RU2363627C2 - Способ и устройство аэродинамической стабилизации космического аппарата во время спуска на землю - Google Patents
Способ и устройство аэродинамической стабилизации космического аппарата во время спуска на землю Download PDFInfo
- Publication number
- RU2363627C2 RU2363627C2 RU2006144850/11A RU2006144850A RU2363627C2 RU 2363627 C2 RU2363627 C2 RU 2363627C2 RU 2006144850/11 A RU2006144850/11 A RU 2006144850/11A RU 2006144850 A RU2006144850 A RU 2006144850A RU 2363627 C2 RU2363627 C2 RU 2363627C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- inflatable structure
- torus
- attack
- gravity
- stage
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 11
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 title claims description 7
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims abstract description 22
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 claims description 6
- 230000004888 barrier function Effects 0.000 claims description 4
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 claims description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 4
- 238000004321 preservation Methods 0.000 abstract description 3
- 239000000969 carrier Substances 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 7
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 6
- 239000004744 fabric Substances 0.000 description 5
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 4
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 description 4
- 101150102323 PDYN gene Proteins 0.000 description 3
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 3
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 3
- 230000035882 stress Effects 0.000 description 3
- 230000000930 thermomechanical effect Effects 0.000 description 3
- VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N Silicium dioxide Chemical compound O=[Si]=O VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- MCMNRKCIXSYSNV-UHFFFAOYSA-N Zirconium dioxide Chemical compound O=[Zr]=O MCMNRKCIXSYSNV-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- PNEYBMLMFCGWSK-UHFFFAOYSA-N aluminium oxide Inorganic materials [O-2].[O-2].[O-2].[Al+3].[Al+3] PNEYBMLMFCGWSK-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910000323 aluminium silicate Inorganic materials 0.000 description 2
- 230000001066 destructive effect Effects 0.000 description 2
- HNPSIPDUKPIQMN-UHFFFAOYSA-N dioxosilane;oxo(oxoalumanyloxy)alumane Chemical compound O=[Si]=O.O=[Al]O[Al]=O HNPSIPDUKPIQMN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 2
- 238000013021 overheating Methods 0.000 description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 2
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 2
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 2
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 2
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 1
- 239000004760 aramid Substances 0.000 description 1
- 229920006231 aramid fiber Polymers 0.000 description 1
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 description 1
- 239000002775 capsule Substances 0.000 description 1
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 1
- 239000013536 elastomeric material Substances 0.000 description 1
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000003534 oscillatory effect Effects 0.000 description 1
- 229920001296 polysiloxane Polymers 0.000 description 1
- 239000000377 silicon dioxide Substances 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/62—Systems for re-entry into the earth's atmosphere; Retarding or landing devices
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/222—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state
- B64G1/2221—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state characterised by the manner of deployment
- B64G1/2227—Inflating
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/14—Space shuttles
Abstract
Изобретения относятся к космическим аппаратам, таким как ракеты-носители (их ступени), и методам их сохранения во время возвращения на Землю. Космический аппарат содержит корпус (1) удлиненной формы, осесимметричный или близкий к таковому. Во время спуска аппарата на Землю развертывают надувную конструкцию (2), выполненную в виде тора или сегментов тора с осью, совпадающей с продольной осью корпуса (1). Указанную надувную конструкцию располагают между номинальным центром тяжести и задним концом корпуса (1). Ее размеры выбирают так, чтобы сблизить центр приложения подъемной силы с центром тяжести аппарата. Тем самым корпус (1) будет стабилизироваться в интервале балансировочных углов атаки от 100° до 120° во время спуска в атмосфере, в том числе на трансзвуковом и сверхзвуковом режимах. Техническим результатом изобретений является обеспечение надежного спуска ступеней ракет-носителей, которые находятся на орбите, а также сохранение будущих одноступенчатых ракет-носителей, выводящих полезный груз с разгонным блоком на баллистическую траекторию. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 7 ил.
Description
Область техники
Изобретения относятся к космическим аппаратам, таким как ракеты-носители, и методам их сохранения во время возвращения на Землю.
Уровень техники
Ракеты-носители содержат обычно одну или несколько ступеней, которые после выполнения ими функции разгона отделяются от остальной части ракеты-носителя или от полезного груза, выводимого на орбиту. Впоследствии эти ступени падают на Землю или остаются на орбите, в зависимости от условий этого отделения. Если не принять соответствующие меры предосторожности, эти ступени разрушаются во время спуска на Землю либо в атмосфере под действием различных термических и механических напряжений, либо при ударе во время падения на Землю или в море.
