В челябинском ракетном центре "КБ им. акад. В.П.Макеева" предложили новую технологию спасения многоразовых носителей, предназначенных для выведения полезных грузов на низкие околоземные орбиты, например, при обслуживании международной космической станции и собственного спасаемого возвращения на Землю для повторной заправки жидкими компонентами топлива и последующего выведения в космос очередной полезной нагрузки.

Известные способы спасения ракет-носителей для их последующего многократного использования, заключаются в последовательном решении двух задач: аэродинамическое торможение и посадка.

Аэродинамическое торможение обеспечивает рассеивание подавляющей части кинетической энергии в атмосфере и достигается одним из трех способов:
1. Баллистический спуск. Таким способом тормозились в атмосфере первые космические спускаемые аппараты типа "Восток" и "Меркурий", не обладающие аэродинамическим качеством. Он приводит к большим перегрузкам (более 10), дает большую погрешность посадки (до нескольких сотен километров).

2. Планирующий спуск, или спуск с небольшим аэродинамическим качеством (0,5-1,0). По такому способу спускаются космические корабли типа "Союз" и "Апполон" с несущим корпусом, сочетающим в себе весьма хорошее аэродинамическое сопротивление с относительно небольшим аэродинамическим качеством, достаточным для выполнения бокового маневра в несколько сотен километров при выходе в заданное место посадки. Аэродинамическое качество допускает регулирование перегрузки за счет изменения направления действия подъемной составляющей полной аэродинамической силы с максимальной величиной, не превышающей 2-3, благодаря чему достигаются комфортные условия спуска в атмосфере для людей и возвращаемых грузов.

3. Самолетный спуск, или планирующий спуск с высоким аэродинамическим качеством: 1-2 при гиперзвуковых скоростях и 3-8 при дозвуковых скоростях. По такому способу спускаются орбитальные самолеты "Space Shuttle" и "Буран". В нем обеспечиваются достаточно комфортные условия по перегрузке (не более 2-3) и маневрирование на большие расстояния, позволяющие получать высокую точность посадки при больших ошибках реализации тормозного импульса и грубых измерительных приборах на посадочные полосы, разнесенные на несколько тысяч километров. Однако самолетный спуск занимает весьма продолжительное время, что приводит к проблеме теплозащиты внешней, аэродинамической самолетной формы с ее сложной механизацией (рули, кили, элероны, элевоны и др.) от аэродинамического нагрева не только в одном полете, но и во всех последующих, а также к проблеме теплоизоляции внутренних отсеков орбитального самолета.

В каждом из рассмотренных способов спуска могут применяться дополнительные тормозные устройства: надувные экраны, раскладные зонты или парашюты.

Посадка спасаемых космических аппаратов осуществляется либо с горизонтальным, либо с вертикальным приземлением и обязательно требует дополнительных тормозных средств.

Орбитальные самолеты выполняют горизонтальную посадку на хорошо подготовленные посадочные полосы. Она требует весьма высокого аэродинамического качества (до 8) на дозвуковых скоростях и хорошей устойчивости: продольной, поперечной, путевой. Выполнение этих условий достигается усложнением аэродинамической формы путем введения в конструкцию килей, рулей, элеронов, элевонов и др., а также внедрения весьма сложных других конструкционных мер, например надувной хвостовой части и стабилизирующего парашюта, сбрасывание обтекателей системы теплозащиты вместе с основными поверхностями управления. А наличие шасси делает орбитальные самолеты еще более сложными, дорогостоящими и менее надежными.

Вертикальная посадка космических аппаратов после баллистического и планирующего спуска требует применения сложного набора парашютов и тормозных реактивных двигателей мягкого приземления.

Наибольших успехов достигла конструкция высотной ракеты-носителя "Michelle-B", в которой мягкое приземление при вертикальной посадке достигается торможением конечной скорости за счет включения тяги маршевого двигателя, который использовался для ее разгона.

Однако и она обладает существенным недостатком, заключающимся в том, что для аэродинамического торможения ракеты используется специальный тормозной зонт, раскладывающийся перед входом спасаемой ракеты в атмосферу. Он занимает много места, уменьшает допустимый вес полезной нагрузки, требует применения специального механизма для его раскладывания, сложен в конструкции и, следовательно, ненадежен в эксплуатации.

Поэтому в челябинском ракетном центре "КБ им. акад. В.П.Макеева" решили разработать технологию спасения ракет-носителей, которая бы исключала все вышесказанные недостатки и расширяла функционально-эксплуатационные характеристики без использования каких-либо дополнительных тормозных устройств, в частности раскладного зонта, и, как следствие, увеличение массы полезной нагрузки.

