Система амортизации нагрузок на космический аппарат при посадке на безатмосферные объекты

Изобретение относится к космической технике, а именно к средствам амортизации нагрузок на космический аппарат (КА) при посадке. Система амортизации нагрузок на космический аппарат при посадке на безатмосферные объекты содержит мягкую U-образную в поперечном сечении оболочку, выполненную из кольчужной сетки. Сетка образует подобие тора, заполненного наполнителем в виде гранулированных, твердотельных, сферических элементов. Диаметр элементов 0,012-0,015 м, они уложены в 12-15 слоев в упомянутой оболочке. Масса наполнителя должна составлять 15±5% от массы космического аппарата. Достигается повышение надежности КА при посадке. 4 ил.

 

Изобретение относится к космической технике, а именно, к средствам амортизации нагрузок на космический аппарат (КА) в момент первого контакта с поверхностью при посадке преимущественно малых космических аппаратов (МКА) размерности «микро» и «мини».

Предлагаемая система может быть использована для парирования ударных нагрузок в технических объектах широкого спектра, например, в стыковочных агрегатах КА, при десантировании авиационных грузов, для энергопоглощения отката, в качестве буфера для защиты от удара при авариях на скоростных видах транспорта, для поддонов и тары грузов, требующих особо осторожного обращения и мн. др.

Предлагаемая система амортизации предназначена для обеспечения сохранности конструкции и систем КА и возможности его дальнейшего использования после посадки, включая взлет и возвращение в точку базирования или повторные многократные посадки. Данная система вступает в действие в момент соприкосновения с поверхностью. Функции системы заключаются в гашении скоростей, амортизации нагрузок при соударении с поверхностью, поддержании устойчивости КА от опрокидывания, а также вертикализации для взлета при посадке на наклонную поверхность, предотвращении повреждений элементов конструкции при посадке.

В настоящее время наблюдается тренд на увеличение использования МКА размерности 10-100 кг и 100-500 кг. МКА выполняют научные, коммуникационные, образовательные функции и функции двойного назначения на околоземных орбитах, в перспективе - в дальнем космосе, в том числе для посадки на планеты и их спутники, небесные тела с малым гравитационным полем (астероиды, ядра комет) в качестве радиомаяков, аппаратов-разведчиков, для контактного исследования, забора образцов грунта и доставки их на Землю при условиях, что МКА базируются на орбитальных станциях, содержащих возвращаемые на Землю модули (например, по технологии, показанной в патенте RU 2691686 С2, опубл. 17.06.2019, бюл. №17, МПК: G01N 1/02 (2006.01), B64G 4/00 (2006.01)), для индивидуальных реактивных средств перемещения, для доставки грузов в целях противоастероидной и противокометной обороны.

Для МКА целесообразно рассматривать, в качестве общего случая, посадку на безатмосферные объекты с использованием реактивных двигателей, с учетом воздействия гравитационного поля.

Конструктивные схемы посадочных устройств определяются полнотой информации об условиях посадки и уровнем технологии. Неизвестный рельеф и физико-механические характеристики поверхности, недостаточно управляемый процесс торможения обусловливает разработку посадочных устройств всенаправленной амортизации, способных воспринимать нагрузки с любого направления. Однако, всенаправленная амортизация не способствует применению тонкой научной аппаратуры, не рассчитанной на большие посадочные перегрузки. Известны реализованные или спроектированные технические решения средств всенаправленной амортизации нагрузок на КА при посадке:

- ударопрочный корпус с днищем в форме сферического сегмента с покрытием амортизирующим материалом (многослойный пенопласт), теплоизоляционным материалом и защитным кожухом: «Венера-5», возвращаемые на Землю «Луна-16, 20, 24». Такие схемы не обеспечивают устойчивости КА при посадке;

