возвращаемый автономный космический аппарат с несущим авторотирующим винтом

Формула изобретения

1. Возвращаемый автономный космический аппарат, содержащий негерметичный осесимметричный силовой корпус, выполненный в виде теплозащитного лобового экрана со сферической внешней поверхностью и донной части, внешняя коническая поверхность которой защищена теплозащитным покрытием, внутренний герметичный отсек с наличием аппаратуры бортовых служебных систем, радиовысотомера и блока управления, несущий трехлопастной винт, установленный со сложенными лопастями в пространстве между силовым корпусом и герметичным отсеком, средства отделения, теплозащищенные элементы силового корпуса, твердотопливные двигатели, амортизирующие устройства, пиротехнические механизмы, шарнирные узлы, отличающийся тем, что каждая из трех лопастей несущего винта выполнена в виде трапециевидного крыла большого удлинения, концевые сечения профиля которого установлены в плоскости вращения несущего винта под большим углом, чем комлевые сечения профиля, при этом каждая из лопастей соединена с втулкой несущего винта, которая жестко установлена на концевой (хвостовой) части герметичного отсека, при помощи силового узла в связке с электроприводом, выполненным с возможностью развертывания этой лопасти из транспортного (наклонного) положения в рабочее (горизонтальное) положение и фиксации ее в этом положении, кроме того, концевая часть каждой лопасти выполнена в виде сменного силового элемента, поперечное сечение которого совпадает с контуром аэродинамического профиля лопасти, при этом сменный силовой элемент выполнен пустотелым, а сам аппарат оснащен не менее чем тремя дополнительными аэродинамическими поверхностями трапециевидной формы, выполненными с возможностью при помощи радиовысотомера и блока управления корректировки траектории движения аппарата по каналам тангажа и крена и изменения направления траектории снижения аппарата по отношению к направлению вектора силы тяжести, кроме того, блок управления выполнен с возможностью осуществления синхронного режима управления дополнительными аэродинамическими поверхностями при сохранении постоянного угла обзора между линией визирования и направлением вектора силы тяжести, при этом в состав втулки несущего винта введены три дополнительных пиротехнических механизма, каждый из которых выполнен с возможностью резкого увеличения угла установки (угла атаки) лопасти путем разворота всей поверхности лопасти вокруг ее продольной оси на угол не менее чем 15° относительно первоначального положения и фиксации ее в этом положении, причем срабатывание этого пиротехнического механизма осуществляется по команде от радиовысотомера с ретрансляцией сигнала через блок управления в момент достижения аппаратом контрольной высоты до поверхности Земли.

2. Возвращаемый автономный космический аппарат по п.1, отличающийся тем, что во внутреннем объеме пустотелой концевой части каждой лопасти несущего авторотирующего винта установлен не менее чем один твердотопливный двигатель, оснащенный сменным (укороченным или удлиненным) цилиндрическим корпусом и реактивным соплом, продольная ось которого перпендикулярна продольной оси лопасти, причем команда на запуск не менее чем 3-х твердотопливных двигателей несущего винта осуществляется одновременно с подачей команды на срабатывание 3-х пиротехнических механизмов из состава 3-х лопастей от радиовысотомера с ретрансляцией сигнала через блок управления.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к аэрокосмической технике и может быть использовано при создании возвращаемых с орбиты автономных автоматических капсул многократного применения. Кроме того, предлагаемое изобретение может найти широкое применение при оперативной доставке (с помощью авиационных средств) полезных грузов различного целевого назначения в труднодоступные районы (или регионы) с надежным обеспечением их целостности и сохранности.

В обоих реализуемых вариантах осуществляется мягкая посадка капсулы и полезных грузов с использованием несущего авторотирующего многолопастного винта.

В настоящее время при выполнении мягкой посадки широкое применение нашли парашютные и парашютно-реактивные системы [1-11].

Основным недостатком этих систем является низкая степень надежности выполнения операции приземления при наличии ветровых нагрузок, особенно когда происходит складывание (или схлопывание) поверхности парашюта.

