Forbidden

You don't have permission to access /zzz_siteguard.php on this server.

РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ МНОГОРАЗОВОГО ИСПОЛЬЗОВАНИЯ - Патент РФ 2046737
Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ МНОГОРАЗОВОГО ИСПОЛЬЗОВАНИЯ
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ МНОГОРАЗОВОГО ИСПОЛЬЗОВАНИЯ

РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ МНОГОРАЗОВОГО ИСПОЛЬЗОВАНИЯ

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для выведения на орбиту спутника Земли космических аппаратов различного назначения с массой от 5 до 500 т и более. Ракетно-космический аппарат содержит цилиндрический корпус с отношением длины к его диаметру, равным 2,8-2,9, маршевую жидкостную реактивную двигательную установку с многосекционным кольцевым соплом, имеющим центральное тело, выполненное в виде конуса с округленной вершиной и углом при ней, равным 58 62°. Двигатели сгруппированы в секции причем первая секция содержит четыре группы двигателей, а остальные секции 4 n, где n 1,2. групп двигателей, расположенных на одинаковом угловом расстоянии друг от друга. В полости центробежного тела размещено посадочное приспособление с четырьмя выдвижными элементами. 1 з. п. ф-лы. 6 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2046737
Класс(ы) патента: B64G1/40, B64G1/62, F02K1/52
Номер заявки: 93035847/11
Дата подачи заявки: 12.07.1993
Дата публикации: 27.10.1995
Заявитель(и): Феоктистов Константин Петрович
Автор(ы): Феоктистов Константин Петрович
Патентообладатель(и): Феоктистов Константин Петрович
Описание изобретения: Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для выведения на орбиту спутника Земли космических аппаратов различного назначения с массой от 5 до 500 т и более.
Из предшествующего уровня техники известны ракетно-космические аппараты многоразового использования (см. например, патент США N 4790499, кл. 244-161, 1988), включающие орбитальный корабль, содержащий отсек для экипажа, отсек для выводимых на орбиту полезных грузов, основные водородно-кислородные двигатели и систему управления, ускорители, работающие на начальном участке выведения на орбиту и топливный блок, сбрасываемый в конце участка выведения.
Недостаток этих устройств заключается в том, что они являются частично многоразовыми, так как ускорители и топливный блок используются однократно. Кроме того, эти устройства пилотируемые, что приводит к существенному увеличению массы орбитального корабля.
Известен также ракетно-космический аппарат многоразового использования (см. авторское свидетельство СССР N 1821435, кл. B 64 G 1/14 1989), содержащий осесимметричный корпус, маршевую двигательную установку с кольцевым соплом и центральным телом, дополнительные реактивные двигатели, топливную систему, систему обеспечения работы двигателей и посадочное приспособление, при этом кольцевое сопло установлено под углом к продольной оси аппарата так, что поверхность центрального тела является продолжением ближайшей к оси аппарата внутренней поверхности кольцевого сопла, а дополнительные реактивные двигатели установлены в верхней части корпуса аппарата. Кроме того, аппарат содержит дополнительные кольцевые камеры сгорания, рулевые кольцевые секционные сопла и многолопастную систему с приводом, выполненным в виде турбины торообразной формы, и устройством для поворота лопастей, а корпус выполнен в виде усеченного конуса торообразной формы со сквозным каналом по оси и камерами воздушного охлаждения двигателей.
Недостаток этого аппарата состоит в том, что он имеет сложную конструкцию двигательной установки и корпуса, а также большие габариты, так как полезный груз находится внутри корпуса. Кроме того, доставка полезных грузов известным аппаратом сопряжена с большими энергозатратами.
Целью изобретения является разработка ракетно-космического аппарата многоразового использования с таким корпусом и длительной установкой, конструктивное выполнение которых обеспечило бы улучшение высотных характеристик двигательной установки и высокое аэродинамическое качество аппарата, что привело бы к снижению энергозатрат при выведении на орбиту спутника Земли космических аппаратов.
