RU2133697C1 - Device for descent of spacecraft on surface of atmosphere planets - Google Patents
Device for descent of spacecraft on surface of atmosphere planets Download PDFInfo
- Publication number
- RU2133697C1 RU2133697C1 RU97120355A RU97120355A RU2133697C1 RU 2133697 C1 RU2133697 C1 RU 2133697C1 RU 97120355 A RU97120355 A RU 97120355A RU 97120355 A RU97120355 A RU 97120355A RU 2133697 C1 RU2133697 C1 RU 2133697C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- descent
- wing
- pneumatic
- pneumatic wing
- cavity
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области космической техники, а именно к тормозным устройствам, элементам конструкций, используемых при торможении и спуске космических аппаратов в атмосферах планет. The invention relates to the field of space technology, namely to braking devices, structural elements used during braking and launching of spacecraft in planetary atmospheres.
Известны устройства, снижающие механические и тепловые нагрузки при способе спуска путем применения специальных тормозных поверхностей. По патенту Франции МКИ B 64 G 1/62 N 2660908 от 18.10.1991 г. предложен по существу кольцевой парашют с жесткими формообразующими элементами в форме усеченного конуса, а по патенту N 2661150 от 25.10.1991 г., Франция, МКИ B 64 G 1/62 тормозная поверхность создается за счет разворачивающихся щитков. Known devices that reduce mechanical and thermal loads during the descent method by using special brake surfaces. According to French patent MKI B 64
Недостатками этих устройств являются сложность механизмов их развертывания, полет при спуске с нулевым аэродинамическим качеством, а следствие этого - необходимость применения тепловой защиты как на спускаемом аппарате, так и на тормозных устройствах. The disadvantages of these devices are the complexity of the mechanisms for their deployment, descent flight with zero aerodynamic quality, and the consequence of this is the need to apply thermal protection both on the descent vehicle and on the braking devices.
Известно устройство по патенту Германии МКИ B 64 G 1/62, 1/58 по заявке 3934346, опубликованной 25.04.1991 г., представляющее собой приспособление, которое переводится из компактного состояния в капсуловидную форму, внутри которой размещается небольшая полезная нагрузка. На внешней поверхности устройства нанесен слой теплозащиты, в результате чего образуется легкий термозащитный щит значительной площади. Такое устройство для небольших полезных нагрузок (для малых значений так называемого баллистического коэффициента) может обеспечить снижение температурных нагрузок. A device is known according to German patent MKI B 64
Недостатком устройства является нулевое аэродинамическое качество, а следовательно, и спуск по баллистической траектории, вызывающей резкое торможение и значительные тепловые потоки. The disadvantage of this device is the zero aerodynamic quality, and hence the descent along the ballistic trajectory, causing sharp braking and significant heat fluxes.
Наиболее близким аналогом служит устройство для спуска космических аппаратов на поверхность планет, имеющих атмосферу, содержащее складываемую замкнутую несущую поверхность, выполненную в виде пневмокрыла, изготовленного из эластичного газонепроницаемого материала, снабженную патрубком для пополнения герметичной полости пневмокрыла газом и элементами крепления спускаемого аппарата, включающими в себя гибкие силовые связи для указанного крепления в точках, расположенных по периметру пневмокрыла, выполненные с возможностью изменения их длины по командам системы управления - см. патент US N 3212730 A (D.B. Tschudy et al.), 19.10.65. The closest analogue is a device for launching spacecraft onto the surface of planets having an atmosphere containing a folding closed bearing surface made in the form of a pneumatic wing made of flexible gas-tight material, equipped with a pipe for replenishing the air-tight cavity of the pneumatic wing with gas and fastening devices for the descent module, which include flexible power connections for the indicated fastening at points located along the perimeter of the air wing, made with the possibility of change Ia their length Command control system - see patent US N 3212730 A (D.B. Tschudy et al.), 19.10.65..
Недостатками известного устройства являются относительно большая масса пневмокрыла и ограниченные возможности управления положением спускаемого аппарата относительно пневмокрыла при обеспечении необходимой "жесткости" всей системы во время входа и спуска в атмосфере. The disadvantages of the known device are the relatively large mass of the air wing and the limited ability to control the position of the descent vehicle relative to the air wing while providing the necessary "rigidity" of the entire system during entry and descent in the atmosphere.
