RU2675042C1 - Spacecraft landing device - Google Patents
Spacecraft landing device Download PDFInfo
- Publication number
- RU2675042C1 RU2675042C1 RU2017137702A RU2017137702A RU2675042C1 RU 2675042 C1 RU2675042 C1 RU 2675042C1 RU 2017137702 A RU2017137702 A RU 2017137702A RU 2017137702 A RU2017137702 A RU 2017137702A RU 2675042 C1 RU2675042 C1 RU 2675042C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- telescopic rod
- landing
- spacecraft
- rod
- energy absorber
- Prior art date
Links
- 239000006096 absorbing agent Substances 0.000 claims abstract description 17
- 230000001413 cellular effect Effects 0.000 claims abstract description 14
- 241000826860 Trapezium Species 0.000 abstract 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 1
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 1
- 230000001629 suppression Effects 0.000 description 1
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010936 titanium Substances 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Pivots And Pivotal Connections (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в тех областях, где необходимо осуществить мягкую посадку объекта, например, в ракетно-космической технике при посадке возвращаемого (посадочного) аппарата пилотируемого космического корабля на Землю или другие планеты по вертикальной схеме.The invention relates to the field of engineering and can be used in areas where it is necessary to soft-land an object, for example, in rocket and space technology when landing a return (landing) apparatus of a manned spacecraft on Earth or other planets in a vertical pattern.
Известна схема посадочного устройства, включающего четыре посадочных опоры, расположенные в корпусе космического корабля азимутально через 90°, описанная в патенте на изобретение RU №2521451 С2, 27.01.1998, МПК: F42B 15/36.The known scheme of the landing device, including four landing supports located in the hull of the spacecraft azimuthally through 90 °, described in the patent for invention RU No. 2521451 C2, 01/27/1998, IPC: F42B 15/36.
Посадочная опора включает центральную стойку, состоящую из главного цилиндра с сотовым энергопоглотителем, телескопического штока, расположенного внутри него пневматического механизма выдвижения телескопического штока и снабженную узлом крепления к корпусу космического корабля, а также опорную тарель, шарнирно связанную с телескопическим штоком, откидную раму, прикрепляемую к корпусу космического корабля при помощи кронштейнов, два подкоса, связанных с откидной рамой, устройство фиксации главного цилиндра в убранном положении, пневмопривод вращательного типа и датчик угла поворота рамы, установленные на оси вращения откидной рамы.The landing support includes a central rack consisting of a main cylinder with a honeycomb energy absorber, a telescopic rod, a pneumatic telescopic rod extension mechanism located inside it and equipped with an attachment unit to the spacecraft hull, as well as a support plate pivotally connected to the telescopic rod, a hinged frame attached to the spacecraft hull with brackets, two struts connected with a hinged frame, the device for fixing the main cylinder in the retracted position, stump moprivod type rotational angle sensor and the frame mounted on the axis of rotation of the hinged frame.
Известна также схема посадочного устройства космического корабля - ближайший аналог - прототип, описанный в патенте на изобретение RU №2621416.There is also known the scheme of the landing device of the spacecraft - the closest analogue is the prototype described in the patent for invention RU No. 2621416.
Посадочное устройство содержит четыре посадочных опоры, каждая из которых включает центральную стойку, имеющую главный цилиндр с сотовым энергопоглотителем и узел крепления к корпусу космического корабля, телескопический шток и механизм выдвижения телескопического штока, расположенный внутри него, опорную тарель, шарнирно связанную с телескопическим штоком, датчик угла поворота. Посадочная опора снабжена двумя тросами, при этом один конец троса соединен с телескопическим штоком со стороны опорной тарели, а второй конец троса закреплен в нише корпуса космического корабля, в котором размещена посадочная опора в исходном положении, а также введен раздвижной упор, шток которого соединен с главным цилиндром, а корпус - с поперечной балкой, закрепленной в нише, в которой размещена посадочная опора, а датчик угла поворота установлен на оси вращения раздвижного упора.The landing device contains four landing supports, each of which includes a central rack having a main cylinder with a honeycomb energy absorber and an attachment unit to the spacecraft hull, a telescopic rod and a telescopic rod extension mechanism located inside it, a support plate pivotally connected to the telescopic rod, a sensor angle of rotation. The landing support is equipped with two cables, while one end of the cable is connected to the telescopic rod from the side of the support plate, and the second end of the cable is fixed in the niche of the spacecraft body, in which the landing support is placed in the initial position, and a sliding stop is introduced, the rod of which is connected to the main cylinder, and the body - with a transverse beam fixed in a niche in which the landing support is located, and the angle sensor is mounted on the axis of rotation of the sliding stop.
