RU2725103C1 - System for damping loads on spacecraft when landing on atmosphereless objects - Google Patents
System for damping loads on spacecraft when landing on atmosphereless objects Download PDFInfo
- Publication number
- RU2725103C1 RU2725103C1 RU2019128041A RU2019128041A RU2725103C1 RU 2725103 C1 RU2725103 C1 RU 2725103C1 RU 2019128041 A RU2019128041 A RU 2019128041A RU 2019128041 A RU2019128041 A RU 2019128041A RU 2725103 C1 RU2725103 C1 RU 2725103C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- landing
- filler
- shell
- mass
- Prior art date
Links
- 238000013016 damping Methods 0.000 title abstract description 6
- 239000000945 filler Substances 0.000 claims abstract description 23
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 12
- 238000013461 design Methods 0.000 description 9
- 238000000034 method Methods 0.000 description 9
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 9
- 230000008569 process Effects 0.000 description 9
- 239000008187 granular material Substances 0.000 description 8
- 239000004576 sand Substances 0.000 description 6
- 239000002689 soil Substances 0.000 description 6
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 5
- 239000000428 dust Substances 0.000 description 5
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 5
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 5
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 5
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 4
- 239000004927 clay Substances 0.000 description 4
- 230000006870 function Effects 0.000 description 4
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 4
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 4
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 4
- PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N Glycerine Chemical compound OCC(O)CO PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 230000009471 action Effects 0.000 description 3
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 3
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 3
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 3
- 238000011160 research Methods 0.000 description 3
- 239000000523 sample Substances 0.000 description 3
- 239000004575 stone Substances 0.000 description 3
- 239000006096 absorbing agent Substances 0.000 description 2
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 2
- 244000309464 bull Species 0.000 description 2
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 2
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 2
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 2
- 238000011161 development Methods 0.000 description 2
- 230000005489 elastic deformation Effects 0.000 description 2
- 230000007717 exclusion Effects 0.000 description 2
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 2
- 230000004941 influx Effects 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 2
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 2
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 2
- 230000002776 aggregation Effects 0.000 description 1
- 238000004220 aggregation Methods 0.000 description 1
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 1
- 239000002775 capsule Substances 0.000 description 1
- JJWKPURADFRFRB-UHFFFAOYSA-N carbonyl sulfide Chemical compound O=C=S JJWKPURADFRFRB-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 210000004027 cell Anatomy 0.000 description 1
- 210000003850 cellular structure Anatomy 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 238000005056 compaction Methods 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 1
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 1
- 230000007123 defense Effects 0.000 description 1
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 description 1
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 1
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 description 1
- 239000004744 fabric Substances 0.000 description 1
- 239000006260 foam Substances 0.000 description 1
- 238000005755 formation reaction Methods 0.000 description 1
- 230000008014 freezing Effects 0.000 description 1
- 238000007710 freezing Methods 0.000 description 1
- 239000010438 granite Substances 0.000 description 1
- 239000001307 helium Substances 0.000 description 1
- 229910052734 helium Inorganic materials 0.000 description 1
- SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N helium atom Chemical compound [He] SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000011810 insulating material Substances 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 230000002427 irreversible effect Effects 0.000 description 1
- 238000005304 joining Methods 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 230000007774 longterm Effects 0.000 description 1
- 238000005461 lubrication Methods 0.000 description 1
- 230000005389 magnetism Effects 0.000 description 1
- 230000014759 maintenance of location Effects 0.000 description 1
- 230000005486 microgravity Effects 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 description 1
- 230000008520 organization Effects 0.000 description 1
- 230000010355 oscillation Effects 0.000 description 1
- 238000012856 packing Methods 0.000 description 1
- 230000021715 photosynthesis, light harvesting Effects 0.000 description 1
- 239000011148 porous material Substances 0.000 description 1
- 238000005381 potential energy Methods 0.000 description 1
- 239000000843 powder Substances 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 1
- 230000008439 repair process Effects 0.000 description 1
- 238000005070 sampling Methods 0.000 description 1
- 239000011359 shock absorbing material Substances 0.000 description 1
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 description 1
- 238000001228 spectrum Methods 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 229910052715 tantalum Inorganic materials 0.000 description 1
- GUVRBAGPIYLISA-UHFFFAOYSA-N tantalum atom Chemical compound [Ta] GUVRBAGPIYLISA-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000010257 thawing Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D1/00—Dropping, ejecting, releasing, or receiving articles, liquids, or the like, in flight
- B64D1/02—Dropping, ejecting, or releasing articles
- B64D1/08—Dropping, ejecting, or releasing articles the articles being load-carrying devices
- B64D1/14—Absorbing landing shocks
-
- 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)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Vibration Dampers (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к космической технике, а именно, к средствам амортизации нагрузок на космический аппарат (КА) в момент первого контакта с поверхностью при посадке преимущественно малых космических аппаратов (МКА) размерности «микро» и «мини».The invention relates to space technology, namely, to means for depreciating loads on a spacecraft (SC) at the time of first contact with the surface during landing of predominantly small spacecraft (MCA) of the dimensions "micro" and "mini".
Предлагаемая система может быть использована для парирования ударных нагрузок в технических объектах широкого спектра, например, в стыковочных агрегатах КА, при десантировании авиационных грузов, для энергопоглощения отката, в качестве буфера для защиты от удара при авариях на скоростных видах транспорта, для поддонов и тары грузов, требующих особо осторожного обращения и мн. др.The proposed system can be used to parry shock loads in technical objects of a wide range, for example, in spacecraft docking units, when landing air cargo, for recoil energy absorption, as a buffer for protection against shock during accidents on high-speed modes of transport, for pallets and cargo containers requiring particularly careful handling and many more. other
Предлагаемая система амортизации предназначена для обеспечения сохранности конструкции и систем КА и возможности его дальнейшего использования после посадки, включая взлет и возвращение в точку базирования или повторные многократные посадки. Данная система вступает в действие в момент соприкосновения с поверхностью. Функции системы заключаются в гашении скоростей, амортизации нагрузок при соударении с поверхностью, поддержании устойчивости КА от опрокидывания, а также вертикализации для взлета при посадке на наклонную поверхность, предотвращении повреждений элементов конструкции при посадке.The proposed depreciation system is designed to ensure the safety of the spacecraft structure and systems and the possibility of its further use after landing, including take-off and return to the base point or repeated multiple landings. This system comes into effect at the moment of contact with the surface. The functions of the system are to suppress velocities, cushion the loads upon impact with the surface, maintain the spacecraft's stability against tipping, as well as verticalize for take-off when landing on an inclined surface, and prevent damage to structural elements during landing.
