Способ отделения спутников и разведения их на орбите при групповом запуске одной ракетой

 

Использование: в области космической техники при формировании орбит систем искусственных спутников Земли, запускаемых группами одной ракетой. Сущность изобретения: формирование орбитальной группировки достигается заданием положения спутников на ракете и выбором направления скоростей их отделения, а также определенным разворотом ракеты и стабилизацией ее в этом положении в момент одновременного отделения спутников. Несоударение спутников в процессе отделения обеспечивается организацией движения, траектории которого в зоне опасных перемещений определяются жесткими кинематическими связями спутников с ракетой и одновременным последующим срабатыванием узлов отделения. 1 з.п.ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к космонавтике, более конкретно к способам формирования спутниковых систем при групповом запуске спутников одной ракетой.

Известен способ формирования спутниковых систем, при котором разведение спутников по орбите осуществляют с применением многократных пространственных маневров последней ступени ракеты или специального космического аппарата [1] .

Для создания глобальных спутниковых систем такой способ энергетически нецелесообразен, так как он требует многократного разгона и маневра ракеты и космического аппарата.

Наиболее близким аналогом изобретения является способ отделения спутников и разведения их на орбите при групповом запуске одной ракетой, включающий выведение ракеты со спутниками на орбиту, поворот ее продольной осью на пассивном участке траектории выведения до совмещения с плоскостью, перпендикулярной вектору орбитальной скорости, снятия части одинаковых для всех спутников кинематических связей, перемещение спутников в связанном с ракетой движении до увеличения зазоров между ними и отделение спутников от ракеты [2].

Недостатком известного способа отделения спутников является сложность осуществления группового отделения в свободном движении нескольких крупногабаритных, плотно скомпонованных спутников в направлении, перпендикулярном продольной оси ракеты, без их соударения.

Техническим результатом изобретения является обеспечение возможности формирования орбитальной группировки с наперед заданными параметрами путем получения различных орбитальных скоростей спутников с исключением соударений в процессе их отделения и дальнейшего разведения на орбите при групповом запуске одной ракетой.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе задают положение спутников на ракете и выбирают направления скоростей их отделения с нулевой суммой проекций этих скоростей на любое направление в плоскости, перпендикулярной продольной оси ракеты, производят разворот ракеты относительно продольной оси до положения между векторами скоростей отделения спутников и орбитальной скоростью, обеспечивающего разность относительных скоростей спутников, определяемую условиями формирования орбитальной группировки, а после увеличения зазоров между спутниками до величин обеспечивающих их безударное отделение, одновременно отделяют все спутники от ракеты в радиальных направлениях со скоростями, одинаковыми по величине и углу наклона, преимущественно 90^o, относительно продольной оси ракеты.

При этом отделение спутников могут производить после прекращения связанного с ракетой движение и фиксации их в положении, обеспечивающем необходимые для одновременного безударного отделения зазоры.

Сущность изобретения поясняется чертежами.

На фиг. 1 показано оптимальное расположение двух спутников на ракете относительно вектора орбитальной скорости ракеты в момент их отделения, где (и далее для фиг. 2 и 3) обозначено: 1с - 4с - номера спутников; V_отд - скорость отделения спутника; V_орб - орбитальная скорость ракеты; V_орб(j)с - орбитальная скорость j -го спутника.

На фиг. 2 показано оптимальное расположение трех спутников на ракете относительно вектора орбитальной скорости ракеты в момент их отделения, при этом: V_орб1с = V_орб; V_орб2с = V_орб - V_отд·cos30^o; V_орб3с = V_орб + V_отд·cos30^o.

На фиг. 3 показано оптимальное расположение четырех спутников на ракете относительно вектора орбитальной скорости ракеты в момент их отделения. Угол 18^o15' обеспечивает одинаковую разность скоростей отделения пар спутников 2с - 1с, 3с - 4с, 4с - 2с, при этом: V_орб1с = V_орб-V_отд·cos18^o15'; V_орб2с = V_орб-V_орб·sin18^o15'; и т.д.

На фиг. 4, 5 показаны основные приемы и этапы отделения спутника от ракеты.

Способ согласно предлагаемому изобретению осуществятся следующим образом.

