Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления



Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления
Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления

 


Владельцы патента RU 2414391:

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" (RU)

Изобретения относятся к ракетно-космической технике, в частности к ракетам-носителям на жидком топливе, а именно к отделяющейся части ракеты космического назначения на жидких компонентах топлива и к способу спуска ее в заданный район. Способ спуска отделяющейся части ракеты космического назначения на жидких компонентах топлива в заданный район падения основан на стабилизации отделяющейся части положением двигательной установкой вперед, ориентации и управляемом движении отделяющейся части. После отделения отделяющейся части маневр спуска в заданный район падения осуществляют за счет энергетики, заключенной в невыработанных остатках компонентов жидкого топлива на основе их газификации и подачи в газовую ракетную двигательную установку спуска. Управление движением центра масс и вокруг центра масс отделяющейся части осуществляют отклонениями камер газовой реактивной двигательной установки. Отделяющейся части на момент выключения газовой реактивной двигательной установки обеспечивают угловое положение в пространстве, соответствующее минимальному углу атаки при входе ее в плотные слои атмосферы, и закручивают отделяющуюся часть вокруг ее продольной оси. Отделяющаяся часть ракеты включает систему управления и навигации, систему газификации. На верхнем днище топливного отсека установлены четыре камеры, каждая из которых оснащена приводом. Система газификации имеет автономный газогенератор с мембранной системой подачи компонентов топлива, возбудители акустических колебаний, размещенные на штуцерах ввода теплоносителя в топливные баки. Достигается уменьшение площади района падения ракеты. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам-носителям на жидком топливе. Известны способы выведения полезного груза в космическое пространство, например, кн. Ю.Г.Сихарулидзе. Баллистика летательных аппаратов. - М.: Наука, 1982. - 352 с. Движение всех ступеней, в том числе и их отделяющихся частей, осуществляется в плоскости пуска, программное значение углов крена и рыскания всегда равно нулю, а программное значение угла тангажа определяется требованием выведения на орбиту максимальной полезной нагрузки.

Учитывая тот факт, что ракеты-носители (РН) состоят из нескольких ступеней, в которых, как правило, находятся жидкие токсичные остатки горючего и окислителя, то возникает проблема по ограничению районов падения отделяющихся частей (ОЧ).

Наиболее близким к предлагаемому способу является изобретение «Способ спуска ускорителя ракеты космического назначения в посадочную зону и устройство для его осуществления» по патенту RU 2043954, B64G 1/24, B64C 17/00, где осуществляется спуск ускорителя, т.е. ОЧ, в ограниченный район падения с использованием стабилизации, прицеливания и управляемого спуска с использованием аэродинамических сил.

Применение данного способа вызывает ряд технических проблем, в том числе сложностью реализации аэродинамических рулей и их приводов, временем и стоимостью отработки всей системы спуска. Кроме того, применение данного способа не позволяет решить проблему по уменьшению воздействия остатков ракетного топлива на окружающую среду, что особенно актуально для токсичных топлив, в том числе и керосина.

В связи с необходимостью выведения полезных нагрузок на орбиты с различными наклонениями i возникает необходимость различных азимутов плоскостей пуска Ar PH и соответственно дополнительных районов падения.

В соответствии со сферической геометрией имеет место равенство:

где i - наклонение орбиты, φr - широта точки старта PH, Ar - азимут направления пуска PH.

Выделение районов падения для ОЧ связано с выведением из хозяйственного оборота значительных площадей, что, кроме экономического ущерба, не всегда представляется возможным, например, из-за наличия крупных населенных пунктов, территорий сопредельных государств и т.д.

В этой связи выведение первой (второй) ступени PH осуществляют в плоскости с азимутом направления пуска Ar, где имеются районы падения, а последующей ступенью осуществляют маневр в плоскости рыскания для осуществления выведения на заданную орбиту, что приводит к значительным энергетическим затратам, определяемым по формуле косинусов:

где ΔV - потребное значение характеристической скорости для маневра перевода с траектории выведения, где имеются районы падения, на траекторию, выведение по которой обеспечит заданное наклонение орбиты i,

V31, V32 - скорости движения центра масс PH на момент начала маневра с траектории выведения, для которой имеются районы падения на траекторию выведения с заданным углом наклонения орбиты i,

φ - угол между векторами V31, V32.

