ПИЛОТИРУЕМЫЙ КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в отраслях промышленности, занимающихся проектированием и созданием космических кораблей (КК), предназначенных для исследовательских целей, транспортных операций и монтажных работ в космосе и выводимых ракетами-носителями (РН).

Известны КК одноразового использования серий "Восток", "Восход", Союз", американские КК серий "Меркурий", "Джемини", экспедиционные КК "Аполлон" [1] .

Эти пилотируемые КК содержат спускаемый аппарат (СА) одноразового использования с малым аэродинамическим качеством, в котором размещены кресла космонавтов. КК содержат также двигательный отсек (ДО) с тормозной двигательной установкой, двигательной установкой для маневрирования и коррекции траектории полета на орбите искусственного спутника Земли (ОИСЗ) и другие элементы функционирования КК. Они позволяют проводить исследовательские работы на ОИСЗ, расстыковку на орбите с ДО и спуск с орбиты СА.

Космические корабли серий "Союз", "Аполлон", содержат также стыковочный агрегат (СтА), который размещают либо вне СА ("Союз") [2], либо на сужающейся носовой части СА ("Аполлон") [3]. Эти КК позволяют проводить операции стыковки с другими космическими объектами, например с орбитальной станцией (ОС) или лунным модулем.

Поскольку СА, входящие в состав этих КК, имеют низкое аэродинамическое качество (К=0÷0,4) [4], они осуществляют спуск с ОИСЗ по баллистической или близкой к ней траекториям. Поэтому на космонавтов воздействуют большие перегрузки (~4÷8 ед.) на участке спуска по штатной траектории и предельно допустимые кратковременные - на аварийных траекториях (до 25 ед.), существенно уменьшить которые для аппаратов этого класса не представляется возможным, что является недостатком этих технических решений.

Известен и принят авторами за прототип транспортный КК многоразового использования Европейского космического агентства (ЕКА) "CTV", разрабатываемый на базе корабля-спасателя NASA "CRV" (Х-38) для международной космической станции (МКС), который в настоящее время проходит летную экспериментальную отработку [5].

С целью минимизации стартовой массы этот КК состоит из двух состыкованных основных и выполняющих различные функции отсеков: спускаемого на Землю аппарата многоразового использования и двигательного отсека, который перед входом КК в атмосферу отделяют от СА.

Спускаемый аппарат представляет собой бескрылую конструкцию с несущим корпусом и относится к классу аппаратов со средним аэродинамическим качеством (К≈1). За счет аэродинамического качества СА совершает планирующий спуск в атмосфере, чем достигается снижение перегрузок, действующих на космонавтов. В нем размещают экипаж, служебную аппаратуру и оборудование. Стыковочный агрегат размещают в кабине экипажа и устанавливают на верхней части корпуса СА.

Спускаемый аппарат установлен кормовой частью на двигательный отсек, в котором размещают маршевую двигательную установку с запасами топлива и двигатели для орбитального маневрирования.

Двигательный отсек заканчивается торцевым шпангоутом, посредством которого КК устанавливают на ракету-носитель.

Перед спуском СА на Землю кресла экипажа отклоняют назад в сторону кормовой части на определенный угол относительно поперечной плоскости СА в зависимости от направления перегрузки, действующей на СА.

Этому техническому решению присущи следующие недостатки.

1. Известно, что оптимальный угол между направлением перегрузки и линией спины космонавта 78^o [6], при котором перегрузка в направлении "грудь-спина" будет составлять 97%, а в направлении "голова-ноги "21% от действующей на СА перегрузки. Направление максимальной перегрузки, действующей на СА при спуске, составляет угол с продольной осью аппарата ~75^o.

Поскольку в СА корабля "CTV" космонавты обращены лицом к носовой части СА, для обеспечения их оптимального положения при спуске, кресла космонавтов отклоняют в сторону кормовой части относительно поперечной плоскости СА на угол ~93^o. Обеспечение оптимального положения космонавтов на спуске особенно необходимо на нештатных траекториях спуска или при возвращении заболевшего космонавта. Выполнение этого требования (т.е. поворота кресла на 93^o) для многоместного корабля связано со значительным увеличением объема кабины экипажа, с усложнением компоновки оборудования и механизма поворота кресел и, как следствие, приводит к увеличению размеров и массы корабля.

