RU142981U1 - MISSILE RESCUE SYSTEM - Google Patents
MISSILE RESCUE SYSTEM Download PDFInfo
- Publication number
- RU142981U1 RU142981U1 RU2013152622/11U RU2013152622U RU142981U1 RU 142981 U1 RU142981 U1 RU 142981U1 RU 2013152622/11 U RU2013152622/11 U RU 2013152622/11U RU 2013152622 U RU2013152622 U RU 2013152622U RU 142981 U1 RU142981 U1 RU 142981U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- capsule
- parachute
- compartment
- engine
- landing device
- Prior art date
Links
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
1. Система спасения ракетных двигателей, содержащая:капсулу, состоящую из защитного днища и бокового кожуха;капсула включает в себя парашютный отсек, отсек с посадочным устройством, при этом капсула крепится к силовой раме двигателя;по меньшей мере один стабилизирующий парашют;по меньшей мере один основной парашют;по меньшей мере одно посадочное устройство;отсек с посадочным устройством расположен в защитном днище капсулы;инициализация систем выпуска парашюта, надувания посадочного устройства, запуска двигателей мягкой посадки осуществляется от автоматических устройств.2. Система по п.1, отличающаяся тем, что посадочное устройство представляет собой надувной плот, или пневмоподушку, или двигатели мягкой посадки.3. Система по п.1, отличающаяся тем, что парашютный отсек и отсек с посадочным устройством закрыты крышками, сбрасываемыми при инициализации соответствующих систем.4. Система по п.1, отличающаяся тем, что щель между сопловой частью двигателя и открытым сечением капсулы закрыта гибким защитным чехлом.5. Система по п.1, отличающаяся тем, что капсула вмещает несколько автономных ракетных двигателей.6. Система по п.1, отличающаяся тем, что основной парашют является многокупольным.7. Система по п.2, отличающаяся тем, что надувной плот содержит водонепроницаемую мембрану, надувные секции и упругие стропы.8. Система по п.2 или 7, отличающаяся тем, что надувной плот содержит автоматическую откачивающую помпу.9. Система по п.2, отличающаяся тем, что пневмоподушка содержит выпускные клапаны.10. Система по п.1, отличающаяся тем, что содержит радиомаяк или систему обнаружения.1. A rocket engine rescue system, comprising: a capsule consisting of a protective bottom and a side casing; the capsule includes a parachute compartment, a compartment with a landing device, wherein the capsule is attached to the engine’s power frame; at least one stabilizing parachute; at least one main parachute; at least one landing device; the compartment with the landing device is located in the capsule’s protective bottom; initialization of the parachute release system, inflating the landing device, and launching soft landing engines is carried out Created by automatic devices. 2. The system according to claim 1, characterized in that the landing device is an inflatable raft, or air cushion, or soft landing engines. The system according to claim 1, characterized in that the parachute compartment and the compartment with the landing device are closed with covers discharged during initialization of the respective systems. The system according to claim 1, characterized in that the gap between the nozzle part of the engine and the open section of the capsule is closed by a flexible protective cover. The system according to claim 1, characterized in that the capsule accommodates several autonomous rocket engines. The system according to claim 1, characterized in that the main parachute is multi-dome. The system according to claim 2, characterized in that the inflatable raft contains a waterproof membrane, inflatable sections and elastic slings. The system according to claim 2 or 7, characterized in that the inflatable raft contains an automatic pumping pump. The system according to claim 2, characterized in that the air bag contains exhaust valves. The system according to claim 1, characterized in that it contains a beacon or a detection system.
Description
Область техникиTechnical field
Полезная модель относится к области ракетно-космической техники и может найти применение при создании новых или модернизации существующих одноразовых ракетно-космических систем выведения в системы с элементами многократного использования.The utility model relates to the field of rocket and space technology and can be used to create new or modernize existing disposable space rocket systems into systems with reusable elements.
Система спасения используется преимущественно для спасения жидкостных ракетных двигателей с целью их повторного или многократного применения в составе первых (полуторных) ступеней ракет.The rescue system is used primarily to rescue liquid-propellant rocket engines for the purpose of their repeated or repeated use as part of the first (one and a half) rocket stages.
Уровень техникиState of the art
Известно два принципиальных способа спасения элементов ракетно-космических систем с целью их многократного использования.Two fundamental methods are known for saving elements of space-rocket systems with a view to their repeated use.
Один из способов заключается в спасении всей ступени ракетно-космической системы, включающей ракетный двигатель и топливные баки (RU 2318704, US 4832288, US 6158693, US 6450452, US 6616092, RU 2492123, RU 2442727, US 6817580, RU 2202500).One way is to save the entire stage of the rocket and space system, including a rocket engine and fuel tanks (RU 2318704, US 4832288, US 6158693, US 6450452, US 6616092, RU 2492123, RU 2442727, US 6817580, RU 2202500).
