RU2383476C1 - Flexible system of descent spacecraft thermal protection - Google Patents
Flexible system of descent spacecraft thermal protection Download PDFInfo
- Publication number
- RU2383476C1 RU2383476C1 RU2008151237/11A RU2008151237A RU2383476C1 RU 2383476 C1 RU2383476 C1 RU 2383476C1 RU 2008151237/11 A RU2008151237/11 A RU 2008151237/11A RU 2008151237 A RU2008151237 A RU 2008151237A RU 2383476 C1 RU2383476 C1 RU 2383476C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- heat
- layers
- thermal protection
- mat
- insulating
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области космической техники, а именно к системам тепловой защиты поверхности спускаемых в атмосфере планет космических аппаратов.The invention relates to the field of space technology, namely to thermal protection systems for the surface of spacecraft launched in the atmosphere of planets.
Известна двухслойная система теплозащиты жесткого корпуса спускаемого в атмосфере космического аппарата, содержащая теплоизоляционный слой и установленный на нем теплозащитный слой (Проблемы механики и теплообмена в космической технике. /Под ред. О.М.Белоцерковского, М., "Машиностроение", 1982, с.60 [1]).Known is a two-layer thermal protection system for a rigid body of a spacecraft descent into the atmosphere, containing a heat-insulating layer and a heat-shielding layer installed on it (Problems of mechanics and heat transfer in space technology. / Ed. By OM Belotserkovsky, M., "Engineering", 1982, p. .60 [1]).
Теплоизоляционный слой такой теплозащиты выполнен из теплоизоляционного материала низкой плотности и теплопроводности, например стеклосотовой конструкции, а теплозащитный - из плотного сублимирующего, например композитного материала. Защита корпуса спускаемого аппарата от температурного воздействия газового потока в этом случае обеспечивается интенсивным уносом тепла при испарении сублимирующего материала и низкой теплопроводностью стеклосот.The heat-insulating layer of such heat protection is made of a heat-insulating material of low density and thermal conductivity, for example, a glass honeycomb structure, and a heat-insulating layer is made of a dense sublimating, for example, composite material. In this case, the protection of the lander apparatus from the temperature effect of the gas flow is ensured by intensive heat removal during the evaporation of the freeze-drying material and low thermal conductivity of the glass cells.
Эта система является жесткой, что затрудняет ее установку на криволинейных участках корпуса спускаемого аппарата и делает невозможным ее применение для защиты гибких элементов конструкции аппарата.This system is rigid, which makes it difficult to install it on curved sections of the body of the descent vehicle and makes it impossible to use it to protect the flexible structural elements of the device.
Известна также система теплозащиты спускаемого космического аппарата при движении его в атмосфере по патенту США №6,497,390 (опубл. 24.12.2002 [2]). Эта система включает гибкий теплоизоляционный мат, пакет из одного или нескольких слоев гибкого тканевого материала, прикрепляемый к мату с помощью клея, кнопок или пуговиц, и размещаемое на наружной поверхности пакета облицовочное покрытие из неорганического материала, обеспечивающее газонепроницаемость теплозащиты. Данная система достаточно эффективно экранирует тепло от внешнего теплового потока к корпусу на участках, обтекаемых горячим газовым потоком.Also known is the thermal protection system of the descent spacecraft during its movement in the atmosphere according to US patent No. 6,497,390 (publ. 24.12.2002 [2]). This system includes a flexible heat-insulating mat, a bag of one or more layers of flexible fabric material, attached to the mat with glue, buttons or buttons, and a facing coating made of inorganic material placed on the outer surface of the bag, providing gas-tight thermal protection. This system effectively shields heat from the external heat flow to the housing in areas streamlined by the hot gas flow.
