RU2083448C1 - Space vehicle for descent in atmosphere of planet and method of descent of space vehicle in atmosphere of planet - Google Patents
Space vehicle for descent in atmosphere of planet and method of descent of space vehicle in atmosphere of planet Download PDFInfo
- Publication number
- RU2083448C1 RU2083448C1 RU94029351A RU94029351A RU2083448C1 RU 2083448 C1 RU2083448 C1 RU 2083448C1 RU 94029351 A RU94029351 A RU 94029351A RU 94029351 A RU94029351 A RU 94029351A RU 2083448 C1 RU2083448 C1 RU 2083448C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- atmosphere
- planet
- descent
- shield
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Description
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. The invention relates to rocket and space technology and can be used in industries involved in the design and creation of spacecraft (SC), launched by launch vehicles (LV) or other means of launch and intended for descent in the atmosphere of the Earth or other celestial bodies.
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). Famous spacecraft Vostok, Voskhod, Mercury for descent from the orbit of an artificial Earth satellite (OISZ) (Cosmonautics. Encyclopedia edited by V.P. Glushko) // Sov. Encyclopedia, M. 1985, p. 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). A known method of descent of a spacecraft in the atmosphere of the planet, including the orientation and braking of the spacecraft before entering the planet's atmosphere, the introduction of means of providing the landing of the spacecraft (see ibid.).
Недостатками известных технических решений являются:
отсутствие возможности произвести боковой маневр по отношению к плоскости траектории спуска, обусловленной практически нулевым аэродинамическим качеством КА;
большие перегрузки (nmax= 8 10), а также отклонение фактической точки посадки от заданной, обусловленные неуправляемым аэродинамическим торможением.The disadvantages of the known technical solutions are:
the inability to perform lateral maneuver with respect to the plane of the descent trajectory due to the almost zero aerodynamic quality of the spacecraft;
large overloads (n max = 8 10), as well as the deviation of the actual landing point from the set, due to uncontrolled aerodynamic braking.
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. Known spacecraft of the "aircraft" class M2-F1, HL-10, X-24A (see the review "Manned Aircraft with a Bearing Body and Their Control Systems" // "Issues of rocket technology"
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). There is also a known method of descent of these spacecraft in the Earth’s atmosphere, including the orientation and braking of the spacecraft before entering the Earth’s atmosphere, its stabilization through the pitch, yaw and crane channels by aerodynamic controls during descent into the Earth’s atmosphere (see ibid.).
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. Spacecraft of this class have aerodynamic quality when flying at subsonic transonic speeds (K = 3) and supersonic hypersonic speeds (K = 1,2), which is necessary to ensure a “moving descent” in the planet’s atmosphere with maneuver along the lateral range in the longitudinal direction.
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.The disadvantages of these technical solutions are:
low density of filling the internal volume with the payload per unit surface of the spacecraft;
the lack of the ability to layout devices of this type within the outer contours of the launch vehicle;
significant loads on the control system, due to the need to control aerodynamic means, including aerodynamic guards;
unsatisfactory layout characteristics in the spacecraft in the event of the appearance of orbital compartments (OS) or the need to make the transition to board the space stage.
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).The closest technical solutions are:
A spacecraft (“Soyuz”) for descent in the Earth’s atmosphere, containing a body-insulated body with a blunted frontal part, a bottom screen, gas-dynamic means of flight control in the atmospheric section (micromotors), a payload block, a set of landing support equipment (PCB). The case is made in a conical shape with a reverse cone, its frontal surface is made in the form of a segment and serves as an element of the surface. KSP consists of soft landing engines and control automation;
a method for launching a spacecraft in the Earth’s atmosphere, including orientation and braking of the spacecraft before entering the Earth’s atmosphere, stabilizing it in the atmosphere through pitch, yaw and roll channels, introducing spacecraft landing support facilities (Cosmonautics. Encyclopedia // SE, M. 1955, p. 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. Devices of this class carry out descent at a balancing angle of attack and use aerodynamic lift, which ensures aerodynamic quality at hypersonic speeds K = 0.2 0.5. They also make it possible to reduce the overload and the intensity of aerodynamic heating, as well as to perform a minor maneuver with landing in a given area.