Основной недостаток отмеченных способов заключается в том, что их задачей является спасение конструкции большой массы и габаритов. Способы сложны и подразумевают использование множества дополнительных элементов: двигатели маневрирования, крыло, оперение, шасси, топливо для обеспечения торможения и управляемого спуска, парашюты, аппаратуру управления и тому подобное. Это значительно увеличивает массу всей ракетно-космической системы и существенно уменьшает вес выводимого полезного груза, что приводит к увеличению стоимости его выведения.The main disadvantage of these methods is that their task is to save the design of large mass and dimensions. The methods are complex and involve the use of many additional elements: maneuvering engines, wing, plumage, chassis, fuel to provide braking and controlled descent, parachutes, control equipment and the like. This significantly increases the mass of the entire space-rocket system and significantly reduces the weight of the output payload, which leads to an increase in the cost of its launch.
Также, тяжелые системы спасения сложны, дороги при разработке и эксплуатации, а значит, требуют большого числа пусков, для окупаемости. В связи с этим, используемый в ступени ракетный двигатель должен обладать высоким ресурсом и запасом работы, но разработка, доводка и эксплуатация подобного двигателя весьма затратные. Необходимость в гигантских финансовых вложениях, практическое отсутствие экономической эффективности, из-за низкого спроса на пусковые услуги и большой конкуренции, делают подобные схемы нереализуемыми. Это подтверждается тем, что ни один из обозначенных способов не применяется на практике в настоящее время, а все действующие ракетно-космические комплексы полностью одноразовые.Also, heavy rescue systems are complex, expensive to develop and operate, which means that they require a large number of launches for payback. In this regard, the rocket engine used in the stage must have a high resource and stock of work, but the development, development and operation of such an engine is very expensive. The need for gigantic financial investments, the practical lack of economic efficiency, due to the low demand for start-up services and high competition, make such schemes unrealizable. This is confirmed by the fact that none of the indicated methods is currently being applied in practice, and all operating space-rocket systems are completely disposable.
Решить проблему экономической неэффективности систем спасения может кардинально иной, более простой второй способ, заключающийся в спасении только ракетного двигателя.A radically different, simpler second way, consisting in saving only a rocket engine, can solve the problem of economic inefficiency of rescue systems.
Подобный способ описывается в патенте US 4830314, где жидкостный ракетный двигатель помещен в сферическую капсулу. Во время работы двигателя, при взлете ракеты, его реактивная струя выходит через отверстие в капсуле. После остановки двигателя капсула с двигателем отделяется от ракеты, а все отверстия капсулы закрываются люками, делая ее герметичной.A similar method is described in US Pat. No. 4,830,314, where a liquid rocket engine is placed in a spherical capsule. During engine operation, when a rocket takes off, its jet stream exits through an opening in the capsule. After the engine stops, the capsule with the engine is separated from the rocket, and all openings of the capsule are closed by hatches, making it airtight.
Спасение двигателя предусматривается с около космических высот. Спуск капсулы происходит неуправляемо, на скоростях близких к космическим. Поэтому капсула покрыта теплоизолирующим слоем, дабы не допустить перегрева двигателя. Кроме того, во время падения, капсула должна хаотично вращаться с целью снижения тепловых нагрузок, действующих на оболочку капсулы. После уменьшения скорости падения дальнейшее торможение до приемлемых скоростей осуществляется с помощью парашютов.Engine rescue is envisioned from near space heights. The descent of the capsule occurs uncontrollably, at speeds close to space. Therefore, the capsule is covered with a heat-insulating layer, in order to prevent overheating of the engine. In addition, during the fall, the capsule must rotate randomly in order to reduce the thermal loads acting on the capsule shell. After decreasing the fall speed, further braking to acceptable speeds is carried out using parachutes.
Недостатками данного способа являются:The disadvantages of this method are:
- необходимость обеспечения герметичности капсулы, для чего система содержит сложные люковые механизмы и уплотнительные элементы;- the need to ensure the tightness of the capsule, for which the system contains complex hatch mechanisms and sealing elements;
- тяжелая силовая оболочка капсулы для восприятия высоких аэродинамических нагрузок;- heavy power capsule shell for the perception of high aerodynamic loads;
- наличие теплозащитного покрытия;- the presence of a thermal barrier;
- в случае применения многокамерного двигателя сферическая капсула может выходить за поперечные габариты ракеты, создавая дополнительное аэродинамическое сопротивление;- in the case of using a multi-chamber engine, a spherical capsule can go beyond the transverse dimensions of the rocket, creating additional aerodynamic drag;
- способ не предусматривает снижение ударных нагрузок, возникающих при контакте с поверхностью земли;- the method does not provide for the reduction of shock loads arising from contact with the surface of the earth;
- требование вращения капсулы при спуске требует точного совпадения центра масс и центра сопротивления всей системы с целью не разрушения системы.- the requirement of rotation of the capsule during descent requires the exact coincidence of the center of mass and the center of resistance of the entire system in order not to destroy the system.