Кроме того, в процессе приземления спасаемых объектов на неровную поверхность (при наличии ям, больших камней, холмов и т.д.), даже при наличии небольшой остаточной вертикальной скорости снижения порядка 1,0-3,5 м/с, при контакте с поверхностью на конструкцию этих объектов действуют значительные ударно-импульсные нагрузки.

Одним из возможных направлений совершенствования систем мягкой посадки для спасаемых объектов является переход на использование в их составе несущих авторотирующих винтов.

Известно применение таких авторотирующих винтов при сбрасывании с борта летательных аппаратов грузовых контейнеров с целью уменьшения вертикальной скорости их падения (см. патент DE № 19940743 А1, 27.08.1999) [2].

В данном патенте использование авторотирующего винта не позволяет полностью погасить вертикальную скорость снижения грузового контейнера. В связи с чем для обеспечения сохранения целостности контейнера необходимы дополнительные меры по усилению прочности корпуса контейнера или по введению в его состав эффективных амортизаторов.

Другое техническое решение (см. патент СО № 445199 А, 25.02.1969) [3] предложено применительно к летательному аппарату в виде несущей вращательной поверхности (винта), оснащенной несколькими лопастями, каждая из которых имеет в своем составе рабочие движители, выполняющие функцию маршевой двигательной установки. При неисправностях указанных движителей летательный аппарат снижается в режиме авторотации. Однако снижение этого аппарата осуществляется со значительными вертикальными скоростями, что не позволяет обеспечить безопасность экипажа при контакте аппарата с поверхностью земли.

Наиболее близким аналогом-прототипом является летательный аппарат, оснащенный несущим винтом (см. патент RU № 2229423 С2, 26.02.2002) [1], который выполнен в виде двух соосных роторов: основного и резервного. Основной ротор оснащен гидравлической втулкой изменения шага, несколькими лопастями и автоматом перекоса. Диаметр лопастей резервного ротора несколько уменьшен относительно диаметра лопастей основного ротора и установлен на валу основного ротора при помощи дополнительного корпуса. Этот корпус свободно вращается в направлении вращения вала основного ротора и не допускает вращения в обратном направлении (относительно вала) благодаря муфте свободного хода (обгонной муфте), ротор которой закреплен на валу основного ротора.

С целью безаварийной посадки летательного аппарата (вертолета) при неисправностях в его двигательной установке на нижних поверхностях лопастей резервного ротора установлены твердотопливные двигатели. Эти двигатели включаются пилотом в аварийной ситуации, когда снижение аппарата осуществляется в режиме авторотации резервного ротора на достаточно близком расстоянии от поверхности земли с тем расчетом, чтобы хватило топлива до момента приземления.

В режиме авторотации летательного аппарата величина его вертикальной скорости снижения, в основном, зависит от трех параметров: конкретной начальной высоты летательного аппарата в момент отказа двигательной установки, угловой скорости вращения лопастей несущего винта и углов установки (или углов атаки) самих лопастей.

В данном патенте конкретная высота летательного аппарата не фиксируется и может изменяться в широком диапазоне от 100 м до 2500 и более. Углы установки лопастей остаются фиксированными (не корректируются в процессе снижения аппарата). Величина угловой скорости вращения роторов определяется суммарным импульсом дополнительных твердотопливных двигателей.

В результате чего вертикальная скорость снижения летательного аппарата в момент его контакта с земной поверхностью не может быть уменьшена до безопасных значений и прогнозируется достаточно высокой. При такой промежуточной скорости снижения конструкция летательного аппарата может быть повреждена (или деформирована), что является недостатком известного технического решения.

Задачей предлагаемого изобретения является создание в составе возвращаемого автономного космического аппарата (или капсулы) эффективного технического средства мягкой посадки в виде развертываемого несущего авторотирующего 3-лопастного винта, оснащенного дополнительными пиротехническими устройствами (или агрегатами) и механизмами, выполненными с возможностью резкого увеличения суммарной подъемной силы всех трех лопастей несущего винта на заключительном этапе мягкой посадки и приземления капсулы с вертикальной скоростью, близкой к нулевому значению.

