пилотируемый космический корабль

Формула изобретения

Пилотируемый космический корабль, содержащий двигательный отсек и установленный на нем спускаемый аппарат, внутри которого размещена герметичная кабина с жесткозакрепленными креслами космонавтов, а на спускаемом аппарате соосно с двигательным отсеком и носителем установлен стыковочный агрегат, отличающийся тем, что 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.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано на предприятиях, занимающихся созданием космических кораблей (КК), предназначенных для транспортных операций при выведении на орбиту и возвращении на планету.

Известны проекты КК как однократного использования, так и в большей или меньшей степени предназначенные для многократной эксплуатации (то есть для совершения более одного полета). Как правило, КК имеют в своем составе герметическую кабину для экипажа, двигательные установки для торможения при сходе с орбиты и для маневрирования на орбите, а также стыковочные устройства и другое оборудование для взаимодействия с другими космическими аппаратами. Конструкции конкретных КК описаны, например, в монографиях [1], [2].

Одной из главных особенностей всех КК, совершающих транспортные операции между планетой и орбитой, является наличие так называемого спускаемого аппарата (СА). Он предназначен для размещения герметической кабины с экипажем и оборудованием во время полета на участках выведения на орбиту и возвращения на планету. Конструкция СА отвечает требованиям особо жестких условий полета на этих участках: воздействиям значительных перегрузок, скоростного напора атмосферы, теплового нагрева поверхности аппарата (главным образом, лобовой). Учитывая эти условия и риск разгерметизации кабины, космонавты в ходе полета на этих участках одеты в скафандры и размещаются в специально спрофилированных ложементах (креслах), облегчающих перенесение перегрузок.

Физиологические особенности человеческого организма, и прежде всего - строение кровеносной системы, обуславливают рациональное положение тела космонавта при воздействии перегрузок. Необходимо, чтобы угол между направлением перегрузки и линией спины космонавта составлял бы около 78°. При этом голова должна располагаться несколько выше ног, если под направлением "вниз" понимать направление вектора перегрузки. В этом случае проекция вектора перегрузки на перпендикуляр к плоскости спины составит 0,978 величины этого вектора, а проекция на линию позвоночника - соответственно 0,208. Конструктивное обеспечение и исполнение оборудования в кабине, как правило, также подчинено решению задачи рационального размещения по отношению к вектору перегрузки.

Изложенная проблема осложняется необходимостью решения задачи применительно к двум принципиально разным участкам полета: выведению на орбиту с планеты и, наоборот, возвращению с орбиты. Отличия в направлении перегрузки по отношению к вектору скорости СА на этих участках полета создают предпосылки поиска отдельных частных конкретных решений для каждого из упомянутых участков.

Тем не менее практика создания реальных СА для КК однократного применения показывает, что во всех без исключения случаях вместо решения проблемы пошли на компромисс: главное внимание уделено участку выведения, а для участка спуска принимаются допущения, позволяющие скорректировать, а вернее - попросту отступить от описанных выше требований по направлению вектора перегрузки по отношению к телу космонавта.

Появление КК многократного применения (американского "Спейс Шаттл" и отечественного "Бурана") и постановка задачи о повышении комфортности полета на участке спуска впервые привели к реальной попытке решить проблему хотя бы частично, то есть - пусть и не для всего экипажа КК. Так, на американских кораблях серии "Спейс шаттл" для космонавтов-пассажиров (специалистов по орбитальным операциям) применили легкосъемные кресла, которые в процессе полета на орбите космонавты вручную перемонтируют таким образом, чтобы удовлетворить условиям перегрузок на участке спуска. Однако кресла пилотов на верхней палубе этих многоразовых КК, в основном, по прежнему удовлетворяют условиям только на участке выведения на орбиту, а небольшой поворот пилотских кресел перед сходом с орбиты скорее вызван необходимостью использования визуальной информации при посадке. Поэтому пилоты американских "Шаттлов", в основном, испытывают воздействие перегрузки в направлении от головы к ногам со сравнительно небольшой составляющей в направлении "спина-грудь", то есть - попросту говоря, немного висят на ремнях привязной системы.

Планы при летных испытаниях "Бурана" установить для обоих пилотов катапультируемые кресла, естественно, исключали возможность их поворота.

Актуальность проблемы иллюстрируют некоторые варианты разрабатываемых СА для проектов новых КК. В частности, известны проекты транспортных КК для международной космической станции: американский спасательный - CRV (Х-38) и европейский транспортный - CTV. Согласно этим проектам предполагается перед спуском с орбиты отклонить все кресла экипажа на угол около 93° [3]. Похожее решение, но с поворотом на несколько меньший угол (около 60°), предложено и авторами патента нового отечественного КК [4], принимаемого за прототип.

Прототип обладает следующими недостатками.

1. Применение механического отклонения кресел из одного положения в другое невозможно в некоторых рассматриваемых нештатных ситуациях, когда, например, участок спуска и посадки следует непосредственно за прерванным участком выведения (срабатывание двигателей системы аварийного спасения при ранней аварии носителя или отделение СА при более поздней аварии носителя). В ряде подобных случаев, риск возникновения которых исключить невозможно, уровень перегрузок существенно превышает расчетный для штатной траектории.