На фиг.1 приведены схемы выведения PH с привязками к районам падения ОЧ.

Приняты следующие обозначения:

A1, A2 - азимуты пуска;

РПОЧ11, РПОЧ21 - имеющиеся районы падения при пусках по азимуту A1;

РПОЧ12, РПОЧ22 - районы падения, которые необходимо выделить при пусках по азимуту A2;

a11, a12 - активные участки траектории (АУТ) первой ступени при пусках соответственно по A1 и A2;

a21, a22 - АУТ второй ступени при пусках соответственно по A1 и A2;

a31, a32 - АУТ третьей ступени при пусках соответственно по A1 и A2;

P11, P12 - пассивные участки траектории (ПУТ) ОЧ первой ступени при пусках по A1 и A2;

P21, P22 - ПУТ ОЧ второй ступени при пусках по A1 и A2;

P13, P23 - движение ОЧ1 и ОЧ2 при предлагаемом способе спуска в заданные районы падения с использованием газовой реактивной двигательной установки;

V31, V32 - скорости третьей ступени при выведении соответственно по азимутам A1 и A2;

- затраты на маневр для увода с траектории в плоскости пуска с A1 на траекторию с плоскостью пуска A2;

φ - угол между векторами скоростей V31 и V32.

Существо предлагаемого способа заключается в том, что спуск ОЧ в заданный и уменьшенный по площади район падения осуществляют на основе использования специальной газовой реактивной двигательной установки (ДУ) спуска и энергетических ресурсов компонентов ракетного топлива, остающихся в топливных баках ОЧ. См. фиг.1: движения ОЧ первой ступени по траекториям P31, а ОЧ второй ступени по траектории P32.

Таким образом, предлагается следующая последовательность действий способа спуска после отделения ОЧ от ракеты с учетом наличия прототипа (стабилизацию, прицеливания, управляемого спуска):

- маневр спуска в заданный район падения осуществляют за счет энергетики, заключенной в невыработанных остатках компонентов жидкого топлива на основе их газификации и подачи в специальную газовую реактивную ДУ;

- энергетические затраты на реализацию маневра спуска ОЧ в заданный район падения с текущей траектории на попадающую определяют из условия обеспечения соответствующего приращения скорости центра масс ОЧ, определяемого по формуле (2), с тем отличием, что вместо V31, V32 будут использоваться соответственно скорости центров масс ОЧ первой и второй ступеней PH;

- управление движением центра масс и вокруг центра масс ОЧ осуществляют отклонениями камер газовой реактивной ДУ на основе решения задачи навигации и управления, как и в способе-прототипе;

- на момент выключения газовой реактивной ДУ обеспечивают угловое положение ОЧ в пространстве, соответствующее минимальному углу атаки при входе в плотные слои атмосферы,

- закручивают ОЧ вокруг ее продольной оси;

- завершение активного участка маневра спуска осуществляют до входа в плотные слои атмосферы и сохранения управляемости ОЧ с помощью камер газовой реактивной ДУ.

В качестве аналога устройства предлагается устройство по изобретению («Способ выведения полезного груза в космическое пространство и многоступенчатая ракетно-космическая система для его выведения» патент RU 2092384 В64С 1/16), а в качестве прототипа - устройство по изобретению «Способ спуска ускорителя ракеты космического назначения в посадочную зону и устройство для его осуществления», изложенному в патенте RU 2043954 B64G 1/24, В64С 17/00.

Предлагаемое устройство представляет собой ОЧ часть ракеты космического назначения на жидких компонентах топлива, включающую в свой состав систему управления и навигации, систему газификации, отличающаяся тем, что на верхнем днище топливного отсека установлены 4 камеры в управляемые приводы, а система газификации имеет автономный газогенератор с мембранной системой подачи компонентов топлива, возбудители акустических колебаний, размещенных на штуцерах ввода теплоносителя в топливные баки.