Однако в последнее время все чаще стремятся сохранить эти ступени либо для экспертизы в случае одноразовых ракет-носителей, либо для их частичного или полного повторного использования, когда эти ракеты-носители предназначены для многоразового использования.
При падении ступени ракеты-носителя обычно происходит переход первоначального сверхзвукового режима в дозвуковой режим. Однако в силу аэродинамических условий в обоих режимах углы атаки являются разными и даже непостоянными. Например, в дозвуковом режиме угол падения может быть 110° и может составлять 160° в сверхзвуковом режиме, который тем более связан с колебательным движением типа движения Пуансо.
Поэтому во время прохождения звукового барьера ступень может подвергнуться резкому опрокидыванию, в результате которого появляются значительные напряжения, способные привести к разрушению ступени.
По этой причине все попытки сохранения ступеней до сегодняшнего дня заканчивались неудачей.
Для исправления этой ситуации необходимо лучше контролировать продольную аэродинамическую стабилизацию ступени во время полета, в частности, в сверхзвуковом режиме.
В целом, продольной аэродинамической стабилизации космического аппарата в полете на сверхзвуковом режиме можно достичь путем относительного регулирования аэродинамических и гравитационных сил.
В частности, на аэродинамические силы можно воздействовать при помощи положения центра тяжести, например, перемещая весовые балансиры в зависимости от режима полета, что осуществляют, например, на сверхзвуковом самолете «Конкорд».
На аэродинамические силы можно воздействовать, адаптируя форму летательного аппарата, например капсулы типа «Аполло», или путем дополнительной установки в соответствующих местах аэродинамических устройств, среди которых можно указать:
- аэродинамические стабилизаторы или несущие плоскости (крылья, хвостовые стабилизаторы, кили и т.д.);
- тормозные устройства (парашюты, баллонные тормозные парашюты или хвостовые конусы);
- различные выступающие элементы.
В случае падения ступени ракеты-носителя можно применять три вышеуказанных решения, хотя выбор устройства связан с профилем выполняемой задачи и, кроме всех прочих, с центровкой ступени, с возможными условиями полета (число Маха, углы атаки) и, разумеется, с требованиями по массе и габаритам, которые, в частности, являются очень строгими в области космических полетов.
В патенте US 6454216 была предложена концепция несущих плоскостей, хотя она является сложной в реализации, в частности, из-за повышенной массы и возникающих конструктивных напряжений. В указанном патенте раскрыто развертывание крыла во время падения. В патенте US 6260797 описано устройство такого же типа, но для другого варианта применения.
Для вариантов применения в гиперзвуковых режимах часто используют поверхности лобового сопротивления, как правило конусной формы, которые способны выдерживать большее термическое воздействие в экстремальных условиях полета, чем несущие плоскости или парашюты. Такие решения раскрыты, например, в следующих патентах:
- в патенте US 6076771, где описан спускаемый летательный аппарат, который может быть верхней ступенью ракеты-носителя;
- в патенте US 5871173, где описан хвостовой конус, который выполнен из нескольких пластин и наружный диаметр которого может меняться.
Вместе с тем, для обоих вышеуказанных решений необходимо отметить, что чем меньше скорость, тем больше должен быть размер конуса для обеспечения торможения, что требует дополнения конуса, которого не достаточно для управления полетом, системой управления или системой изменения формы тормозного устройства.
Для обеспечения аэродинамического торможения на сверхзвуковом режиме были предложены надувные аэродинамические конструкции. В патенте US 4832288 раскрыта система возвращения с орбиты космического аппарата, содержащая убирающийся конус, установленный в хвостовой части аппарата и предназначенный для торможения аппарата и его стабилизации на траектории. Этот конус развертывается и поддерживается надувной конструкцией и дополняется крыльями в центральной части аппарата.
В патенте US 3288951 раскрыт надуваемый конический экран для спуска, охватывающий всю ступень ракеты-носителя.
Эти решения представляют интерес для применения в области космических полетов благодаря небольшим габаритам на взлете, небольшой потенциальной массе, а также в силу своей плавучести, используемой в случае приводнения, и даже эффекта «Воздушный мешок» во время приземления.