Описанный способ наиболее близок к предлагаемой системе спасения и может быть принят в качестве наиболее близкого аналога.The described method is closest to the proposed rescue system and can be adopted as the closest analogue.
Раскрытие полезной моделиUtility Model Disclosure
Задачей, на решение которой направлена предлагаемая система спасения, является снижение стоимости выведения полезного груза за счет повторного либо многократного использования ракетного двигателя, спасаемого простой, легкой и надежной системой.The task to which the proposed rescue system is aimed is to reduce the cost of removing payload by reusing or reusing a rocket engine saved by a simple, light and reliable system.
Предлагаемая система спасения ракетного двигателя конструктивно проста, не требует обеспечения полной герметичности, избыточной прочности, не содержит механизмов, специальных средств управления, навигации и маневрирования, предназначена для спасения только двигателя и поэтому имеет минимальный вес. В связи с этим проигрыш в массе выводимого полезного груза, по отношению к одноразовым ракетно-космическим системам, будет минимальным, а значит, стоимость отработки системы спасения и сроки ее окупаемости будут малы.The proposed rocket engine rescue system is structurally simple, does not require full tightness, excessive strength, does not contain mechanisms, special controls, navigation and maneuvering, is designed to save only the engine and therefore has a minimum weight. In this regard, the loss in the mass of the payload being withdrawn, in relation to disposable space-rocket systems, will be minimal, which means that the cost of working out the rescue system and the payback period will be small.
Кроме того, выработавший свой ресурс, многократно использованный двигатель, при последнем использовании не предусматривает применения системы спасения, поэтому в этом случае потери в массе полезного груза не будет, что повлияет на снижение стоимости его выведения.In addition, the engine that has exhausted its life and reused engine during the last use does not provide for the use of a rescue system, so in this case there will be no loss of payload mass, which will affect the reduction of the cost of its removal.
Малые сроки окупаемости системы спасения позволят отказаться от необходимости создания под систему двигателя с высоким ресурсом работы, поэтому применить систему можно уже к существующим ракетно-космическим комплексам при незначительной доработке двигательного отсека. При этом возможно обеспечить не выход габаритных размеров капсулы системы спасения за мидель ракеты.The short payback period of the rescue system will make it possible to abandon the need to create an engine with a high service life for the system; therefore, the system can already be applied to existing space-rocket complexes with a slight revision of the engine compartment. In this case, it is possible to ensure that the overall dimensions of the capsule of the rescue system beyond the middle of the rocket are not exceeded.
Заявленная система спасения также будет защищать двигатель от нагрузок, возникающих при спуске в атмосфере, осуществлять торможение с использованием силы сопротивления атмосферы, поглощать удар при приземлении или приводнении, и, в случае приводнения, обеспечивать плавучесть. Спуск системы спасения осуществляется неуправляемо. Стабилизирующий парашют будет обеспечивать самоориентирование по направлению спуска. После входа в плотные слои атмосферы торможение до приемлемых скоростей будет обеспечено основным парашютом.The claimed rescue system will also protect the engine from the loads that occur during descent in the atmosphere, perform braking using the resistance force of the atmosphere, absorb shock upon landing or splashdown, and, in the event of splashdown, ensure buoyancy. The descent of the rescue system is uncontrollable. The stabilizing parachute will provide self-orientation in the direction of descent. After entering the dense layers of the atmosphere, braking to acceptable speeds will be provided by the main parachute.
Специальные средства теплозащиты системы спасения не предусмотрены, так как ее отделение от ракеты предусмотрено лишь на высотах ниже орбитальных, при скоростях ниже космических, что, в частности, характерно для ракетных двигателей первых и полуторных ступеней ракет-носителей космического назначения. При этих условиях аэродинамический нагрев конструкции незначителен.Special means of thermal protection of the rescue system are not provided, since its separation from the rocket is provided only at altitudes below orbital, at speeds below space, which, in particular, is characteristic of rocket engines of the first and one and a half stages of space launch vehicles. Under these conditions, aerodynamic heating of the structure is negligible.
Техническим результатом заявленной полезной модели является повышение надежности системы спасения.The technical result of the claimed utility model is to increase the reliability of the rescue system.