На фиг.2 приведено устройство для реализации данного способа.

Поясним последовательность действий заявленного способа спуска ОЧ РН в заданный район падения.

1. Маневр спуска в заданный район падения осуществляют за счет энергетики, заключенной в невыработанных остатках компонентов жидкого топлива на основе их газификации и подачи в газовую ДУ.

В ОЧ ракет остаются остатки невыработанного топлива до 3% от начальной заливки. Невыработанные запасы топлива представляют собой: остатки недозабора, гарантийные заправки, заливка топливных магистралей и двигателя, а также могут быть и остатки топлива, предусмотренные для обеспечения задачи спуска ОЧ первой (второй) ступени в заданный район падения. Эти остатки газифицируют (см. например, «Способ выведения полезного груза в космическое пространство и многоступенчатая ракетно-космическая система для его выведения» патент RU 2092384 В64С 1/16).

В соответствии с формулой Циолковского определяются располагаемые запасы характеристической скорости на борту ОЧ

где Pуд - удельная тяга, с; для ЖРД в вакууме достигает 300÷460 с;

mo= mк+mтопл, mк - масса конструкции, в том числе и масса системы газификации;

mтопл - масса остатков топлива в баках, которые подлежат газификации.

Например, для ступени с mккс=1500 кг, mтопл=100 кг, 200 кг и Pуд=300 с располагаемая энергетика в соответствии с (3) составит 189 м/с и 368 м/с.

Очевидно, что решение задач спуска ОЧ в заданный район падения требует дополнительных массовых затрат и для каждого пуска необходимо принимать решение о целесообразности ее решения.

2. Величину невыработанных остатков формируют с учетом спуска ОЧ в заданный район падения,

Энергетические затраты на реализацию маневра спуска ОЧ в заданный район падения с текущей траектории на попадающую определяют из условия обеспечения соответствующего приращения скорости центра масс ОЧ, определяемого по формуле (2), с тем отличием, что вместо V31, V32 будут использоваться соответственно соответствующие скорости центров масс ОЧ первой и второй ступеней.

Маневр спуска предусматривает приложение импульса скорости ΔV к центру масс ОЧ для обеспечения спуска ОЧ с траектории выведения на заданное наклонение на попадающую траекторию в имеющийся район падения. В соответствии с формулой (2) для ОЧ первой ступени величина этого импульса определится по формуле:

где V11, V12, - скорости центра масс ОЧ первой ступени на момент разделения при движении по азимуту пуска A1, с имеющимся районом падения, обеспечивающая падение ОЧ в этот район, и скорость движения ОЧ этой же ступени по азимуту пуска A2 на заданную орбиту по энергетически оптимальной траектории, но без наличия района падения;

χ - угол между векторами скоростей V11, V12.

Аналогично вычисляется и величина импульса для отделяющейся части второй ступени.

Остатки невырабатываемых запасов топлива в ОЧ обусловлены, как правило, несовершенством бортовых систем: конструкции топливного отсека (остатки недозабора), гарантийные запасы (разброс работы ботовых систем), заливки магистралей и т.д. и составляют до 3% начальных рабочих запасов топлива.

В зависимости от задач в соответствии с предлагаемым способом величина невыработанных запасов может быть увеличена для решения задач спуска ОЧ в заданный район по формуле (4).

3. При выключении газовой ДУ обеспечивают угловое положение в пространстве, соответствующее минимальному углу атаки при входе в плотные слои атмосферы

На участке выведения первой (второй) ступени углы тангажа при разделении ступеней для различных ракет и программ выведения могут составлять 80°-70° для первой ступени и 50°-30° для второй ступени, а угол атаки мал и не превышает 0-5° для первых ступеней и до 10° для вторых. При входе в плотные слои атмосферы (где скоростной напор принимает максимальное значение) углы атаки могут достигать различных значения, вплоть до 90°, что определяется величинами возмущений угловых скоростей ОЧ при разделении, длиной пассивного участка траектории от разделения ступеней до входа в атмосферу, начальными значениями угла тангажа, атаки и т.д. Как правило, большие углы атаки в плотных слоях атмосферы приводят к разрушению ОЧ, увеличению площадей районов падения.