Это достигается тем, что ракетно-космический аппарат многоразового использования, содержащий осесимметричный корпус, маршевую двигательную установку с кольцевым соплом и центральным телом, дополнительные реактивные двигатели, топливную систему, систему обеспечения работы двигателей и посадочное приспособление, при этом кольцевое сопло установлено под углом к продольной оси аппарата так, что поверхность центрального тела является продолжением ближайшей к оси аппарата внутренней поверхности кольцевого сопла, а дополнительные реактивные двигатели установлены в верхней части корпуса аппарата, согласно изобретению, снабжен средствами для разъемного соединения с отделяемой головной частью, корпус выполнен цилиндрическим с отношением длины к диаметру, равным 2,8-2,9, центральное тело выполнено в виде конуса с скругленной вершиной и углом при ней, равным 58-62о, маршевая двигательная установка выполнена в виде размещенной в корпусе системы жидкостных реактивных двигателей, а кольцевое сопло многосекционным, жидкостные реактивные двигатели расположены равномерно по окружности и снабжены соплами-секциями кольцевого сопла с сечением в виде кольцевых секторов, сопла-секции установлены под углом к продольной оси аппарата, равным углу наклона к той же оси образующей поверхности центрального тела, жидкостные реактивные двигатели сгруппированы в секции, причем первая секция содержит четыре группы двигателей, а остальные секции 4n, (n=1, 2.) групп двигателей, расположенных на одинаковом угловом расстоянии друг от друга, элементы системы обеспечения работы маршевой двигательной установки размещены несимметрично относительно продольной оси аппарата в полости центрального тела так, что на участке возвращения аппарата центр масс его смещен относительно продольной оси аппарата и расположен от вершины центрального тела, меньшем 0,4 длины аппарата, посадочное приспособление выполнено в виде размещенных в полости центрального тела механизма раскрытия и связанных с ним четырех выдвижных элементов, при этом в стенке центрального тела напротив выдвижных элементов выполнены открывающиеся люки, а выдвижные элементы закреплены с возможностью перемещения попарно соответственно в двух взаимоперпендикулярных плоскостях, проходящих через продольную ось аппарата и расположенных под углом 45о к продольным плоскостям, относительно которых симметрично размещены группы двигателей первой секции.
Целесообразно, чтобы топливная система включала основной бак для жидкого водорода, выполненный в виде соосного аппарату цилиндра с верхним и нижним полусферическим днищами, при этом нижнее днище обращено выпуклостью внутрь бака, сферический основной бак для жидкого кислорода, установленный эквидистантно нижнему днищу основного бака для жидкого водорода, и два дополнительных бака для жидкого водорода и кислорода, установленные внутри соответствующих основных баков с поперечным смещением относительно продольной оси аппарата.
Такое выполнение ракетно-космического аппарата многоразового использования обеспечивает практически идеальные высотные характеристики маршевой двигательной установки и высокое аэродинамическое качество порядка 0,6-0,7 при угле атаки 25-35оС.
На фиг. 1 изображен общий вид ракетно-космического аппарата многоразового использовния (продольный разрез); на фиг. 2 маршевая двигательная установка; на фиг. 3 посадочное приспособление (вид снизу); на фиг. 4 посадочное приспособление (вид сбоку); на фиг. 5 схема полета; на фиг. 6 аэродинамические силы, действующие на аппарат на участке возвращения.