- пневматические, наполняемые газом (гелием) баллоны: «Луна-9, 13», «Венера-4, 8», «Марс-3, 6», «Spirit», «Opportunity». При первом касании происходил отскок КА, затем повторные отскоки. Пневматические амортизаторы имеют значительную массу по отношению к массе КА. (Проектирование спускаемых автоматических космических аппаратов. Под редакцией В.М. Ковтуненко. Москва. Машиностроение, 1985; Определение облика космического аппарата, предназначенного для посадки на космическое тело с малым гравитационным полем. Д.Д. Ожгибесова, А.Л. Мелкишева. Всероссийская молодежная конференция «Орбита молодежи» и перспективы развития российской космонавтики»; https://mai.ru/upload/iblock/f64, kraynov_yorontsov_rus.paf;https://defacto.am/850 25.html).

Создание более совершенных систем управления посадкой, вместе с уточнением научных данных и предположений о поверхностях небесных тел, позволяет создавать КА с системами амортизации направленного действия. Такие КА, при ориентированном подходе к поверхности, способны обеспечить посадку в заданное место, более низкий уровень посадочных перегрузок и устойчивое положение для взлета и возвращения на базу или перелета по суборбитальным траекториям в другую точку поверхности. Для таких КА используются посадочные устройства с системой амортизации рычажного типа. Известны направленные системы амортизации рычажного типа: «Луна-16, 17, 20, 21, 24, « Сервейер-1, 3, 5, 7», «Викинг-1, 2», «Аполлон-11, 12, 14, 17», в проекте лунного корабля в отечественной программе Н1-Л3. Известно схемно-техническое решение механического рычажного посадочного устройства, состоящего из 4-х (или трех) опорных стоек с подкосами и тарелями с сотовыми вкладышами. Основные стойки и боковые подкосы оснащаются амортизаторами, использующими принцип необратимой пластической деформации: сотовых элементов, стальных стержней, работающих на растяжение. Сложность механизмов раскрытия, потребный упаковочный объем рычажных средств амортизации делают их малопригодными для МКА. (Проектирование спускаемых автоматических космических аппаратов. / Под редакцией В.М. Ковтуненко, Москва, Машиностроение, 1985; В.М. Филин. Притяжение Луны. Москва. Логос. 2005; Б.А. Рабинович. Безопасность космонавта при посадочном ударе спускаемого аппарата о грунт. Москва, 2014; Средства посадки пилотируемого транспортного корабля нового поколения. / Антонова Н.П., Брюханов Н.А., Четкий С.В. / Космическая техника и технологии, №4 (7) 2014; патенты RU 2621416 С2, опубл. 05.06.2017, бюл. №16, МПК: B64G 1/00 (2006.01), RU 2521451 С2, опубл. 27.06.2014, бюл. №18, МПК: B64G 1/62 (2006.01), CN 1099319173(A), опубл. 2019-02-12, МПК: B64G 1/62 (2006.01); CN 1090509985(A), опубл. 2018-12-21, МПК: B64G 1/62 (2006.01)).

В космической технике существует идея использования приборного отсека торовой формы для гашения остаточной кинетической энергии за счет собственной деформации. Поскольку аппаратура приборного отсека должна функционировать после посадки, размещать ее приходится в других местах КА, а пространство внутри тора непродуктивно увеличивает габаритные размеры КА. Торовые конструкции обладают устойчивостью во всех направлениях одинаково, т.е. в каком бы направлении ни летел КА, опрокидывающая сила будет одинакова на ровной поверхности. Но если хотя бы под одну точку попадает камень, КА становится неустойчивым и будет покачиваться относительно этой точки, исключая возможность взлета. Множество направлений деформации амортизации осложняет задачу определения упругих характеристик тора при его взаимодействии с поверхностью. При небольших ходах обжатия, за счет упругой деформации конструкции возможны значительные посадочные перегрузки (до сотен единиц) и уменьшение устойчивости. Торовые конструкции использованы в аппаратах «Венера-9, 14». (Проектирование спускаемых автоматических космических аппаратов. / Под редакцией В.М. Ковтуненко, Москва, Машиностроение, 1985; В.М. Филин. Притяжение Луны. Москва. Логос. 2000).