Краткое изложение сущности изобретения
Технической задачей изобретения является обеспечение спуска ступеней ракет-носителей, в частности верхних ступеней, которые, как правило, находятся на орбите, а также сохранение будущих ракет-носителей, которые можно считать одноступенчатыми и совместимыми с последней (разгонной) ступенью носителя.
Такое сохранение требует выполнения различных условий, самыми важными из которых являются:
- определенное управление траекторией для ограничения аэротермодинамических и вибрационных воздействий на аппарат и для контроля за зонами падения;
- термическая защита ступеней против кинетического перегрева;
- контроль над приземлением или приводнением;
- сведение к минимуму масс систем, чтобы избежать уменьшения полезной массы ракеты-носителя.
Поставленная задача решена согласно изобретению путем создания способа аэродинамической стабилизации космического аппарата во время его спуска на Землю для его сохранения, при этом упомянутый аппарат содержит корпус удлиненной формы, в частности осесимметричный или почти осесимметричный, характеризующегося тем, что осуществляют развертывание вокруг продольного сечения аппарата надувной конструкции с осью, совпадающей с продольной осью упомянутого корпуса, при этом конструкцию располагают между номинальным центром тяжести и задним концом корпуса и ее размеры определяют таким образом, чтобы сблизить центры подъемной силы и тяжести и удерживать корпус в интервале балансировочного угла атаки во время спуска в атмосфере. Надувная конструкция является, в частности, осесимметричной конструкцией, такой как тороидальная конструкция.
Развертывание упомянутой конструкции путем надувания позволяет в сверхзвуковом режиме переместить центр аэродинамической подъемной силы в направлении центра тяжести корпуса и удерживать балансировочный угол атаки в зоне, позволяющей создавать большее лобовое сопротивление, избегать опрокидывания корпуса в трансзвуковом режиме и получить сглаживание пика динамического давления, в результате которого существенно снижаются разрушающие и влияющие на целостность корпуса термомеханические воздействия.
Объектом настоящего изобретения является также надувная конструкция, используемая для осуществления вышеуказанного способа.
Краткое описание чертежей
Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного исключительно в качестве примера, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг.1 изображает фазу спуска на Землю ступени ракеты-носителя согласно способу настоящего изобретения;
фиг.2 - диаграмму изменения динамического давления в зависимости от времени в сверхзвуковом режиме для двух балансировочных углов атаки согласно изобретению;
фиг.3 - общий вид ступени ракеты-носителя согласно изобретению;
фиг.4 - общий вид ступени, показанной на фиг.3, оборудованной надувной конструкцией в развернутом положении, согласно изобретению;
фиг.5 - диаграмму размерности надувной конструкции согласно изобретению;
фиг.6а и 6b - общий вид примера выполнения конструкции в свернутом и развернутом положении согласно изобретению;
фиг.7 - вид в разрезе примера выполнения баллона надувной конструкции в соответствии с настоящим изобретением.
Описание предпочтительных вариантов воплощения изобретения
На фиг.1 показана схема спуска на Землю ступени 1 ракеты-носителя, оборудованной надувной конструкцией в соответствии с настоящим изобретением, выполненной в виде тора 2 и расположенной в хвостовой части ступени 1.
После отделения от ракеты-носителя в точке S ступень 1 описывает кривую, изображенную в системе декартовых координат с осью абсцисс (дальность) и осью ординат (высота Н).
В первой части траектории ступени 1 до достижения апогея А надувная конструкция 2 пока не развернута (не показана).
Развертывание конструкции происходит перед достижением аппаратом апогея А на его траектории запуска.
Незадолго до достижения апогея А, например за несколько десятков секунд, согласно изобретению происходит надувание конструкции 2, что заставляет ступень 1 во время фазы спуска на Землю стабилизировать балансировочный угол атаки в значении ε порядка 110°.
В конце спуска и перед приземлением или приводнением конструкция 2 свертывается, и развертываются обычные средства, например, типа парашюта 3 для замедления спуска и ослабления удара при соприкосновении с землей или водной поверхностью.
В случае приводнения ступень 1′ сохраняет конструкцию 2′ в развернутом виде, что повышает ее плавучесть.