Целью настоящего изобретения является повышение надежности процесса спуска за счет уменьшения механических и тепловых нагрузок при торможении спускаемого аппарата в атмосфере планеты до величин, при которых температуры поверхности аппарата не превышают допустимых значений для работоспособности материалов, из которых изготовлены элементы аппарата, а следовательно, и без использования специальной тепловой защиты. The aim of the present invention is to increase the reliability of the descent process by reducing mechanical and thermal loads during braking of the descent vehicle in the planet’s atmosphere to values at which the surface temperature of the vehicle does not exceed acceptable values for the working capacity of the materials from which the components of the device are made, and therefore without using special thermal protection.
Указанная цель достигается тем, что в вышеупомянутом устройстве для спуска космических аппаратов на поверхность планет, имеющих атмосферу, полость пневмокрыла образована верхней и нижней мембранами, соединенными между собой по периметру внешней кромки, и рядом внутренних профилированных перегородок, между спускаемым аппаратом и пневмокрылом установлен надувной цилиндрический или конический удлиненный элемент, обеспечивающий подвижность спускаемого аппарата относительно пневмокрыла путем создания местного сужения сечения данного элемента с помощью перегородки или хомута, причем один конец этого элемента имеет крепление к спускаемому аппарату, а другой - к пневмокрылу. This goal is achieved by the fact that in the aforementioned device for launching spacecraft onto the surface of planets having an atmosphere, the pneumatic wing cavity is formed by upper and lower membranes interconnected along the perimeter of the outer edge and a number of internal profiled partitions, an inflatable cylindrical shell is installed between the descent vehicle and the pneumatic wing or a conical elongated element that provides mobility of the descent vehicle relative to the air wing by creating a local narrowing of the section of this element with a partition or clamp, and one end of this element is attached to the descent apparatus, and the other to the air wing.
Для спуска космического аппарата, находящегося на орбите планеты, имеющей атмосферу, заполняют полость пневматического устройства газом, либо за счет остаточного количества воздуха, находящегося в полости уложенного устройства, либо от специальной системы газонаполнения. Выполненное пневматическое устройство начинает функционировать как пневмокрыло. Существенная площадь пневмокрыла даже при малых значениях плотности атмосферы на высоте орбиты создает силу сопротивления, вызывающую торможение, а следовательно, и сход аппарата с орбиты. Для ускоренного режима торможения возможно применение тормозного импульса бортовых двигателей. Геометрические параметры пневмокрыла (форма крыла в плане и форма сечения профиля), а также центровка космического аппарата (пневмокрыла со спускаемым аппаратом) позволяют осуществлять полет на траектории спуска с допускаемыми температурами поверхности, без специальных теплозащитных покрытий. Для оптимизации параметров спуска возможно управление полетом путем изменения аэродинамического качества за счет изменения балансировки или геометрии пневмокрыла. To launch a spacecraft in an orbit of a planet with an atmosphere, they fill the cavity of the pneumatic device with gas, either due to the residual amount of air in the cavity of the stacked device, or from a special gas filling system. The executed pneumatic device begins to function as an air wing. A significant area of the pneumatic wing, even at low atmospheric density values at the height of the orbit, creates a resistance force that causes braking, and, consequently, the vehicle’s descent from the orbit. For the accelerated braking mode, it is possible to use the brake impulse of onboard engines. The geometrical parameters of the air wing (the shape of the wing in plan and the shape of the cross section of the profile), as well as the alignment of the spacecraft (air wing with the descent vehicle), allow flying along the descent trajectory with permissible surface temperatures, without special heat-protective coatings. To optimize the descent parameters, flight control is possible by changing the aerodynamic quality by changing the balance or geometry of the air wing.