Известен японский космический аппарата «Хаябуса», целью создания и полета которого была доставка на Землю образца грунта с астероида «Итокава» (Журнал «Вокруг света» // Соколиная охота. №1 (2844), январь 2011). Забор грунта планировалось выполнить следующим образом: при контакте с поверхностью выстрелить в нее танталовой пулей, собрать разлетающиеся песчинки в небольшую капсулу и сразу уйти вверх. В действительности, когда труба грунтозаборника коснулась поверхности, выстрела, который должен был образовать облачко пыли, не произошло. Вследствие потери устойчивости аппарат упал на поверхность. На базе опыта полета «Хаябусы» в Японии разработан зонд «Хаябуса-2», который оснащен дополнительно средством сбора пыли на основе липкой субстанции. 28 июня 2018 г. «Хаябуса-2» достиг окрестностей астероида «Рягу»». 12.09, 15.09 и 25.10.2018 г. проводились попытки посадки, последняя из которых была прервана на отметке 600 м. 22 февраля 2019 г. «Хаябуса-2» оконечностью однометрового заборного устройства коснулся поверхности, металлическим ядром произведен выстрел в поверхность. Устройством была собрана поднявшаяся пыль и аппарат ушел вверх. Операция названа разработчиками «кратковременной посадкой» (https://cloud.mail.ru/public/yVUV/5Lmxk7aNB), что является безусловным значительным успехом, но не посадкой как таковой.

Известен проект «Розетта» по доставке к комете Черюмова-Герасименко аппарата Philae, для посадки на комету и проведения исследований (Interfax.ru 13 ноября 2014 г.//NEWSru.Com// в мире//13 ноября 2014 г.). Было выполнено три попытки осуществить посадку, при этом не срабатывали гарпуны, которыми аппарат Philae должен был закрепиться на поверхности кометы, аппарат отскакивал от поверхности, вследствие чего не удалось осуществить бурение и взятие грунта.

Конструкция устройства и технологии контакта с поверхностью стали причиной неустойчивости аппаратов «Хаябуса» и Philae и низкой надежности дорогостоящих миссий в целом.

Прототип не выявлен.

По мнению автора, до настоящего времени в технике не создано высоконадежных, несложных, эффективных систем амортизации нагрузок на КА при посадке, в частности, для малых космических аппаратов.

Задачей изобретения является создание надежной, независимой системы многократного применения, обеспечивающей эффективную амортизацию нагрузок на КА при посадке в момент соприкосновения с поверхностью безатмосферных космических объектов, а также условий для взлета КА.

Техническим результатом изобретения является обеспечение надежности, эффективности, автономности многократности системы применения всенаправленной амортизации нагрузок на КА при посадке в момент соприкосновения с поверхностью безатмосферных объектов без отскока, находящейся в постоянной готовности к автономной работе без управляющих воздействий, вспомогательных механизмов, без связи с пунктами управления и бортовой автоматикой, а также условий для взлета космического аппарата из точки посадки.

Технический результат изобретения достигается тем, что система амортизации нагрузок на космический аппарат при посадке на безатмосферные объекты содержит прикрепленный к днищу космического аппарата несущий фланец с кольцевыми выступами и загрузочным отверстием, снабженным крышкой, мягкую U-образную в поперечном сечении оболочку, выполненную из кольчужной сетки, кромками присоединенную посредством бандажей к упомянутым кольцевым выступам и образующую подобие тора, заполненного наполнителем в виде гранулированных твердотельных сферических элементов диаметром 0,012-0,015 м, уложенным в 12-15 слоев в упомянутой оболочке, при этом масса наполнителя должна составлять 15±5% от массы космического аппарата.

Перед тем, как привести техническое обоснование изобретения, проводится следующий эксперимент.