Технический результат достигается тем, что система спасения ракетных двигателей содержит капсулу, состоящую из защитного днища и бокового кожуха; капсула включает в себя парашютный отсек, отсек с посадочным устройством, при этом капсула крепится к силовой раме двигателя; по меньшей мере один стабилизирующий парашют; по меньшей мере один основной парашют; по меньшей мере одно посадочное устройство; отсек с посадочным устройством расположен в защитном днище капсулы; инициализация систем выпуска парашюта, надувания посадочного устройства, запуска двигателей мягкой посадки осуществляется от простейших автоматических устройств.The technical result is achieved by the fact that the rescue system of rocket engines contains a capsule consisting of a protective bottom and a side casing; the capsule includes a parachute compartment, a compartment with a landing device, while the capsule is attached to the power frame of the engine; at least one stabilizing parachute; at least one main parachute; at least one landing device; the compartment with the landing device is located in the protective bottom of the capsule; initialization of the systems for the release of the parachute, inflating the landing device, starting the soft landing engines is carried out from the simplest automatic devices.
Посадочное устройство представляет собой надувной плот или пневмоподушку или двигатели мягкой посадки.The landing device is an inflatable raft or air bag or soft landing engines.
Парашютный отсек и отсек с посадочным устройством закрыты крышками, сбрасываемыми при инициализации соответствующих систем.The parachute compartment and the landing gear compartment are covered with covers discharged during initialization of the respective systems.
Щель между сопловой частью двигателя и открытым сечением капсулы закрыта гибким защитным чехлом.The gap between the nozzle part of the engine and the open section of the capsule is closed by a flexible protective cover.
Капсула вмещает несколько автономных ракетных двигателей.The capsule accommodates several autonomous rocket engines.
Основной парашют является многокупольным.The main parachute is multi-domed.
Надувной плот содержит водонепроницаемую мембрану, надувные секции и упругие стропы.An inflatable raft contains a waterproof membrane, inflatable sections and elastic slings.
Надувной плот содержит автоматическую откачивающую помпу.The inflatable raft contains an automatic pumping pump.
Пневмоподушка содержит выпускные клапаны.The air bag contains exhaust valves.
Система содержит радиомаяк или иную систему обнаружения.The system contains a beacon or other detection system.
Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings
Полезная модель поясняется чертежами, где фиг.1 показывает конфигурацию системы спасения однокамерного жидкостного ракетного двигателя, способ крепления капсулы системы спасения к ракете, пример расположения отсеков вспомогательных систем и магистралей подвода компонентов топлива;The utility model is illustrated by drawings, where Fig. 1 shows a configuration of a rescue system for a single-chamber liquid rocket engine, a method for attaching a rescue system capsule to a rocket, an example of the location of auxiliary system compartments and fuel component supply lines;
фиг.2 показывает пример крепления двигателя к капсуле и способ передачи тяги двигателя к ракете, а также передачу усилий от парашютов на элементы конструкции;figure 2 shows an example of mounting the engine to the capsule and the method of transmitting engine thrust to the rocket, as well as the transfer of forces from parachutes to structural elements;
фиг.3 показывает конфигурацию отсека с посадочным устройством (плот или пневмоподушка или двигатели мягкой посадки), способ размещения в нем трубопроводов и упаковки посадочного устройства;figure 3 shows the configuration of the compartment with the landing device (raft or air cushion or soft landing engines), the method of placing pipelines in it and packaging the landing device;
фиг.4 показывает конфигурацию системы обеспечения плавучести капсулы при приводнении (при инициализации во время снижения), включающую надувной плот, водонепроницаемую мембрану и стропы;figure 4 shows the configuration of the system to ensure buoyancy of the capsule during splashdown (during initialization during descent), including an inflatable raft, a waterproof membrane and slings;
фиг.5 показывает конфигурацию системы обеспечения плавучести капсулы при приводнении (после приводнения), включающую надувной плот, водонепроницаемую мембрану и стропы;figure 5 shows the configuration of the system to ensure buoyancy of the capsule during splashdown (after splashdown), including an inflatable raft, a waterproof membrane and slings;
фиг.6 показывает конфигурацию пневмоподушки при приземлении системы спасения на твердую поверхность (при инициализации во время снижения);6 shows the configuration of the air bag when the rescue system lands on a hard surface (during initialization during descent);
фиг.7 показывает конфигурацию пневмоподушки при приземлении системы спасения на твердую поверхность (в момент приземления, после поглощения посадочного удара);Fig.7 shows the configuration of the air cushion during the landing of the rescue system on a hard surface (at the time of landing, after absorption of the landing impact);
фиг.8 показывает вариант капсулы спасения оборудованной двигателями мягкой посадки (крышка посадочной секции отброшена) при приземлении системы спасения на твердую поверхность;Fig. 8 shows a variant of a rescue capsule equipped with soft landing engines (the landing section cover is discarded) when the rescue system lands on a hard surface;
фиг.9 показывает схему применения системы спасения жидкостного ракетного двигателя первой ступени космической ракеты-носителя.Fig.9 shows a diagram of the application of the rescue system of a liquid rocket engine of the first stage of a space launch vehicle.
