода средств обеспечения посадки КА.

Таким образом, в интервале от гиперзвуковых до сверхзвуковых скоростей полета обеспечивают маневр по боковой дальности.

Одновременно стабилизируют КА на балансировочном угле атаки при отклоненных щитках газодинамическими средствами управления. Возможность стабилизации КА при отклоненных щитках только газодинамическими средствами обусловлена минимальными возмущающими моментами и разбежкой центра давления относительно центра масс по числам Маха полета, характерными именно для выбранной формы поверхности КА. При этом производят измерение текущих координат и скоростей аппарата, сравнивают их с программными, и в случае их расхождения, вводят корректирующие поправки на программные углы отклонения щитка в плоскостях крена и тангажа.

При движении в плотных слоях атмосферы с гиперзвуковой скоростью КА данного класса, обладая высокими гиперзвуковыми качеством (К приблизительно 1,2), газодинамическими и аэродинамическими (щиток) органами управления и системой управления полетом, способен осуществлять боковой маневр в пределах 1000 км от плоскости траектории спуска и снизить максимальные перегрузки до n приблизительно 2. Это позволяет значительно расширить диапазон возможных районов посадки, уменьшить отклонение от расчетной точки приземления и уменьшить время ожидания на орбите с целью обеспечения попадания в заданный район, что имеет большое значение при проведении спасательных операций.

В частном случае, когда требуется обеспечить спуск КА по траектории без бокового маневра, кормовой щиток не используется для отработки момента по крену. При этом достигается эффект уменьшения максимальных перегрузок, действующих на КА.

После вывода КА в заданный район и уменьшения скорости до -400 м/с и снижения до высоты H 10 12 км вводят средства обеспечения посадки, при этом двигатели мягкой посадки и автоматика управления позволяют значительно снизить ударные перегрузки в момент приземления (фиг. 7, поз. 12).

Спускаемый аппарат данного класса входит в состав орбитальных космических летательных аппаратов, используемых для исследовательских целей, как транспортное средство для доставки и возвращения грузов на орбитальные станции и как средство возвращения на Землю экипажей ОС.

Как показывает анализ располагаемых материалов, предлагаемый КА целесообразно использовать для спуска с ОИСЗ КА массой до 15 тпри этом решаются компоновки КА в составе КЛА в случае появления орбитальных отсеков или необходимости совершить переход на борт космической станции, в отличие от КА "самолетного" класса.

Существенным преимуществом предлагаемого КА по сравнению с известными КА "самолетного" типа, осуществляющими спуск по "скользящим" траекториям (см. область 11 фиг. 5 в отличие от области 1, характерной для КА баллистического класса) является отсутствие развитых аэродинамических средств управления, и как следствие этого, возможность компоновки этого класса КА в пределах теоретических обводов существующих РН.

Анализ материалов систематических исследований по аэродинамическим характеристикам КА подтверждает правильность выбора аэродинамических характеристик для формирования траектории и обеспечения устойчивости и управляемости КА. Относительная простота формы КА, имеющаяся технологическая оснастка и опыт изготовления крупнопанельных конструкций сферической формы с нанесением теплозащитных материалов, возможность использования штатных систем КА баллистического класса позволяют реализовать предлагаемый КА в сравнительно короткие сроки.