1. Сбрасывается металлический шар на твердую поверхность, гранитную или металлическую плиту. Результат: шар отскакивает вверх или в сторону.

2. Сбрасывается металлический предмет, например, шар на песчаный грунт или слой песка. Результат: шар замирает и не отскакивает.

3. Сбрасывается на твердую поверхность мягкая емкость с песком, гравием и другим сыпучим наполнителем. Результат: отскока нет.

На основе проведенных экспериментов можно заключить, что сыпучие среды отскок предотвращают.

Заявленные отличительные признаки изобретения обоснованы следующим образом.

В технике известны так называемые диссипативные системы, полная механическая энергия которых (т.е. сумма кинетической и потенциальной энергии) при движении убывает, переходя в другие формы энергии, например, в теплоту. Этот процесс называет процессом диссипации (рассеяния) механической энергии; он происходит вследствие наличия различных сил сопротивления (трения). Практически из-за неизбежного наличия сил сопротивления все системы, в которых не происходит притока энергии извне, являются диссипативными системами. Например, отдельно взятый маятник часов из-за наличия сопротивления трения будет диссипативной системой и его колебания будут затухать без притока энергии извне. Твердое тело, движущееся по наклонной поверхности другого при наличии трения также является примером диссипативной системы. (Большая советская энциклопедия. Том 12, стр. 927. Москва. Издательство «Советская энциклопедия». 1973). Таким образом, процесс диссипации для машин и механизмов, функционирующих с потреблением энергии, носит негативный характер.

В технике существуют задачи, когда требуется рассеяние, поглощение поступающей излишней энергии: при торможении, амортизации и демпфировании нагрузок. Именно в таких случаях процесс диссипации энергии может играть положительную роль. Учитывая результат упомянутого выше эксперимента, автор предлагает сформировать отсутствующий в технической литературе образец диссипативной системы на основе использования свойств сыпучей среды, состоящей из отдельных частиц. Такая диссипативная система состоит из мягкой, эластичной, поддающейся остаточной деформации оболочки, наполненной твердыми гранулированными элементами. При приложении нагрузки в массе наполнителя развиваются процессы, вытекающие из положений теории упругости. Очевидно, что наполнитель в массе не является твердым телом с присущими ему свойством упругости, т.е. свойством восстанавливать свою форму и объем после прекращения действия внешних сил, вызвавших деформацию. В данном случае наполнителем из твердых элементов имитируется газ или жидкость, обладающие объемной упругостью, но не обладающие упругостью формы. При полном, без зазоров в точках контактов, заполнении оболочки частицами, эффект амортизации массива частиц объясняется явлением упругого рассеяния частиц¹ (¹ Упругое рассеивание частиц - процесс столкновения частиц, в результате которого меняется только импульсы, а внутренние состояния остаются неизменными (Новый политехнический словарь. Научное издательство «Большая российская энциклопедия». Москва. 2000. С. 570) за счет уплотнения и трения между частицами с выделением поглощенной на трение энергии в виде тепла (Новый политехнический словарь. Научное издательство «Большая российская энциклопедия». Москва. 2000. С. 570).

Эффект поглощения и рассеяния энергии подобными системами подтвержден при создании и эксплуатации «Космического молотка» в условиях земного тяготения и микрогравитации (патент RU 2560899 С2, опубл. 20.08.2015, МПК: B25D 1/12 (2006.01)), а также на модели «Колеса с квазигазовым наполнителем» (патент RU 2679522 С2, опубл. 11.02.2019, МПК: В60 В 19/00 (2006.01), B64G 1/16 (2006.01)).

Основные характеристики системы амортизации определяются следующим образом.