Однако вследствие использования описанных средства соединения частей эта система обладает недостаточной гибкостью и трансформируемостью. Поэтому система пригодна лишь для защиты спускаемых аппаратов, имеющих поверхность несложной формы, с которой она может быть легко сопряжена. По этой же причине она также не пригодна для теплозащиты спускаемого космического аппарата, имеющего надувные элементы конструкции, в частности надувное тормозное устройство, так как не может быть уложена вместе с гибкой оболочкой, образующей эти элементы, в компактный объем. Это обусловлено тем, что надувные элементы, например надувное тормозное устройство, используемое для эффективного торможения спускаемого аппарата в атмосфере, в рабочем (развернутом) положении существенно увеличивают поперечные размеры аппарата, в результате чего они превышают внутренние размеры головных обтекателей ракет-носителей. Поэтому в транспортном (нерабочем) положении оболочка этого устройства должна быть свернута вместе с теплозащитой в компактный объем. Кроме того, конструкция данной системы сложна, так как содержит большое количество клеевых и других скрепляющих слои между собой элементов и поэтому недостаточно надежна в эксплуатации.However, due to the use of the described means for joining the parts, this system has insufficient flexibility and transformability. Therefore, the system is suitable only for the protection of descent vehicles having a surface of simple shape with which it can be easily mated. For the same reason, it is also not suitable for thermal protection of a descent spacecraft having inflatable structural elements, in particular an inflatable brake device, since it cannot be packed together with the flexible shell forming these elements in a compact volume. This is due to the fact that inflatable elements, for example, an inflatable brake device used to effectively decelerate a descent vehicle in the atmosphere, in the working (deployed) position significantly increase the transverse dimensions of the vehicle, as a result of which they exceed the internal dimensions of the head fairings of launch vehicles. Therefore, in the transport (inoperative) position, the shell of this device must be folded together with thermal protection into a compact volume. In addition, the design of this system is complex, as it contains a large number of adhesive and other fastening layers between the elements and therefore is not reliable enough in operation.
Известная система теплозащиты спускаемого космического аппарата по патенту США №6,497,390 [2] наиболее близка к системе по предлагаемому изобретению.The known system of thermal protection of the descent spacecraft according to US patent No. 6,497,390 [2] is closest to the system according to the invention.
Предлагаемое изобретение направлено на получение технического результата, заключающегося в обеспечении большей гибкости и трансформируемости системы теплозащиты, в том числе для укладывания этой системы вместе с оболочкой надувного элемента космического аппарата, например надувного тормозного устройства в компактный объем, при одновременном упрощении конструкции системы теплозащиты и повышении ее надежности.The present invention is aimed at obtaining a technical result, which consists in providing greater flexibility and transformability of the thermal protection system, including for laying this system together with the shell of an inflatable element of a spacecraft, for example an inflatable brake device in a compact volume, while simplifying the design of the thermal protection system and increasing it reliability.
Согласно предлагаемому изобретению система теплозащиты спускаемого космического аппарата, как и указанная наиболее близкая к ней известная, содержит расположенные последовательно гибкий теплоизоляционный мат и теплозащитный пакет, включающий несколько слоев термостойкого тканевого материала.According to the invention, the thermal protection system of the descent spacecraft, like the one closest to it, is known, contains sequentially flexible heat-insulating mat and a heat-insulating bag that includes several layers of heat-resistant fabric material.
Для достижения указанного технического результата в предлагаемой системе, в отличие от наиболее близкой к ней известной, гибкий теплоизоляционный мат выполнен многослойным и помещен в чехол из температуростойкой ткани, каждый слой термостойкого тканевого материала указанного теплозащитного пакета пропитан и покрыт сублимирующим веществом, при этом толщина покрытия разных слоев неодинакова и увеличивается по мере удаления слоя от теплоизоляционного мата.To achieve the specified technical result in the proposed system, in contrast to the closest known one, the flexible heat-insulating mat is multilayer and placed in a cover made of heat-resistant fabric, each layer of the heat-resistant fabric material of the specified heat-insulating bag is impregnated and coated with a sublimating substance, while the coating thickness is different layers varies and increases as the layer moves away from the heat-insulating mat.
Слои гибкого теплоизоляционного мата, чехол из температуростойкой ткани, в который он помещен, и слои теплозащитного пакета соединены друг с другом по торцевым кромкам. При этом все указанные слои и чехол установлены с возможностью их свободного относительного перемещения, за исключением указанных соединенных торцевых кромок.Layers of a flexible heat-insulating mat, a cover made of heat-resistant fabric in which it is placed, and layers of a heat-insulating bag are connected to each other along the end edges. Moreover, all of these layers and the cover are installed with the possibility of their relative relative movement, with the exception of the specified connected end edges.