2. В связи с тем что на корабле "CTV" стыковочный агрегат установлен в верхней части корпуса СА и на участке выведения и при спуске не должен выступать за обводы корпуса, СтА размещается в кабине экипажа. Это требует дополнительного объема кабины и приводит к усложнению процесса стыковки. Для исключения соударения корабля с элементами конструкции космического объекта в процессе причаливания СтА устанавливают непосредственно на выдвижном тоннеле с элементами герметизации и перед стыковкой выдвигают за срез килей СА. Это усложняет и утяжеляет конструкцию СА.

3. Ограничиваются функциональные возможности КК вследствие того что СтА расположен перпендикулярно продольной оси КК, по которой установлен маршевый двигатель, в связи с чем невозможна коррекция орбиты космических объектов, с которыми состыкован КК, его маршевым двигателем.

Задачей изобретения является улучшение конструктивно-компоновочного решения, повышение эксплуатационных качеств и расширение функциональных возможностей пилотируемого КК. Техническим результатом изобретения являются:
- минимизация объема, массы и упрощения конструкции КК при сохранении возможности обеспечения оптимального положения экипажа на всех участках полета КК;
- обеспечение удобства визуального наблюдения и управления процессом сближения и стыковки КК с другими объектами за счет переноса СтА на донную часть, упрощение доступа к СтА;
- обеспечение возможности коррекции орбиты состыкованных объектов маршевой двигательной установкой, что предопределяет универсальность использования КК;
- повышение безопасности проведения операций сближения и стыковки с другими космическими объектами за счет расположения двигательного отсека КК с противоположной стороны от СтА.

Задача решается таким образом, что в предлагаемом пилотируемом КК, содержащем СА с несущим корпусом, установленным на ДО и содержащем СтА, кресла космонавтов, размещенные в корпусе СА, а СА установлен носовой частью на ДО и соосно с ним, а СтА установлен на донной части СА соосно с последним, при этом кресла космонавтов обращены к кормовой части с возможностью поворота относительно поперечной плоскости СА в направлении к носовой части.

Сущность изобретения иллюстрируется схемами компоновки КК и схемами установки в нем кресел космонавтов.

На фиг. 1 представлена схема компоновки КК и основные его элементы. На фиг. 2 показаны положения кресел космонавтов КК при выведении его на ОИСЗ и для орбитального полета. На фиг.3 показано положение кресел космонавтов на участке спуска СА. На фиг.4 представлена схема компоновки КК в составе РН.

На этих иллюстрациях указаны:
1 - спускаемый аппарат,
2 - двигательный отсек корабля,
3 - стыковочный агрегат корабля,
4 - кресла космонавтов,
5 - носовая часть спускаемого аппарата,
6 - кормовая часть спускаемого аппарата,
7 - донная часть спускаемого аппарата,
8 - торцевой шпангоут двигательного отсека,
9 - кабина космонавтов,
10 - аэродинамический обтекатель,
11 - иллюминатор,
12 - ракета-носитель,
13 - механизм поворота кресел,
14 - маршевый двигатель,
15 - двигательная установка.

На фиг.5, 6, 7, 8 (см. также [5] и [7]) иллюстрируются аналогичные схемы для КК "CTV", выбранного в качестве прототипа, с указанием идентичных позиций.

Пилотируемый КК (фиг. 1) содержит СА 1 с несущим корпусом. СА 1 установлен на ДО корабля 2 с возможностью отделения от СА 1 на орбите, например, с помощью пиросредств. ДО корабля 2 содержит двигательную установку 15 для изменения скорости и траектории полета КК на ОИСЗ. КК содержит СтА 3, установленный на СА 1, с возможностью проведения операций стыковки с другими объектами на ОИЗС. В СА 1 корабля установлены кресла космонавтов 4.