1. Глобальные макрогеологические образования на Луне, спутниках планет, астероидах станут критериями выбора регионов исследования. А вот микрорельеф поверхности, свойства грунтов определят конкретные условия посадки. Поверхности могут представлять собой песчано-щебеночную, каменистую россыпь, а также мерзлые и скальные грунты. Камни размером 0,02-0,05 м и 0,05-0,1 м частично погружены в толщу поверхностного мелкопесчаного, пылевато-песчаного и пылевого слоя, места посадки могут иметь уклон до 15-20°.

2. Гранулированные, твердотельные, сферические элементы наполнителя должны соответствовать следующим требованиям:

- устойчивость физических характеристик в условиях космического пространства;

- сохранение формы под статическими и динамическими нагрузками;

- химическая и коррозийная устойчивость;

- исключение адгезии, агрегатирования и диффузионной сварки частиц между собой, с кольчужной сеткой и конструктивными элементами;

- невысокий коэффициент трения;

- исключение магнетизма;

- минимизация массы.

Сферические элементы могут быть изготовлены:

- в виде штампованный полусфер, соединенных контактной сваркой в полые сферы из стали 12х18хН10Т, ГОСТ 5582-75.

- использованием 3D-технологий из металлопорошков и смесей.

Для наполнителя может быть использовано керамзитовое зерно, по структуре представляющее собой стекловидную пористую массу (с замкнутыми порами сферической формы), покрытую тонкой спекшейся оболочкой. Керамзит изготавливают преимущественно в виде гранул крупностью 5-40 мм. Плотность керамзитового гравия от 150 до 800 кг/м³, прочность при сжатии от 0,3 до 6 Мн/м² (3-60 кгс/м²), морозостойкость не менее 15 циклов переменного замораживания и оттаивания. Используется в составе конструктивного керамзитобетона для различных несущих конструкций зданий и инженерных сооружений, например, мостов, а также в судостроении для корпусов судов, что позволяет существенно снизить их массу и стоимость (Большая советская энциклопедия. Москва. Издательство «Советская энциклопедия». 1973. Том 12, С. 141).

По результатам моделирования гранулы диаметром 0,012-0,015 м обеспечивают диссипацию в массе толщиной 0,15-0,25 м.

3. Кольчужная сетка представляет собой ячеистую конструкцию, изготовленную соединением стальных колец. Возможные типы соединения (фиг. 2): четырехконтактные (фиг. 2а), четырехконтактные с двойными кольцами (фиг. 2б), шестиконтактные (фиг. 2в). Кольца не закрепляются жестко в точках контакта, вследствие чего кольчужная сетка является гибкой структурой, обладающей собственной энергопоглащающей способностью за счет суммарной упругой деформации колец под нагрузкой. Любой из указанных типов соединения позволяет получить сплошное гибкое сетчатое полотно из стальных колец. Внутренний диаметр кольца выполняют меньше диаметра гранулированного твердотельного сферического элемента, диаметр поперечного сечения кольца выполняют в диапазоне 0,0015-0,0025 м из стали 12Х18Н10Т-ВО ТУ-3-1002-77.

Высота h поперечного сечения цилиндрической заготовки из кольчужной сетки до наполнения гранулами равна толщине 12÷15 слоев гранулированных элементов, т.е. в пределе до 0,225 м. Следовательно, камни размером до 0,1 м будут блокированы в толще наполнителя. Под воздействием сил тяготения, как бы малы они ни были, или функционирования тормозных реактивных двигателей, заполненная оболочка принимает форму несколько вытянутого сферического. сегмента (фиг. 1), а при контакте - профиль поверхности.

4. Значимым параметром, характеризующим систему амортизации, является отношение массы системы к массе КА. На основе практики создания и эксплуатации КА различных типов, массу посадочных устройств 11-16% от массы КА принято считать выгодной для реализации функций и целевых задач для КА с всенаправленной амортизацией (Проектирование спускаемых автоматических аппаратов. Под редакцией В.М. Ковтуненко. // Москва. Машиностроение. 1985. С. 162). Средства приземления «Союза ТМА», при парашютной схеме посадки, также составляют 16% от массы возвращаемого аппарата. В новом поколении КА, разрабатываемых в России и США, предусматривается схема посадки, основанная на работе жидкостных реактивных двигателей. Например, в ПТК (перспективном транспортном корабле) масса и средств посадки колеблется от 21% до 32% от массы возвращаемого аппарата (Антонова Н.П., Брюханов Н.А., Четкий С.В. Средства посадки пилотируемого транспортного корабля нового поколения. // Космическая техника и технологии. №4 (7) 2014, ПАО «РКК «Энергия» им. С.П. Королева. С. 29).