Предлагаемое устройство показано на фиг. 1 и представляет собой пневматическое крыло 1, произвольной формы в плане, полость которого образована соединенными по внешнему контуру мембранами, верхней мембраной 2 и нижней мембраной 3, а также соединенных между собой профилированными перегородками 4, выполненными из эластичного материала. Крепление спускаемого аппарата 5 к пневмокрылу осуществляется с помощью поясков, образующих фланец 6. The proposed device is shown in FIG. 1 and is a
При запуске космического аппарата, который должен быть возвращен с орбиты, по допускаемым значениям максимальных возможных температур точек поверхности определяют необходимый баллистический параметр системы "спускаемый аппарат - крыло" с учетом диапазона возможного аэродинамического качества, площадь крыла и его массу. Пневматическое крыло 1 в сложенном положении прикрепляют с помощью фланца 6 к спускаемому аппарату 5, а его полость с помощью рукава 7 соединяют с источником газонаполнения. Для спуска космического аппарата с орбиты пневматическое устройство 1 наполняют газом. Значительная площадь наполненного пневматического устройства - пневмокрыла, создает силу аэродинамического сопротивления, происходит торможение спускаемого аппарата и он переходит на траекторию спуска при малых углах входа в атмосферу. Значения аэродинамического качества в процессе полета по траектории спуска определяются углами атаки пневмокрыла 1, задаваемыми балансировкой космического аппарата. Для этого крепление спускаемого аппарата 5 к пневмокрылу 1 смещено для получения требуемого балансировочного угла. When launching a spacecraft that must be returned from orbit, the required ballistic parameter of the "descent vehicle - wing" system is determined from the allowable values of the maximum possible temperatures of the surface points, taking into account the range of possible aerodynamic quality, the wing area and its mass. The
На фиг. 2 показано пневматическое устройство, в котором крепление спускаемого аппарата 5 к пневмокрылу 1 выполнено через удлиненный элемент 8, который имеет сужение вблизи пневмокрыла, сформированное путем установки мягкого кольца 9 меньшего диаметра, чем диаметр элемента 8. Кроме того, спускаемый аппарат 5 соединен с кромкой пневмокрыла 1 силовыми лентами 10, изменяя длину которых производят смещение центра тяжести системы "спускаемый аппарат - крыло", тем самым управляя углами атаки пневмокрыла 1, а следовательно, и значением аэродинамического качества. In FIG. 2 shows a pneumatic device in which the
Избыточное давление в полости пневмокрыла 1, а следовательно, и его форма поддерживаются на участке спуска, характеризуемом максимальными значениями скоростного напора. На заключительном этапе спуска оболочка пневмокрыла 1 не подполняется и используется совместно с силовыми лентами 10 в качестве полотнища парашютирующего устройства. Excessive pressure in the cavity of the
Современные полимерные и композиционные материалы по своим прочностным и массовым характеристикам позволяют создавать устройства, обеспечивающие реализацию предлагаемого способа спуска космического аппарата. Полиэтилентерефталатные пленки, пленки, дублированные фторопластами, текстильные материалы на основе лавсана (дакрона), аримида, СВМ-волокна (кевлара), герметизированные фторсодержащими каучуками, и ряд других материалов, сохраняют свои характеристики при повышении температуры до 450-750oT и могут быть применены для изготовления пневмокрыла с допускаемой удельной нагрузкой менее 10 Н/м2. Реальные конструкции пневматических устройств позволят получить удельную нагрузку, которая дает возможность вариации углов входа в атмосферу и выбора диапазона аэродинамических характеристик.According to their strength and mass characteristics, modern polymer and composite materials make it possible to create devices that ensure the implementation of the proposed method for launching a spacecraft. Polyethylene terephthalate films, films dubbed with fluoroplastics, textile materials based on lavsan (Dacron), arimide, CBM fibers (Kevlar), sealed with fluorine-containing rubbers, and a number of other materials, retain their characteristics when the temperature rises to 450-750 o T and can be used for the manufacture of pneumatic wings with an allowable specific load of less than 10 N / m 2 . Actual design of pneumatic devices will allow to obtain a specific load, which makes it possible to vary the angles of entry into the atmosphere and the choice of a range of aerodynamic characteristics.
Спуск космического аппарата с малыми механическими перегрузками, без высоких температур при торможении, исключение из конструкции спускаемого аппарата специальной тепловой защиты повышают его надежность и улучшают летно-технические характеристики. The descent of a spacecraft with low mechanical overloads, without high temperatures during braking, the exclusion of special thermal protection from the design of the descent vehicle, increase its reliability and improve flight performance.