Указанная схема обеспечивает более высокую степень устойчивости корабля к опрокидыванию, чем схема-аналог посадочного устройства, однако в определенных условиях посадки космического корабля не обеспечивается необходимое значение клиренса, что может привести к контакту корпуса космического корабля с грунтом, его деформации и, как следствие, к потере многоразовости космического корабля. Это может наступить, например, при неблагоприятном сочетании вертикальной и горизонтальной скоростей космического корабля, углов его подхода к посадочной поверхности и угла наклона самой поверхности или при наличии локального препятствия (кочки). В этом случае - при повышенных значениях нагрузок, действующих в боковом направлении, и наличия относительно высокого коэффициента трения скольжения (титан по стали) в паре шток-цилиндр возможно заклинивание штока в цилиндре и, следовательно, передача усилия на конструкцию космического корабля, а не поглощение этого усилия сотовым энергопоглотителем.The specified scheme provides a higher degree of stability of the vehicle to capsize than the analogue scheme of the landing device, however, under certain conditions of landing the spacecraft, the necessary clearance is not provided, which can lead to contact of the spacecraft’s hull with the ground, its deformation and, as a result, loss of spacecraft reusability. This can occur, for example, with an unfavorable combination of the vertical and horizontal speeds of the spacecraft, the angles of its approach to the landing surface and the angle of inclination of the surface itself or in the presence of a local obstacle (hump). In this case, with increased lateral loads and the presence of a relatively high coefficient of sliding friction (titanium over steel) in the rod-to-cylinder pair, it is possible to jam the rod in the cylinder and, therefore, transmit the force to the spacecraft structure rather than absorption this effort by a cellular energy absorber.
Задачей предлагаемого посадочного устройства является повышение безопасности посадки космического корабля сегментно-конической формы.The objective of the proposed landing device is to increase the safety of landing a spacecraft in a segmented-conical shape.
Техническим результатом настоящего изобретения является повышение безопасности посадки космического корабля на поверхности планеты со сложным рельефом.The technical result of the present invention is to increase the safety of a spacecraft landing on the surface of a planet with a complex relief.
Технический результат достигается за счет того, что в посадочном устройстве космического корабля, содержащем посадочные опоры, каждая из которых включает центральную стойку, сотовый энергопоглотитель и узел крепления к корпусу космического корабля, телескопический шток и механизм выдвижения телескопического штока, расположенный внутри него, опорную тарель, шарнирно связанную с телескопическим штоком, датчик угла поворота, датчик выдвижения штока, два троса и раздвижной упор, шток которого соединен с главным цилиндром, а корпус - с поперечной балкой, закрепленной в нише, в которой размещена посадочная опора, в отличие от известного, что в нее введен силовой корпус, выполненный в виде равнобедренной трапеции, вдоль оси симметрии которой выполнена цилиндрическая полость, при этом телескопический шток центральной стойки установлен в цилиндрическую полость со стороны основания меньшего размера, а силовой корпус со стороны основания большего размера закреплен посредством кронштейнов в отсеке космического корабля, при этом механизм зацепления штока с поршнем и сотовый энергопоглотитель в сложенном положении посадочной опоры расположен внутри телескопического штока.The technical result is achieved due to the fact that in the landing device of the spacecraft containing landing supports, each of which includes a central rack, a cellular energy absorber and a mount to the spacecraft’s hull, a telescopic rod and a telescopic rod extension mechanism located inside it, a support plate, pivotally connected to a telescopic rod, a rotation angle sensor, a rod extension sensor, two cables and a sliding stop, the rod of which is connected to the main cylinder, and the body - to the boot a river beam fixed in a niche in which the landing support is placed, in contrast to the known one, that a power housing is made in it, made in the form of an isosceles trapezoid, along the axis of symmetry of which a cylindrical cavity is made, while the telescopic rod of the central rack is installed in a cylindrical cavity with the sides of the base are smaller, and the power housing on the side of the base of the larger size is fixed by means of brackets in the spacecraft compartment, while the rod engaging mechanism with the piston and the cell the absorber in the folded position of the landing support is located inside the telescopic rod.