Каждый слой теплоизоляционного мата может представлять собой пленку экранновакуумной теплоизоляции, с металлизированной поверхностью, обращенной в сторону теплозащитного пакета. При этом каждый из этих слоев отделен от ближайшего к нему такого же слоя прокладкой для предотвращения слипания с ним и размещен со свободой перемещения относительно других слоев, а прокладка может быть выполнена в виде разреженной сетки.Each layer of the heat-insulating mat can be a screen-vacuum thermal insulation film with a metallized surface facing the heat-shielding package. Moreover, each of these layers is separated from the nearest layer of the same layer by a gasket to prevent adhesion to it and placed with freedom of movement relative to other layers, and the gasket can be made in the form of a sparse mesh.
Противоположные края соединенных друг с другом торцевых кромок гибкого теплоизоляционного мата, чехла из температуростойкой ткани и теплозащитного пакета могут быть скреплены друг с другом с образованием замкнутого полотнища, а свободные края этого полотнища могут быть усилены окантовкой с элементами крепления к жестким частям спускаемого космического аппарата, распределенными по всей длине окантовки.Opposite edges of the end edges of the flexible heat-insulating mat connected to each other, a cover made of heat-resistant fabric and a heat-insulating bag can be bonded to each other to form a closed panel, and the free edges of this panel can be reinforced with a fringe with fastening elements to the hard parts of the launched spacecraft distributed along the entire length of the edging.
Благодаря выполнению предлагаемой системы теплозащиты из гибких элементов с возможностью свободного перемещения этих элементов (слои теплозащитного пакета, теплозащитный пакет, гибкий теплоизоляционный мат, его слои и чехол, в который он помещен) относительно друг друга увеличивается гибкость системы. Кроме того, появляется возможность трансформирования ее формы, в частности становится возможным укладывание этой системы вместе с оболочкой надувного элемента космического аппарата (тормозного устройства спускаемого аппарата) в компактный объем, а после приведения в действие надувного элемента такое выполнение системы обеспечивает принятие ею формы этого элемента (надувного тормозного устройства) и поэтому способствует наилучшему осуществлению функции теплозащиты. Вместе с тем, свободное перемещение элементов системы теплозащиты относительно друг друга предохраняет их от повреждения при указанных изменениях формы, имеющих место при использовании системы, и способствует повышению ее надежности. Возможность отмеченного свободного перемещения, в свою очередь, освобождает систему от необходимости иметь кнопки, пуговицы, жидкие (клеевые) "гвозди", усеивающие площадь теплозащиты в наиболее близкой известной системе и изменяющие к тому же однородность структуры системы. Данная особенность предлагаемой системы одновременно с ее упрощением и повышением надежности способствует также увеличению гибкости.Thanks to the implementation of the proposed thermal protection system of flexible elements with the possibility of free movement of these elements (layers of the heat-insulating bag, heat-insulating bag, flexible heat-insulating mat, its layers and the cover in which it is placed), the flexibility of the system increases relative to each other. In addition, it becomes possible to transform its shape, in particular, it becomes possible to lay this system together with the shell of the inflatable element of the spacecraft (the braking device of the descent vehicle) in a compact volume, and after actuating the inflatable element, this embodiment of the system ensures that it takes the form of this element ( inflatable brake device) and therefore contributes to the best implementation of the thermal protection function. At the same time, the free movement of the elements of the thermal protection system relative to each other protects them from damage during the indicated shape changes that occur when using the system, and helps to increase its reliability. The possibility of marked free movement, in turn, frees the system from the need to have buttons, buttons, liquid (glue) "nails", dotting the area of thermal protection in the closest known system and changing the uniformity of the structure of the system. This feature of the proposed system simultaneously with its simplification and increased reliability also contributes to increased flexibility.