В настоящее время наблюдается тренд на увеличение использования МКА размерности 10-100 кг и 100-500 кг. МКА выполняют научные, коммуникационные, образовательные функции и функции двойного назначения на околоземных орбитах, в перспективе - в дальнем космосе, в том числе для посадки на планеты и их спутники, небесные тела с малым гравитационным полем (астероиды, ядра комет) в качестве радиомаяков, аппаратов-разведчиков, для контактного исследования, забора образцов грунта и доставки их на Землю при условиях, что МКА базируются на орбитальных станциях, содержащих возвращаемые на Землю модули (например, по технологии, показанной в патенте RU 2691686 С2, опубл. 17.06.2019, бюл. №17, МПК: G01N 1/02 (2006.01), B64G 4/00 (2006.01)), для индивидуальных реактивных средств перемещения, для доставки грузов в целях противоастероидной и противокометной обороны.Currently, there is a trend towards an increase in the use of MCAs with dimensions of 10-100 kg and 100-500 kg. MCAs perform scientific, communication, educational and dual-purpose functions in near-Earth orbits, in the long term in deep space, including for landing on planets and their satellites, celestial bodies with a small gravitational field (asteroids, cometary nuclei) as beacons, reconnaissance vehicles, for contact research, sampling of soil and their delivery to the Earth under the conditions that MCAs are based on orbital stations containing modules returned to the Earth (for example, using the technology shown in patent RU 2691686 C2, published on June 17, 2019, Bulletin No. 17, IPC:
Для МКА целесообразно рассматривать, в качестве общего случая, посадку на безатмосферные объекты с использованием реактивных двигателей, с учетом воздействия гравитационного поля.For MCA, it is advisable to consider, as a general case, landing on atmosphereless objects using jet engines, taking into account the influence of the gravitational field.
Конструктивные схемы посадочных устройств определяются полнотой информации об условиях посадки и уровнем технологии. Неизвестный рельеф и физико-механические характеристики поверхности, недостаточно управляемый процесс торможения обусловливает разработку посадочных устройств всенаправленной амортизации, способных воспринимать нагрузки с любого направления. Однако, всенаправленная амортизация не способствует применению тонкой научной аппаратуры, не рассчитанной на большие посадочные перегрузки. Известны реализованные или спроектированные технические решения средств всенаправленной амортизации нагрузок на КА при посадке:Structural schemes of landing devices are determined by the completeness of information about landing conditions and the level of technology. The unknown relief and physico-mechanical characteristics of the surface, an insufficiently controlled braking process, determine the development of landing devices for omnidirectional depreciation, capable of absorbing loads from any direction. However, omnidirectional depreciation does not contribute to the use of thin scientific equipment, not designed for large landing loads. Known implemented or designed technical solutions for omnidirectional amortization of spacecraft loads during landing:
- ударопрочный корпус с днищем в форме сферического сегмента с покрытием амортизирующим материалом (многослойный пенопласт), теплоизоляционным материалом и защитным кожухом: «Венера-5», возвращаемые на Землю «Луна-16, 20, 24». Такие схемы не обеспечивают устойчивости КА при посадке;- shockproof case with a bottom in the form of a spherical segment coated with shock-absorbing material (multilayer foam), heat-insulating material and a protective casing: “Venus-5”, returned to the Earth “Moon-16, 20, 24”. Such schemes do not provide spacecraft stability during landing;
- пневматические, наполняемые газом (гелием) баллоны: «Луна-9, 13», «Венера-4, 8», «Марс-3, 6», «Spirit», «Opportunity». При первом касании происходил отскок КА, затем повторные отскоки. Пневматические амортизаторы имеют значительную массу по отношению к массе КА. (Проектирование спускаемых автоматических космических аппаратов. Под редакцией В.М. Ковтуненко. Москва. Машиностроение, 1985; Определение облика космического аппарата, предназначенного для посадки на космическое тело с малым гравитационным полем. Д.Д. Ожгибесова, А.Л. Мелкишева. Всероссийская молодежная конференция «Орбита молодежи» и перспективы развития российской космонавтики»; https://mai.ru/upload/iblock/f64, kraynov_yorontsov_rus.paf;https://defacto.am/850 25.html).- pneumatic cylinders filled with gas (helium): Luna-9, 13, Venus-4, 8, Mars-3, 6, Spirit, Opportunity. At the first touch, the spacecraft rebounded, then repeated bounces. Pneumatic shock absorbers have a significant mass relative to the mass of the spacecraft. (Design of launching automatic spacecraft. Edited by V.M. Kovtunenko. Moscow. Mechanical Engineering, 1985; Determining the appearance of a spacecraft intended for landing on a space body with a small gravitational field. D.D. Ozhgibesova, A.L. Melkisheva. All-Russian youth conference “The Orbit of Youth” and the prospects for the development of Russian cosmonautics ”; https://mai.ru/upload/iblock/f64, kraynov_yorontsov_rus.paf; https: //defacto.am/850 25.html).
Создание более совершенных систем управления посадкой, вместе с уточнением научных данных и предположений о поверхностях небесных тел, позволяет создавать КА с системами амортизации направленного действия. Такие КА, при ориентированном подходе к поверхности, способны обеспечить посадку в заданное место, более низкий уровень посадочных перегрузок и устойчивое положение для взлета и возвращения на базу или перелета по суборбитальным траекториям в другую точку поверхности. Для таких КА используются посадочные устройства с системой амортизации рычажного типа. Известны направленные системы амортизации рычажного типа: «Луна-16, 17, 20, 21, 24, « Сервейер-1, 3, 5, 7», «Викинг-1, 2», «Аполлон-11, 12, 14, 17», в проекте лунного корабля в отечественной программе Н1-Л3. Известно схемно-техническое решение механического рычажного посадочного устройства, состоящего из 4-х (или трех) опорных стоек с подкосами и тарелями с сотовыми вкладышами. Основные стойки и боковые подкосы оснащаются амортизаторами, использующими принцип необратимой пластической деформации: сотовых элементов, стальных стержней, работающих на растяжение. Сложность механизмов раскрытия, потребный упаковочный объем рычажных средств амортизации делают их малопригодными для МКА. (Проектирование спускаемых автоматических космических аппаратов. / Под редакцией В.М. Ковтуненко, Москва, Машиностроение, 1985; В.М. Филин. Притяжение Луны. Москва. Логос. 2005; Б.А. Рабинович. Безопасность космонавта при посадочном ударе спускаемого аппарата о грунт. Москва, 2014; Средства посадки пилотируемого транспортного корабля нового поколения. / Антонова Н.П., Брюханов Н.А., Четкий С.В. / Космическая техника и технологии, №4 (7) 2014; патенты RU 2621416 С2, опубл. 05.06.2017, бюл. №16, МПК: B64G 1/00 (2006.01), RU 2521451 С2, опубл. 27.06.2014, бюл. №18, МПК: B64G 1/62 (2006.01), CN 1099319173(A), опубл. 2019-02-12, МПК: B64G 1/62 (2006.01); CN 1090509985(A), опубл. 