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 (nmax= 4 -5), поскольку КА осуществляют спуск в атмосфере по баллистической траектории.The disadvantages of these technical solutions are:
limited operational capabilities when maneuvering a spacecraft in lateral range, since spacecraft of this type have a small aerodynamic quality and carry out descent only in a given "entrance corridor" in the planet's atmosphere;
significant overloads (n max = 4 -5), since spacecraft carry out descent in the atmosphere along a ballistic trajectory.
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.The technical result of the use of the invention is:
achievement of the side flight range of the spacecraft up to 1000 km and the minimum deviation of the coordinates of the landing point from the set due to the provision of the aerodynamic quality of the spacecraft (K = 1.2) at hypersonic flight speeds;
stabilization of the spacecraft through the channels of pitch, yaw and roll only with gas-dynamic controls (micromotors) that exclude aerodynamic controls for this purpose (as in the “Aircraft” class spacecraft);
reduction of loads on the control system due to the minimum spacing of the spacecraft pressure center during flight at hypersonic speeds, due to the contours of the supporting lower surface of the spacecraft;
providing lateral flight range only by roll control;
expanding the operational range of acceptable spacecraft centerings due to shields that shift the center of pressure of the spacecraft into the zone of the required balancing of the spacecraft at a given angle of attack (unlike Soyuz-type spacecraft);
achievement of the maximum filling density of the internal volume and the possibility of placing the spacecraft inside the LV contours due to the exclusion of the aerodynamic control bodies of the “aircraft” class spacecraft;
simplification of the manufacturing technology of individual elements of the spacecraft hull, since they are elements of a spherical or conical surface.
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. The technical result is achieved by the fact that in the proposed spacecraft device containing a thermally insulated body with a blunt nose, a bottom screen, gas-dynamic means of flight control in the atmospheric portion of the trajectory, a payload unit, a set of landing support equipment, according to the invention, the device’s body is made in the form of connected the upper and lower parts of the hull facing the flow with a bottom screen and is equipped with a stern shield, while the lower part of the body and the stern shield are made in the form of an element in a spherical segment conjugated to the blunt nose of the apparatus and formed by a radius centered at a point located on the line of intersection of the longitudinal plane of symmetry of the apparatus and the normal plane drawn beyond the center of mass of the apparatus towards the bottom screen, and the bottom screen is made of a spherical shape formed by a radius centered at a point located in the transverse plane drawn through the center of mass of the apparatus, and the shield is made split and mounted pivotally with the ability to control the apparatus m in pitch and roll channels.
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. The technical result is also achieved by the fact that in the known method of descent of the spacecraft in the planet’s atmosphere, including the orientation and braking of the spacecraft before entering the planet’s atmosphere, its stabilization in the planet’s atmosphere through the pitch, yaw and roll channels, the introduction of spacecraft landing support means, according to the invention, in the range from hypersonic to supersonic flight speeds, the shield is deflected by program angles in the roll and pitch planes and at the same time they stabilize the spacecraft at the balancing angle of attack when the bowels are deflected gas dynamic controls, in this case, the current coordinates and speeds of the device are determined, compared with programs, and in case of discrepancy, corrective corrections are introduced for the program angle of the flap deflection in the roll and pitch planes, after which the means of landing are introduced.
Сущность изобретения поясняется графически на примере КА, предназначенного для спуска с СИСЗ на поверхность Земли. The invention is illustrated graphically by the example of a spacecraft intended for descent from SISS to the surface of the Earth.
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 α 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. In FIG. 1 shows the aerodynamic form of the proposed spacecraft and a diagram of the construction of its elements; in FIG. 2 layout of the spacecraft; in FIG. 3, a change in the coefficient of the longitudinal moment m, depending on the angle of attack α at hypersonic flight speeds for one of the spacecraft variants; in FIG. 4 - dependence of aerodynamic quality K on the angle of attack a at hypersonic flight speeds; in FIG. 5 the dependence of the fill factor on the aerodynamic quality of the spacecraft at hypersonic flight speeds; in FIG. 6 is a diagram of a spacecraft flight with maneuver at lateral range; in FIG. 7 fragment of the spacecraft flight pattern on the atmospheric portion of the trajectory.