По замыслу конструкторов такая задача решается выполнением следующей последовательности операций.

После выхода ракет-носителей на заданную орбиту или суборбитальную траекторию отделяют отсек полезной нагрузки 1. При этом нижние части ракет-носителей 2 связаны шарниром 3. Как следует из описанного способа, ракеты-носители в пакетной связке разворачивают, ориентируют определенным образом и сообщают им тормозной импульс с помощью собственных маршевых двигателей для схода с орбиты и входа в атмосферу. Чтобы при спуске в атмосфере получить наибольшее аэродинамическое сопротивление, ракеты-носители из пакетной связки трансформируют в осесимметричную связку. А после аэродинамического торможения до скорости отвесного падения осесимметричную связку трансформируют обратно в пакетную.

Для трансформирования ракет в осесимметричную связку после отделения отсека полезной нагрузки 1 разворот корпусов ракет-носителей 2 относительно шарнира 3 осуществляют за счет энергии скрученной пружины 10, надетой на ось 9 кронштейна 8, которая передает усилие через упругую планку 12, надетую посредством проушин 11 на эту же ось 9. После относительного перемещения разворачивающихся корпусов 2 на расстояние, равное длине упругой пластины 12, кинематическая связь между разворачивающимися корпусами 2 в верхней их части размыкается. При этом корпуса 2 получают угловую скорость вращения относительно шарнира 3, а упругая пластина 12 разворачивается на оси 9 на угол в 90^o. Подпятник 14 упирается в кронштейн 8, а упругая пластина 12 фиксируется в этом положении за счет скрученной пружины 10.

Для сокращения времени трансформирования корпусов ракет-носителей в осесимметричную связку может быть использована сила тяги маршевого двигателя одной из ракет.

После разворота корпусов ракет 2 на угол 180^o клин 5 за счет деформации упругой пластины 4 входит в зацепление с гнездом 7, за счет чего корпуса ракет фиксируются в соосном положении и совершают спуск в атмосфере.

По достижении заданной высоты и скорости (заданного скоростного напора) в отвесном падении ракеты-носители из осесимметричной связки трансформируют обратно в пакетную, для чего расцепляют фиксатор путем срабатывания пирозамка 6. При этом разрушается жесткая связь между упругой пластиной 4 и корпусом ракеты 2, а клин 5 механизма захвата выходит из зацепления с гнездом 7. Ракеты-носители разворачивают относительно шарнира 3, используя аэродинамическую силу набегающего потока, до тех пор, пока клин 13, изготовленный заодно с упругой пластиной 12, не войдет в зацепление с установочным шпангоутом 15 корпуса соседней ракеты 2.

Так осуществляют обратное трансформирование ракет-носителей в пакетную связку и ориентируют сопла к поверхности Земли, а с определенной высоты совершают мягкое приземление путем включения маршевых двигателей.

Эта технология спасения ракет-носителей многоразового применения по сравнению с известными техническими решениями улучшают функционально-эксплуатационные показатели, заключающиеся в увеличении массы полезной нагрузки, выводимой на околоземные орбиты, и упрощении конструкции и операций в полете спасаемых ракет-носителей за счет того, что самая сложная проблема аэродинамического торможения решается без всяких дополнительных средств только лишь за счет трансформирования ракет-носителей сначала из пакетной связки в промежуточную осесимметричную связку и затем обратно из осесимметричной в исходную пакетную связку, а изготовление механизма трансформирования, функционирующего в космосе и при малых скоростных напорах, представляет проблему, менее сложную, чем создание и обслуживание шасси орбитального самолета.

Дополнительным преимуществом новой технологии является то, что все операции по выведению на орбиту, сходу с нее и спасению ракет-носителей выполняются их собственными маршевыми двигателями, сохранность и надежность включения которых обеспечивается прикрытием их теплозащитным материалом боковой поверхности ракет-носителей в их осесимметричной связке, в которую они трансформированы на протяжении всего спуска в атмосфере, сопровождаемого огромными тепловыми потоками, вызываемыми превращением кинетической энергии механического движения в тепловую энергию. Кроме того, осесимметричная связка ракет-носителей допускает вращение не только вокруг продольной оси, за счет чего можно равномерно распределять тепловые потоки по боковой поверхности и тем самым уменьшить общее количество теплозащитного материала, но также вокруг поперечной оси благодаря статической нейтральности осесимметричной связки вокруг этой оси, за счет чего можно обеспечить эффективное управление направлением действия подъемной силы при маневрировании в атмосфере, используя лишь небольшие управляющие реактивные двигатели, регулирующие угловую скорость вращения вокруг продольной оси, которой соответствует прецессионное вращение вокруг поперечной оси.

Источник - SciTecLibrary.ru