2018-12-21, МПК: B64G 1/62 (2006.01)).The creation of more advanced landing control systems, together with the refinement of scientific data and assumptions about the surfaces of celestial bodies, allows us to create spacecraft with directional depreciation systems. Such spacecraft, with an oriented approach to the surface, are able to provide landing at a given location, a lower level of landing overloads and a stable position for take-off and return to the base or flight along suborbital trajectories to another point on the surface. For such spacecraft, landing gears with a lever-type damping system are used. Known directional depreciation systems of lever type: "Luna-16, 17, 20, 21, 24," Surveyor-1, 3, 5, 7 "," Viking-1, 2 "," Apollon-11, 12, 14, 17 ", In the project of the lunar ship in the domestic program N1-L3. Known schematic technical solution of a mechanical lever landing device, consisting of 4 (or three) support racks with struts and plates with cell liners. The main struts and side struts are equipped with shock absorbers that use the principle of irreversible plastic deformation: honeycomb elements, tensile steel bars. The complexity of the opening mechanisms, the required packing volume of the leverage depreciation tools make them unsuitable for MCA. (Design of launching automatic spacecraft. / Edited by V.M. Kovtunenko, Moscow, Mechanical Engineering, 1985; V.M. Filin. The attraction of the Moon. Moscow. Logos. 2005; B.A. Rabinovich. Cosmonaut safety during the landing impact of the descent vehicle about the ground. Moscow, 2014; Means of landing a new generation manned transport ship. / Antonova N.P., Bryukhanov N.A., Chetky S.V. / Space Engineering and Technology, No. 4 (7) 2014; patents RU 2621416 C2 , publ. 06.06.2017, bull. No. 16, IPC:
В космической технике существует идея использования приборного отсека торовой формы для гашения остаточной кинетической энергии за счет собственной деформации. Поскольку аппаратура приборного отсека должна функционировать после посадки, размещать ее приходится в других местах КА, а пространство внутри тора непродуктивно увеличивает габаритные размеры КА. Торовые конструкции обладают устойчивостью во всех направлениях одинаково, т.е. в каком бы направлении ни летел КА, опрокидывающая сила будет одинакова на ровной поверхности. Но если хотя бы под одну точку попадает камень, КА становится неустойчивым и будет покачиваться относительно этой точки, исключая возможность взлета. Множество направлений деформации амортизации осложняет задачу определения упругих характеристик тора при его взаимодействии с поверхностью. При небольших ходах обжатия, за счет упругой деформации конструкции возможны значительные посадочные перегрузки (до сотен единиц) и уменьшение устойчивости. Торовые конструкции использованы в аппаратах «Венера-9, 14». (Проектирование спускаемых автоматических космических аппаратов. / Под редакцией В.М. Ковтуненко, Москва, Машиностроение, 1985; В.М. Филин. Притяжение Луны. Москва. Логос. 2000).In space technology, there is an idea of using a toroid-shaped instrument compartment to absorb the residual kinetic energy due to its own deformation. Since the equipment of the instrument compartment must function after landing, it has to be placed in other places of the spacecraft, and the space inside the torus unproductively increases the overall dimensions of the spacecraft. Torus constructions are equally stable in all directions, i.e. in whatever direction the spacecraft flies, the overturning force will be the same on a flat surface. But if a stone gets at least under one point, the spacecraft becomes unstable and will sway relative to this point, eliminating the possibility of take-off. Many directions of depreciation deformation complicate the task of determining the elastic characteristics of a torus during its interaction with the surface. With small compression strokes, due to the elastic deformation of the structure, significant landing overloads (up to hundreds of units) and a decrease in stability are possible. Torus constructions are used in Venera-9, 14 devices. (Design of launching automatic spacecraft. / Edited by V. M. Kovtunenko, Moscow, Mechanical Engineering, 1985; V. M. Filin. The attraction of the Moon. Moscow. Logos. 2000).
Известен японский космический аппарата «Хаябуса», целью создания и полета которого была доставка на Землю образца грунта с астероида «Итокава» (Журнал «Вокруг света» // Соколиная охота. №1 (2844), январь 2011). Забор грунта планировалось выполнить следующим образом: при контакте с поверхностью выстрелить в нее танталовой пулей, собрать разлетающиеся песчинки в небольшую капсулу и сразу уйти вверх. В действительности, когда труба грунтозаборника коснулась поверхности, выстрела, который должен был образовать облачко пыли, не произошло. Вследствие потери устойчивости аппарат упал на поверхность. На базе опыта полета «Хаябусы» в Японии разработан зонд «Хаябуса-2», который оснащен дополнительно средством сбора пыли на основе липкой субстанции. 28 июня 2018 г. «Хаябуса-2» достиг окрестностей астероида «Рягу»». 12.09, 15.09 и 25.10.2018 г. проводились попытки посадки, последняя из которых была прервана на отметке 600 м. 22 февраля 2019 г. «Хаябуса-2» оконечностью однометрового заборного устройства коснулся поверхности, металлическим ядром произведен выстрел в поверхность. Устройством была собрана поднявшаяся пыль и аппарат ушел вверх. Операция названа разработчиками «кратковременной посадкой» (https://cloud.mail.ru/public/yVUV/5Lmxk7aNB), что является безусловным значительным успехом, но не посадкой как таковой.Famous Japanese spacecraft "Hayabusa", the purpose of the creation and flight of which was to deliver to the Earth a sample of the earth from the asteroid "Itokawa" (Journal "Around the World" // Falconry. No. 1 (2844), January 2011). It was planned to take the soil as follows: when in contact with the surface, shoot a tantalum bullet at it, collect the flying sand grains into a small capsule and immediately go up. In fact, when the dirt pipe touched the surface, a shot that was supposed to form a dust cloud did not occur. Due to the loss of stability, the device fell to the surface. Based on the Hayabusa flight experience in Japan, the Hayabusa-2 probe has been developed, which is additionally equipped with a dust collector based on sticky substance. On June 28, 2018, Hayabusa-2 reached the vicinity of the asteroid Ryagu. ” On September 12, September 15, and October 25, 2018, landing attempts were made, the last of which was interrupted at around 600 m. On February 22, 2019, “Hayabusa-2” touched the surface with the tip of a one-meter intake device, a shot was fired at the surface with a metal core. The device collected dust and the device went up. The operation is called by the developers as “short-term landing” (https://cloud.mail.ru/public/yVUV/5Lmxk7aNB), which is an unconditional significant success, but not landing as such.
Известен проект «Розетта» по доставке к комете Черюмова-Герасименко аппарата Philae, для посадки на комету и проведения исследований (Interfax.ru 13 ноября 2014 г.//NEWSru.Com// в мире//13 ноября 2014 г.). Было выполнено три попытки осуществить посадку, при этом не срабатывали гарпуны, которыми аппарат Philae должен был закрепиться на поверхности кометы, аппарат отскакивал от поверхности, вследствие чего не удалось осуществить бурение и взятие грунта.The Rosetta project is known for delivering the Philae apparatus to comet Cheryumov-Gerasimenko for landing on a comet and conducting research (Interfax.ru November 13, 2014 // NEWSru.Com// in the world // November 13, 2014). Three attempts were made to land, while harpoons did not work, with which the Philae apparatus was to fix on the surface of the comet, the apparatus bounced off the surface, as a result of which it was not possible to drill and take soil.
