Патенты автора Лобанов Владимир Анатольевич (RU)
Изобретение относится к управлению движением разгонного блока (РБ) и верхних ступеней (ВС) ракет-носителей (РН) во время работы маршевой жидкостной двигательной установки с отклоняемым двигателем. Отклонением маршевого двигателя реализуется программное движение РБ (ВС РН), его стабилизация, а также компенсация внешних и технологических возмущений. Для стабилизации структурно неустойчивых осцилляторов (НО) жидкости РБ (ВС РН) измеряют параметры движения и применяют алгоритм стабилизации, основанный на использовании априорных данных о динамических свойствах РБ (ВС РН). При этом в данном алгоритме используется наблюдатель состояния НО, обеспечивающий сходимость оценок к наблюдаемым координате и скорости за заданное время. Наблюдатель редуцирован до вида динамического звена второго порядка, нечувствительного к технологическим возмущениям и заданным отклонениям параметров НО. Техническим результатом изобретения является обеспечение асимптотической устойчивости жидкостных осцилляторов. 4 ил.
Изобретение относится к способам управления движением ракет космического назначения (РКН). Способ управления угловым движением РКН заключается в управлении углами тангажа и рыскания путем отклонения в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях установленной в карданном подвесе камеры сгорания основного двигателя, в управлении углом крена с помощью двух пар газовых сопел и двух аэродинамических рулей, отклоняемых с помощью своих электрогидравлических сервоприводов (ЭГС). Определяют рассогласования между командным сигналом на отклонение аэродинамических рулей и фактическими углами их отклонения. При превышении по абсолютной величине любым из двух рассогласований заранее выбранного предельно-допустимого значения формируют признак отказа ЭГС аэродинамического руля. В случае формирования признака отказа ЭГС дополнительно отклоняют камеру сгорания основного двигателя по тангажу и аэродинамический руль с исправным ЭГС, дополнительно управляют углом рыскания с помощью пар газовых сопел. Техническим результатом изобретения является повышение вероятности успешного завершения полета РКН в случае отказа одного из исполнительных органов системы управления. 4 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для управления программным разворотом разгонного блока (РБ) с помощью неподвижных двигателей ориентации постоянной тяги. Набирают угловую скорость при разгоне и движении по инерции, уменьшают угловую скорость до нуля при торможении и импульсном включении двигателей ориентации, измеряют уровень наиболее влияющего на динамику разворота компонента топлива в баке, в процессе разворота периодически измеряют рассогласования по углам и угловые скорости разворота РБ и отклонения поверхности компонента топлива в баке от продольной оси РБ, выключают двигатели ориентации в конце участка разгона, включают двигатели ориентации в начале участка торможения. Изобретение позволяет обеспечить на участке работы двигателей поджатия разворот РБ с одновременным гашением колебаний компонентов топлива в баках. 6 ил.
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ЗАПУСКОМ ЖИДКОСТНЫХ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ РАКЕТЫ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ // 2540898
Изобретение относится к способам управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения на стартовой позиции. Способ включает зажигание топлива в камерах сгорания двигателей, выход на режим предварительной ступени, проверку работоспособности на этом режиме и выдачу команды на перевод тяги всех двигателей на главную ступень. Одновременно с проверкой работоспособности на режиме предварительной ступени измеряют угловые отклонения качающихся частей всех двигателей от их средних положений. Если измеренное угловое отклонение качающейся части хотя бы одного двигателя превышает заданное значение, то выдают команду на выключение всех двигателей. В противном случае переводят все двигатели, в случае их работоспособности, на режим главной ступени. Одновременно формируют команды управления качающимися частями двигателей с учетом измеренных их угловых отклонений. Техническим результатом изобретения является повышение вероятности безаварийного старта ракеты. 1 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в автоматах стабилизации ракет, управление угловым движением которых осуществляется путем поворота нескольких камер сгорания двигателей с помощью рулевых приводов. Способ защиты от аварии многоканальных систем управления ракет включает формирование в каждом канале, соответствующем определенной камере сгорания, информативного сигнала в виде разности командного сигнала и сигнала обратной связи, формирование сигнала отключения соответствующего канала системы управления в виде сигнала установки штока рулевого привода этого же канала в среднее положение. Сигнал отключения канала формируют в случае превышения вычисленным на временном промежутке определенной длительности интегралом от модуля информативного сигнала заранее выбранного порогового значения, при этом командные сигналы остальных каналов формируют в виде сумм или разностей управляющих сигналов по тангажу, рысканию и крену и сигнала обратной связи отключенного канала с коэффициентами, зависящими от номера отключенного канала, таким образом, чтобы обеспечить создание требуемых суммарных управляющих моментов по тангажу, рысканию и крену. Техническим результатом является повышение вероятности успешного продолжения полета при отказе рулевого привода одного из каналов системы управления. 4 ил.
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ // 2489329
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к ракетам-носителям для выведения в космос космических аппаратов
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетах космического назначения (РКН) пакетной схемы
Изобретение относится к управлению движением изделий ракетно-космической техники
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для подавления упругих колебаний конструкций ракет космического назначения (РКН) пакетной схемы