Ракетно-космический аппарат многоразового использования (РКАМИ) содержит цилиндрический корпус 1 с верхней 2 и нижней 3 коническими обечайками, водородный бак 4, сферический кислородный бак 5 с опорным шпангоутом 6, маршевую двигательную установку 7 (МДУ) с коническим центральным телом 8, выступающим за пределы корпуса 1 и имеющим угол при вершине, равным 58-62о, кольцевую ферму 9, крышки 10, установленные на корпусе 1 посредством шарниров 11, посадочное приспособление 12, дополнительные реактивные двигатели 13, приборы и агрегаты бортовых систем 14, дополнительный сферический водородный бак 15, дополнительный сферический кислородный бак 16, размещенные соответственно внутри баков 4 и 5 и средства для разъемного соединения РКАМИ с отделяемой головной частью 17 (на чертеже не показаны). Водородный бак 4 выполнен в виде цилиндра с конической обечайкой 18 в нижней части и полусферическими верхним 19 и нижним 20 днищами, причем нижнее днище 20 обращено выпуклостью внутрь объема водородного бака 4 и установлено эквидистантно (концентрично) кислородному баку 5. К опорному шпангоуту 6 кислородного бака 5 приварены нижнее днище 20 и коническая обечайка 18 водородного бака 4, так что опорный шпангоут 6 является одновременно и нижним силовым элементом водородного бака 4. Объем 21 между нижним днищем 20 водородного бака 4 и верхней поверхностью кислородного бака 5 выполнен герметичным и заполнен гелием для уменьшения теплообмена между баками 4 и 5. МДУ выполнена в виде системы жидкостных реактивных двигателей 22, которые расположены равномерно по окружности в нижнем герметичном отсеке 23 РКАМИ и закреплены на опорном шпангоуте 6 посредством кольцевой фермы 9. Сопла 24 жидкостных реактивных двигателей 22 выполнены с сечением в виде кольцевых секторов и соединены между собой в многосекционное кольцевое сопло, расположенное вокруг центрального тела 8, ось которого совпадает с продольной осью РКАМИ, при этом поверхность центрального тела 8 является продолжением ближайших к оси РКАМИ внутренних поверхностей 25 сопел 24, угол наклона которых к продольной оси РКАМИ равен углу наклона (29-31о) к той же оси образующей поверхности центрального тела 8. Дополнительные реактивные двигатели 13, приборы и агрегаты бортовых систем 14 размещены в верхнем негерметичном отсеке 26, расположенном над верхним днищем 19 водородного бака 5. Элементы системы обеспечения работы дополнительных реактивных двигателей 13 частично размещены в негерметичном отсеке 26, а частично внутри баков 4 и 5 (дополнительный сферический водородный бак 15 и дополнительный сферический кислородный бак 16). Для защиты от воздействия больших тепловых потоков, возникающих при движении РКАМИ в атмосфере, вся внешняя поверхность корпуса 1, центрального тела 8 и крышек 10 покрыта теплозащитным покрытием 27.
В полости центрального тела 8 размещены пространственная рама-форма 2 (фиг. 4) и посадочное приспособление 12, которое включает четыре V-образных выдвижных элемента 29, которые установлены на кольцевой форме 9 с возможностью поворота вокруг горизонтальных осей, четыре опорные тарели 30, соединенные с V-образными выдвижными элементами 29 посредством шаровых шарниров 31, четыре демпфера 32, установленные в нижней части пространственной рамы-формы 28, четыре складные растяжки 33, соединяющие демпферы 32 с элементами 29, а также механизмы раскрытия и фиксации (на чертежах не показаны) V-образных выдвижных элементов 29 и крышек люков 34, выполненных в стенке центрального тела 8 напротив выдвижных элементов 29.
Жидкостные реактивные двигатели 22 сгруппированы в секции 35, 36, 37 и 38 (фиг. 3). Первая секция содержит четыре группы 35I, 35II, 35III, 35IV двигателей, расположенных на одинаковом угловом расстоянии друг от друга, причем плоскости 39 и 40, относительно которых симметрично размещены соответственно группы 35I, 33III и 35II, 35IV двигателей, расположены под углом 45о к плоскости 41 и 42, вдоль которых попарно перемещаются V-образные выдвижные элементы 29 при раскрытии посадочного приспособления 12. Остальные секции содержат 4n (n=1,2.) групп двигателей 22, расположенных на одинаковом угловом расстоянии друг от друга.
Каждый двигатель 22 сконструирован и установлен таким образом, что помимо создания тяги в плоскости, проходящей через двигатель и продольную ось симметрии РКАМИ, он создает момент в этой плоскости и вокруг ее продольной оси. Причем одна половина двигателей в каждой секции создает момент вокруг продольной оси по часовой стрелке например, двигатели групп 35I и 35III, а другая против часовой стрелки двигатели групп 35II и 35IV. Эта особенность конструкции и установки двигателей маршевой двигательной установки позволяет за счет регулирования тяги каждого двигателя создавать не только общую регулируемую тягу вдоль продольной оси, но и управляющие моменты, необходимые для стабилизации и для управления полетом РКАМИ.