Конструкция устройства и технологии контакта с поверхностью стали причиной неустойчивости аппаратов «Хаябуса» и Philae и низкой надежности дорогостоящих миссий в целом.The design of the device and surface contact technology have caused instability of the Hayabusa and Philae devices and low reliability of expensive missions in general.
Прототип не выявлен.No prototype detected.
По мнению автора, до настоящего времени в технике не создано высоконадежных, несложных, эффективных систем амортизации нагрузок на КА при посадке, в частности, для малых космических аппаратов.According to the author, to date, the technology has not created highly reliable, uncomplicated, effective systems for amortizing the loads on the spacecraft during landing, in particular, for small spacecraft.
Задачей изобретения является создание надежной, независимой системы многократного применения, обеспечивающей эффективную амортизацию нагрузок на КА при посадке в момент соприкосновения с поверхностью безатмосферных космических объектов, а также условий для взлета КА.The objective of the invention is the creation of a reliable, independent reusable system that provides effective amortization of the loads on the spacecraft during landing at the moment of contact with the surface of atmospheric space objects, as well as the conditions for take-off of the spacecraft.
Техническим результатом изобретения является обеспечение надежности, эффективности, автономности многократности системы применения всенаправленной амортизации нагрузок на КА при посадке в момент соприкосновения с поверхностью безатмосферных объектов без отскока, находящейся в постоянной готовности к автономной работе без управляющих воздействий, вспомогательных механизмов, без связи с пунктами управления и бортовой автоматикой, а также условий для взлета космического аппарата из точки посадки.The technical result of the invention is to ensure the reliability, efficiency, autonomy of the multiple application system of omnidirectional amortization of spacecraft loads when landing at the moment of contact with the surface of atmospheric-free objects without rebound, which is in constant readiness for autonomous operation without control actions, auxiliary mechanisms, without communication with control points and on-board automation, as well as conditions for the take-off of the spacecraft from the landing point.
Технический результат изобретения достигается тем, что система амортизации нагрузок на космический аппарат при посадке на безатмосферные объекты содержит прикрепленный к днищу космического аппарата несущий фланец с кольцевыми выступами и загрузочным отверстием, снабженным крышкой, мягкую U-образную в поперечном сечении оболочку, выполненную из кольчужной сетки, кромками присоединенную посредством бандажей к упомянутым кольцевым выступам и образующую подобие тора, заполненного наполнителем в виде гранулированных твердотельных сферических элементов диаметром 0,012-0,015 м, уложенным в 12-15 слоев в упомянутой оболочке, при этом масса наполнителя должна составлять 15±5% от массы космического аппарата.The technical result of the invention is achieved in that the system for absorbing loads on the spacecraft during landing on atmospheric objects contains a carrier flange attached to the bottom of the spacecraft with annular protrusions and a loading hole provided with a lid, a soft U-shaped cross-sectional shell made of chain mail mesh, the edges attached by means of bandages to the said annular protrusions and forming a likeness of a torus filled with a filler in the form of granular solid-state spherical elements with a diameter of 0.012-0.015 m, laid in 12-15 layers in the said shell, while the mass of the filler should be 15 ± 5% by weight of the space apparatus.
Перед тем, как привести техническое обоснование изобретения, проводится следующий эксперимент.Before giving the technical justification of the invention, the following experiment is carried out.
1. Сбрасывается металлический шар на твердую поверхность, гранитную или металлическую плиту. Результат: шар отскакивает вверх или в сторону.1. A metal ball is dropped onto a hard surface, granite or metal plate. Result: the ball bounces up or to the side.
2. Сбрасывается металлический предмет, например, шар на песчаный грунт или слой песка. Результат: шар замирает и не отскакивает.2. A metal object, such as a ball on sandy soil or a layer of sand, is dropped. Result: the ball freezes and does not bounce.
3. Сбрасывается на твердую поверхность мягкая емкость с песком, гравием и другим сыпучим наполнителем. Результат: отскока нет.3. A soft container with sand, gravel and other loose filler is dumped onto a hard surface. Result: no rebound.
На основе проведенных экспериментов можно заключить, что сыпучие среды отскок предотвращают.Based on the experiments, it can be concluded that bulk media prevent rebound.
Заявленные отличительные признаки изобретения обоснованы следующим образом.The claimed distinguishing features of the invention are justified as follows.
В технике известны так называемые диссипативные системы, полная механическая энергия которых (т.е. сумма кинетической и потенциальной энергии) при движении убывает, переходя в другие формы энергии, например, в теплоту. Этот процесс называет процессом диссипации (рассеяния) механической энергии; он происходит вследствие наличия различных сил сопротивления (трения). Практически из-за неизбежного наличия сил сопротивления все системы, в которых не происходит притока энергии извне, являются диссипативными системами. Например, отдельно взятый маятник часов из-за наличия сопротивления трения будет диссипативной системой и его колебания будут затухать без притока энергии извне. Твердое тело, движущееся по наклонной поверхности другого при наличии трения также является примером диссипативной системы. (Большая советская энциклопедия. Том 12, стр. 927. Москва. Издательство «Советская энциклопедия». 1973). Таким образом, процесс диссипации для машин и механизмов, функционирующих с потреблением энергии, носит негативный характер.The so-called dissipative systems are known in the art, the total mechanical energy of which (i.e., the sum of the kinetic and potential energy) decreases when moving, passing into other forms of energy, for example, into heat. This process is called the process of dissipation (scattering) of mechanical energy; it occurs due to the presence of various resistance forces (friction). Almost due to the inevitable presence of resistance forces, all systems in which there is no influx of energy from outside are dissipative systems. For example, a single pendulum of a watch due to the presence of frictional resistance will be a dissipative system and its oscillations will decay without an influx of energy from outside. A solid moving along the sloping surface of another in the presence of friction is also an example of a dissipative system. (Great Soviet Encyclopedia.
