Способ разделения ступеней ракеты (варианты)

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и, в частности, к системам разделения частей ракет-носителей. Предложенный способ включает выдачу команды на разделение ступеней и задействование средств разведения. При этом вводят временной участок от указанной команды до момента снижения угловых отклонений отделяемой последующей ступени до предельно допустимых значений. Превышение последних (в обычном режиме) вызывает команду на аварийное выключение двигателей или аварийный подрыв ракеты. По первому варианту при отсутствии ограничений углов отклонения рамок трехстепенной гироплатформы системы управления ракетой блокируют исполнение указанных аварийных команд на данном временном участке. По второму варианту при наличии ограничений угловых отклонений рамок трехстепенной гироплатформы на данном временном участке увеличивают указанные предельно допустимые угловые отклонения отделяемой ступени до значений, определяемых конструктивными особенностями гироплатформы. По прохождении указанного временного участка возвращаются в обычный режим управления ракетой. Технический результат изобретения состоит в повышении надежности разделения частей ракеты и, в целом, в выполнении программы выведения полезной нагрузки. 2 с.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к системам (устройствам и способам) разделения ступеней ракеты, разгонных блоков и полезных нагрузок (частей ракеты).

Наиболее близким к заявленному способу является способ разделения ступеней ракеты, заключающийся в выдаче команд на разделение ступеней и задействовании средств разведения (см., например: Ракета-носитель /Под редакцией С.О. Осипова. - М.: Воениздат, стр. 238-239).

Недостатками указанного способа разделения ступеней являются:

- негарантированное разделение ступеней в случае возможного отказа только одного из нескольких силовых элементов разделения (СЭР) стыка (пироболта, пиро- или пневмозамка, механического замка или др.). Надежность разделения ступеней ракеты при этом может быть недостаточной. Например, если на ракете имеется три стыка с 10-ю СЭР в каждом, то даже при надежности каждого СЭР Р=0,9999 надежность систем разделения ракеты, обусловленная только этими элементами разделения, составит 0,997, что недостаточно для современных и перспективных ракет, которые должны иметь полетную надежность не ниже 0,98-0,99;

- дополнительные угловые возмущения последующей отделяемой ступени в случае механического разрушения отказавшего СЭР или другого элемента стыка.

Угловые возмущения последующей ступени могут привести к потере ракеты при аварийном прекращении полета по команде системы управления (СУ РН) или системы безопасности носителя (СБН) на аварийное выключение двигателя (АВД) или аварийный подрыв ракеты (АПР) при достижении ступенью предельно допустимых угловых отклонений, что описано, например, в журнале "Ракетная и космическая техника", №22 за 1967 г., стр. 12-13.

Задачей изобретения является создание способа разделения ступеней ракеты с техническим результатом в виде повышения надежности разделения частей ракеты за счет устранения неблагоприятных последствий возмущенного движения отделяемой последующей ступени ракеты, вызванного, в частности, отказом одного из СЭР стыка с последующим механическим разрушением одного из конструктивных элементов стыка.

Решение этой задачи достигается тем, что в способе разделения ступеней ракеты, заключающемся в выдаче команд на разделение ступеней ракеты и задействовании средств разведения, в соответствии с вариантом 1 изобретения вводят временной участок от команды на разделение ступеней до снижения угловых отклонений отделяемой последующей ступени до предельно допустимых значений. При этом в случае отсутствия в трехстепенной гироплатформе системы управления ракетой ограничений по угловым отклонениям блокируют на указанное время исполнение команды АВД (или АПР) по угловым отклонениям отделяемой последующей ступени при превышении ею предельно допустимых угловых отклонений.

В способе разделения ступеней в соответствии с вариантом 2 изобретения вводят временной участок от команды на разделение ступеней до снижения угловых отклонений отделяемой последующей ступени до предельно допустимых значений. При этом в случае наличия угловых ограничений в конструкции гироплатформы на указанном временном участке увеличиваются предельно допустимые углы отклонения отделяемой последующей ступени до углов отклонения, определяемых конструктивными особенностями гироплатформы.