Выполнение гибкого теплоизоляционного мата из нескольких слоев в виде пленки экранновакуумной теплоизоляции тоже положительно сказывается на надежности системы, так как пленка - наиболее однородный по структуре материал, а для теплозащиты очень важно, чтобы ее свойства по толщине (теплопроводность, теплоемкость, плотность и др.) были одинаковыми в каждой точке ее поверхности. Вместе с тем пленка - гибкий материал, и такое выполнение одновременно способствует обеспечению гибкости системы. Наличие у пленочных слоев металлизированных поверхностей, обращенных в сторону теплозащитного пакета, позволяет уменьшить количество слоев, благодаря отражению тепла от указанных поверхностей. Это, в свою очередь, способствует как повышению гибкости системы, так и повышению ее надежности. Наличие указанных выше прокладок между пленочными слоями предотвращает слипание пленок, которое могло бы препятствовать свободному взаимному перемещению их поверхностей. Помимо этого прокладка в виде разреженной сетки открывает значительную часть площади поверхности пленки теплоизоляционного мата, отражающей тепловой поток в сторону теплозащитного пакета.The implementation of a flexible heat-insulating mat of several layers in the form of a screen-vacuum thermal insulation film also positively affects the reliability of the system, since the film is the most uniform material in structure, and for thermal protection it is very important that its thickness properties (thermal conductivity, heat capacity, density, etc.) were the same at every point on its surface. At the same time, the film is a flexible material, and this embodiment also contributes to the flexibility of the system. The presence of film layers of metallized surfaces facing the heat-shielding package allows to reduce the number of layers due to the reflection of heat from these surfaces. This, in turn, contributes to both increasing the flexibility of the system and increasing its reliability. The presence of the above gaskets between the film layers prevents the adhesion of the films, which could prevent the free mutual movement of their surfaces. In addition, the spacer mesh in the form of a sparse mesh opens up a significant part of the surface area of the heat-insulating mat film, which reflects the heat flux towards the heat-insulating bag.
Благодаря тому, что толщина покрытия из сублимирующего материала на тканевом материале слоев теплозащитного пакета превышает толщину самого материала, становится возможным увеличить массу этого вещества без увеличения массы тканевого материала. При этом описанное увеличение толщины покрытия по мере удаления слоя от стороны теплозащитного пакета, обращенной к теплоизоляционному мату (т.е. уменьшение ее по мере приближения к мату) направлено на обеспечение гибкости системы, так как минимальным по толщине оказывается покрытие того слоя, который подвержен наибольшему изгибу (т.е. изгибу с наименьшим радиусом кривизны).Due to the fact that the thickness of the coating of the sublimating material on the fabric material of the layers of the heat-shielding package exceeds the thickness of the material itself, it becomes possible to increase the mass of this substance without increasing the mass of the fabric material. Moreover, the described increase in the thickness of the coating as the layer moves away from the side of the heat-insulating bag facing the heat-insulating mat (i.e., its decrease as it approaches the mat) is aimed at ensuring the flexibility of the system, since the minimum thickness of the coating is that layer that is subject to the greatest bend (i.e. bend with the smallest radius of curvature).
Во время аэродинамического торможения поверхность системы теплозащиты воспринимает реализуемый при этом тепловой поток, наружный слой теплозащитного пакета разогревается до температуры испарения сублимирующего вещества, которое и поглощает поступающее тепло. После выгорания вещества из первого слоя начинает работать следующий за ним слой, и т.д. Наличие сублимирующего вещества одновременно обеспечивает газонепроницаемость теплозащиты. Это позволяет обойтись без специального облицовочного покрытия, что упрощает систему и способствует повышению ее надежности.During aerodynamic braking, the surface of the thermal protection system perceives the heat flux realized at the same time, the outer layer of the thermal barrier package is heated to the evaporation temperature of the sublimating substance, which absorbs the incoming heat. After burning out the substance from the first layer, the next layer begins to work, etc. The presence of a sublimating substance at the same time ensures gas impermeability of thermal protection. This eliminates the need for a special facing coating, which simplifies the system and helps increase its reliability.
Гибкий теплоизоляционный мат в течение всего времени спуска космического аппарата обеспечивает нужный перепад температуры между стороной теплозащитного пакета, обращенной к оболочке надувного элемента тормозного устройства, и этой оболочкой.A flexible heat-insulating mat during the entire time of launching the spacecraft provides the necessary temperature difference between the side of the heat-shielding package facing the shell of the inflatable element of the brake device and this shell.
Скрепление друг с другом противоположных краев соединенных торцевых кромок элементов системы с образованием при этом замкнутого полотнища, усиленного окантовкой с элементами крепления, является предпочтительным частным случаем выполнения системы для теплозащиты спускаемого аппарата с надувным тормозным устройством. При таком выполнении система может быть надежно состыкована с жесткими частями спускаемого космического аппарата.The bonding to each other of the opposite edges of the connected end edges of the system elements with the formation of a closed panel reinforced with a trim with fastening elements is a preferred particular case of the system for thermal protection of a descent vehicle with an inflatable brake device. With this embodiment, the system can be reliably docked with the rigid parts of the descent spacecraft.
