спускаемый космический аппарат

Формула изобретения

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, отличающийся тем, что 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.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к малым спускаемым космическим аппаратам (массой 0,1-0,2 от массы аппарата типа “Восток”), выводимым на околоземную орбиту с помощью снятых с боевого дежурства баллистических ракет из арсенала РВСН и ВМФ.

Изобретение может найти широкое применение в процессе конверсии оборонной промышленности.

В космической технике известен широкий класс спускаемых космических аппаратов (СКА) баллистического и полубаллистического типа (см., например, В.А.Андреевский. Динамика спуска космических аппаратов на Землю. М., Машиностроение., 1970 г., с.18-19).

Известные аппараты имеют недостаток, обусловленный тем, что при приземлении они используют парашютную систему, которая приводит к увеличению габаритно-массовых параметров аппарата.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому объекту и выбранным в качестве прототипа является спускаемый космический корабль системы “Восток”, у которого корпус выполнен в виде тела вращения (конкретнее шара), 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 (см. В.И.Феодосьев. Основы техники ракетного полета. М., Наука, Главная редакция физико-математической литературы., 1981 г., с.73, рис.2.14).

При выведении космических аппаратов на орбиту с помощью ракет-носителей из арсеналов РВСН и ВМФ накладываются жесткие ограничения на габариты космических аппаратов, особенно на диаметр, что обусловлено необходимостью обеспечения старта ракет из штатных пусковых шахт и обеспечения стабилизации движения с помощью штатной системы управления.

Космический аппарат-прототип вследствие указанных ограничений должен иметь размеры, не превышающие величины диаметра ракеты-носителя.

Из указанного следует, что внутренний объем аппарата, в котором размещается выводимая на орбиту полезная нагрузка, мал и во многих случаях недостаточен для размещения всей необходимой аппаратуры, предназначенной, например, для получения медицинских препаратов, выращивания кристаллов и т.д.

В этом и заключается основной недостаток известного космического аппарата.

Целью настоящего изобретения является увеличение объема аппарата при ограниченном диаметре ракеты-носителя, выводящей аппарат на орбиту.

Поставленная цель достигается тем, что в известном спускаемом космическом аппарате, содержащем 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 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.

Наличие отличительных признаков по сравнению с прототипом подтверждает новизну заявляемого устройства.

Среди известных технических решений не обнаружены существенные признаки, сходные с признаками, отличающими заявляемое решение от прототипа, поэтому оно удовлетворяет критерию “Существенные отличия”.

Совокупность существенных признаков предложенного технического решения обеспечивает увеличение длины аппарата, что позволяет достигнуть цели изобретения - увеличение объема аппарата при ограниченном диаметре ракеты-носителя.

На чертеже показаны корпуса аппарата-прототипа (1) и предлагаемого аппарата с органами управления (3) на ракете-носителе (4).

Основные параметры предлагаемого аппарата, характеризующие техническую сущность изобретения, приведены в таблице 1, где для сравнения приведены характеристики аппарата-прототипа.

Таблица1.
Наименование параметра	Величина
	предлаг. СКА	СКА-прототип
1. Отношение малой и большой оси симметрии аппарата.	0,15-0,7	1
2. Относительный объем аппарата при заданном диаметре ракеты-носителя.	1,0	0,5
Примечания: 1. Овал - замкнутая выпуклая плоская кривая (см. Москва, Издательство “Советская энциклопедия”, 1974 г., том 18).
2. Предлагаемый аппарат предназначен в качестве малого спутника для получения продукции в микрогравитационных космических условиях глубокого вакуума: сверхчистых веществ сложных лекарств, идеальных кристаллов и т.д.
3. Предлагаемый аппарат предназначен для вывода на орбиту преимущественно с помощью ракет-носителей ВМФ, стартующих при боевом применении из подводного положения.

Предлагаемый спускаемый космический аппарат работает следующим образом.

С помощью двигательной установки аппарат проводит торможение на орбите и осуществляет переход на траекторию спуска, достигающую границ плотной атмосферы за время, меньшее, чем время одного оборота на орбите.

Перед входом в плотные слои атмосферы СКА с помощью органов управления разворачивается большой осью симметрии перпендикулярно вектору скорости его центра масс. В силу аэродинамических свойств такая ориентация СКА сохраняется во все время движения в атмосфере, благодаря чему достигается максимальный эффект аэродинамического торможения.

Проведенные расчеты показали, что при заданном диаметре ракеты-носителя и близком с прототипом соотношении осей симметрии (~0,7) объем предлагаемого аппарата увеличивается не менее чем в два раза, при этом больше чем в два раза увеличивается баллистический коэффициент аппарата, т.е. улучшаются его тормозящие свойства при спуске с орбиты.