Заявленные варианты способов разделения поясняются с использованием графика изменения углового отклонения α последующей отделяемой ступени ракеты по времени полета τ.

При достижении ракетой расчетных значений параметров траектории выдается команда на разделение ступеней и задействование средств разведения (точка (1) на графике), после которой вводится дополнительный временной участок траектории до снижения угловых отклонений отделяемой последующей ступени до предельно допустимых значений (2).

На этом участке полета в зависимости от конструктивных особенностей трехстепенной гироплатформы разделение ступеней осуществляют следующим образом.

В способе по варианту 1 при отсутствии угловых ограничений отклонения рамок гироплатформы блокируют исполнение команды АВД (АПР), выдаваемой при превышении отделяемой последующей ступенью допустимого углового отклонения (2). Блокирование исполнения команды АВД (АПР) продолжается до расчетного времени (3) возвращения ступени в зону допустимых угловых отклонений. После выполнения команды на разделение ступеней при отказе одного из СЭР ступени начинают разворачиваться относительно отказавшего СЭР. Отделяемая последующая ступень разворачивается на угол (4), при котором разрушается один из элементов стыка и ступень получает угловую скорость, характеризуемую наклоном линии (5) - движением ступени без стабилизации. Однако отделяемая последующая ступень, имея резерв времени при блокировании исполнения команды АВД (АПР), стабилизируется, например, с помощью рулевого двигателя и через время, меньшее времени (3), возвращается в зону предельно допустимых угловых отклонений - кривая (6). Следовательно, аварийная ракета с отказавшим СЭР восстанавливает работоспособность и может продолжать выполнение программы полета.

В способе по варианту 2 при наличии в гироплатформе угловых ограничений отклонения рамок на указанном выше временном участке увеличивают значения предельно допустимых отклонений отделяемой последующей ступени до углов, определяемых конструкцией гироплатформы (7).

Увеличение продолжительности временного участка может привести к невыполнению аварийной программы по другим параметрам аварийности и падению агрегатов аварийной ракеты вне выделенных полей отчуждения.

В качестве примера определена продолжительность временного участка для верхней ступени, разделяющейся с работающими рулевыми двигателями при перегрузке порядка 0,04, которая составляет 8-12 секунд.

Применение предложенного способа разделения ступеней ракеты дает возможность спасти ракету при отказе одного любого силового элемента системы разделения и уменьшить вероятность потери ракеты из-за такого отказа для рассмотренного выше примера более чем в 300 раз.

Формула изобретения

1. Способ разделения ступеней ракеты, заключающийся в выдаче команды на разделение ступеней и задействовании средств разведения, отличающийся тем, что вводят временной участок от указанной команды до момента снижения угловых отклонений отделяемой последующей ступени до предельно допустимых значений, в течение которого при отсутствии ограничений угловых отклонений рамок трехстепенной гироплатформы системы управления ракетой блокируют исполнение команды на аварийное выключение двигателей или аварийный подрыв ракеты по угловым отклонениям отделяемой ступени, превышающим указанные предельно допустимые.

2. Способ разделения ступеней ракеты, заключающийся в выдаче команды на разделение ступеней и задействовании средств разведения, отличающийся тем, что вводят временной участок от указанной команды до момента снижения угловых отклонений отделяемой последующей ступени до предельно допустимых значений, превышение которых вызывает команду на аварийное выключение двигателей или аварийный подрыв ракеты, причем в течение данного временного участка при наличии ограничений угловых отклонений рамок трехстепенной гироплатформы системы управления ракетой увеличивают указанные предельно допустимые значения угловых отклонений до углов, определяемых конструктивными особенностями гироплатформы.

РИСУНКИ

Рисунок 1