Согласно изобретению надувная конструкция 2 является осесимметричной или почти осесимметричной конструкцией, ось которой совпадает с продольной осью ступени 1. Предпочтительно конструкция 2 имеет вид тора с сечением, которое может быть переменным, круглым, треугольным, овальным или другим и размеры которого определяют в зависимости от различных параметров, которые будут указаны ниже.
Для аппарата, находящегося на орбите, развертывание конструкции будет осуществлено на сверхзвуковом и даже гиперзвуковом режиме возвращения аппарата в атмосферу.
Как в одном, так и в другом случае, во время баллистического полета с апогеем или во время спуска развертывание конструкции должно быть осуществлено, по меньшей мере, перед переходом аппарата в трансзвуковой режим таким образом, чтобы его угол атаки стабилизировался в момент прохождения звукового барьера, что позволяет производить торможение аппарата без опасных для аппарата перегревов или вибраций и избежать резкого опрокидывания аппарата во время прохождения звукового барьера.
В случае короткого баллистического полета, в частности, нижней ступени ракеты тор разворачивают как можно раньше после завершения реактивного движения ступени, при этом время развертывания тора составит примерно несколько десятков секунд.
Размеры надувной конструкции, в частности, определяют таким образом, чтобы сблизить центры подъемной силы и тяжести и удерживать таким образом корпус в интервале балансировочного угла атаки, соответствующем благоприятному компромиссу между нагревом и лобовым сопротивлением, например, от 100 до 120° во время спуска и, в частности, с момента начала фазы полета на сверхзвуковой скорости.
Развертывание надувной конструкции 2 в то время, как ступень 1 еще находится в сверхзвуковом и даже гиперзвуковом режиме, позволяет переместить центр аэродинамической подъемной силы в направлении центра тяжести и привести, таким образом, балансировочный угол атаки к значению примерно 110° и, кроме того, позволяет сгладить пик динамического давления, что показано на фиг.2.
На фиг.2 пунктиром показан профиль изменения динамического давления Pdyn в зависимости от времени в фазе возвращения в атмосферу ступени ракеты-носителя, не оборудованной устройством в соответствии с заявленным изобретением.
В сверхзвуковом режиме на такую ступень действуют значительные ускорения и угловые скорости, и она занимает балансировочный угол атаки порядка 160° (+/-10°).
Это создает меньшее лобовое сопротивление, но зато пик Pdyn является более выраженным и менее сглаженным, что приводит к значительным термомеханическим эффектам и к опасности повреждения и даже разрушения упомянутой ступени.
Зато при балансировочном угле атаки в районе 110° (+/-10°) для ступени 1, оборудованной надувной конструкцией 2 в соответствии с настоящим изобретением, наблюдается более медленное угловое движение и меньшее ускорение, порождающее более значительное лобовое сопротивление и меньший и более сглаженный пик Pdyn (сплошная кривая на фиг.2), вследствие чего термомеханические эффекты являются менее выраженными и неразрушительными.
Таким образом, переход из сверхзвукового режима в дозвуковой режим происходит без резкого опрокидывания ступени 1.
Устройство в соответствии с настоящим изобретением позволяет контролировать во время падения ступени 1 ее продольную ориентацию и ее продольную аэродинамическую стабилизацию.
На фиг.3 схематично показана ступень 10 ракеты-носителя, выполненная в виде цилиндрического корпуса, оборудованного на своем заднем конце напротив двигателя юбкой 11.
На фиг.4 показана ступень 10, оборудованная надувной конструкцией в соответствии с настоящим изобретением, выполненной в виде тора 20 круглого сечения в развернутом положении. Надувная конструкция 2 содержит либо кольцевой тор 20 вокруг сечения аппарата, либо сегменты тора, выполненные в виде отдельных баллонов 21, которые являются более простыми в изготовлении и/или при накачке.
Тор 20 или сегменты 21 тора закреплены напротив юбки 11 и соединяются с наружной стороной юбки.
Преимуществом надувной конструкции являются ее относительно небольшой вес и также небольшие габариты в неразвернутом состоянии.
Предпочтительно радиус (в сечении) тора 20 составляет около 60% от радиуса корпуса ступени 10.
На фиг.5 представлена диаграмма размерности тора 20.
На оси ординат показан угол атаки ε, а на оси абсцисс - место центра подъемной силы (Хср), выраженное в процентном отношении к длине L ступени 10, начиная от заднего конца этой ступени.
