Результат интеллектуальной деятельности: Суборбитальный космический корабль и способ его торможения в атмосфере

Изобретение относится к ракетно-космической технике, точнее к суборбитальным космическим транспортным кораблям многократного применения с вертикальным взлетом и посадкой, и может быть использовано для космического туризма, высотных парашютных прыжков и иных целей.

Известны корабли и ракетные ступени многократного применения, отличающиеся способом посадки - с помощью крыльев или парашютов (например, патенты РФ № 2442727, 20.02.2012, МПК: B64G 1/14 (2006.01); № 2441815, 10.02.2012, МПК: B64G 1/14 (2006.01); №2333868, 20.09.2008, МПК: B64G 1/16 (2006.01). В этих кораблях для взлета используются одни устройства - ракетные двигатели, а для посадки - другие устройства - крылья или парашюты.

Известны также многоразовые корабли и ракетные ступени, осуществляющие вертикальные взлет и посадку с помощью только ракетных двигателей (патенты РФ № 2309088, 27.10.2007, МПК: B64G 1/14 (2006.01); 2318704 С2, 10.03.2008, МПК: B64G 1/14 (2006.01). Они не имеют специальных аэродинамических поверхностей для стабилизации спуска в атмосфере, поэтому при управляемом спуске необходимо расходовать дополнительное топливо для работы двигателей ориентации.

Известен суборбитальный космический корабль с тормозными поверхностями по патенту US 8408497 (В2), 02.04.2013, МПК: B64G 1/62 (2006.01). Этот корабль производит стабилизируемый спуск в атмосфере с помощью тормозных щитков, расположенных в верхней части цилиндрического корпуса корабля. Недостатком этого корабля является избыточность элементов конструкции, поскольку щитки не являются частью корпуса.

Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является одноступенчатый многоразовый космический корабль и способ его управления при спуске (US 5873549 (A), 23.02.1999, МПК: B64G 1/14 (2006.01); B64G 1/24 (2006.01); B64G 1/28(2006.01); B64G 1/62 (2006.01).

Корабль включает раму, посадочные опоры, двигательную установку, систему управления, полезную нагрузку, внешнюю неподвижную обшивку и две группы щитков, каждый из которых шарнирно соединен с рамой и снабжен приводом, подключенным к системе управления. Неподвижная обшивка вместе со щитками образует аэродинамическую поверхность корабля. Каждый щиток своей верхней или нижней кромкой шарнирно соединен с рамой и имеет привод для отклонения щитка на некоторый угол. Щитки предназначены для управления ориентацией, и частично для торможения корабля при его спуске в атмосфере. При движении корабля вверх носом вперед используются задние щитки, а при движении вниз кормой вперед - передние щитки. Суммарная площадь щитков существенно меньше общей поверхности корабля.

Прототип способа торможения этого корабля в атмосфере состоит в раскрытии щитков во время спуска, что приводит к увеличению аэродинамической силы сопротивления, а также в контроле величины перегрузки и времени.

Недостатком конструкции является то, что в качестве тормозных щитков используется малая часть внешней аэродинамической поверхности корабля, а также то, что щитки двух групп раскрываются попеременно. Вследствие этого, суммарной площади раскрытых щитков достаточно для стабилизации корабля, но недостаточно для влияния на величину перегрузки при торможении в атмосфере.

Недостатком способа торможения корабля является то, что положение щитков после их раскрытия не меняется. Поэтому при прохождении зоны максимальной перегрузки значение этой перегрузки снизить невозможно.

Задача изобретения состоит в устранении указанных недостатков.

Техническим результатом изобретения является снижение пикового значения перегрузки при спуске корабля в атмосфере за счет большой относительной площади тормозных щитков и активного управления этой площадью.

Технический результат достигается тем, что в суборбитальном космическом корабле, включающем раму, посадочные опоры, двигательную установку, систему управления, кресла экипажа и хотя бы одну из двух групп тормозных щитков, каждый из которых шарнирно соединен с рамой и снабжен приводом, в сложенном состоянии одна группа щитков образует головной обтекатель, а другая группа - боковую поверхность корабля, при этом все щитки соединены с рамой своей нижней кромкой, количество щитков в обеих группах одинаково, а в раскрытом состоянии щитки одной группы располагаются между щитками другой группы в проекции на направление полета.

Кроме того, кресла экипажа выполнены катапультными, а группа щитков, образующих головной обтекатель, установлена над ними с зазором, обеспечивающим возможность катапультирования во всем диапазоне углов раскрытия упомянутых щитков.