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. The spacecraft for descent from the OIZZ contains (Fig. 1, 2) a supporting thermally insulated
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.The lower part of the body 8 is made in the form of a spherical segment formed by a radius R 1 , conjugated with the blunt nose of the apparatus with a center at a point located on the line of intersection of the longitudinal plane of symmetry of the apparatus and the normal plane drawn beyond the center of mass of the apparatus towards the bottom screen.
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.The bottom screen is made of a spherical shape formed by a radius R 2 drawn from the center of mass of the apparatus. The shield is made split in the form of an element of a spherical segment, also formed by a radius R 1 . Its lower surface is associated with the surface of the lower element of the spacecraft.
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.The shield is mounted pivotally with the ability to control the device through the pitch and roll channels. It is the execution of the generatrix of the lower body element, as well as the shield of radius R 1, that ensures the minimum separation of the center of pressure relative to the center of mass of the spacecraft according to the flight Mach numbers, since the main vector of aerodynamic forces acting on the supporting surface of the spacecraft passes through the center of a circle of radius R 1 . In this case, the vector of aerodynamic forces acting on the bottom surface of the spacecraft passes through its center of mass.
На фиг. 3 показан диапазон углов атаки α=15°-23° в котором может быть выбран балансировочный угол атаки, обеспечивающий отрицательное значение производной коэффициента mz по углу атаки α и, следовательно, устойчивый полет КА на гиперзвуковых скоростях полета.In FIG. Figure 3 shows the range of angles of attack α = 15 ° –23 ° in which a balancing angle of attack can be chosen that provides a negative value of the derivative of the coefficient m z with respect to the angle of attack α and, therefore, a stable spacecraft flight at hypersonic flight speeds.
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. From FIG. 4 it follows that the selected form of the spacecraft provides high aerodynamic quality K (K approximately 1.2) of the apparatus, when flying at high altitudes in comparison with the known SCs of the ballistic class, and thereby ensure maximum lateral maneuver from the plane of the descent trajectory, while the selected form the flap in combination with the shape of the lower part of the housing provide improved quality K compared with the prototype.
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 mz 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.The surface of the upper spacecraft element is carried out according to the type of spacecraft of the ballistic class and the choice of its shape is due to the need to ensure the maximum density coefficient of filling the internal volume with the payload. At the same time, from the point of view of aerodynamics, its form does not have strict requirements, since with respect to the angle of attack it is in the zone shaded by the flow and does not significantly affect the dependence of the coefficient m z on the angle of attack at hypersonic flight speeds. In order to increase the quality of K by reducing the coefficient of longitudinal resistance force, it can be performed, for example, a power-law shape, or in the form of a combination of surfaces of truncated cones.
На фиг. 5 показана зависимость коэффициента заполнения 
Спуск КА с СИСЗ осуществляется следующим образом (фиг. 6, 7). The descent of the spacecraft with SISS is as follows (Fig. 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). First, the spacecraft is oriented by gas-dynamic controls, providing the angle of inclination of the trajectory at the atmospheric boundary, then the impulse is braked by the propulsion system, the apparatus (Fig. 7, pos. 10) enters the dense layers of the atmosphere (Fig. 7, pos. 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. Then provide the planning flight of the spacecraft. The programmed flight path (on-board or provided by ground-based guidance tools) corresponds to the planning flight of the spacecraft at a balancing angle of attack. At the same time, aerodynamic lifting force balances the effective weight of the spacecraft. The program trajectory is determined with respect to the spacecraft speed as a function of the distance to a given flight point. This function determines the kinetic energy reserve necessary to reach the input point of the spacecraft landing support facility.
Управление дальностью осуществляют посредством отклонения щитка по каналу тангажа в пределах балансировочного угла атаки, определяемого функцией разницы между программной скоростью и фактической (измеренной). Range control is carried out by deflecting the flap along the pitch channel within the balancing angle of attack, determined by the function of the difference between the program speed and the actual (measured) one.
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. Yaw control is performed by executing commands on the roll channel, which are a function of the ratio of lateral deviation to the distance left to the point of entry of the spacecraft landing gear. The spacecraft velocity vector rotates in a horizontal plane until it lies along a large circle passing through a point with the coordinates of the input of the spacecraft landing support means.