Данная задача решается тем, что в состав втулки несущего винта введены три дополнительных пиротехнических механизма, каждый из которых выполнен с возможностью резкого увеличения угла установки (или угла атаки) лопасти путем разворота всей поверхности лопасти вокруг ее продольной оси на угол не менее, чем 15° относительно ее первоначального положения. Причем команда на срабатывание этих трех пиротехнических механизмов подается от радиовысотомера при движении капсулы в режиме авторотаций и достижении капсулой контрольной высоты до поверхности Земли (порядка 10-25 м).

Кроме того, конструкция каждой из трех лопастей несущего авторотирующего винта выполнена пустотелой с возможностью установки в ее внутреннем объеме (вдоль ее продольной оси) твердотопливного двигателя с переменной массой и переменным суммарным импульсом.

Эти три твердотопливных двигателя предполагается использовать при необходимости возвращения с орбиты капсулы с большей общей массой (например, вместо капсулы массой 600 кг необходимо вернуть на Землю капсулу массой 700 кг).

При реализации такого варианта запуск трех твердотопливных двигателей осуществляется по команде от радиовысотомера в режиме авторотации одновременно с подачей команды на срабатывание трех дополнительных пиротехнических механизмов втулки несущего винта.

Такое техническое решение направлено на расширение массового диапазона возвращаемых с орбиты капсул, что позволяет, в свою очередь, осуществлять доставку на Землю различной по массе дополнительной уникальной научной аппаратуры.

Предлагаемое техническое решение обеспечивает резкое увеличение суммарной подъемной силы несущего авторотирующего винта. Это, в свою очередь, приводит к значительному уменьшению вертикальной скорости снижения и позволяет капсуле осуществить мягкую посадку как на твердую, так и на водную поверхность с вертикальной скоростью не более 0,1-0,2 м/с.

Вместе с тем, в состав бортового оборудования капсулы наряду с радиовысотомером введен бортовой блок управления, а конструкция самой капсулы оснащена тремя дополнительными аэродинамическими поверхностями. Эти поверхности выполнены с возможностью (при помощи радиовысотомера и блока управления) корректировки движения капсулы по каналам тангажа и крена и изменения направления траектории ее снижения по отношению к направлению вектора силы тяжести. Кроме того, блок управления выполнен с возможностью осуществления синхронного режима управления дополнительными аэродинамическими поверхностями при сохранении постоянного угла обзора между линией визирования и направлением вектора силы тяжести.

Такая оперативная взаимосвязь контура управления с дополнительными управляющими поверхностями направлена на формирование траектории спуска капсулы и ее приземления в заданном (или прогнозируемом) квадрате посадочного полигона.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется чертежами.

На фиг.1 представлен общий вид возвращаемого автономного космического аппарата (капсулы) с развернутым на заключительном этапе спуска несущим авторотирующим винтом и тремя дополнительными аэродинамическими управляющими поверхностями.

На фиг.2 представлена конструкция пустотелой лопасти несущего винта, оснащенная дополнительным пиротехническим механизмом из состава втулки несущего винта и твердотопливным двигателем с переменной массой и переменным суммарным импульсом.

На фиг.3 представлена графическая зависимость изменения скорости снижения капсулы (массой 600 кг) по времени, начиная с момента подачи команды от радиовысотомера (на высоте порядка 10 м от поверхности) на срабатывание трех дополнительных пиротехнических механизмов, обеспечивающих резкое изменение угла установки (угла атаки) всех трех лопастей.

Предложенная конструкция капсулы (см. фиг.1) на заключительном этапе спуска с орбиты содержит негерметичный теплозащитный лобовой экран 1. С этим экраном 1 жестко соединен герметичный отсек 2, во внутреннем объеме которого установлен блок управления 3, а на внешней нижней оболочке этого отсека установлен радиовысотомер 4. Хвостовая часть герметичного отсека 2 жестко соединена с втулкой 5 несущего винта, которая при помощи трех фиксирующих элементов жестко соединена с тремя пустотелыми трапециевидными лопастями 6. В состав каждого из трех фиксирующих элементов введен дополнительный пиротехнический механизм 7, позволяющий осуществлять резкое изменение угла установки лопасти 6. Во внутреннем объеме концевой части лопасти 6 размещен твердотопливный двигатель 8, оснащенный реактивным соплом 9, продольная ось которого перпендикулярна продольной оси лопасти 6.