Технический результат достигается также за счет того, что в способе торможения суборбитального космического корабля в атмосфере, состоящем в раскрытии тормозных щитков во время спуска и контроле величины перегрузки по акселерометру и времени по таймеру, перед входом в атмосферу щитки раскрывают на максимальные углы, затем, при нарастании перегрузки до величины А, щитки плавно складывают в течение времени Т1 до минимального угла раскрытия, выдерживают паузу в течение времени Т2, а затем вновь плавно раскрывают в течение времени Т3 до максимального угла раскрытия, при этом величины A, T1, Т2 и Т3 получают перед полетом по результатам математического моделирования процесса спуска, а углы максимального раскрытия щитков выбирают из условия обеспечения одновременно максимального значения площади их проекции на направление полета и стабилизации спуска корабля.

Сущность изобретения поясняется графическими материалами (фиг. 1-3).

На фигуре 1 схематически показана конструкция предлагаемого корабля.

На фигуре 2 приведены графики зависимости величины перегрузки от времени спуска с высоты 110 км со сложенными щитками (кривая 11), с полностью раскрытыми щитками (кривая 12), и с переменной площадью проекции щитков (кривая 13).

В таблице (фиг. 3) приведены значения параметров полета, которые соответствуют графику 13 на фиг. 2.

Корабль включает в себя раму 1, посадочные опоры 2, двигательную установку, состоящую из маршевого двигателя 3 и двигателей ориентации 4, систему управления (на фигурах не показана), кресла экипажа 5, тормозные щитки одной (далее - верхней) группы в сложенном бив раскрытом 7 состоянии, тормозные щитки другой (далее - нижней) группы в сложенном 8 и в раскрытом 9 состоянии, а также приводы 10 щитков. Верхняя группа щитков в положении 6 образует головной обтекатель. Нижняя группа щитков в положении 8 образует боковую поверхность корабля. Все щитки соединены с рамой 1 своей нижней кромкой, количество щитков в обеих группах одинаково, а в раскрытом состоянии щитки 7 одной группы располагаются между щитками 9 другой группы в проекции на направление полета.

В составе корабля отсутствует герметичная капсула для экипажа, кресла экипажа 5 выполнены катапультными, а группа щитков 6, образующих головной обтекатель, установлена над ними с зазором, обеспечивающим возможность катапультирования во всем диапазоне углов раскрытия этих щитков.

Предложенный корабль работает следующим образом.

Перед взлетом члены экипажа находятся в катапультных креслах 5 в защитных скафандрах с индивидуальными парашютами. Все щитки находятся в сложенном состоянии. При взлете и подъеме корабль движется с ускорением под действием маршевого двигателя 3 по траектории, близкой к вертикальной. Ориентация корабля относительно центра масс осуществляется двигателями ориентации 4. Система управления корабля в течение всего полета осуществляет контроль параметров движения и управление исполнительными органами по заданной программе. В состав системы управления входят датчики позиционирования, например, GPS-ГЛОНАСС, ориентации, например, гироскопического типа, акселерометр инерционного типа, радиовысотомер и контроллер с заложенной в него программой полета и встроенным таймером. Щитки в положении 6 осуществляют функцию головного обтекателя, обеспечивая снижение силы сопротивления воздуха и защиту экипажа от скоростного напора. После набора скорости и отключения маршевого двигателя 3 (на высоте ориентировочно 40-50 км при скорости 1-1,5 км/с) корабль совершает баллистический полет до высоты порядка 100 км. На этом участке ориентация корабля также производится двигателями ориентации 4. Остаточное количество топлива в баках корабля должно быть достаточно для выполнения посадки.

На высоте, близкой к максимальной, с помощью приводов 10 производится раскрытие всех щитков из положения 6 в положение 7, и из положения 8 в положение 9, что соответствует максимальной площади поверхности торможения. Корабль под действием силы гравитации прекращает подъем и начинает спуск к земле с нарастающей скоростью. На высоте порядка 50-60 километров, когда скоростной напор воздуха становится достаточным для воздействия на корабль, щитки в положении 7 и 9 начинают выполнять функцию стабилизации полета, разворачивают корабль в положение двигателем 3 к земле и в дальнейшем поддерживают это положение. Стабилизация обеспечивается тем, что в раскрытом положении щитков, во всем диапазоне углов их раскрытия центр аэродинамического давления воздуха находится выше центра масс корабля.

