способ применения парашютной системы для спасения отработанных ступеней ракет-носителей или их частей и спускаемых космических аппаратов

Формула изобретения

Способ спасения отработанных ступеней ракет-носителей - ракетных блоков (РБ), которые к моменту ввода парашютной системы (ПС) на высотах ниже 10 км заканчивают гашение гиперзвуковых скоростей за счет трения в плотных слоях атмосферы без разрушения конструкции за счет организованного входа РБ с применением бортовых систем активной и пассивной ориентации, стабилизации, торможения и тепловой защиты, с последующим вводом стандартной ПС с обеспечением вертолетного подхвата на высотах ниже 3 км, отличающийся тем, что, с целью обеспечения ориентированного сверхвысотного парашютного спуска РБ, начиная с разреженных слоев атмосферы на высоте более 70 км, реализующего исключение интенсивного аэродинамического и теплового нагружения на конструкцию РБ, и до высоты вертолетного подхвата ~3 км, применяется воздушно-космическая парашютная система (ВКПС), выполненная из термостойких материалов, с введением в действие в верхних разреженных слоях атмосферы.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к способу спасения отработанных ступеней ракет-носителей или их частей. Также оно может быть применено для торможения в относительно мягком температурном режиме космических аппаратов (КА) их с последующим снижением в атмосфере и приземлением с малой скоростью. Для удобства изложения и совпадения с терминологией ракетостроения - ступень ракеты-носителя обозначается как ракетный блок (РБ), а его двигательный отсек (ДО) РБ.

Известен способ гашения кинетической энергии РБ и КА за счет торможения их собственным корпусом в плотных слоях атмосферы, с последующим вводом парашютной системы (ПС) на высоте менее 10 км, описанный в журнале « Новости космонавтики» № 3 2002 г.

В статье «Ступени "Ангары" будут подхватывать в воздухе?» описан наиболее близкий аналог к заявляемому способ спасения РБ. Способ спасения отработанных первых ступеней ракеты-носителя, которые на высоте 80 км и скорости 3 км/с за счет стабилизирующих щитков ориентируются определенным образом в потоке и начинают гашение гиперзвуковых скоростей за счет трения в плотных слоях атмосферы путем организованного входа РБ и посредством применения специальных средств активной и пассивной ориентации, стабилизации, торможения и тепловой защиты, с последующим вводом стандартной многокупольной парашютной системы (ПС) на высотах ниже 10 км. Вертолетный подхват обеспечивается на высотах ниже 3 км. При подхвате РБ вертолетом происходит отделение ПС от РБ. Указанный способ, в принципе, при надлежащей тепловой защите корпуса, обеспечивает полную сохранность РБ. Однако в статье обойден существенный момент, связанный с большой величиной тепловых и аэродинамических нагрузок на корпус РБ при свободном полете с гиперзвуковой скоростью.

Так как мидель РБ и корпусов КА достаточно мал (по сравнению с миделем ПС), то при их погружении в атмосферу, начиная с высоты 60 км и до высоты 20 км происходит интенсивный нагрев лобовой части КА («Инженерный справочник по космической технике» под ред. А.В. Солодова, Москва, Военное издательство министерства обороны СССР, 1977). Температура на лобовой части спускающегося КА достигает 3000°C, а перегрузка при баллистическом спуске (без использования аэродинамического качества) составляет 8 единиц и более. Поэтому тепловой экран, предохраняющий спускаемый КА от разрушения имеет высокую прочность и массу. Так на КА «Восток» и «Восход» масса теплового экрана составляла более 250 кг при массе КА - 2 тонны. Масса ПС, вводимой на высоте менее 10 км, имела величину 150 кг.

При спасении РБ или ДО РБ возникают аналогичные проблемы теплового нагрева и аэродинамического воздействия. Как показала практика - первые ступени ракет-носителей при скорости 3 км/с отделяются к 90 км, достигают высоты 120-150 км и, при отсутствии надлежащей тепловой защиты их алюминиевые корпуса, разрушаются практически полностью к высоте 10 км.

Расчеты баллистики торможения и снижения ДО РБ «Союз» показывают, что при вводе ПС (той же площади, что и для безопасного приземления) на высоте более 80 км перегрузка уменьшается до 8 единиц, основное торможение происходит до высоты 50 км и многократно уменьшаются тепловые и аэродинамические нагрузки. Алюминиевый корпус ДО РБ сохраняется без тепловой защиты и, при подхвате вертолетом, повреждений не получает.