Таким образом, в интервале от гиперзвуковых до сверхзвуковых скоростей полета обеспечивают маневр по боковой дальности. Thus, in the range from hypersonic to supersonic flight speeds, maneuver in lateral range is provided.
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. At the same time, the spacecraft is stabilized at the balancing angle of attack with deflected shields by gas-dynamic control means. The possibility of stabilization of the spacecraft with deflected shields only by gasdynamic means is due to minimal disturbing moments and the spacing of the center of pressure relative to the center of mass with respect to the flight Mach numbers, which are characteristic of the selected shape of the surface of the spacecraft. At the same time, the current coordinates and speeds of the device are measured, compared with the program coordinates, and in case of discrepancy, corrective corrections are introduced for the program angles of the flap deflection in the roll and pitch planes.
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. When moving in dense layers of the atmosphere with hypersonic speed, a spacecraft of this class, possessing high hypersonic quality (K approximately 1.2), gas-dynamic and aerodynamic (shield) controls and a flight control system, is capable of lateral maneuver within 1000 km from the plane of the descent trajectory and reduce maximum overloads to n by approximately 2. This allows you to significantly expand the range of possible landing areas, reduce deviation from the calculated touchdown point and reduce waiting time and orbit in order to provide contact with a predetermined area, which is of great importance in rescue operations.
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. In the particular case when it is required to ensure the descent of the spacecraft along the trajectory without lateral maneuver, the stern shield is not used to work out the moment along the roll. In this case, the effect of reducing the maximum overloads acting on the spacecraft is achieved.
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). After the spacecraft is brought to a predetermined area and the speed is reduced to -400 m / s and lowered to a height of
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. A descent vehicle of this class is part of the orbiting spacecraft used for research purposes, as a vehicle for the delivery and return of goods to orbital stations and as a means of returning to Earth OS crews.
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. As the analysis of available materials shows, the proposed spacecraft is advisable to be used for launching spacecraft with a mass of up to 15 m from the satellite landing system. In this case, the spacecraft configurations in the spacecraft are decided in the event of the appearance of orbital compartments or the need to make a transition to the space station, in contrast to the spacecraft.
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. A significant advantage of the proposed spacecraft in comparison with the known spacecraft of the aircraft type, which descend along the "sliding" trajectories (see
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. Analysis of systematic research materials on the aerodynamic characteristics of the spacecraft confirms the correct choice of aerodynamic characteristics for the formation of the trajectory and to ensure the stability and controllability of the spacecraft. The relative simplicity of the spacecraft shape, the available technological equipment and the experience in manufacturing large-panel spherical structures with the application of heat-shielding materials, the possibility of using standard ballistic-class spacecraft systems make it possible to implement the proposed spacecraft in a relatively short time.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU94029351A RU2083448C1 (en) | 1994-08-05 | 1994-08-05 | Space vehicle for descent in atmosphere of planet and method of descent of space vehicle in atmosphere of planet |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU94029351A RU2083448C1 (en) | 1994-08-05 | 1994-08-05 | Space vehicle for descent in atmosphere of planet and method of descent of space vehicle in atmosphere of planet |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU94029351A RU94029351A (en) | 1996-08-27 |
| RU2083448C1 true RU2083448C1 (en) | 1997-07-10 |
Family
ID=20159451
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU94029351A RU2083448C1 (en) | 1994-08-05 | 1994-08-05 | Space vehicle for descent in atmosphere of planet and method of descent of space vehicle in atmosphere of planet |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2083448C1 (en) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2493059C1 (en) * | 2012-03-06 | 2013-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) | Method of control over spacecraft descent in atmosphere of planets |