На диаграмме на прямой CdG показано положение номинального центра тяжести ступени 10, то есть 44,5% от длины L в выбранном примере.
Размеры тора 20 определяют при соблюдении следующих условий:
М (число Маха)=4,5
CdG=44,5% L
Rтopa/Rcтупени=60%
ε=110°
Кроме того, не учитываются изменения вращения вдоль продольной оси по причине неосесимметричности переднего конца 12 ступени 10.
Прежде всего на диаграмме видно, что балансировочный угол атаки в сверхзвуковом режиме для ступени без тора (кривая 1), соответствующий центру подъемной силы Cp1, очень близкому к центру тяжести, устанавливается по значению около 180°.
Для ступени 10, оборудованной тором 20 радиусом R=0,90 м (кривая 4), балансировочный угол атаки устанавливается по значению 110°, соответствующему наложению друг на друга положений центра подъемной силы Ср4 и центра тяжести.
Отмечается, что при таком угле атаки в 110° положение Cp1 центра подъемной силы необорудованной ступени (кривая 1) находится значительно дальше впереди центра тяжести.
Следовательно, в результате развертывания тора происходит перемещение центра подъемной силы назад в направлении центра тяжести вплоть до наложения друг на друга обоих центров.
Кроме того, отмечается, что для одной и той же ступени 10 размеры тора с другим значением радиуса дают значения балансировочных углов атаки, соответствующие наложению или очень близкому положению центра подъемной силы и центра тяжести и удаленные от значения 110°, что приводит к меньшей аэродинамической устойчивости ступени.
Так, для тора радиусом R=0,75 м (кривая 2) наложение друг на друга упомянутых центров (Ср2) происходит при значении угла атаки, примерно равном 130°.
Радиус R=0,80 м (кривая 3, Ср3), наоборот, является лучшим, так как угол атаки ближе по значению к 110°. Значения радиуса R=1,15 м и 1,3 м (кривые 6 и 7) не подходят совсем, так как они не приводят к эффекту сближения центров подъемной силы и тяжести в диапазоне удовлетворительных значений балансировочных углов атаки.
Наконец, необходимо отметить, что при угле атаки в 110° допустимые статические пределы изменения, которые равны отклонению между положением аэродинамического фокуса и положением центра подъемной силы, являются максимальными для всех рассматриваемых конфигураций (ступень 10 без тора или с торами 1-7), при этом аэродинамический фокус при этом значении угла атаки находится наиболее сзади от центра тяжести, что соответствует максимальной стабильности центра тяжести.
Таким образом, размеры тора следует рассчитывать прежде всего на основании требуемого угла атаки.
Для разных видов торов построены кривые, содержащие центр подъемной силы, в зависимости от угла атаки. Для данного угла атаки, поскольку центр тяжести и центр аэродинамической подъемной силы должны совпадать, выбор кривой, соответствующей необходимому углу атаки, в конечном счете позволяет выбрать тор, который обеспечивает совпадение центра подъемной силы и центра тяжести.
На фиг.4 надувная конструкция 20 показана на уровне юбки 11 двигателя, однако можно также выполнить упомянутое устройство на уровне двигателя в зоне 13 (фиг.3) или еще ближе к центру тяжести ступени 10 - в зоне 14 на уровне соединения между отсеком двигателя М и отсеком топливного резервуара С.
Надувная конструкция 20, показанная на фиг.6а и 6b и в разрезе на фиг.7, является тором, в данном случае показанным в виде сегментов, чтобы иметь возможность рассмотреть находящееся под системой оборудование.
Надувная конструкция может быть также выполнена в виде цепочки из множества баллонов.
Оболочка надувной конструкции содержит термическую защиту 22, 23, 24 и герметичный слой 25. Термическую защиту выполняют в виде термоизоляционного слоя, описанного, например, в патенте FR 2658266, который содержит, в частности, слой 23 термоизоляционного войлока между двумя слоями 22, 24 ткани. Термоизоляционный войлок может быть, в частности, керамическим войлоком, содержащим волокна оксида алюминия, алюмосиликатные волокна или волокна оксида циркония. Ткань 22 на горячей наружной стороне предпочтительно выполняют из волокон оксида алюминия и/или алюмосиликатных волокон, ткань 24 на холодной стороне может быть тканью на основе арамидных волокон или карболовых волокон.
В альтернативном варианте термоизоляционный слой может содержать силиконовую основу, усиленную тканью из волокон кремнезема.