В технике существуют задачи, когда требуется рассеяние, поглощение поступающей излишней энергии: при торможении, амортизации и демпфировании нагрузок. Именно в таких случаях процесс диссипации энергии может играть положительную роль. Учитывая результат упомянутого выше эксперимента, автор предлагает сформировать отсутствующий в технической литературе образец диссипативной системы на основе использования свойств сыпучей среды, состоящей из отдельных частиц. Такая диссипативная система состоит из мягкой, эластичной, поддающейся остаточной деформации оболочки, наполненной твердыми гранулированными элементами. При приложении нагрузки в массе наполнителя развиваются процессы, вытекающие из положений теории упругости. Очевидно, что наполнитель в массе не является твердым телом с присущими ему свойством упругости, т.е. свойством восстанавливать свою форму и объем после прекращения действия внешних сил, вызвавших деформацию. В данном случае наполнителем из твердых элементов имитируется газ или жидкость, обладающие объемной упругостью, но не обладающие упругостью формы. При полном, без зазоров в точках контактов, заполнении оболочки частицами, эффект амортизации массива частиц объясняется явлением упругого рассеяния частиц1 (1 Упругое рассеивание частиц - процесс столкновения частиц, в результате которого меняется только импульсы, а внутренние состояния остаются неизменными (Новый политехнический словарь. Научное издательство «Большая российская энциклопедия». Москва. 2000. С. 570) за счет уплотнения и трения между частицами с выделением поглощенной на трение энергии в виде тепла (Новый политехнический словарь. Научное издательство «Большая российская энциклопедия». Москва. 2000. С. 570).There are tasks in technology when scattering is required, absorption of incoming excess energy: during braking, amortization and damping of loads. It is in such cases that the process of energy dissipation can play a positive role. Considering the result of the experiment mentioned above, the author proposes to form a dissipative system sample absent in the technical literature based on the use of the properties of a granular medium consisting of individual particles. Such a dissipative system consists of a soft, elastic, permanent deformable shell filled with solid granular elements. When a load is applied in the mass of the filler, processes arising from the provisions of the theory of elasticity develop. It is obvious that the filler in the mass is not a solid body with the inherent elasticity property, i.e. property to restore its shape and volume after the termination of the action of external forces that caused the deformation. In this case, a filler of solid elements imitates a gas or liquid that has bulk elasticity but does not have shape elasticity. With complete, without gaps at the contact points, particles filling the shell, the amortization of the particle array is explained by the phenomenon of elastic particle scattering 1 ( 1 Elastic particle scattering is a process of particle collision, as a result of which only momenta change and internal states remain unchanged (New Polytechnical Dictionary. Scientific publishing house "Big Russian Encyclopedia". Moscow. 2000. S. 570) due to compaction and friction between particles with the release of energy absorbed by friction in the form of heat (New Polytechnical Dictionary. Scientific publishing house "Big Russian Encyclopedia". Moscow. 2000. C . 570).
Эффект поглощения и рассеяния энергии подобными системами подтвержден при создании и эксплуатации «Космического молотка» в условиях земного тяготения и микрогравитации (патент RU 2560899 С2, опубл. 20.08.2015, МПК: B25D 1/12 (2006.01)), а также на модели «Колеса с квазигазовым наполнителем» (патент RU 2679522 С2, опубл. 11.02.2019, МПК: В60 В 19/00 (2006.01), B64G 1/16 (2006.01)).The effect of energy absorption and dissipation by such systems was confirmed during the creation and operation of the “Cosmic Hammer” under conditions of gravity and microgravity (patent RU 2560899 C2, published on 08.20.2015, IPC:
Основные характеристики системы амортизации определяются следующим образом.The main characteristics of the depreciation system are defined as follows.
1. Глобальные макрогеологические образования на Луне, спутниках планет, астероидах станут критериями выбора регионов исследования. А вот микрорельеф поверхности, свойства грунтов определят конкретные условия посадки. Поверхности могут представлять собой песчано-щебеночную, каменистую россыпь, а также мерзлые и скальные грунты. Камни размером 0,02-0,05 м и 0,05-0,1 м частично погружены в толщу поверхностного мелкопесчаного, пылевато-песчаного и пылевого слоя, места посадки могут иметь уклон до 15-20°.1. Global macrogeological formations on the Moon, satellites of planets, asteroids will become the criteria for choosing the regions of study. But the surface microrelief, soil properties will determine the specific conditions of planting. Surfaces can be sand and gravel, rocky placer, as well as frozen and rocky soils. Stones of 0.02-0.05 m and 0.05-0.1 m in size are partially immersed in the thickness of the surface fine sand, dusty sand and dust layer, landing sites can have a slope of up to 15-20 °.
2. Гранулированные, твердотельные, сферические элементы наполнителя должны соответствовать следующим требованиям:2. Granular, solid-state, spherical filler elements must comply with the following requirements:
- устойчивость физических характеристик в условиях космического пространства;- stability of physical characteristics in outer space;
- сохранение формы под статическими и динамическими нагрузками;- shape retention under static and dynamic loads;
- химическая и коррозийная устойчивость;- chemical and corrosion resistance;
- исключение адгезии, агрегатирования и диффузионной сварки частиц между собой, с кольчужной сеткой и конструктивными элементами;- the exclusion of adhesion, aggregation and diffusion welding of particles among themselves, with a chain mail mesh and structural elements;
- невысокий коэффициент трения;- low coefficient of friction;
- исключение магнетизма;- the exclusion of magnetism;
- минимизация массы.- minimization of mass.
Сферические элементы могут быть изготовлены:Spherical elements can be made:
- в виде штампованный полусфер, соединенных контактной сваркой в полые сферы из стали 12х18хН10Т, ГОСТ 5582-75.- in the form of stamped hemispheres connected by resistance welding into hollow spheres from steel 12x18xH10T, GOST 5582-75.
- использованием 3D-технологий из металлопорошков и смесей.- Using 3D technology from metal powders and mixtures.
Для наполнителя может быть использовано керамзитовое зерно, по структуре представляющее собой стекловидную пористую массу (с замкнутыми порами сферической формы), покрытую тонкой спекшейся оболочкой. Керамзит изготавливают преимущественно в виде гранул крупностью 5-40 мм. Плотность керамзитового гравия от 150 до 800 кг/м3, прочность при сжатии от 0,3 до 6 Мн/м2 (3-60 кгс/м2), морозостойкость не менее 15 циклов переменного замораживания и оттаивания. Используется в составе конструктивного керамзитобетона для различных несущих конструкций зданий и инженерных сооружений, например, мостов, а также в судостроении для корпусов судов, что позволяет существенно снизить их массу и стоимость (Большая советская энциклопедия. Москва. Издательство «Советская энциклопедия». 1973. Том 12, С. 141).Expanded clay grain can be used for the filler, which in structure is a glassy porous mass (with closed pores of a spherical shape) covered with a thin sintered shell. Expanded clay is made mainly in the form of granules with a particle size of 5-40 mm. The density of expanded clay gravel is from 150 to 800 kg / m 3 , the compressive strength is from 0.3 to 6 Mn / m 2 (3-60 kgf / m 2 ), frost resistance is not less than 15 cycles of variable freezing and thawing. It is used as a part of structural expanded clay for various load-bearing structures of buildings and engineering structures, for example, bridges, as well as in shipbuilding for ship hulls, which can significantly reduce their weight and cost (Big Soviet Encyclopedia. Moscow. Publishing House "Soviet Encyclopedia". 1973.