Так как при значительных габаритах и плотной компоновке спутников на ракете под головным обтекателем становится проблематичным отделение спутников без соударения в направлении, перпендикулярном продольной оси ракеты, то целесообразно начальный этап отделения спутников, до достижения между ними достаточных зазоров, осуществлять путем введения жестких кинематических связей, определяющих необходимый закон движения.

Это можно достичь следующими способами.

1. Отделение каждого спутника производить поворотом около оси, не проходящей через центр масс спутника, с потерей кинематической связи с осью на угле поворота, когда вектор скорости отделения центра масс достигнет положения, перпендикулярного продольной оси ракеты, как показано на фиг. 4, где приняты обозначения: ЦМ - центр масс спутника; V_отд - линейная скорость отделения спутника;
ω - угловая скорость отделения спутника;
α - угол связанного движения спутника;
ПОР - продольная ось ракеты;
P_п - сила толкающего устройства при повороте относительно оси 0;
Позиция 1 спутника - исходное положение спутника на ракете;
Позиция 2 спутника - положение на момент потери кинематической связи с осью поворота 0;
Позиция 3 спутника - свободное движение спутника.

Соударение спутников в связанном движении исключается заданным законом движения спутников, обеспечивающим увеличение расстояния между ними за счет наличия жестких кинематических связей. Дальнейшее движение спутников будет свободным с движением центров масс перпендикулярно продольной оси ракеты со скоростью V_отд в радиальных плоскостях и вращением спутников около центров масс с угловой скоростью ω . Расхождение спутников в свободном движении исключает их соударение.

2. Отделение каждого спутника производить одновременно от синхронно повернутых на 90^o поворотных платформ, зафиксированных в повернутом положении, как показано на фиг. 5, где помимо уже указанных приняты обозначения:
H - направление перемещения каретки при синхронном повороте платформы П на 90^o;
P₀ - сила толкающих устройств при отделении спутника от платформы;
Позиция 2 спутника - положение спутника после поворота платформы П на угол 90^o и фиксации перед отделением спутника;
Позиция 3 спутника - свободное движение спутника.

Расхождение спутников в связанном и свободном движении исключает их соударение, причем ракета до отделения спутников совершает один маневр поворота продольной оси на 90^o и один поворот около продольной оси с фиксацией ракеты в положении, обеспечивающем максимальную разницу орбитальных скоростей спутников между собой, что не требует значительных энергетических затрат и упрощает логику функционирования системы управления ракетой.

Процесс отделения спутников является кратковременным (до 1 с) с минимальным воздействием на ракету, в связи с одновременным их отделением с одинаковыми скоростями. Это позволяет сохранить управляемость ракеты для последующего увода ее с орбиты спутников.

Система отделения всех спутников одинакова по конструкции и энергетическим возможностям, что существенно упрощает конструкцию устройства отделения, ее наземную отработку и эксплуатацию и в целом повышает надежность функционирования системы отделения спутников.

При отделении отсутствует воздействие на спутники струи маршевого двигателя ракеты, что исключает возможное загрязнение оптических приборов и оптических поверхностей конструкции спутников.

Формула изобретения

1. Способ отделения спутников и разведения их на орбите при групповом запуске одной ракетой, включающий выведение ракеты со спутниками на орбиту, поворот ее продольной осью на пассивном участке траектории выведения до совмещения с плоскостью, перпендикулярной вектору орбитальной скорости, снятие части одинаковых для всех спутников кинематических связей, перемещение спутников в связанном с ракетой движении до увеличения зазоров между ними и отделение спутников от ракеты, отличающийся тем, что задают положение спутников на ракете направления скоростей их отделения с нулевой суммой проекции этих скоростей на любое направление в плоскости, перпендикулярной продольной оси ракеты, производят разворот ракеты относительно продольной оси до положения между векторами скоростей отделения спутников и орбитальной скоростью, обеспечивающего разность относительных скоростей спутников, а после увеличения зазоров между спутниками до величин, обеспечивающих их безударное отделение, одновременно отделяют все спутники от ракеты в радиальных направлениях со скоростями, одинаковыми по величине и углу наклона, преимущественно 90^o, относительно продольной оси ракеты.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что отделение спутников производят после прекращения связанного с ракетой движения и фиксации их в положении, обеспечивающем необходимые для одновременного безударного отделения зазора.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5