Основным препятствием такого способа применения ПС является температура под куполом, достигающая 1800°C. Стандартные ПС, как правило, изготавливаются из капроновой ткани и лент с температурным диапазоном применения от минус 60 до плюс 60°C. При изготовлении ПС из термостойких материалов - углестеклоткань и углестеклолента ее масса останется на прежнем уровне, а при кратковременной работе температурный диапазон расширится до 1800°C. (Углеткань сохраняет работоспособность до 2000-2300°C).

Применение для спасения РБ - воздушно-космической парашютной системы (ВКПС), способной работать как в плотных приземных слоях воздуха, так и в высоких разреженных слоях атмосферы, более схожих с космическим пространством, и при аэродинамическом нагреве - решает задачу многократного использования РБ или ДО РБ.

Основную стоимость РБ составляет жидкостной ракетный двигатель, способный, по своей надежности, осуществить многократное использование. Многократного использования РБ или их частей в свою очередь позволяет существенно уменьшить стоимость запусков КА. Таким образом, заявляемый способ применения ВКПС для спасения отработанного РБ или отделяемого ДО РБ обеспечивает: ориентированный вход РБ в плотные слои атмосферы с одновременным гашением гиперзвуковой скорости, торможение с высоты более 70 км парашютом большой площади, гашение скорости полета РБ до 2-3 М при снижении в верхних разреженных слоях атмосферы до высоты 50 км и приземления РБ с малой скоростью; уменьшение, более чем в 2 раза, массы теплозащиты для КА и ее практическое отсутствие для РБ по сравнению с их баллистическим спуском и торможением корпусом РБ (КА) в плотных слоях атмосферы - прототипом.

Расчеты баллистики движения РБ после отделения от ракеты-носителя показывают, что при вводе ВКПС в действие на высоте 90 км и более величины скоростного напора уже недостаточно для самонаполнения куполов. В тоже время очень важно раскрыть купола и использовать их тормозные свойства как можно раньше. В этом случае принудительное раскрытие обеспечивается путем применения специальных конструктивных решений (элементов) по системам отстрела, ввода, формирования и поддержания работоспособности куполов ВКПС.

Необходимо отметить, что при массе ДО РБ до 8 т его спасение целесообразно производить как отсека, отделяемого от РБ. При этом уменьшается масса ВКПС и нагружение вертолета при подхвате и транспортировании ДО РБ. Для указанной массы ДО РБ рационально применение многокупольной ВКПС. Многокупольная ВКПС всегда имеет неодновременной наполнение куполов, приводящее к увеличению углов раскачивания ДО РБ. В этом случае для уменьшения колебаний ДО от неодновременного наполнения куполов ВКПС - ДО отделяется от корпуса РБ после ввода куполов ВКПС в действие.

Для обеспечения максимального тормозного эффекта в разреженных слоях атмосферы ВКПС вводится в действие с минимальной временной задержкой после отделения РБ от ракеты-носителя.

Перечисленные преимущества изобретения, по сравнению с прототипом-способом спасения РБ «Ангара» («Новости космонавтики» № 3 2002 г) обеспечиваются введением ВКПС, выполненной из термостойких материалов, на большой высоте при малой величине скоростного напора и далее по всей траектории снижение производится на раскрытом основном парашюте или связке парашютов при массе РБ (ДО РБ) более 2 тонн. На высоте менее 3 км производится вертолетный подхват.

Изобретение может быть также использовано при возвращении на землю КА.

Сущность изобретения поясняется чертежом. На фиг.1 изображены: ДО РБ - 1, ВКПС - 2, ввод в действие ВКПС - 3, условная граница плотной атмосферы на высоте 90 км - 4, этап торможение ДО - 5, снижение и подхват вертолетом ДО РБ с отцепкой ВКПС - 6.

На фиг.2 изображены: КА - 7, ВКПС - 2, ввод ВКПС в действие на высоте 120 км - 8, условная граница плотной атмосферы на высоте 90 км - 4, этап увода с орбиты и торможение КА - 9, снижение и приземление КА - 10.