Изобретение иллюстрируется чертежами:The invention is illustrated by drawings:
- на фиг.1 показана многослойная структура предлагаемой системы тепловой защиты;- figure 1 shows the multilayer structure of the proposed thermal protection system;
- на фиг.2 показано возможное выполнение соединения элементов системы друг с другом с образованием замкнутого полотнища, имеющего окантовку с элементами крепления к жестким частям спускаемого аппарата;- figure 2 shows the possible implementation of the connection of the system elements with each other with the formation of a closed panel having a border with fastening elements to the hard parts of the descent vehicle;
- на фиг.3 и 4 соответственно изображена установленная на спускаемом космическом аппарате гибкая система тепловой защиты в уложенном в компактный объем состоянии (транспортное положение) и в развернутом состоянии, соответствующем форме аппарата при спуске его в атмосфере.- Figures 3 and 4 respectively depict a flexible thermal protection system installed on a descent spacecraft in a state packed into a compact volume (transport position) and in an expanded state corresponding to the shape of the spacecraft during its descent in the atmosphere.
Гибкая система тепловой защиты (фиг.1) спускаемого космического аппарата содержит последовательно расположенные теплоизоляционный мат 2, помещенный в чехол 3 из термостойкой ткани, и теплозащитный пакет 6. Мат 2 может состоять, например, из пленок 4 экранновакуумной теплоизоляции, каждая из которых отделена от соседней сетчатой прокладкой 5. Теплозащитный пакет 6 размещен на поверхности чехла 3 мата 2 (на фиг.1 показан случай выполнения теплозащитного пакета из трех слоев ткани). Каждый слой 7 теплозащитного пакета 6 выполнен из температуростойкой ткани, пропитан и покрыт сублимирующим веществом 8, обеспечивающим одновременно и газонепроницаемость теплозащиты. В качестве сублимирующего вещества может служить материал из кремнийорганических низкомолекулярных полимеров, используемых в промышленности и ракетно-космической технике как герметик (при соединении этого материала с катализатором получаемое сублимирующее вещество вулканизируется и приобретает свойства резины).The flexible thermal protection system (FIG. 1) of the descent spacecraft contains a heat-insulating mat 2 placed in a case 3 made of heat-resistant fabric and a heat-insulating
Торцевые кромки слоев 4 мата 2, включая сетчатые прокладки 5, чехла 3 и слоев пакета 6 соединены друг с другом прошивкой 15. При установке такой системы теплозащиты на спускаемом аппарате ее противоположные торцевые кромки могут быть скреплены по линии 9 с образованием замкнутого полотнища 10 (фиг.2), свободные края которого усиливаются окантовкой 11, по всей длине которой могут быть распределены элементы 12 крепления системы тепловой защиты к жестким частям спускаемого аппарата.The end edges of the layers 4 mat 2, including mesh pads 5, cover 3 and layers of the
Все слои 4 и прокладки 5 мата 2, чехол 3 и все слои пакета 6 установлены со свободой их относительного перемещения, т е. не имеют соединения нигде, кроме торцевых кромок.All layers 4 and gaskets 5 mat 2, cover 3 and all layers of the
При установке предлагаемой гибкой системы тепловой защиты на спускаемом космическом аппарате она укладывается теплоизоляционным матом 2 в чехле 3 на защищаемый узел, например на оболочку надувного тормозного устройства спускаемого аппарата, и крепится к его жестким частям с помощью элементов 12 таким образом, что в уложенном (фиг.3) и развернутом (фиг.4) состоянии она полностью охватывает защищаемый узел спускаемого аппарата (в показанном на фиг.3, 4 случае - надувные элементы 13 тормозного устройства).When installing the proposed flexible thermal protection system on a descent spacecraft, it is laid with a heat-insulating mat 2 in a cover 3 on a protected assembly, for example, on the shell of an inflatable brake device of a descent vehicle, and is attached to its rigid
В уложенном состоянии система теплозащиты удерживается от несанкционированного раскрытия системой обжатия 14.When installed, the thermal protection system is kept from unauthorized opening by the