Предложенное устройство перспективно для создания систем индивидуального спасения космонавтов, для спуска долговременно существовавших и отработавших срок службы спутников, планетных исследовательских зондов. The proposed device is promising for the creation of individual rescue systems for astronauts, for launching long-existing satellites, planetary research probes, which have long existed and have fulfilled their useful life.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU97120355A RU2133697C1 (en) | 1997-11-25 | 1997-11-25 | Device for descent of spacecraft on surface of atmosphere planets |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU97120355A RU2133697C1 (en) | 1997-11-25 | 1997-11-25 | Device for descent of spacecraft on surface of atmosphere planets |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2133697C1 true RU2133697C1 (en) | 1999-07-27 |
Family
ID=20199795
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU97120355A RU2133697C1 (en) | 1997-11-25 | 1997-11-25 | Device for descent of spacecraft on surface of atmosphere planets |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2133697C1 (en) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2016081324A1 (en) * | 2014-11-17 | 2016-05-26 | Global Aerospace Corporation | Enveloping aerodynamic accelerator |
RU2643307C2 (en) * | 2015-12-30 | 2018-01-31 | Алексей Игоревич Салмин | Method of space installation of initially disclosed heat-resistant solid cordless parachute for multiton cargoes descent from the planet orbit |
RU2671067C2 (en) * | 2016-10-06 | 2018-10-29 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Device for aerodynamic braking of spacecraft |
-
1997
- 1997-11-25 RU RU97120355A patent/RU2133697C1/en active
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2016081324A1 (en) * | 2014-11-17 | 2016-05-26 | Global Aerospace Corporation | Enveloping aerodynamic accelerator |
US9884693B2 (en) | 2014-11-17 | 2018-02-06 | Global Aerospace Corporation | Enveloping aerodynamic decelerator |
RU2643307C2 (en) * | 2015-12-30 | 2018-01-31 | Алексей Игоревич Салмин | Method of space installation of initially disclosed heat-resistant solid cordless parachute for multiton cargoes descent from the planet orbit |
RU2671067C2 (en) * | 2016-10-06 | 2018-10-29 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Device for aerodynamic braking of spacecraft |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US11649073B2 (en) | Control surfaces for use with high speed vehicles, and associated systems and methods | |
US7487936B2 (en) | Buoyancy control system for an airship | |
JP6424008B2 (en) | Launch vehicle with annular outer element and related systems and methods | |
CA2335954C (en) | Balloon trajectory control system | |
US4032086A (en) | Aerostats and aquastats | |
US11332253B2 (en) | High-altitude payload retrieval (HAPR) apparatus and methods of use | |
US9884693B2 (en) | Enveloping aerodynamic decelerator | |
US4580747A (en) | Method and apparatus for orbital plane changing | |
Polsgrove et al. | Human mars entry, descent, and landing architecture study: Deployable decelerators | |
CN106394933A (en) | Solar-sail spacecraft structure provided with distributed satellites for traction | |
RU2133697C1 (en) | Device for descent of spacecraft on surface of atmosphere planets | |
Sengupta et al. | Supersonic performance of disk-gap-band parachutes constrained to a 0-degree trim angle | |
McRonald | A light-weight inflatable hypersonic drag device for planetary entry | |
US3405887A (en) | Ring wing tension vehicle | |
McRonald | A light-weight inflatable hypersonic drag device for Venus entry | |
RU2643307C2 (en) | Method of space installation of initially disclosed heat-resistant solid cordless parachute for multiton cargoes descent from the planet orbit | |
US5826826A (en) | Landing process for payloads from aerospace missions | |
Pagano et al. | Adjustable aerobraking heat shield for satellites deployment and recovery | |
Eckstrom | Development and testing of the disk-gap-band parachute used for low dynamic pressure applications at ejection altitudes at or above 200,000 feet | |
Nock et al. | Enveloping Aerodynamic Decelerator | |
RU2771550C1 (en) | Method for returning the rocket stage to the earth and the rocket stage for implementing this method | |
Kyser | The rotornet-a high-performance hypersonic decelerator for planetary entry | |
Kerzhanovich et al. | Major Progress in Planetary Aerobot Technologies | |
Garner | Large area sail design concepts | |
JP2024505706A (en) | unmanned hybrid inflatable aircraft |