Таким образом, благодаря данному техническому решению центральная стойка воспринимает повышенное боковое нагружение, возникающее например, при попадании опорной тарели на локальное препятствие (кочку), что увеличивает безопасность посадки космического корабля на поверхности планеты со сложным рельефом.Thus, thanks to this technical solution, the central rack perceives increased lateral loading, which occurs, for example, when a support plate hits a local obstacle (hump), which increases the safety of landing a spaceship on a planetary surface with a complex relief.
Осуществление заявленного технического решения поясняется с помощью чертежей посадочного устройства, в которых представлена посадочная опора с центральной стойкой, усиленной в боковом направлении:The implementation of the claimed technical solution is illustrated with the help of drawings of the landing device, which presents the landing support with a central rack, reinforced in the lateral direction:
на фиг. 1 - посадочная опора предлагаемого посадочного устройства в сложенном виде;in FIG. 1 - landing support of the proposed landing device when folded;
фиг. 2 - чертеж центральной стойки в сложенном виде;FIG. 2 is a drawing of a central rack when folded;
фиг. 3 - посадочная опора в рабочем (раскрытом) положении.FIG. 3 - landing support in the working (open) position.
На чертежах цифрами обозначены:In the drawings, the numbers indicate:
1 - силовой корпус;1 - power building;
2 - телескопический шток;2 - telescopic rod;
3 - механизм выдвижения телескопического штока;3 - telescopic rod extension mechanism;
4 - механизм зацепления штока с поршнем;4 - the mechanism of engagement of the rod with the piston;
5 - сотовый энергопоглотитель;5 - cellular energy absorber;
6 - опорная тарель;6 - supporting plate;
7 - раздвижной упор;7 - sliding emphasis;
8 - поперечная балка;8 - transverse beam;
9 - тросы;9 - cables;
10 - узел крепления тросов;10 - cable mount;
На фиг. 1 представлена посадочная опора предлагаемого посадочного устройства в сложенном виде. Силовой корпус в форме равнобедренной трапеции обозначен поз.1.In FIG. 1 shows the landing support of the proposed landing device when folded. The power case in the form of an isosceles trapezoid is designated by pos. 1.
На фиг. 2 представлен чертеж центральной стойки в сложенном виде, на котором показан телескопический шток 2, механизм выдвижения телескопиического штока 3, механизм зацепления штока с поршнем 4, сотовый энергопоглотитель 5, состоящий, например, из шести сотоэлементов большого диаметра и пяти сотоэлементов меньшего диаметра, опорная тарель 6, соединенная с телескопическим штоком с помощью шарового подшипника. В отличие от прототипа механизм зацепления штока с поршнем 4 и сотовый энергопоглотитель 5 расположены внутри телескопического штока 2.In FIG. 2 is a drawing of the central rack in folded form, which shows the
На фиг. 3 показано посадочное устройство, на котором посадочная опора представлена в рабочем (раскрытом) положении. Посадочная опора включает в себя центральную стойку, состоящую из силового корпуса 1, телескопического штока 2 и опорной тарели 6, тросов 9, раздвижного упора 7. Раздвижной упор с одной стороны крепится к корпусу 1, а с другой связан с поперечной балкой 8. Тросы 9 с помощью узла крепления тросов 10 крепятся к телескопическому штоку 2, а другими концами к отсеку корпуса космического корабля.In FIG. 3 shows a landing device on which the landing support is presented in a working (open) position. The landing support includes a central rack, consisting of a
Силовой корпус 1 представляет собой деталь в форме равнобедренной трапеции, вдоль оси симметрии которой выполнена цилиндрическая полость, внутри которой расположен телескопический шток 2, имеющий выход из силового корпуса со стороны основания меньшего размера.The
При нахождении посадочной опоры в сложенном положении телескопический шток 2 расположен внутри силового корпуса 1, при этом внутри телескопического штока расположены следующие узлы: механизм выдвижения телескопического штока 3, сотовый энергопоглотитель 5, механизм зацепления штока с поршнем 4, взаимодействующий с сотовым энергопоглотителем.When the landing support is in the folded position, the