Для МКА рациональным является применение твердотопливных реактивных двигателей, имеющих меньшую массу и габариты конструкции, что способствует снижению массы КА в целом, и позволяет оптимизировать массу системы амортизации с целью повышения ее надежности и эффективности, например, в предлагаемой системе выполнить двухслойную оболочку. Таким образом, масса предлагаемой системы амортизации может составлять 15±5% от массы КА.

Конструкция системы амортизации представлена на фиг. 1 со следующими обозначениями:

1 - днище космического аппарата

2 - болты крепления несущего фланца к днищу КА;

3 - несущий фланец;

4, 5 - кольцевые выступы;

6 - загрузочное отверстие;

7 - крышка загрузочного отверстия;

8 - винты крепления крышки;

9 - оболочка (после заполнения гранулированными элементами);

10, 11 - бандаж;

12 - винты крепления бандажей;

13 - наполнитель из гранулированных элементов;

14 - контур поперечного сечения оболочки без наполнителя;

D - диаметр днища КА (внешний диаметр оболочки);

D_pacч - средний диаметр оболочки;

b - ширина поперечного сечения оболочки;

d - диаметр окружности, вписанной в поперечное сечение оболочки;

h - высота 15 слоев гранул (поперечного сечения оболочки).

На фиг. 2-4 представлены типы соединения колец кольчужной сетки.

Система амортизации нагрузок на космический аппарат при посадке на безатмосферные объекты содержит прикрепленный к днищу 1 космического аппарата болтами 2 несущий фланец 3 с кольцевыми выступами 4, 5, с загрузочным отверстием 6, снабженным крышкой 7 на винтах 8, мягкую U-образную в поперечном сечении 14 оболочку 9, выполненную из кольчужной сетки (например, шестиконтактной из колец внутренним диаметром 0,008-0,01 (фиг. 2-4) из материала 12Х18Н10Т-ВО ТУ-3-1002-77, из колец с внутренним диаметром 0,008-0,01 м и диаметром поперечного сечения 0,0015-0,0025 м), кромками присоединенную посредством бандажей 10, 11 и винтов 12 к кольцевым выступам 4, 5 образующую подобие тора, заполненного наполнителем в виде гранулированных твердотельных сферических элементов 13 диаметром 0,012-0,015 м, уложенным в 12-15 слоев (высота каждого слоя равна диаметру сферы гранулированного элемента) в оболочке 9, при этом масса наполнителя должна составлять 15±5% от массы космического аппарата.

Использование предлагаемой системы амортизации осуществляется следующим образом. Система изготавливается, загружается гранулами и применяется в качестве автономного агрегата в составе МКА с близкими массо-габаритными параметрами при сопряжении монтажных интерфейсов. Агрегаты взаимозаменяемы и могут использоваться в копровых испытаниях (в сбросах) многократно при оценке сохранности и работоспособности конструкции, систем и аппаратуры при посадке МКА различного назначения.

Физическая картина процесса амортизации представляется следующим образом: с момента касания поверхности и по мере нарастания и действия перегрузки в течение 0,011 с происходит уплотнение и смещение наполнителя и поглощение энергии нормального или бокового удара за счет трения между гранулами с выделением и рассеянием тепла. Сцепление с грунтом, исключение скольжения обеспечивается кольчужной сеткой оболочки, поддержание углового положения КА с отклонениями не более 15° от нормали к поверхности или относительно местной гравитационной вертикали обеспечивается деформацией оболочки и массива наполнителя.