По результатам моделирования гранулы диаметром 0,012-0,015 м обеспечивают диссипацию в массе толщиной 0,15-0,25 м.According to the simulation results, granules with a diameter of 0.012-0.015 m provide dissipation in the mass with a thickness of 0.15-0.25 m.
3. Кольчужная сетка представляет собой ячеистую конструкцию, изготовленную соединением стальных колец. Возможные типы соединения (фиг. 2): четырехконтактные (фиг. 2а), четырехконтактные с двойными кольцами (фиг. 2б), шестиконтактные (фиг. 2в). Кольца не закрепляются жестко в точках контакта, вследствие чего кольчужная сетка является гибкой структурой, обладающей собственной энергопоглащающей способностью за счет суммарной упругой деформации колец под нагрузкой. Любой из указанных типов соединения позволяет получить сплошное гибкое сетчатое полотно из стальных колец. Внутренний диаметр кольца выполняют меньше диаметра гранулированного твердотельного сферического элемента, диаметр поперечного сечения кольца выполняют в диапазоне 0,0015-0,0025 м из стали 12Х18Н10Т-ВО ТУ-3-1002-77.3. The chain mail is a cellular structure made by joining steel rings. Possible connection types (Fig. 2): four-pin (Fig. 2a), four-pin with double rings (Fig. 2b), six-pin (Fig. 2c). The rings are not fixed rigidly at the contact points, as a result of which the chain mail is a flexible structure with its own energy-absorbing ability due to the total elastic deformation of the rings under load. Any of these types of joints allows you to get a continuous flexible mesh cloth from steel rings. The inner diameter of the ring is less than the diameter of the granular solid-state spherical element, the diameter of the cross section of the ring is performed in the range of 0.0015-0.0025 m from steel 12X18H10T-VO TU-3-1002-77.
Высота h поперечного сечения цилиндрической заготовки из кольчужной сетки до наполнения гранулами равна толщине 12÷15 слоев гранулированных элементов, т.е. в пределе до 0,225 м. Следовательно, камни размером до 0,1 м будут блокированы в толще наполнителя. Под воздействием сил тяготения, как бы малы они ни были, или функционирования тормозных реактивных двигателей, заполненная оболочка принимает форму несколько вытянутого сферического. сегмента (фиг. 1), а при контакте - профиль поверхности.The height h of the cross section of a cylindrical blank of chain mail before filling with granules is equal to the thickness of 12 ÷ 15 layers of granular elements, i.e. in the limit of up to 0.225 m. Therefore, stones up to 0.1 m in size will be blocked in the thickness of the filler. Under the influence of gravitational forces, no matter how small they may be, or the functioning of brake jet engines, the filled shell takes the form of a somewhat elongated spherical. segment (Fig. 1), and upon contact, a surface profile.
4. Значимым параметром, характеризующим систему амортизации, является отношение массы системы к массе КА. На основе практики создания и эксплуатации КА различных типов, массу посадочных устройств 11-16% от массы КА принято считать выгодной для реализации функций и целевых задач для КА с всенаправленной амортизацией (Проектирование спускаемых автоматических аппаратов. Под редакцией В.М. Ковтуненко. // Москва. Машиностроение. 1985. С. 162). Средства приземления «Союза ТМА», при парашютной схеме посадки, также составляют 16% от массы возвращаемого аппарата. В новом поколении КА, разрабатываемых в России и США, предусматривается схема посадки, основанная на работе жидкостных реактивных двигателей. Например, в ПТК (перспективном транспортном корабле) масса и средств посадки колеблется от 21% до 32% от массы возвращаемого аппарата (Антонова Н.П., Брюханов Н.А., Четкий С.В. Средства посадки пилотируемого транспортного корабля нового поколения. // Космическая техника и технологии. №4 (7) 2014, ПАО «РКК «Энергия» им. С.П. Королева. С. 29).4. A significant parameter characterizing the depreciation system is the ratio of the mass of the system to the mass of the spacecraft. Based on the practice of creating and operating spacecraft of various types, the mass of landing devices of 11-16% of the mass of spacecraft is considered to be advantageous for the implementation of functions and targets for spacecraft with omnidirectional depreciation (Design of descent automatic vehicles. Edited by V.M. Kovtunenko. // Moscow, Mechanical Engineering. 1985.P. 162). The landing gear of Soyuz TMA, with a parachute landing scheme, also makes up 16% of the mass of the returned vehicle. The new generation of spacecraft being developed in Russia and the USA provides for a landing scheme based on the operation of liquid-propellant engines. For example, in the PTK (prospective transport ship), the mass and landing equipment ranges from 21% to 32% of the mass of the returned vehicle (Antonova N.P., Bryukhanov N.A., Chetky S.V. Means of landing a new generation manned transport ship. // Space engineering and technology. №4 (7) 2014, PJSC RSC Energia named after SP Korolev. P. 29).
Для МКА рациональным является применение твердотопливных реактивных двигателей, имеющих меньшую массу и габариты конструкции, что способствует снижению массы КА в целом, и позволяет оптимизировать массу системы амортизации с целью повышения ее надежности и эффективности, например, в предлагаемой системе выполнить двухслойную оболочку. Таким образом, масса предлагаемой системы амортизации может составлять 15±5% от массы КА.For MCA, it is rational to use solid-propellant jet engines having a lower mass and design dimensions, which helps to reduce the mass of the spacecraft as a whole, and allows optimizing the mass of the depreciation system in order to increase its reliability and efficiency, for example, in the proposed system, to perform a two-layer shell. Thus, the mass of the proposed depreciation system may be 15 ± 5% of the mass of the spacecraft.
Конструкция системы амортизации представлена на фиг. 1 со следующими обозначениями:The design of the depreciation system is shown in FIG. 1 with the following notation:
1 - днище космического аппарата1 - the bottom of the spacecraft
2 - болты крепления несущего фланца к днищу КА;2 - bolts of fastening of the bearing flange to the bottom of the spacecraft;
3 - несущий фланец;3 - bearing flange;
4, 5 - кольцевые выступы;4, 5 - annular protrusions;
6 - загрузочное отверстие;6 - loading hole;
7 - крышка загрузочного отверстия;7 - boot cover;
8 - винты крепления крышки;8 - screws securing the cover;
9 - оболочка (после заполнения гранулированными элементами);9 - shell (after filling with granular elements);
10, 11 - бандаж;10, 11 - bandage;
12 - винты крепления бандажей;12 - screws for fastening the bandages;
13 - наполнитель из гранулированных элементов;13 - filler from granular elements;
14 - контур поперечного сечения оболочки без наполнителя;14 - contour of the cross section of the shell without filler;
D - диаметр днища КА (внешний диаметр оболочки);D is the diameter of the bottom of the spacecraft (outer diameter of the shell);
Dpacч - средний диаметр оболочки;D Pac - the average diameter of the shell;
b - ширина поперечного сечения оболочки;b is the width of the cross section of the shell;
d - диаметр окружности, вписанной в поперечное сечение оболочки;d is the diameter of the circle inscribed in the cross section of the shell;
h - высота 15 слоев гранул (поперечного сечения оболочки).h - height of 15 layers of granules (cross section of the shell).