При раскрытии посадочного устройства телескопический шток 2 выдвигается с помощью механизма выдвижения 3, в конце своего хода образует жесткую связь с поршнем механизма зацепления 4.When the landing gear is opened, the
Следствием такой компоновки, при которой сотовый энергопоглотитель и механизм зацепления штока с поршнем могут быть расположены не внутри главного цилиндра как в прототипе, а внутри телескопического штока, является увеличение наружного диаметра телескопического штока, например, более чем в 1,5 раза, что существенно повышает его жесткость и устойчивость при действии бокового нагружения.The consequence of this arrangement, in which the cellular energy absorber and the mechanism of engagement of the rod with the piston can be located not inside the main cylinder as in the prototype, but inside the telescopic rod, is an increase in the outer diameter of the telescopic rod, for example, by more than 1.5 times, which significantly increases its rigidity and stability under the action of lateral loading.
Центральная стойка посредством силового корпуса 1 через два кронштейна присоединяется к отсеку космического корабля. Трапецеидальная форма силового корпуса в сочетании с увеличенным диаметром телескопического штока придает жесткость конструкции и обеспечивает усиление центральной стойки при действии на телескопический шток 2 бокового нагружения.The Central rack through the
Рассмотрим работу посадочного устройства.Consider the operation of the landing device.
Считаем, что центральные стойки четырех посадочных опор переведены из исходного (сложенного) положения в рабочее (раскрытое) положение.We believe that the central racks of the four landing supports are transferred from the initial (folded) position to the working (open) position.
Рабочее положение посадочной опоры характеризуется следующими факторами:The working position of the landing support is characterized by the following factors:
- телескопический шток 2 центральной стойки выдвинут, при этом поршень под сотовым энергопоглотителем и телескопический шток находятся в зацеплении;- the
- поршень раздвижного упора 7 выдвинут и находится в зацеплении со своим корпусом через муфту обратного хода;- the piston of the
- тросы 9 натянуты с помощью раздвижного упора.-
При контакте центральной стойки с посадочной поверхностью в случае, например, попадания опорной тарели в локальное препятствие на телескопический шток может воздействовать боковое усилие, которое благодаря выбранной форме силового корпуса, распределяется по конструкции центральной стойки, при этом исключается возможность заклинивания штока в силовом корпусе центральной стойки и обеспечивается беспрепятственное втягивание штока внутрь силового корпуса. При этом за счет работы сотовых энергопоглотителей, которые расположены под поршнем, находящимся в зацеплении со штоком, осуществляется их смятие, что приводит к гашению посадочного удара.When the central rack contacts the landing surface in the case, for example, of the support plate falling into a local obstacle, the lateral force can be affected by the telescopic rod, which, due to the selected shape of the power case, is distributed over the design of the central rack, thereby eliminating the possibility of stem jamming in the power case of the central rack and provides unhindered retraction of the rod into the power housing. At the same time, due to the operation of cellular energy absorbers, which are located under the piston, which is meshed with the rod, they are crushed, which leads to the suppression of the landing impact.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017137702A RU2675042C1 (en) | 2017-10-27 | 2017-10-27 | Spacecraft landing device |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017137702A RU2675042C1 (en) | 2017-10-27 | 2017-10-27 | Spacecraft landing device |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2675042C1 true RU2675042C1 (en) | 2018-12-14 |
Family
ID=64753129