Щитки производят также торможение корабля в атмосфере, причем сила торможения может меняться от минимальной, когда щитки сложены и находятся в положении 6 и 8, до максимальной, когда они полностью раскрыты и находятся в положении 7 и 9. Это свойство позволяет уменьшать величину максимальной перегрузки, действующей на корабль и экипаж, следующим образом. Перед входом в атмосферу щитки раскрывают на максимальный допустимый угол, в положение 7 и 9, т.е. угол, соответствующий максимальной площади поверхности торможения, при котором устойчивая стабилизация корабля еще сохраняется. При снижении система управления измеряет текущую величину перегрузки с помощью акселерометра. При нарастании перегрузки и достижении ею заданного значения А щитки плавно складывают, отклоняя вверх в положение 6 и 8 до достижения минимальной площади миделя корабля. Время сложения равно заранее заданной величине Т1. Далее выдерживают паузу в течение времени Т2, а затем вновь плавно раскрывают щитки до максимальной площади, в положение 7 и 9 в течение времени Т3. Величины A, T1, Т2, Т3 заранее, до полета, выбирают, моделируя процесс снижения на математической модели. Меняя эти параметры на модели, добиваются минимально возможного значения перегрузки. Эффект снижения перегрузки достигается из-за того, что в течение действия максимального скоростного напора воздуха площадь осевой проекции корабля, т.е. проекции, перпендикулярной направлению полета корабля, является наименьшей, и сила сопротивления, а с ней и пиковое значение перегрузки снижаются, хотя длительность действия этой сниженной перегрузки увеличивается, как показано на фиг. 2, график 13. Величины A, T1, Т2 и Т3 вводятся в программу контроллера и используются им в полете для выдачи команд на приводы щитков. Текущие значения перегрузки измеряются акселерометром, а времени - таймером.

Для оценки величины перегрузок при разных углах раскрытия щитков было проведено математическое моделирование процесса спуска при следующих исходных данных:

- траектория спуска - вертикальная;

- высота начала спуска - 110 км;

- площадь миделя корабля при сложенных щитках - 5 м²;

- площадь осевой проекции полностью раскрытых щитков - 20 м²;

- площадь миделя корабля при полностью раскрытых щитках - 25 м²;

- масса корабля при снижении - 2500 кг;

- зависимость плотности воздуха от высоты соответствует стандартной атмосфере;

- коэффициент сопротивления Сх=0,8.

Для оценки площади щитков принято, что корабль имеет диаметр 2,5 м, высота боковой поверхности - 2,5 м, длина образующей конуса головного обтекателя - 3 м. При этом суммарная площадь щитков равна 30 м², а с учетом их наклона и частичного взаимного затенения - 20 м².

Для уменьшения взаимного затенения щитков в раскрытом состоянии, количество щитков в обеих группах одинаково, а щитки одной группы располагаются между щитками другой группы в проекции на направление полета.

Результаты расчетов приведены на фигуре 2, на которой показаны графики величины перегрузки, действующей на корабль в зависимости от времени спуска при трех положениях щитков. Кривая 11 (вариант 1) соответствует полностью закрытым щиткам (площадь миделя корабля 5 м²), кривая 12 (вариант 2) - полностью раскрытым и зафиксированным щиткам (площадь миделя корабля 25 м²), кривая 13 (вариант 3) - переменной площади щитков (площадь миделя уменьшается от 25 до 5 м², а затем опять увеличивается до 25 м²).

Из графиков (фиг. 2) видно, что максимальная перегрузка в первом варианте равна 3,9 g, во втором варианте 3,3 g, в третьем - 2,3 g. Таким образом, предлагаемый способ позволяет снизить максимальное значение перегрузки более чем в два раза (если считать от «земного» уровня 1 g) в сравнении с вариантом неуправляемых при спуске щитков малой площади, т.е. с прототипом.

По результатам моделирования выяснилось, что в случае с приведенными выше исходными данными щитки следует начинать складывать при перегрузке А=1,7 g, время сложения Т1=28 секунд. Вновь раскладывать щитки следует после паузы в течение времени Т2=13 секунд, время раскрытия щитков Т3=25 секунд. Максимальная перегрузка при этом составляет 2,3 g. В таблице на фиг. 3 приведены значения высоты, скорости, площади миделя и перегрузки в зависимости от времени от начала спуска.

В случае, если для торможения использовать щитки только верхней группы, их следует начинать складывать при перегрузке А=2 g, время сложения Т1=20 секунд, пауза Т2=10 секунд, время раскрытия Т3=20 секунд. Максимальная перегрузка при этом составляет 2,7 g.