Осуществление полезной моделиUtility Model Implementation
Система спасения состоит из негерметичной капсулы (на фиг.1 показана условно полупрозрачной), защищающей двигатель (9) от возможного повреждения при спуске в атмосфере, приводнении и приземлении. В состав капсулы входят парашютный отсек (22) и отсек с посадочным устройством (24), которое представляет собой надувной плот (фиг.4, 5) для приводнения или пневмоподушку (фиг.6, 7). Упаковка с посадочным устройством (25) показана на фиг.3. В качестве посадочного устройства, при приземлении на твердую поверхность, вместо надувной подушки могут быть использованы двигатели мягкой посадки, которые представляют собой ракетные двигатели на твердом топливе - РДТТ (фиг.8).The rescue system consists of an unpressurized capsule (conditionally translucent shown in Fig. 1) that protects the engine (9) from possible damage during descent in the atmosphere, splashdown and landing. The capsule includes a parachute compartment (22) and a compartment with a landing device (24), which is an inflatable raft (Figs. 4, 5) for splashdown or air cushion (Figs. 6, 7). A package with a landing device (25) is shown in FIG. As a landing device, when landing on a hard surface, instead of an inflatable pillow, soft landing engines, which are solid propellant rocket engines - solid propellant rocket engines (Fig. 8), can be used.
Конструкция капсулы включает в себя днище, являющееся ее основной силовой частью и воспринимающее наибольшие аэродинамические нагрузки при спуске и ударные нагрузки при приводнении или приземлении, а также боковой кожух (10), препятствующий прямому воздействию окружающей среды на внутренности двигательного отсека и защищающий их от повреждений и загрязнений. Капсула крепится к ракете с помощью кронштейна крепления капсулы к ракете (15). Парашютный отсек (22) по компоновочным соображениям может находиться как внутри, так и сбоку капсулы. Отсек с посадочным устройством (24) расположен в днище капсулы. Данные отсеки с наружной стороны закрыты, соответственно, крышкой парашютного отсека (11) и крышкой отсека посадочного устройства (12), сбрасываемыми при инициализации соответствующих систем. При этом крышка отсека посадочного устройства (12) также является частью защитного днища.The design of the capsule includes a bottom, which is its main power part and accepts the greatest aerodynamic loads during descent and shock loads when splashing or landing, as well as a side casing (10) that prevents direct environmental influences on the inside of the engine compartment and protects them from damage and pollution. The capsule is attached to the rocket using the bracket for attaching the capsule to the rocket (15). The parachute compartment (22) for layout reasons may be located both inside and on the side of the capsule. The compartment with the landing device (24) is located in the bottom of the capsule. These compartments on the outside are closed, respectively, by the cover of the parachute compartment (11) and the compartment cover of the landing device (12), which are reset during initialization of the corresponding systems. In this case, the lid of the landing device compartment (12) is also part of the protective bottom.
Ракетный двигатель (9) (может быть одно или многокамерным) расположен в капсуле способом, не ограничивающим его функциональность, допуская его качание, выдвижение и уборку соплового насадка (если он предусмотрен), а также работу на предусмотренных для двигателя режимах. Сопловая часть двигателя (9) может выступать за габариты капсулы. С целью предохранения от попадания продуктов сгорания двигателя (9) внутрь капсулы, щель между сопловой частью двигателя (9) и открытым сечением капсулы, закрывается гибким защитным чехлом (21). Капсула крепится к силовой раме двигателя (19) и не включается в силовую схему передачи силы тяги на ракету.The rocket engine (9) (can be single or multi-chamber) is located in the capsule in a way that does not limit its functionality, allowing it to swing, extend and clean the nozzle nozzle (if provided), as well as work in the modes provided for the engine. The nozzle portion of the engine (9) may protrude beyond the dimensions of the capsule. In order to prevent the combustion products of the engine (9) from getting inside the capsule, the gap between the nozzle part of the engine (9) and the open section of the capsule is closed by a flexible protective cover (21). The capsule is attached to the power frame of the engine (19) and is not included in the power circuit for transmitting thrust to the rocket.
Боковой кожух капсулы (10) имеет простейшую технологичную геометрию (цилиндрическую или коническую) и минимальный конструкционный вес (поскольку деталь не силовая).The side casing of the capsule (10) has the simplest technological geometry (cylindrical or conical) and the minimum structural weight (since the part is not power).