Изготовление предлагаемой гибкой системы тепловой защиты наиболее специфично для спускаемого аппарата с надувными элементами его тормозного устройства. В этом случае все элементы системы выкраивают из надлежащих материалов в соответствии с формой тормозного устройства при заполненных газом полостями его надувных элементов. Все слои температуростойкой ткани теплозащитного пакета пропитывают сублимирующим веществом, обеспечивающим одновременно и газонепроницаемость пакета. Затем все элементы системы теплозащиты укладывают друг на друга в соответствующем порядке, сшивают по торцевым кромкам и скрепляют их противоположные края для образования замкнутого полотнища. Замкнутое полотнище устанавливают на внешней поверхности тормозного устройства и закрепляют свободными краями на жестких элементах конструкции спускаемого аппарата. Закрепление осуществляют таким образом, чтобы полотнище полностью охватывало все надувные элементы тормозного устройства спускаемого аппарата. Перед монтажом спускаемого аппарата на ракете-носителе или на космическом аппарате, от которого в будущем должен быть отделен спускаемый аппарат, газ из надувных элементов тормозного устройства удаляют, и оболочку надувных элементов вместе с теплозащитой укладывают в компактный объем, удерживаемый системой обжатия. Благодаря наличию нескольких слоев и их незначительной толщине, а также возможности свободного перемещения слоев системы теплозащиты относительно друг друга, отсутствуют препятствия для укладки и развертывания системы теплозащиты совместно с оболочкой надувного элемента спускаемого космического аппарата и для сохранения ее целостности на всех этапах эксплуатации.The manufacture of the proposed flexible thermal protection system is most specific for a descent vehicle with inflatable elements of its braking device. In this case, all the elements of the system are cut out of the appropriate materials in accordance with the shape of the braking device with the gas cavities of its inflatable elements. All layers of the heat-resistant fabric of the heat-shielding bag are impregnated with a sublimating substance, which simultaneously ensures the gas-tightness of the bag. Then all the elements of the thermal protection system are stacked on top of each other in the appropriate order, sewn along the end edges and fasten their opposite edges to form a closed panel. A closed panel is installed on the outer surface of the brake device and fixed with free edges on the rigid structural elements of the descent vehicle. The fixing is carried out in such a way that the panel completely covers all the inflatable elements of the braking device of the descent vehicle. Before mounting the descent vehicle on a launch vehicle or on a spacecraft, from which a descent vehicle is to be separated in the future, gas is removed from the inflatable elements of the braking device, and the shell of the inflatable elements together with thermal protection is placed in a compact volume held by the compression system. Due to the presence of several layers and their insignificant thickness, as well as the possibility of free movement of the layers of the thermal protection system relative to each other, there are no obstacles to laying and deploying the thermal protection system together with the shell of the inflatable element of the descent spacecraft and to maintain its integrity at all stages of operation.
Перед спуском аппарата в атмосфере система обжатия освобождает систему тепловой защиты, из бортового источника сжатого газа спускаемого аппарата в надувные элементы его тормозного устройства подают газ. Надувные элементы в совокупности принимают заданную для тормозного устройства форму и расправляют гибкую систему теплозащиты спускаемого аппарата. На этом этапе возможность свободного относительного перемещения элементов системы теплозащиты не препятствует принятию тормозным устройством заданной формы.Before the descent of the apparatus in the atmosphere, the compression system releases the thermal protection system, gas is supplied from the on-board source of compressed gas of the descent apparatus to the inflatable elements of its braking device. The inflatable elements in the whole take the form set for the braking device and straighten the flexible thermal protection system of the descent vehicle. At this stage, the possibility of free relative movement of the elements of the thermal protection system does not prevent the brake device from adopting a given shape.
Предлагаемая система тепловой защиты является гибкой, газонепроницаемой для внешнего потока, эффективной, простой по конструкции и надежной в эксплуатации. Совместно с технологией использования надувных тормозных устройств в конструкциях спускаемых аппаратов предложенная система раскрывает широкие перспективы дальнейшего развития космической техники.The proposed thermal protection system is flexible, gas-tight for external flow, efficient, simple in design and reliable in operation. Together with the technology of using inflatable braking devices in the structures of descent vehicles, the proposed system opens up broad prospects for the further development of space technology.