Примерный расчет параметров предлагаемой системы амортизации.

М=250 кг - масса космического аппарата;

D=1,2 м - диаметр днища КА - диаметр внешней оболочки;

h=0,015⋅15=0,225 м - высота 15 слоев гранул диаметром 0,015 м до заполнения оболочки, конструктивно принята 0,22 м;

b=h=0,22 м - ширина поперечного сечения оболочки;

d=h=b=0,22 м - диаметр окружности, вписанной в поперечное сечение оболочки;

D_расч=1 м - расчетный - средний диаметр оболочки;

Р=600 кг/м³ - плотность наполнителя;

0,78 - по результатам моделирования наполняемость объема гранулами диаметром 0,015 м;

S=πd²/4=3,14⋅0,22²/4=0,03 м² - площадь круга, вписанного в поперечное сечение оболочки;

L=π D_pacч=3,14⋅1=3,14 м - расчетная длина кольца оболочки по оси симметрии поперечного сечения;

V=S⋅L=0,03⋅3,14=0,09 м³ - объем оболочки;

M₁=V⋅Р=0,09⋅600=54 кг - условно монолитная масса наполнителя;

М₂=M₁⋅0,78=42,12 кг - реальная масса наполнителя.

Данная масса системы амортизации вписывается в пределы 15±5% от массы КА.

Преимущества, которые обеспечивает предлагаемое изобретение.

1. Предложенная диссипативная система сочетает в себе свойства и возможности всенаправленной амортизации (малые массы и объем, способность воспринимать удар о поверхность с любого направления любой частью оболочки, способность гасить большие посадочные скорости, особенно горизонтальные) и амортизации направленного действия (ориентированный подход к поверхности, посадка в заданное место и устойчивость при посадке, способность гасить большую кинетическую энергию посадки, низкий уровень посадочных перегрузок, применение тонкой исследовательской аппаратуры, обеспечение клиренса).

2. Поглощение энергии удара о поверхность осуществляется в короткое время 0,011 с в процессе ее выделения без отскока КА от грунта.

2. Одновременное погашение вертикальной скорости 1-10 м/сек и горизонтальной скорости до 2 м/сек без опрокидывания КА.

3. Посадка на поверхность с наклоном до 20°, стабильная устойчивость с наклоном до 30° от вертикальной оси. Максимально низкое положение центра тяжести.

4. Постоянная и стабильная готовность к автономной работе без подготовительных команд и действий.

5. Устойчивость к космическим условиям, не требуется герметичность, терморегулирование, электропитание, смазка, защита от пыли.

6. Высокая надежность и безотказность ввиду отсутствия подвижных элементов конструкции и узлов трения.

7. Посадка на грунты и микрорельеф широкого геологического спектра.

8. Обеспечивается повторно-многократное использование системы в полном объеме характеристик без ремонтно-восстановительных и регулировочных мероприятий.

9. Простейшая конструкция, доступные материалы, технология изготовления и испытаний предлагаемой системы амортизации позволяют выполнить стандартизацию и организовать производство и поставку в виде готовых агрегатов (по типу COTS-технологий) для снижения временных и финансовых затрат на создание МКА.

Система амортизации нагрузок на космический аппарат при посадке на безатмосферные объекты, содержащая прикрепленный к днищу космического аппарата несущий фланец с кольцевыми выступами и загрузочным отверстием, снабженным крышкой, мягкую U-образную в поперечном сечении оболочку, выполненную из кольчужной сетки, кромками присоединенную посредством бандажей к упомянутым кольцевым выступам и образующую подобие тора, заполненного наполнителем в виде гранулированных, твердотельных, сферических элементов диаметром 0,012-0,015 м, уложенным в 12-15 слоев в упомянутой оболочке, при этом масса наполнителя должна составлять 15±5% от массы космического аппарата.