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017137702A RU2675042C1 (en) | 2017-10-27 | 2017-10-27 | Spacecraft landing device |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2675042C1 (en) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN109178350A (en) * | 2018-09-28 | 2019-01-11 | 南京航空航天大学 | A kind of retractable driving device having tension compression bidirectional pooling feature |
CN110844124A (en) * | 2019-11-11 | 2020-02-28 | 中国运载火箭技术研究院 | Reusable carrier landing gear control system and control method |
CN111486189A (en) * | 2020-04-16 | 2020-08-04 | 北京空间飞行器总体设计部 | Reusable small celestial body surface attachment buffer mechanism |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6227494B1 (en) * | 1998-06-16 | 2001-05-08 | Lockheed Martin Corporation | Deployable spacecraft lander leg system and method |
RU2521451C2 (en) * | 2012-08-15 | 2014-06-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Space vehicle landing device |
RU2546042C2 (en) * | 2013-08-20 | 2015-04-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Spacecraft landing gear |
RU2621416C2 (en) * | 2015-10-27 | 2017-06-05 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Spacecraft landing aid |
-
2017
- 2017-10-27 RU RU2017137702A patent/RU2675042C1/en active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6227494B1 (en) * | 1998-06-16 | 2001-05-08 | Lockheed Martin Corporation | Deployable spacecraft lander leg system and method |
RU2521451C2 (en) * | 2012-08-15 | 2014-06-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Space vehicle landing device |
RU2546042C2 (en) * | 2013-08-20 | 2015-04-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Spacecraft landing gear |
RU2621416C2 (en) * | 2015-10-27 | 2017-06-05 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Spacecraft landing aid |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN109178350A (en) * | 2018-09-28 | 2019-01-11 | 南京航空航天大学 | A kind of retractable driving device having tension compression bidirectional pooling feature |
CN109178350B (en) * | 2018-09-28 | 2021-06-15 | 南京航空航天大学 | Telescopic driving device with tension and compression bidirectional buffering function |
CN110844124A (en) * | 2019-11-11 | 2020-02-28 | 中国运载火箭技术研究院 | Reusable carrier landing gear control system and control method |
CN110844124B (en) * | 2019-11-11 | 2021-09-03 | 中国运载火箭技术研究院 | Reusable carrier landing gear control system and control method |
CN111486189A (en) * | 2020-04-16 | 2020-08-04 | 北京空间飞行器总体设计部 | Reusable small celestial body surface attachment buffer mechanism |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2675042C1 (en) | Spacecraft landing device | |
CN102092484B (en) | Folding lightweight landing mechanism | |
US3489236A (en) | Egressing device for military vehicles | |
RU2521451C2 (en) | Space vehicle landing device | |
JP2012530017A (en) | Telescopic structure | |
CN112027116B (en) | Soft landing device with terrain self-adaptive capability and landing buffering method thereof | |
US3972390A (en) | Energy absorbing device | |
RU2544025C2 (en) | Aircraft under carriage front leg with integrated lift and directing control device | |
US9051046B2 (en) | Vertical support system | |
KR20110132370A (en) | Non-linear actuator system and method | |
CN103350758A (en) | Attitude-adjustable moon soft lander | |
ES2233267T3 (en) | POINT DRIVING. | |
RU2621416C2 (en) | Spacecraft landing aid | |
DK2480786T3 (en) | Device for converting energy from waves to electrical energy | |
CN104192321A (en) | Pneumatic speed reduction, soft landing and protection integrated device for space probe | |
RU2546042C2 (en) | Spacecraft landing gear | |
RU2010105211A (en) | AEROSPACE AIRCRAFT | |
RU2665154C1 (en) | Space craft landing device | |
EP3788217B1 (en) | Telescopic mast | |
JP7345391B2 (en) | Systems for transferring people and/or cargo during offshore operations | |
CN106347712A (en) | Tether active deployment locking device | |
WO2011053263A1 (en) | Rotational mechanical power generating system | |
KR20110058447A (en) | Weightlessness offering apparatus for deployment test of solar panel | |
CN110861789B (en) | Landing support mechanism of asteroid lander | |
RU2648522C2 (en) | Working load separation device |