В капсуле может находиться один или несколько ракетных двигателей, работающих автономно друг от друга. Количество и размеры двигателей будут определять габариты капсулы системы спасения.In the capsule may be one or more rocket engines operating autonomously from each other. The number and size of engines will determine the size of the capsule of the rescue system.
Двигатель (9) в капсуле системы спасения прикрепляется к ракете со стороны защитного днища. Силовое соединение двигателя (9) с ракетой, соединение трубопроводов подвода топлива (13) от баков ракеты к двигателю (9), а также другие связи - разделяющиеся, и осуществлены с помощью пироболтов (16), либо с помощью другого известного специалистам способа. Подвод компонентов топлива к двигателю (9) осуществляется по трубопроводам (13), проходящим через отверстия в периферийном кожухе капсулы либо через отверстия в защитном днище капсулы (12) через отсек посадочного устройства (24). В этом случае посадочное устройство располагается с огибанием трубопроводов (13). Топливный бак первой ступени (14) показан на фиг.1 условно полупрозрачным. Трубопроводы подвода топлива (13) показаны на фиг.3 условно полупрозрачными.The engine (9) in the capsule of the rescue system is attached to the rocket from the side of the protective bottom. The force connection of the engine (9) with the rocket, the connection of the fuel supply pipelines (13) from the rocket tanks to the engine (9), as well as other communications, are separable, and are carried out using pyro-bolts (16), or using another method known to specialists. The components of the fuel are supplied to the engine (9) through pipelines (13) passing through the holes in the peripheral casing of the capsule or through the holes in the protective bottom of the capsule (12) through the compartment of the landing device (24). In this case, the landing device is located around the pipelines (13). The fuel tank of the first stage (14) is shown in Fig. 1 conditionally translucent. The fuel supply pipelines (13) are shown in Fig. 3 conditionally translucent.
В полете, после выполнения двигателем (9) всех предусмотренных для него функций по разгону ракеты, либо при аварийной ситуации, ракетный двигатель (9) выключается, срабатывает система разделения связей двигателя (9) с ракетой, выпускается стабилизирующий парашют. И капсула с двигателем (9) отделяется от ракеты, осуществляя неуправляемый баллистический полет с дальнейшим снижением по направлению к поверхности Земли. В процессе отделения от ракеты и во время последующего полета, капсула с помощью стабилизирующего парашюта ориентируется силовым защитным днищем (12), воспринимающим скоростной напор, по направлению движения. Так исключается негативное воздействие окружающей среды на не силовую (периферийную) часть капсулы и открытые элементы ракетного двигателя (9) (сопловая часть). Парашюты крепятся с помощью парашютных канатов (20) к узлам крепления парашютных канатов (17). Кроме того, стабилизирующий парашют выполняет часть работы торможения, снижая тем самым аэродинамические нагрузки, действующие на оболочку капсулы. Тормозное усилие со стабилизирующего и основного парашютов передается непосредственно на силовую раму двигателя (19) через силовые детали парашютной подвески (18).In flight, after the engine (9) performs all the functions for accelerating the rocket provided for it, or in an emergency, the rocket engine (9) is turned off, the system for separating the engine (9) from the rocket is activated, and a stabilizing parachute is released. And the capsule with the engine (9) is separated from the rocket, performing an uncontrolled ballistic flight with a further decrease towards the surface of the Earth. In the process of separation from the rocket and during the subsequent flight, the capsule with the help of a stabilizing parachute is guided by a power protective bottom (12), perceiving the pressure head, in the direction of movement. This eliminates the negative environmental impact on the non-power (peripheral) part of the capsule and open elements of the rocket engine (9) (nozzle part). Parachutes are attached using parachute ropes (20) to the attachment points of parachute ropes (17). In addition, the stabilizing parachute performs part of the braking work, thereby reducing the aerodynamic loads acting on the capsule shell. The braking force from the stabilizing and main parachutes is transmitted directly to the engine power frame (19) through the power parts of the parachute suspension (18).
На фиг.9 показана схема спасения жидкостного ракетного двигателя первой ступени ракеты-носителя. Позицией 1 обозначен старт ракеты-носителя; 2 - отделение первой ступени; 3 - выпуск стабилизирующего парашюта; 4 - отделение топливного бака первой ступени; 5 - спуск на стабилизирующем парашюте; 6 - выпуск и спуск на основном парашюте; 7 - выпуск посадочного устройства (плот для приводнения или пневмоподушка или запуск двигателей мягкой посадки); 8 - посадка.Figure 9 shows the rescue scheme of the liquid rocket engine of the first stage of the launch vehicle. Position 1 indicates the launch of the launch vehicle; 2 - separation of the first stage; 3 - release of a stabilizing parachute; 4 - separation of the fuel tank of the first stage; 5 - descent on a stabilizing parachute; 6 - release and descent on the main parachute; 7 - release of the landing device (raft for splashdown or air cushion or launch of soft landing engines); 8 - landing.