Герметичный слой 25 может быть выполнен, например, из легкого эластомерного материала.
Для оболочки, выполненной в виде тора круглого сечения с радиусом 900 мм, объемом 38 м3 и поверхностью 85 м2, расчетная масса оболочки может быть порядка 150-220 кг, при этом масса термической защиты составляет порядка 110-330 кг.
В свернутом виде надувная конструкция крепится стабилизационными ремнями 26 и соединена трубопроводами 28 с газогенераторами 27, которые могут быть генераторами горячего газа, например газификаторами твердого ракетного топлива цилиндрической или сферической формы из алюминиевого сплава, или генераторами холодного газа, такими как 30-литровые сферы, надуваемые до 200 бар.
Настоящее изобретение не ограничивается представленными примерами, и, в частности, надувная конструкция может быть выполнена в виде множества элементов, газогенераторы могут быть равномерно распределены по периметру аппарата, при этом система может содержать, например, пять генераторов, расположенных на угловом расстоянии друг от друга в 72°.
Claims (8)
1. Способ аэродинамической стабилизации космического аппарата, содержащего корпус (1) удлиненной формы, в частности, осесимметричный или почти осесимметричный, во время спуска на Землю для его сохранения, состоящий в развертывании надувной конструкции (2, 20), выполненной в виде тора или сегментов тора с осью, совпадающей с продольной осью корпуса (1), отличающийся тем, что указанную надувную конструкцию располагают между номинальным центром тяжести и задним концом корпуса (1), выбирая ее размеры так, чтобы сблизить центры подъемной силы и тяжести и удерживать таким образом корпус (1) в интервале балансировочных углов атаки от 100 до 120° во время спуска в атмосфере.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что развертывание надувной конструкции осуществляют перед достижением аппаратом апогея (А) траектории его запуска.
3. Способ по любому из п.1 или 2, отличающийся тем, что развертывание надувной конструкции осуществляют во время полета аппарата в сверхзвуковом режиме.
4. Способ по п.1, отличающийся тем, что развертывание надувной конструкции осуществляют до перехода аппарата в трансзвуковой режим таким образом, чтобы стабилизировать угол атаки аппарата в момент прохождения звукового барьера.
5. Устройство для реализации способа по любому из пп.1-4, содержащее надувную конструкцию (2) с осью, совпадающей с продольной осью корпуса (1) космического аппарата, отличающееся тем, что указанная надувная конструкция расположена между номинальным центром тяжести и задним концом корпуса (1) и образована сегментами тора (21), имеющими круглое сечение с радиусом (R), составляющим около 60% радиуса сечения корпуса аппарата.
6. Устройство по п.5, отличающееся тем, что сегменты тора расположены на наружной стороне юбки (11) двигателя аппарата.
7. Устройство по п.5, отличающееся тем, что сегменты тора расположены на наружной стороне корпуса аппарата между юбкой (11) двигателя и отсеком топливного резервуара (С) аппарата.
8. Устройство по п.5, отличающееся тем, что оболочка надувной конструкции содержит термическую защиту (22, 23, 24) и герметичный слой (25).