2. Выполнение поворота кресел для многоместного КК связано со значительным увеличением объема герметической кабины экипажа, с установкой загромождающего кабину сложного механизма поворота кресел и, как следствие, с усложнением компоновки оборудования в кабине, а также в конечном результате приводит к увеличению размеров и массы СА и всего КК в целом. Эти обстоятельства особенно значимы для таких по пассажироемкости и грузоподъемности КК, как прототип, так как они не являются столь массивными и габаритными, как, например КК серии "Спейс Шаттл", и, следовательно, не имеют значительных резервов объема и массы КК.

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков, а именно:

- значительное сокращение объема, массы и упрощение конструкции СА и всего КК за счет исключения необходимости отчуждения объемов СА под поворот кресел, а также за счет исключения механизмов поворота и жесткой фиксации кресел в каждом из двух требуемых положений;

- создание идентичных условий по направлению воздействия максимальных перегрузок на разных участках полета, что дает возможность учитывать это не только применительно к размещению космонавтов, но и при общем конструкторском обеспечении размещения оборудования и аппаратуры в СА;

- смещение расположенного в донной части СА стыковочного агрегата в противоположную точке торможения потока менее теплонапряженную верхнюю область донной части СА, а также высвобождение от него нижнего сегмента донной части, где вместо него удобно разместить иллюминаторы для работы пилотов при посадке.

Основные конструктивные отличия предлагаемого пилотируемого космического корабля от показанного на фиг.1 прототипа приведены на фиг.2. При этом приняты те же обозначения, что и для прототипа:

1 - спускаемый аппарат (СА);

2 - двигательный отсек КК;

3 - стыковочный агрегат КК;

4 - кресла космонавтов;

5 - носовая часть СА;

6 - кормовая часть СА;

7 - донная часть СА;

8 - торцевой шпангоут двигательного отсека;

9 - кабина космонавтов;

10 - аэродинамический обтекатель;

11 - иллюминатор;

12 - носитель;

13 - механизм поворота кресел;

14 - маршевый двигатель;

15 - двигательная установка.

Предлагаемый пилотируемый космический корабль состоит из спускаемого аппарата (1) и двигательного отсека (2). Двигательный отсек, в котором размещена двигательная установка (15) с маршевым двигателем (14) торцевым шпангоутом (8) опирается на носитель (12). Для предохранения от воздействия набегающего потока на участке выведения корабль закрыт аэродинамическим обтекателем (10). Носовая часть (5) СА в целях предохранения кабины космонавтов (9) с креслами космонавтов (4) от тепловых нагрузок на участке спуска выполнена из наиболее жаропрочных теплозащитных материалов. Кормовая часть (6) СА, воспринимающая меньшие тепловые нагрузки - из более легкой теплозащиты. На наименее теплонапряженной донной части (7) СА размещены стыковочный агрегат (3) для стыковки и перехода в орбитальные комплексы, а также иллюминаторы (11) для обзора при управлении стыковкой и при посадке. Стыковочный агрегат устанавливается соосно с направлением тяги маршевого двигателя.

Несоосное расположение СА и двигательного отсека содействует идентичности динамических нагрузок на разных участках полета, поскольку направление наиболее мощной перегрузки остается неизменным по отношению к осям СА и, главное, к положению кресел космонавтов, устраняя тем самым необходимость поворота кресел специальным механизмом (13).

Поставленная задача решается путем несоосного с носителем размещения СА на участке выведения таким образом, что направление вектора перегрузки по отношению к конструкции СА становится одинаковым на разных участках полета.

Взаимное положение характерных направлений СА, а также действующих сил, скорости и перегрузки для участков выведения и спуска схематично показаны на фиг.3 и фиг.4 соответственно. При этом за условное направление "вниз" принято направление перегрузки.

Цифрами на фиг.3 и фиг.4 обозначены:

16 - результирующая действующих сил R

(при выведении - сила тяги носителя, при спуске - сила давления набегающего потока);

17 - положение космонавта;

18 - направление спины (спинки кресла, ложемента);

19 - направление скорости V;

20 - направление перегрузки n;

21 - направление главной оси СА;

При этом углы между направлениями составляют:

A) между 16 и 20 - 180° по определению;

Б) между 18 и 20 - 78° по физиологическим требованиям;

B) между 19 и 20 - arctg(К),

где K=F_{подъемн} /Р_{сопротивл} - аэродинамическое качество;

Г) между 19 и 21 - _бал - балансировочный угол атаки.

Поскольку известно, что аэродинамическое качество находится в зависимости от угла атаки, углы В и Г - взаимозависимы.

Сопоставление рисунков показывает, что поставленная задача имеет решение. Достаточно установить КК под обтекателем носителя таким образом, чтобы СА располагался не соосно, а развернут на угол, соответствующий сумме углов В и Г. При формировании траектории спуска в атмосфере из нескольких участков с разными значениями угла _бал при решении задачи следует избежать ситуации, когда ноги окажутся выше головы, для чего необходимо выбрать повернутое положение, соответствующее меньшему значению указанной суммы углов.

Литература

1. Космонавтика. Энциклопедия. / Под редакцией В.П.Глушко, М.: Советская энциклопедия, 1985.

2. Космические аппараты. / Под редакцией К.Д.Бушуева, - М.: Машиностроение, 1978.

3. The X-38 and Crew Return Vechicle Programmes, ESA Bulletin 101, February 2000.

4. Заявка РФ №2001135497/11 (038390).