| RU2537192C1 (en) * | 2013-09-27 | 2014-12-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) | Method of control over spacecraft descent in atmosphere of planets |
| RU2537193C1 (en) * | 2013-09-27 | 2014-12-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) | Method of control over spacecraft descent in atmosphere of planets |
| RU2552770C1 (en) * | 2014-07-01 | 2015-06-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) | Control over spacecraft at descent in atmosphere with application of aerodynamic property |
| RU2559430C2 (en) * | 2013-11-29 | 2015-08-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) | Control over spacecraft descent from earth artificial satellite orbit |
| RU2568630C1 (en) * | 2014-06-26 | 2015-11-20 | Николай Евгеньевич Староверов | Space rocket and method of its landing (versions) |
| RU2595354C1 (en) * | 2015-05-21 | 2016-08-27 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Hypersonic aircraft body and method of making same |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114194419B (en) * | 2021-11-29 | 2023-07-14 | 北京空间机电研究所 | Parachute system suitable for recovering fairing of carrier rocket |
-
1994
- 1994-08-05 RU RU94029351A patent/RU2083448C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 1. Пилотируемые ЛА с несущим корпусом и их системы управления.- Вопросы ракетной техники, N 12, 1972, с. 19. 2. Патент США N 3276722, кл. 244 - 1, 1966. 3. Космонавтика. Энциклопедия. - М.: СЭ, 1985, с. 378, 415. * |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2493059C1 (en) * | 2012-03-06 | 2013-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) | Method of control over spacecraft descent in atmosphere of planets |
| RU2537192C1 (en) * | 2013-09-27 | 2014-12-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) | Method of control over spacecraft descent in atmosphere of planets |
| RU2537193C1 (en) * | 2013-09-27 | 2014-12-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) | Method of control over spacecraft descent in atmosphere of planets |
| RU2559430C2 (en) * | 2013-11-29 | 2015-08-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) | Control over spacecraft descent from earth artificial satellite orbit |
| RU2568630C1 (en) * | 2014-06-26 | 2015-11-20 | Николай Евгеньевич Староверов | Space rocket and method of its landing (versions) |
| RU2552770C1 (en) * | 2014-07-01 | 2015-06-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) | Control over spacecraft at descent in atmosphere with application of aerodynamic property |
| RU2595354C1 (en) * | 2015-05-21 | 2016-08-27 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Hypersonic aircraft body and method of making same |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU94029351A (en) | 1996-08-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US3702688A (en) | Space shuttle vehicle and system | |
| Braun et al. | Mars exploration entry, descent and landing challenges | |
| US6450452B1 (en) | Fly back booster | |
| JP5508017B2 (en) | Aerodynamic and space flight airplanes and related maneuvering methods | |
| US5526999A (en) | Spacecraft with a crew escape system | |
| RU2083448C1 (en) | Space vehicle for descent in atmosphere of planet and method of descent of space vehicle in atmosphere of planet | |
| McRonald et al. | Hypersonic maneuvering for augmenting planetary gravity assist | |
| RU2213682C2 (en) | Spacecraft for descent in atmosphere of planet and method of its descent (variants) | |
| CN111959824B (en) | Heavy reusable aerospace vehicle system with space-based emission | |
| US10669047B2 (en) | System and method for hypersonic payload separation | |
| GB2540022A (en) | Spacecraft and Orbital Plane Change Method Therefor | |
| EP0631931A1 (en) | "meston" spacecraft with an escape system for the crew | |
| US3028122A (en) | Landing arrangement for aerial vehicles | |
| RU2730300C9 (en) | Device for mass delivery of tourists to stratosphere and subsequent return to ground | |
| RU2120397C1 (en) | Method of transportation of payload by means of non-expendable aero-space system | |
| CN113741551A (en) | Overall process trajectory optimization method and device based on proxy model | |
| RU2232700C2 (en) | Method of injection of objects into near-earth orbit and recoverable aero-space rocket aircraft-carrier for realization of this method (aero-space system nur-said system) | |
| WARE et al. | Aerodynamic characteristics of proposed assured crew return capability (ACRC) configurations | |
| RU2334656C2 (en) | Spacecraft to de-orbit satellite and de-orbiting method | |
| RU2158214C1 (en) | Aviation launch complex for transportation, filling and launch in air of launch vehicle | |
| Barret | The lifting body legacy-X-33 | |
| Ehricke | Analysis of orbital systems | |
| Weiland et al. | Classification and Project Data of Space Vehicles | |
| Freeman Jr et al. | Effects of relaxed static longitudinal stability on a single-stage-to-orbit vehicle design | |
| POWELL et al. | Guidance and control analysis of the entry of a lifting body personnel launch vehicle |