На пространственной раме-ферме 28 размещены элементы МДУ: турбонасосные агрегаты, регуляторы тяг двигателей, клапаны и другое оборудование. Подача жидкого водорода к турбонасосным агрегатам осуществляется по трубопроводу 43 (фиг. 2). Максимальное давление наддува в водородном баке 4 выбирается таким, чтобы сила, растягивающая водородный бак 4 вдоль его продольной оси, возникающая при наличии наддува, с запасом порядка 1,5 была больше инерционной силы, действующей при максимальном ускорении в конце участка выведена на массу всех элементов, установленных на водородном баке 4 (т. н. массу, включающую в себя массу отделяемой головной части 17, верхнего негерметичного отсека 26 с оборудованием и теплозащитным покрытием 27, цилиндрической оболочки водородного бака с теплозащитным покрытием и массу самого водородного бака 4, за исключением нижнего полусферического днища 20).
Давление наддува промежуточного объема 21 поддерживается таким, чтобы оно с некоторым запасом превышало сумму давления наддува водородного бака 4 с текущим гидростатическим давлением в нижней точке водородного бака.
Давление наддува кислородного бака 5 поддерживается таким, чтобы оно было больше давления в промежуточном объеме 21 и чтобы сумма давления наддува кислородного бака 5 и гидростатического давления в нижней части кислородного бака 5 была больше, чем давление на выходе из многосекционного кольцевого сопла маршевой двигательной установки.
Давления наддува не должны поддерживаться постоянными все время полета важно, чтобы выдерживались указанные условия.
С момента сборки баковой группы внутри баков и в пространстве между днищами водородного и кислородного баков непрерывно поддерживается избыточное давление для предотвращения складывания баков.
Для изготовления баков могут быть использованы материалы, имеющие высокое отношение предела текучести к плотности материала, достаточно малую технологическую толщину листов, из которых могут штамповаться и свариваться части оболочек баков, обеспечивающие хорошую герметичность стенок, имеющие достаточную пластичность и свариваемость, совместимые с кислородом и водородом. Этим условиям удовлетворяют нержавеющие стали с пределом прочности порядка 1400-2000 Па, с пределом пропорциональности порядка 1100-1600 МПа, с плотностью 7800-8000 кг/м3.
В качестве материалов тепловой защиты могут быть использованы материалы тепловой защиты, разработанные для кораблей Шаттл и Буран: материалы типа углерод-углерод, прессованные плитки из высокотемпературостойких нитевидных кристаллов, из кварцевого волокна, а также их относительно тонкого войлока, покрытого слоем силиконовой резины.
РКАМИ работает следующим образом. После установки РКАМИ на стартовом устройстве космодрома он подготавливается в полету, а именно: устанавливается отделяемая головная часть 17, проводятся предстартовые испытания, осуществляется заправка и т. п.
При старте (РКАМИ стартует вертикально) осуществляется включение всех секций МДУ, сила тяги которой передается на кислородный бак 5 во-первых, непосредственно от жидкостных реактивных двигателей 22 через кольцевую ферму 9 на опорный шпангоут 6, а во-вторых, от поверхности центрального тела 8, взаимодействующей с газовыми струями двигателей 22, через пространственную раму-ферму 28, находящуюся между стенкой центрального тела 8 и нижней поверхностью кислородного бака 5. Благодаря тому, что в предлагаемом устройстве поверхность центрального тела 8 является продолжением ближайших к продольной оси РКАМИ внутренних поверхностей 25 сопел-секций 24 многосекционного кольцевого сопла, а сами сопла-секции 24 установлены под углом 29-31о, равным углу наклона к той же оси образующей поверхности центрального тела 8, при наборе высоты обтекание газовым потоком кромок сопел 24, расположенных вблизи края нижней конической обечайки 3, будет сопровождаться постепенным поворотом потока в направлении продольной оси РКАМИ и его одновременным расширением (так называемое течение Прандтля-Майера см. например, книгу Аржаникова Н. С. и Мальцева В. Н. Аэродинамика. М. ГИОП, 1956, с. 377-383). Иными словами, в процессе набора высоты будет изменяться геометрическая степень расширения газового потока при неизменной геометрической степени расширения многосекционного кольцевого сопла (т. е. величины отношения общей площади выходного сечения кольцевого сопла к общей площади его критического сечения), а сам газовый поток будет постепенно приобретать форму струи газа, параллельную продольной оси РКАМИ, заполняющую цилиндр с диаметром, равным диаметру внешней кромки кольцевого многосекционного сопла МДУ. Эти параметры газовой струи соответствуют работе предложенного устройства в пустоте.