В пилотируемом КК (фиг.1, 2, 3 и 4), в отличие от прототипа (фиг.5, 6, 7 и 8), СА 1 установлен на ДО корабля 2 носовой частью спускаемого аппарата 5 (а не кормовой частью, как на прототипе) соосно с ДО корабля 2, а СтА 3 размещают на донной части 7 СА 1 (а не на верхней части корпуса СА 1, как на прототипе) соосно с последним.

Кресла космонавтов 4 (фиг.1, 2) устанавливают для посадки космонавтов лицом к донной части спускаемого аппарата 7, а не к носовой части 5 СА 1, как в прототипе (фиг.5), с возможностью их поворота перед спуском относительно поперечной плоскости СА 1 в направлении к носовой части 5 СА 1 на угол 60^o (фиг. 3). При отклонении кресел космонавтов 4 на угол 60^o требуется меньший размер кабины космонавтов 9, чем при отклонении кресел на угол ~90^o, как принято в прототипе (фиг.6, 7). Масса и размер СА 1 соответственно уменьшаются, упрощается компоновка оборудования СА 1 и механизм поворота кресел 13. При этом обеспечивают оптимальное положение космонавтов на спуске с орбиты относительно действующей на СА 1 перегрузки.

На двигательном отсеке корабля 2 смонтирован торцевой шпангоут 8 ДО 2, посредством которого КК устанавливают на РН 12 (фиг.1).

Перед запуском КК торцевым шпангоутом 8 ДО 2 устанавливают на РН 12, донную часть 7 СА 1 закрывают аэродинамическим обтекателем 10, который после прохождения плотных слоев атмосферы отделяют от корабля (фиг.4).

Полет КК и проведение операций осуществляют следующим образом.

В процессе выведения на орбиту космонавты обращены лицом к донной части 7 спускаемого аппарата 1 (фиг.1, 2). На космонавтов воздействуют перегрузки в благоприятном направлении "грудь-спина".

На орбитальном участке полета космонавты, находясь в креслах космонавтов 4, обращены лицом к СтА 3 (фиг.1, 2), что обеспечивает удобство управления, визуальный контроль через иллюминатор 11 процессом стыковки с другими объектами и удобство перехода космонавтов из КК в другие космические объекты, например, ОС или МКС, что является следствием установки СтА 3 на донной части 7 СА 1 с высвобождением объема кабины космонавтов 9, в отличие от прототипа, в котором управление и контроль процесса стыковки усложняется (фиг. 5).

Так как СтА 3 уставлен соосно с маршевым двигателем 14, возможна коррекция орбиты пристыкованных объектов маршевым двигателем 14 корабля.

Кроме того, поскольку двигательная установка 15 находится с противоположной стороны от СтА 3, повышается безопасность проведения операций сближения и стыковки с другими объектами.

После выполнения работ в космосе производят торможение КК маршевым двигателем 14, ДО 2 отделяют от СА 1, который затем осуществляет спуск на Землю.

В процессе спуска СА 1 совершает полет на балансировочном угле атаки. Кресла космонавтов 4 отклоняют в сторону носовой части СА 1 на угол 60^o (фиг. 3), чем обеспечивают оптимальное положение экипажа при спуске относительно действующей на СА 1 перегрузки.

Таким образом, улучшают эксплуатационные качества и расширяют функциональные возможности КК.

После спуска СА 1 в заданный район и уменьшения скорости, соответствующей числу М~0,8, вводят средства обеспечения посадки аппарата.

Литература
1. Космонавтика: Энциклопедия. / Под редакцией В.П. Глушко. М.: Советская энциклопедия, 1985, с.189.

2. Там же, с.370.

3. Там же, с.26.

4. Там же, с.40.

5. Х-38, CRU and CRU Evolution - Program Overview and European Role. D. Sygylla. 51^st International Astronautical Congress, 2-6 Oct. 2000/Rio de Janeiro, Brasil, page 9.

6. Космонавтика: Энциклопедия. / Под редакцией В.П.Глушко. М.: Советская энциклопедия, 1985, с.208.

7. The X-38 and Crew Return Vehicle Programmes, ESA Bulletin 101, February, 2000.