Приведенные выше параметры управления щитками зависят от высоты начальной точки спуска, массы корабля, плотности воздуха по высотам. Эти параметры, выбранные на этапе математического моделирования, перед полетом должны быть введены в программу контроллера корабля.

Щитки в положении 7 и 9 производят также аэродинамическое управление кораблем при его движении по нисходящей траектории с целью приведения его в точку старта, или другую заданную точку посадки. Для этого по командам системы управления производится отклонение одного или нескольких щитков вверх на заданный угол с помощью привода. При этом обтекание корабля становится несимметричным, полная аэродинамическая сила отклоняется от вертикали в нужную сторону, что приводит к изменению траектории спуска в этом же направлении. Поскольку траектория подъема и спуска изначально выбирается близкой к вертикальной, кораблю для возврата к точке старта требуется сравнительно небольшая величина аэродинамического качества (0,1-0,3) для компенсации ветрового смещения и неточностей управления.

Описанным выше образом осуществляется аэродинамическое управление кораблем по осям тангажа и рыскания. Поскольку корабль является осесимметричным объектом, такого управления достаточно для приведения корабля в точку посадки.

На заключительном этапе посадки включается маршевый двигатель 3 и производится торможение корабля. При снижении скорости перед землей до практически нулевой, производится приземление на посадочные опоры 2. Ориентация корабля при этом осуществляется двигателями ориентации 4.

Поскольку в предлагаемом корабле щитки занимают всю площадь головного обтекателя и боковой поверхности, их суммарная площадь гораздо больше, чем в прототипе, что позволяет эффективно использовать их для управления перегрузкой.

Предлагаемый способ торможения суборбитального корабля позволяет существенно, более чем в 2 раза в сравнении с прототипом, снизить максимальную перегрузку при спуске.

Основным назначением предлагаемого корабля является суборбитальный космический туризм. В процессе полета члены экипажа должны физически почувствовать особенности космического пространства, поэтому экипаж находится вне герметичной капсулы, непосредственно в открытом космическом пространстве, в скафандрах. Это позволяет дополнить восприятие полета ощущением космического вакуума, который проявляется в повышении жесткости и упругости скафандра, яркого солнечного света и перепадов температур на освещенной и теневой стороне скафандра. Состояние невесомости продолжается около 3 минут, за это время члены экипажа могут отстегнуться от кресла и плавать не только над креслом, но и на некотором расстоянии от корабля при условии, что они подготовлены к этому и соединены с кораблем с помощью фала.

Другим назначением корабля является проведение высотных парашютных прыжков. В настоящее время достигнутая высота парашютного прыжка составляет 41,4 км (Алан Юстас, 25.10.2014 г.). Прыжок произведен с аэростата. Дальнейшее существенное увеличение высоты прыжка возможно только с помощью ракетных систем. Предлагаемый корабль позволяет расширить диапазон высот практически до 100 км. Спортсмен в скафандре с парашютом может покинуть корабль в любой точке траектории после окончания работы маршевого двигателя. Он может воспользоваться катапультным креслом или просто оттолкнуться от корабля ногами, и в течение действия невесомости удалиться от корабля на безопасное расстояние.

Члены экипажа могут по своему выбору приземляться на парашюте или в корабле.

При аварии корабля на старте, при посадке или в любой другой точке траектории экипаж может покинуть корабль с помощью катапультных кресел и приземлиться на индивидуальных парашютах.

Для обеспечения перечисленных возможностей в предлагаемом корабле кресла экипажа выполнены катапультными, а щитки, образующие головной обтекатель, установлены над ними с зазором, обеспечивающим возможность катапультирования во всем диапазоне углов раскрытия этих щитков.

Практическая реализация предложенного корабля может основываться на применении отработанных и надежных основных агрегатов, применяемых в авиации и космонавтике: жидкостного ракетного двигателя многоразового запуска тягой 7-10 тонн, двигателей ориентации, системы управления, катапультных кресел К36 или их облегченных аналогов, скафандров «Сокол». Щитки могут быть изготовлены из дюралюминия или углепластика. Максимальная скорость корабля при снижении не превышает 1 км/с, поэтому тепловые нагрузки будут незначительными. Приводы каждой группы щитков могут быть электрическими, например, типа «винт-гайка» с вертикальным винтом на оси двигателя, и гайкой, шарнирно связанной штоками с каждым щитком. Такая конструкция обеспечивает синхронное и симметричное отклонение щитков. Для аэродинамического управления кораблем винт должен отклоняться от вертикали в двух взаимно-перпендикулярных направлениях.