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0450971A FR2870210B1 (fr) | 2004-05-17 | 2004-05-17 | Procede de stabilisation aerodynamique d'un vehicule spatial lors de son retour sur terre, en vue de sa recuperation et dispositif pour sa mise en oeuvre |
FR0450971 | 2004-05-17 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2006144850A RU2006144850A (ru) | 2008-06-27 |
RU2363627C2 true RU2363627C2 (ru) | 2009-08-10 |
Family
ID=34945684
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2006144850/11A RU2363627C2 (ru) | 2004-05-17 | 2005-05-16 | Способ и устройство аэродинамической стабилизации космического аппарата во время спуска на землю |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
EP (1) | EP1846296B1 (ru) |
FR (1) | FR2870210B1 (ru) |
RU (1) | RU2363627C2 (ru) |
WO (1) | WO2005113338A1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2579600C1 (ru) * | 2014-12-09 | 2016-04-10 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (АО "ВПК "НПО машиностроения") | Искусственный спутник земли |
Families Citing this family (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP3650358A1 (en) | 2018-11-06 | 2020-05-13 | Pangea Aerospace, S.L. | Return to base space launch vehicles, systems and methods |
CN109229423B (zh) * | 2018-11-06 | 2019-07-09 | 中国科学院国家空间科学中心 | 一种返回式探空火箭的减速控制方法 |
Family Cites Families (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3286951A (en) | 1963-09-27 | 1966-11-22 | Douglas Aircraft Co Inc | Recovery system |
US3282539A (en) * | 1964-12-23 | 1966-11-01 | Harry W Wiant | Recovery system |
US3508724A (en) * | 1968-11-14 | 1970-04-28 | Nasa | Hot air balloon deceleration and recovery system |
US4504031A (en) * | 1979-11-01 | 1985-03-12 | The Boeing Company | Aerodynamic braking and recovery method for a space vehicle |
US4832288A (en) | 1987-07-23 | 1989-05-23 | Aerospace Recovery System, Inc. | Recovery system |
GB2306147B (en) | 1995-10-13 | 1999-11-17 | Marconi Gec Ltd | Drag-producing aerodynamic device |
US6260797B1 (en) | 1998-01-13 | 2001-07-17 | Science Applications International Corporation | Transformable gun launched aero vehicle |
US6076771A (en) | 1998-02-25 | 2000-06-20 | Kistler Aerospace Corporation | System and method for controlling a re-entry vehicle |
RU2148536C1 (ru) | 1999-10-26 | 2000-05-10 | Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева | Многоразовый ускоритель первой ступени ракеты-носителя |
-
2004
- 2004-05-17 FR FR0450971A patent/FR2870210B1/fr active Active
-
2005
- 2005-05-16 RU RU2006144850/11A patent/RU2363627C2/ru active
- 2005-05-16 WO PCT/FR2005/050327 patent/WO2005113338A1/fr active Application Filing
- 2005-05-16 EP EP05762574A patent/EP1846296B1/fr active Active
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2579600C1 (ru) * | 2014-12-09 | 2016-04-10 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (АО "ВПК "НПО машиностроения") | Искусственный спутник земли |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP1846296B1 (fr) | 2009-07-01 |
FR2870210A1 (fr) | 2005-11-18 |
WO2005113338A1 (fr) | 2005-12-01 |
EP1846296A1 (fr) | 2007-10-24 |
RU2006144850A (ru) | 2008-06-27 |
FR2870210B1 (fr) | 2007-09-21 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP6424008B2 (ja) | 環状外側要素を備えた打上げ用ビークル並びに関連システム及び方法 | |
US20050133668A1 (en) | Methods and apparatus for increasing aerodynamic performance of projectiles | |
US11565833B2 (en) | Recovery of a final stage of a spacecraft launch vehicle | |
US20160046372A1 (en) | Rocket Morphing Aerial Vehicle | |
CN110116823B (zh) | 一种可回收和复用的固体运载火箭子级 | |
US20190016468A1 (en) | Rocket-based inverted parachute deployment system | |
WO2016081324A1 (en) | Enveloping aerodynamic accelerator | |
EP3555553A1 (en) | Apparatus for a vehicle | |
RU2363627C2 (ru) | Способ и устройство аэродинамической стабилизации космического аппарата во время спуска на землю | |
CN109931823B (zh) | 一种运载火箭整流罩的回收结构 | |
CN113247313B (zh) | 一种用于运载火箭助推器回收的柔性变体飞艇及回收方法 | |
US5265829A (en) | Tetrahedral lander | |
US3282539A (en) | Recovery system | |
US6811114B2 (en) | Apparatus for launching heavy large payloads from an aircraft | |
RU2699950C1 (ru) | Способ превращения вертолета в планер в аварийных ситуациях и надувное крыло для его осуществления | |
US3484826A (en) | Impact landing system | |
Vergnolle | Soft landing impact attenuation techologies review | |
JP2996479B2 (ja) | 魚雷等のペイロード運搬飛しょう体 | |
Eggers et al. | The Hypersonic Experiment SHEFEX-Aerotheromdynamic Layout, Vehicle Development and First Flight Results | |
EP4163210A1 (en) | Reusable rocket stage | |
RU2771550C1 (ru) | Способ возврата ракетной ступени на землю и ракетная ступень для реализации этого способа | |
Roberts | Tetrahedral lander | |
Tartabini et al. | Flight performance feasibility studies for the max launch abort system | |
Pepper | Development of a composite structure hypersonic parachute. | |
Barraza et al. | Recovery System Development |