На участке выведения РКАМИ имеет форму цилиндра с верхним 17 и нижним 8 конусами, благодаря которой обеспечивается существенное снижение аэродинамических потерь на участке выведения при практически идеальных высотных характеристиках МДУ, описанных выше.
В конце участка выведения РКАМИ высота полета составляет hк ≃ 100 км, а скорость соответствует выбранной орбите выведения с высотой апогея hа=110-130 км при угле наклона вектора скорости к местному горизонту, приблизительно равным нулю градусов (фиг. 5).
Использование низкой орбиты, при выходе на которую заканчивается участок выведения, позволяет избежать необходимости установки на РКАМИ специальной тормозной или корректирующей двигательной установки для возвращения его с орбиты в атмосферу и необходимые для этого элемента системы управления и, следовательно, позволяет снизить массу РКАМИ, сократить время полета до минимума и тем самым упрощает проблемы теплового режима баков с криогенными компонентами.
Перед полным выключением маршевой двигательной установки 7 осуществляется выключение трех из четырех секций маршевой двигательной установки и дросселируется тяга работающей секции с тем, чтобы возможно точнее выдержать величину управляющей функции, зависящей от фактической высоты, скорости и угла наклона вектора скорости к местному горизонту, по которому осуществляется выключением маршевой двигательной установки. Значение управляющей функции выбирается таким, чтобы при полете с выбранным средним аэродинамическим качеством дальность полета ракеты соответствовала возвращению на космодром.
После выключения маршевой двигательной установки 7 выведенный на низкую промежуточную орбиту космический аппарат 17 отделяется от РКАМИ, и по командам собственной системы управления с помощью автономной (она может быть и "навесной") двигательной установки осуществляется ориентация его в пространстве и выдача импульсов тяги автономной двигательной установки на подъем космического аппарата 17 с низкой промежуточной орбиты выведения на свою рабочую орбиту.
После отделения космического аппарата 17 движение РКАМИ осуществляется центральным телом 8 вперед, центральное тело 8 имеет форму конуса, соосного с продольной осью РКАМИ, имеющего угол при вершине 58-62о, а корпус цилиндр с отношением длины к его диаметру, равным 2,8-2,9. Для предложенной формы РКАМИ центр давления (т. е. точка на продольной оси, через которую проходит равнодействующая аэродинамических сил) находится на расстоянии xц.д., равном приблизительно 0,4 от длины РКАМИ, отсчитываемом от притупленной вершины центрального тела 8. Предложенное размещение элементов МДУ 7 (турбонасосных агрегатов, регуляторов тяг, клапанов и другого оборудования на пространственной раме-ферме 28, а дополнительных баков 15 и 16 внутри баков 4 и 5, позволяет расположить это оборудование несимметрично относительно продольной оси РКАМИ так, чтобы центр масс на участке возвращения находился бы на расстоянии xц.м. меньшем, чем xц.д.и был смещен относительно продольной оси РКАМИ таким образом, чтобы при движении его по выбранной орбите автоматически (т. е. за счет аэродинамических сил) поддерживался угол атаки, равный 25-35о, что позволяет для указанных выше геометрических параметрах РКАМИ обеспечить при движении в атмосфере аэродинамическое качество порядка 0,6-0,7, а следовательно, минимальные энергозатраты на возвращение РКАМИ на космодром.
Для обеспечения возвращения на космодром система управления так управляет траекторией возвращения, чтобы дальность полета соответствовала длине трассы полета от точки старта до точки посадки (т. е. составляла бы около 40000 км), а отклонение в боковом направлении от плоскости орбиты к моменту посадки соответствовало бы межвитковому расстоянию между трассами двух соседних витков в районе космодрома.