Герметичность топливных магистралей (13) двигателя (9), после отделения от магистралей ракеты, обеспечивается отсечными клапанами (23), штатно предусматриваемыми в конструкциях ракетных двигателей. Необходимости в закрытии отверстий, через которые осуществляется связь двигателя (9) с ракетой, нет, т.к. во время спуска скорости и высоты падения капсулы не космические, а значит тепловые нагрузки, возникающие от трения капсулы об атмосферу Земли, малы и не повредят конструкции.The tightness of the fuel lines (13) of the engine (9), after separation from the rocket lines, is provided by shut-off valves (23), which are standardly provided for in the designs of rocket engines. There is no need to close the holes through which the engine (9) is connected with the rocket, because during the descent of the speed and height of incidence, the capsules are not cosmic, which means that the thermal loads arising from friction of the capsule against the Earth’s atmosphere are small and will not damage the structure.
Для уменьшения скорости снижения капсулы до посадочной в плотных слоях атмосферы Земли используется основной парашют, выпуск которого, осуществляются с помощью вытяжного парашюта, в качестве которого можно использовать стабилизирующий парашют. Для повышения надежности и снижения веса основного парашюта может быть применена многокупольная система.To reduce the rate of descent of the capsule to the landing in dense layers of the Earth’s atmosphere, the main parachute is used, the release of which is carried out using an exhaust parachute, which can be used as a stabilizing parachute. To increase reliability and reduce the weight of the main parachute, a multi-dome system can be used.
Поскольку капсула негерметична, ее плавучесть и остойчивое положение на поверхности воды (WL) при приводнении, открытой частью двигателя (соплом) вверх, обеспечивается с помощью посадочного устройства надувной плот (фиг.4, 5). Для лучшей остойчивости строповая подвеска плота к спасательной капсуле обеспечивает ее частичное погружение в воду, плот при этом имеет больший, по сравнению с капсулой, радиальный размер.Since the capsule is leaky, its buoyancy and stable position on the surface of the water (WL) during splashdown, with the open part of the engine (nozzle) up, is ensured by an inflatable raft landing device (Figs. 4, 5). For better stability, the sling suspension of the raft to the rescue capsule ensures its partial immersion in water, while the raft has a larger radial size than the capsule.
Конструкция плота может включать водонепроницаемую мембрану (28), частично защищающую погруженную часть капсулы от проникновения воды. В результате возникновения посадочных брызг, попадание некоторого количества воды на внутреннюю сторону мембраны не исключается. В этом случае, при необходимости быстрого осушения (до прибытия персонала транспортной команды), плот может быть оборудован автоматической откачивающей помпой. Запас плавучести плота рассчитывается таким образом, чтобы плавучесть обеспечивалась при повреждении одной или нескольких его надувных секций (27), и при вероятном полном затоплении внутреннего объема капсулы.The raft design may include a waterproof membrane (28), partially protecting the submerged part of the capsule from water penetration. As a result of the occurrence of planting spray, the ingress of a certain amount of water on the inside of the membrane is not excluded. In this case, if necessary, quick drainage (before the arrival of the personnel of the transport team), the raft can be equipped with an automatic pumping pump. The buoyancy margin of the raft is calculated in such a way that buoyancy is ensured when one or several of its inflatable sections is damaged (27), and when the internal volume of the capsule is completely flooded.
Непосредственно перед контактом с поверхностью воды плот, находясь в секции посадочного устройства (24), надувается, отбрасывая крышку (12). Конфигурация подвески плота с помощью упругих строп (26) достаточной длины уменьшает силу удара о воду при приводнении, поскольку при этом большая часть удара придется на защитное днище (12) капсулы меньшей, по сравнению с плотом, площади (сила удара о воду уменьшается с уменьшением площади падающего тела).Immediately before contact with the water surface, the raft, being in the section of the landing device (24), is inflated, discarding the cover (12). The raft suspension configuration using elastic slings (26) of sufficient length reduces the force of impact on water during splashdown, since most of the impact will fall on the protective bottom (12) of the capsule with a smaller area (the force of impact on water decreases with decreasing area of the falling body).