Вместе с тем предлагаемая система может эффективно использоваться на спускаемых и космических аппаратах с жесткой формой, имеющих участки, прогнозируемо изменяющие свою форму под воздействием напора набегающего потока либо под внутренним давлением надувного элемента конструкции аппарата, каким могут являться, например, выдвижная антенна, штанга служебной системы или другой элемент аппарата.At the same time, the proposed system can be effectively used on launching and spacecraft with a rigid shape, having sections predictably changing their shape under the influence of the pressure of the incoming flow or under the internal pressure of an inflatable structural element of the device, which can be, for example, a retractable antenna, a boom of the service system or other element of the apparatus.
Источники информацииInformation sources
1. Проблемы механики и теплообмена в космической технике. /Под ред. О.М.Белоцерковского, М., Машиностроение, 1982 г.1. Problems of mechanics and heat transfer in space technology. / Ed. O.M.Belotserkovsky, M., Engineering, 1982
2. Патент США №6,497,390, опубл. 24.12.2002.2. US Patent No. 6,497,390, publ. 12/24/2002.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008151237/11A RU2383476C1 (en) | 2008-12-25 | 2008-12-25 | Flexible system of descent spacecraft thermal protection |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008151237/11A RU2383476C1 (en) | 2008-12-25 | 2008-12-25 | Flexible system of descent spacecraft thermal protection |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2383476C1 true RU2383476C1 (en) | 2010-03-10 |
Family
ID=42135163
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008151237/11A RU2383476C1 (en) | 2008-12-25 | 2008-12-25 | Flexible system of descent spacecraft thermal protection |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2383476C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2509040C2 (en) * | 2012-03-22 | 2014-03-10 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт химии твердого тела и механохимии Сибирского отделения Российской академии наук (ИХТТМ СО РАН) | Heat-resistance system for surface heat protection of hypersonic aircraft and shuttle spacecraft |
| RU2724188C1 (en) * | 2019-08-07 | 2020-06-22 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Heat-insulating coating of high-speed aircraft body (embodiments) |
-
2008
- 2008-12-25 RU RU2008151237/11A patent/RU2383476C1/en active
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2509040C2 (en) * | 2012-03-22 | 2014-03-10 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт химии твердого тела и механохимии Сибирского отделения Российской академии наук (ИХТТМ СО РАН) | Heat-resistance system for surface heat protection of hypersonic aircraft and shuttle spacecraft |
| RU2724188C1 (en) * | 2019-08-07 | 2020-06-22 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Heat-insulating coating of high-speed aircraft body (embodiments) |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| KR100963202B1 (en) | Thermally insulative sleeve | |
| US7913813B1 (en) | Noise shield for a launch vehicle | |
| US8047550B2 (en) | Tile gap seal assembly and method | |
| EP0107727B1 (en) | Heat insulating blanket | |
| CN103047013A (en) | Laminate thermal insulation blanket for aircraft applications and process therefor | |
| US20090213031A1 (en) | Furlable Shape-Memory Reflector | |
| JP6300835B2 (en) | Lightweight heat shield | |
| KR101106867B1 (en) | System for securing the end cone or mounting mat of a pollution control device | |
| TW457335B (en) | Insulative shield, particularly for automotive exhaust components | |
| JP3732126B2 (en) | Thermal defense structure | |
| US6394394B1 (en) | Payload fairing with jettisonable mass acoustic suppression | |
| RU2383476C1 (en) | Flexible system of descent spacecraft thermal protection | |
| CN1707236A (en) | Improved duct bleed leak detection system | |
| US7878456B2 (en) | Protective shield assembly for space optics and associated methods | |
| JP2009298148A (en) | Thermal barrier system | |
| WO2011002628A1 (en) | Integrated multilayer insulation | |
| WO2008071637A2 (en) | Cryogenic transfer hose having a fibrous insulating layer and method of constructing such a transfer hose | |
| JP6779178B2 (en) | Systems and methods for duct protection | |
| JPS6065603A (en) | Reflector for electromagnetic radiation beam | |
| RU2708266C2 (en) | Thermal protection system with panel arranged at distance, and method for manufacturing same | |
| US8258447B2 (en) | Methods and apparatus for a frangible seal for deployable flight structures | |
| JP5816315B2 (en) | System and method for providing isolation | |
| AU679116B2 (en) | A duct cover for directing a fluid therethrough and a method for making the same | |
| US3379330A (en) | Cryogenic insulation system | |
| JP2003247455A (en) | Device and method for controlling strain |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20171110 |