На фиг. 2-4 представлены типы соединения колец кольчужной сетки.In FIG. Figures 2-4 show the connection types of chain mail rings.
Система амортизации нагрузок на космический аппарат при посадке на безатмосферные объекты содержит прикрепленный к днищу 1 космического аппарата болтами 2 несущий фланец 3 с кольцевыми выступами 4, 5, с загрузочным отверстием 6, снабженным крышкой 7 на винтах 8, мягкую U-образную в поперечном сечении 14 оболочку 9, выполненную из кольчужной сетки (например, шестиконтактной из колец внутренним диаметром 0,008-0,01 (фиг. 2-4) из материала 12Х18Н10Т-ВО ТУ-3-1002-77, из колец с внутренним диаметром 0,008-0,01 м и диаметром поперечного сечения 0,0015-0,0025 м), кромками присоединенную посредством бандажей 10, 11 и винтов 12 к кольцевым выступам 4, 5 образующую подобие тора, заполненного наполнителем в виде гранулированных твердотельных сферических элементов 13 диаметром 0,012-0,015 м, уложенным в 12-15 слоев (высота каждого слоя равна диаметру сферы гранулированного элемента) в оболочке 9, при этом масса наполнителя должна составлять 15±5% от массы космического аппарата.The system for damping the loads on the spacecraft during landing on atmospheric-free objects comprises a
Использование предлагаемой системы амортизации осуществляется следующим образом. Система изготавливается, загружается гранулами и применяется в качестве автономного агрегата в составе МКА с близкими массо-габаритными параметрами при сопряжении монтажных интерфейсов. Агрегаты взаимозаменяемы и могут использоваться в копровых испытаниях (в сбросах) многократно при оценке сохранности и работоспособности конструкции, систем и аппаратуры при посадке МКА различного назначения.The use of the proposed depreciation system is as follows. The system is manufactured, loaded with granules and used as a stand-alone unit as part of an MCA with close weight and size parameters when interfacing mounting interfaces. Aggregates are interchangeable and can be used in pile tests (in discharges) repeatedly when assessing the safety and operability of a design, systems and equipment during landing of MCAs for various purposes.
Физическая картина процесса амортизации представляется следующим образом: с момента касания поверхности и по мере нарастания и действия перегрузки в течение 0,011 с происходит уплотнение и смещение наполнителя и поглощение энергии нормального или бокового удара за счет трения между гранулами с выделением и рассеянием тепла. Сцепление с грунтом, исключение скольжения обеспечивается кольчужной сеткой оболочки, поддержание углового положения КА с отклонениями не более 15° от нормали к поверхности или относительно местной гравитационной вертикали обеспечивается деформацией оболочки и массива наполнителя.The physical picture of the depreciation process is as follows: from the moment the surface touches and as the overload increases and acts for 0.011 s, the filler is densified and displaced and normal or side impact energy is absorbed due to friction between the granules with the release and dissipation of heat. Adhesion to the ground, elimination of slip is ensured by the chain-mail mesh of the shell, maintaining the angular position of the spacecraft with deviations of not more than 15 ° from the normal to the surface or relative to the local gravitational vertical is ensured by deformation of the shell and the filler array.
Примерный расчет параметров предлагаемой системы амортизации.An approximate calculation of the parameters of the proposed depreciation system.
М=250 кг - масса космического аппарата;M = 250 kg - the mass of the spacecraft;
D=1,2 м - диаметр днища КА - диаметр внешней оболочки;D = 1.2 m — diameter of the bottom of the spacecraft — diameter of the outer shell;
h=0,015⋅15=0,225 м - высота 15 слоев гранул диаметром 0,015 м до заполнения оболочки, конструктивно принята 0,22 м;h = 0.015⋅15 = 0.225 m - the height of 15 layers of granules with a diameter of 0.015 m to fill the shell, structurally accepted 0.22 m;
b=h=0,22 м - ширина поперечного сечения оболочки;b = h = 0.22 m is the width of the cross section of the shell;
d=h=b=0,22 м - диаметр окружности, вписанной в поперечное сечение оболочки;d = h = b = 0.22 m is the diameter of the circle inscribed in the cross section of the shell;
Dрасч=1 м - расчетный - средний диаметр оболочки;D calc = 1 m - calculated - the average diameter of the shell;
Р=600 кг/м3 - плотность наполнителя;P = 600 kg / m 3 is the density of the filler;
0,78 - по результатам моделирования наполняемость объема гранулами диаметром 0,015 м;0.78 - according to the simulation results, the volume is filled with granules with a diameter of 0.015 m;
S=πd2/4=3,14⋅0,222/4=0,03 м2 - площадь круга, вписанного в поперечное сечение оболочки;S = πd 2/4 = 3,14⋅0,22 2/4 = 0.03 m 2 - area of a circle inscribed in the cross section of the shell;
L=π Dpacч=3,14⋅1=3,14 м - расчетная длина кольца оболочки по оси симметрии поперечного сечения;L = π D pacch = 3.14⋅1 = 3.14 m - the estimated length of the shell ring along the axis of symmetry of the cross section;
V=S⋅L=0,03⋅3,14=0,09 м3 - объем оболочки;V = S⋅L = 0.03⋅3.14 = 0.09 m 3 - the volume of the shell;
M1=V⋅Р=0,09⋅600=54 кг - условно монолитная масса наполнителя;M 1 = V⋅Р = 0.09⋅600 = 54 kg - conditionally monolithic mass of the filler;
М2=M1⋅0,78=42,12 кг - реальная масса наполнителя.M 2 = M 1 ⋅ 0.78 = 42.12 kg - the actual mass of the filler.
Данная масса системы амортизации вписывается в пределы 15±5% от массы КА.This mass of the depreciation system fits within 15 ± 5% of the spacecraft mass.
Преимущества, которые обеспечивает предлагаемое изобретение.Advantages of the Present Invention
1. Предложенная диссипативная система сочетает в себе свойства и возможности всенаправленной амортизации (малые массы и объем, способность воспринимать удар о поверхность с любого направления любой частью оболочки, способность гасить большие посадочные скорости, особенно горизонтальные) и амортизации направленного действия (ориентированный подход к поверхности, посадка в заданное место и устойчивость при посадке, способность гасить большую кинетическую энергию посадки, низкий уровень посадочных перегрузок, применение тонкой исследовательской аппаратуры, обеспечение клиренса).1. The proposed dissipative system combines the properties and capabilities of omnidirectional cushioning (small masses and volume, the ability to absorb impact on the surface from any direction by any part of the shell, the ability to dampen high landing speeds, especially horizontal ones) and directional cushioning (oriented approach to the surface, landing at a given place and stability during landing, ability to absorb large kinetic energy of landing, low level of landing overloads, the use of thin research equipment, ensuring clearance).