В случае приземления капсулы на твердую поверхность Земли посадочный удар поглощается надувной пневмоподушкой (фиг.6, 7) или двигателями мягкой посадки (29) (фиг.8). Пневмоподушка оснащается выпускными клапанами, обеспечивающими плавное уменьшение ее объема при ударе и, как следствие, плавность торможения при контакте с поверхностью Земли. Двигатели мягкой посадки срабатывают незадолго до контакта с поверхностью Земли, уменьшая скорость падения.In the case of landing of the capsule on a solid surface of the Earth, the landing stroke is absorbed by an inflatable air bag (Fig.6, 7) or by soft landing engines (29) (Fig.8). The air bag is equipped with exhaust valves, providing a smooth decrease in its volume upon impact and, as a result, smooth braking in contact with the Earth's surface. Soft landing engines are triggered shortly before contact with the Earth's surface, reducing the rate of fall.
После приземления либо приводнения капсула вместе с двигателем (9) транспортируется морским, воздушным либо наземным средством. Для облегчения обнаружения капсулы она оснащается радиомаяком или другой известной системой обнаружения.After landing or splashing, the capsule together with the engine (9) is transported by sea, air or land vehicle. To facilitate the detection of the capsule, it is equipped with a beacon or other known detection system.
Подача команд на органы отделения капсулы системы спасения от ракеты осуществляется бортовой системой управления ракетой. Инициализация систем капсулы спасения, таких как выпуск парашютов, запуск двигателей мягкой посадки, надувание пневмоподушки или плота и т.п., осуществляется с помощью сигналов от простейших автоматических устройств, например таймера или барометрического датчика.Submission of commands to the separation organs of the capsule of the rescue system from the rocket is carried out by the onboard missile control system. The initialization of rescue capsule systems, such as launching parachutes, starting soft landing engines, inflating an air bag or raft, etc., is carried out using signals from simple automatic devices, such as a timer or a barometric sensor.
Claims (10)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013152622/11U RU142981U1 (en) | 2013-11-27 | 2013-11-27 | MISSILE RESCUE SYSTEM |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013152622/11U RU142981U1 (en) | 2013-11-27 | 2013-11-27 | MISSILE RESCUE SYSTEM |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU142981U1 true RU142981U1 (en) | 2014-07-10 |
Family
ID=51219878
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013152622/11U RU142981U1 (en) | 2013-11-27 | 2013-11-27 | MISSILE RESCUE SYSTEM |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU142981U1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU205843U1 (en) * | 2021-04-20 | 2021-08-11 | Акционерное общество "Государственный ракетный центр имени академика В.П. Макеева" | Safety capsule for controlled descent |
-
2013
- 2013-11-27 RU RU2013152622/11U patent/RU142981U1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU205843U1 (en) * | 2021-04-20 | 2021-08-11 | Акционерное общество "Государственный ракетный центр имени академика В.П. Макеева" | Safety capsule for controlled descent |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| WO2015080614A1 (en) | Rocket engine recovery system | |
| US5979354A (en) | Submarine | |
| JP4880795B1 (en) | Departing and landing aircraft, takeoff equipment and hull reduction equipment | |
| US9612085B2 (en) | Payload launch system and method | |
| CN106379509B (en) | A kind of missile-borne formula floating balloon system | |
| US6655313B1 (en) | Collapsible wet or dry submersible vehicle | |
| EA031152B1 (en) | Multipurpose aircraft and system of aircrafts | |
| CN105966572A (en) | Unmanned salvaging device for marine salvage | |
| RU142981U1 (en) | MISSILE RESCUE SYSTEM | |
| US11584518B2 (en) | Aircraft provided with a buoyancy system, and a buoyancy method | |
| US10464693B2 (en) | Launch canister with air bag ram | |
| CN206984402U (en) | A kind of multirotor helicopter security system | |
| RU2699950C1 (en) | Method of turning a helicopter into a glider in emergency situations and an inflatable wing for its implementation | |
| CN204021246U (en) | A kind of partition air injection aerial vehicle | |
| CN207809728U (en) | Remote control life buoy | |
| CN102582804B (en) | Marine rescue system | |
| US11993356B2 (en) | Nose arrangement and method for deploying a nose arrangement of an underwater vehicle | |
| US20170225755A1 (en) | Weapons Control System-Deployable Life Support Apparatus | |
| RU2532279C1 (en) | Submarine | |
| CN221214527U (en) | Floating platform | |
| RU2767566C1 (en) | Helicopter emergency ballonet system | |
| RU2116225C1 (en) | Amphibious multi-purpose aeroplane | |
| RU2678238C1 (en) | Inflatable chassis of aircraft | |
| CN117184369A (en) | Unmanned marine quick rescue device of variable form | |
| JPS60203595A (en) | Lifesaving device |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM1K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20141128 |
|
| BF1K | Cancelling a publication of earlier date [utility models] |
Free format text: PUBLICATION IN JOURNAL SHOULD BE CANCELLED |
|
| MM9K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20201128 |