На периферийной части лобового экрана 1 при помощи 3-х шарнирных узлов установлены три дополнительные аэродинамические управляющие поверхности 10, расположенные по отношению друг к другу под углом 120° и связанные при помощи электрокабелей с блоком управления 3.

Пустотелая лопасть несущего авторотирующего винта 6, имеющая трапециевидную форму в плане, выполнена целиком из композиционного материала и включает в свой состав сменную концевую часть 11, которая жестко соединена с остальной частью лопасти 6. Длина этой части лопасти выполнена с возможностью установки ее во внутреннем объеме твердотопливного двигателя 8, цилиндрический корпус 12 которого может иметь переменную длину при одинаковом внешнем диаметре. Твердотопливный заряд 13 этого двигателя 8 может быть изготовлен с переменной массой и переменным суммарным импульсом (см. фиг.2).

Работа предлагаемой капсулы осуществляется следующим образом. На заключительном этапе спуска капсулы в атмосфере на высоте порядка 7000 м осуществляется при помощи тормозного парашюта отделение корпуса теплозащищенной донной конической части от конструкции капсулы. Одновременно на этой же высоте отстреливается вспомогательная крышка в центральной части теплозащитного лобового экрана и выдвигается вниз антенна радиовысотометра 4. После отделения вспомогательной крышки лопасти 6, установленные в транспортном положении на боковой поверхности герметичного отсека 2, развертываются в рабочее горизонтальное положение. С этого момента капсула начинает снижение в режиме авторотации при помощи несущего 3-лопастного винта. Вертикальная скорость снижения капсулы на высоте 7000 м достигает порядка 100 м/с. Снижение капсулы в режиме авторотации осуществляется при фиксированном (оптимальном) угле установки лопастей 6. При достижении капсулой контрольной (расчетной) высоты порядка 10 м по команде от радиовысотомера 4 через блок управления 3 выдается команда на срабатывание трех дополнительных пиротехнических механизмов 7. В этот момент скорость снижения капсулы составляет порядка 9-10 м/с. Практически мгновенное срабатывание механизмов 7 приводит к резкому изменению угла установки лопастей (до значений порядка 16-18°), что, в свою очередь, приводит к резкому возрастанию суммарной подъемной силы несущего винта. В течение 2,0-2,15 с (см. фиг.3) вертикальная скорость снижения капсулы уменьшается практически до нулевого значения. В результате осуществляется мягкая посадка капсулы на поверхность Земли.

В варианте когда выполняется мягкая посадка капсулы большой массы (например, порядка 700 кг), контрольная (расчетная) высота срабатывания радиовысотомера 4 определяется отдельно и составляет уже порядка 25-27 м. При достижении капсулой этой высоты команда от радиовысотомера 4 подается одновременно (через блок управления 3) на срабатывание трех дополнительных пиротехнических механизмов 7 и на запуск трех твердотопливных двигателей 8. Отличие этого варианта мягкой посадки от первого состоит в том, что одновременно с резким увеличением угла установки всех трех лопастей несущего авторотирующего винта увеличивается угловая скорость его вращения. Взаимодействие этих двух параметров позволяет уменьшить вертикальную скорость снижения капсулы массой 700 кг до практически нулевого значения.

Предлагаемое изобретение направлено на сокращение объема регламентно-восстановительных работ, многоразовое применение автономных космических аппаратов (капсул) и уменьшение финансовых затрат на их эксплуатацию.

Технологическая готовность предлагаемого технического решения соответствует современному уровню производства в космической технике.

Источники информации

1. RU № 2229423 С2 (прототип), 26.02.2002.

2. DE № 19940743 A1, 27.08.1999.

3. СО № 445199 A, 25.02.1969.

4. RU № 2094318 C1, 27.10.1997.

5. GB № 2205538 A, 14.12.1988.

6. GB № 2388095 A1, 02.05.2002.

7. US № 6530542 BB, 11.07.2001.

8. WO № 2005100154 A1, 30.02.2005.

9. RU № 2256585 C1, 20.01.2004.

10. US № 6824096 BB, 20.03.2003.

11. JP № 3641491 B2 (JP 6305492 A), 14.03.1994.