2. Поглощение энергии удара о поверхность осуществляется в короткое время 0,011 с в процессе ее выделения без отскока КА от грунта.2. The absorption of energy of impact on the surface is carried out in a short time of 0.011 s in the process of its release without a rebound of the spacecraft from the ground.
2. Одновременное погашение вертикальной скорости 1-10 м/сек и горизонтальной скорости до 2 м/сек без опрокидывания КА.2. Simultaneous cancellation of a vertical speed of 1-10 m / s and a horizontal speed of up to 2 m / s without capsizing the spacecraft.
3. Посадка на поверхность с наклоном до 20°, стабильная устойчивость с наклоном до 30° от вертикальной оси. Максимально низкое положение центра тяжести.3. Landing on a surface with a slope of up to 20 °, stable stability with a slope of up to 30 ° from the vertical axis. The lowest possible center of gravity.
4. Постоянная и стабильная готовность к автономной работе без подготовительных команд и действий.4. Constant and stable readiness for autonomous work without preparatory teams and actions.
5. Устойчивость к космическим условиям, не требуется герметичность, терморегулирование, электропитание, смазка, защита от пыли.5. Resistance to space conditions, tightness, temperature control, power supply, lubrication, dust protection are not required.
6. Высокая надежность и безотказность ввиду отсутствия подвижных элементов конструкции и узлов трения.6. High reliability and reliability due to the lack of movable structural elements and friction units.
7. Посадка на грунты и микрорельеф широкого геологического спектра.7. Landing and microrelief of a wide geological spectrum.
8. Обеспечивается повторно-многократное использование системы в полном объеме характеристик без ремонтно-восстановительных и регулировочных мероприятий.8. Provides re-repeated use of the system in full characteristics without repair and restoration and adjustment measures.
9. Простейшая конструкция, доступные материалы, технология изготовления и испытаний предлагаемой системы амортизации позволяют выполнить стандартизацию и организовать производство и поставку в виде готовых агрегатов (по типу COTS-технологий) для снижения временных и финансовых затрат на создание МКА.9. The simplest design, available materials, manufacturing technology and testing of the proposed depreciation system allow standardization and organization of production and delivery in the form of ready-made units (similar to COTS-technologies) to reduce time and financial costs for the creation of MCAs.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019128041A RU2725103C1 (en) | 2019-09-06 | 2019-09-06 | System for damping loads on spacecraft when landing on atmosphereless objects |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019128041A RU2725103C1 (en) | 2019-09-06 | 2019-09-06 | System for damping loads on spacecraft when landing on atmosphereless objects |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2725103C1 true RU2725103C1 (en) | 2020-06-29 |
Family
ID=71510101
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2019128041A RU2725103C1 (en) | 2019-09-06 | 2019-09-06 | System for damping loads on spacecraft when landing on atmosphereless objects |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2725103C1 (en) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2713466A (en) * | 1949-01-31 | 1955-07-19 | Fletcher Alexander Spurgeon | Shock absorbing device |
| RU92015245A (en) * | 1992-12-29 | 1996-10-20 | Б.В. Гузняев | REMOTE PILOTED AIRCRAFT LANDING SYSTEM |
| RU2131828C1 (en) * | 1998-01-30 | 1999-06-20 | Тарасов Анатолий Михайлович | Container mainly intended for landable aero-space objects |
| RU2158698C1 (en) * | 1999-03-12 | 2000-11-10 | Московский государственный авиационный институт (технический университет) | Damper for cushioning impact of landing object |
| WO2015080614A1 (en) * | 2013-11-27 | 2015-06-04 | Владимир Владимирович ТКАЧ | Rocket engine recovery system |
-
2019
- 2019-09-06 RU RU2019128041A patent/RU2725103C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2713466A (en) * | 1949-01-31 | 1955-07-19 | Fletcher Alexander Spurgeon | Shock absorbing device |
| RU92015245A (en) * | 1992-12-29 | 1996-10-20 | Б.В. Гузняев | REMOTE PILOTED AIRCRAFT LANDING SYSTEM |
| RU2131828C1 (en) * | 1998-01-30 | 1999-06-20 | Тарасов Анатолий Михайлович | Container mainly intended for landable aero-space objects |
| RU2158698C1 (en) * | 1999-03-12 | 2000-11-10 | Московский государственный авиационный институт (технический университет) | Damper for cushioning impact of landing object |
| WO2015080614A1 (en) * | 2013-11-27 | 2015-06-04 | Владимир Владимирович ТКАЧ | Rocket engine recovery system |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Lorenz | Planetary penetrators: Their origins, history and future | |
| Zacny et al. | Asteroids: anchoring and sample acquisition approaches in support of science, exploration, and in situ resource utilization | |
| Yin et al. | Technical progress in landing mechanisms for exploring small solar system bodies | |
| Grimm et al. | Size matters-The shell lander concept for exploring medium-size airless bodies | |
| RU2725103C1 (en) | System for damping loads on spacecraft when landing on atmosphereless objects | |
| RU2725098C1 (en) | System for damping loads on spacecraft when landing on atmosphereless objects | |
| Asphaug | Critical crater diameter and asteroid impact seismology | |
| Kaplinger et al. | Earth-impact modeling and analysis of a near-Earth object fragmented and dispersed by nuclear subsurface explosions | |
| Wie et al. | Earth-impact modeling and analysis of a near-earth object fragmented and dispersed by nuclear subsurface explosions | |
| Clark et al. | TAGSAM: a gas-driven system for collecting samples from solar system bodies | |
| RU2764475C1 (en) | Parachute landing platform | |
| CN110901961A (en) | Landing vibration-damping attachment mechanism for asteroid probe | |
| RU2584552C1 (en) | Spacecraft landing device | |
| RU2764814C1 (en) | Device for platformless parachute landing of cargo from aircraft | |
| Zhao et al. | Development of a landing mechanism for asteroids with soft surface | |
| Mieloszyk et al. | Airstrip Ground Improvement Works by Blasting Charge Technique and Dredged-Ash Material Mixture | |
| Schmidt et al. | The Multipurpose Lunar Base as a First-Line Biosphere Defense and as a Gateway to the Universe | |
| Yu et al. | Landing Gear Technology of Lunar Lander | |
| Goh | Preliminary Design of Reusable Lunar Lander Landing System | |
| Fasanella | Multiterrain earth landing systems applicable for manned space capsules | |
| Annavarapu | Conceptual Design of Mars Lander with Novel Impact Intriguing System | |
| Kiuchi et al. | Impact experiments on granular materials under low gravity: Effects of cohesive strength, internal friction, and porosity of particle layers on crater size | |
| Walker et al. | Near-earth object deflection using conventional explosives | |
| Dumont et al. | Suitability of reusability and in-situ propellant production for a Lunar transportation system | |
| Prater | Habitation Systems Development Overview |