Управление траекторией возвращения обеспечивается управлением угла крена, при котором изменяются вертикальная и боковая составляющие аэродинамической подъемной силы. Управляющие моменты в процессе возвращения создаются с помощью дополнительных реактивных двигателей 13.
На участке возвращения сопла 24 жидкостных двигателей 22 второй, третьей и последующих секций закрыты крышками 10. Реактивные двигатели первой секции (группы 35I, 35II, 35III и 35IV двигателей), расположенные на одинаковом расстоянии от люков 34, включаются, и происходит гашение скорости движения РКАМИ относительно Земли.
В процессе торможения перед посадкой тяга всех четырех групп двигателей первой секции маршевой двигательной установки регулируется по командам системы управления таким образом, чтобы во время этого процесса обеспечить гашение вертикальной скорости к моменту касания опорами посадочного приспособления 12 поверхности Земли до величины около 1 м/с с одновременным гашением (за счет управления угловым положением ракета) горизонтальных компонент скорости движения РКАМИ относительно поверхности Земли до той же величины в качестве обратной связи в процессе управления посадкой используются измерения координат и компонент скорости ракеты в системе координат посадочной площадки, получаемых на борту ракеты вблизи поверхности Земли с точностью по координатам порядка десятков см и по компонентам скорости с точностью порядка десяти см/с.
Формула изобретения: 1. РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ МНОГОРАЗОВОГО ИСПОЛЬЗОВАНИЯ, содержащий осесимметричный корпус, маршевую двигательную установку с кольцевым соплом и центральным телом, дополнительные реактивные двигатели, топливную систему, систему обеспечения работы двигателей и посадочное приспособление, при этом кольцевое сопло установлено под углом к продольной оси аппарата так, что поверхность центрального тела является продолжением ближайшей к оси аппарата внутренней поверхности кольцевого сопла, а дополнительные реактивные двигатели установлены в верхней части корпуса аппарата, отличающийся тем, что он снабжен средствами для разъемного соединения с отделяемой головной частью, корпус выполнен цилиндрическим с отношением длины к его диаметру, равным 2,8 2,9, центральное тело выполнено в виде конуса со скругленной вершиной и углом при ней, равным 58 62o, маршевая двигательная установка выполнена в виде размещенной в корпусе системы жидкостных реактивных двигателей, а кольцевое сопло многосекционным, жидкостные реактивные двигатели расположены равномерно по окружности и снабжены соплами-секциями кольцевого сопла с сечением в виде кольцевых секторов, сопла-секции установлены под углом к продольной оси аппарата, равным углу наклона к той же оси образующей поверхности центрального тела, жидкостные реактивные двигатели сгруппированы в секции, причем первая секция содержит четыре группы двигателей, а остальные секции 4n, где n 1,2, групп двигателей, расположенных на одинаковом угловом расстоянии друг от друга, элементы системы обеспечения работы маршевой двигательной установки размещены несимметрично относительно продольной оси аппарата в полости центрального тела так, что на участке возвращения аппарата центр его масс смещен относительно продольной оси аппарата и расположен на расстоянии от вершины центрального тела, меньшем 0,4 длины аппарата, посадочное приспособление выполнено в виде размещенных в полости центрального тела механизма раскрытия и связанных с ним четырех выдвижных элементов, при этом в стенке центрального тела напротив выдвижных элементов выполнены открывающиеся люки, а выдвижные элементы закреплены с возможностью перемещения попарно соответственно в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, проходящих через продольную ось аппарата и расположенных под углом 45o к продольным плоскостям, относительно которых симметрично размещены группы двигателей первой секции.
2. Аппарат по п. 1, отличающийся тем, что топливная система включает основной бак для жидкого водорода, выполненный в виде соосного аппарату цилиндра с верхним и нижним полусферическими днищами, при этом нижнее днище обращено выпуклостью внутрь бака, сферический основной бак для жидкого кислорода, установленный эквидистантно нижнему днищу основного бака для жидкого водорода, и два дополнительных бака для жидкого водорода и кислорода, установленные внутри соответствующих основных баков с поперечным смещением относительно продольной оси аппарата.