Завершение активного участка маневра спуска осуществляют до входа в плотные слои атмосферы и сохранения управляемости ОЧ с помощью камер газовой реактивной ДУ.

Поясним работу устройства для реализации данного способа.

После отделения ОЧ от ракеты осуществляется запуск системы газификации путем подачи газа из шара-баллона 3 через электропневмоклапан 4 и редуктор 5 в вытеснительные емкости окислителя 6 и горючего 7 через расходные шайбы 9, 11 в газогенератор 8. Компоненты топлива самовоспламеняющиеся, например, несимметричный диметилгидразин - горючее и азотная кислота - окислитель.

В газогенераторе 8 происходит химическая реакция с выделением теплоты. В зависимости от секундных расходов горючего и окислителя регулируется состав газовых продуктов сгорания, температура, давление на выходе из газогенератора 8. Пиромембраны 14, 17 вскрываются под давлением продуктов сгорания. Расходные шайбы 13, 16 регулируют массовый секундный расход теплоносителя через трубопроводы 19, 20 в топливные баки окислителя 1 и горючего 2.

Для повышения эффективности процесса газификации на вводимый в топливные баки 1, 2 теплоноситель накладывают акустические колебания путем установки на трубопроводы 19, 20 завихривающих устройств (21, 22) типа «свистков». См., например, патент «Способ подготовки жидкого топлива к сжиганию» RU 2132020 F23K 5/02.

Под действием теплоносителя, с наложенными на него устройствами 21, 22 акустическими колебаниями, происходит газификация остатков горючего и окислителя в баках. По достижении заданного давления в баках вскрываются пиромембраны 15, 18 и газообразные компоненты топлива попадают в газовый коллектор 23, а оттуда в камеры сгорания 24 газовой реактивной ДУ, где они взаимодействуют и создают тягу. Управление вектором тяги газовой реактивной ДУ осуществляется приводами 25.

1. Способ спуска отделяющейся части ракеты космического назначения на жидких компонентах топлива в заданный район падения, основанный на стабилизации отделяющейся части положением двигательной установкой вперед, ориентации и управляемом движении отделяющейся части, отличающийся тем, что после отделения отделяющейся части маневр спуска в заданный район падения осуществляют за счет энергетики, заключенной в невыработанных остатках компонентов жидкого топлива на основе их газификации и подачи в газовую ракетную двигательную установку спуска, при этом управление движением центра масс и вокруг центра масс отделяющейся части осуществляют отклонениями камер газовой реактивной двигательной установки, а отделяющейся части на момент выключения газовой реактивной двигательной установки обеспечивают угловое положение в пространстве, соответствующее минимальному углу атаки при входе ее в плотные слои атмосферы, и закручивают отделяющуюся часть вокруг ее продольной оси.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что величину невыработанных остатков жидкого топлива формируют с учетом спуска отделяющейся части в заданный район падения, а завершение активного участка маневра спуска осуществляют до входа в плотные слои атмосферы и сохранения управляемости отделяющейся части с помощью камер газовой реактивной двигательной установки.

3. Отделяющаяся часть ракеты космического назначения на жидких компонентах топлива, включающая в свой состав систему управления и навигации, систему газификации, отличающаяся тем, что на верхнем днище топливного отсека установлены четыре камеры, каждая из которых оснащена приводом, а система газификации имеет автономный газогенератор с мембранной системой подачи компонентов топлива, возбудители акустических колебаний, размещенные на штуцерах ввода теплоносителя в топливные баки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к управлению космическим аппаратом (КА), в частности к управлению положением линии визирования при сближении и причаливании КА. .

Изобретение относится к межорбитальным транспортным системам многократного применения. .

Изобретение относится к области воздушно-космической техники и может быть использовано при полетах в атмосфере и космическом пространстве с применением реактивных средств создания тяги.

Изобретение относится к области управления движением космических аппаратов (КА) с помощью реактивных двигателей и м.б. .

Изобретение относится к области управления движением космических аппаратов (КА), преимущественно искусственных спутников планет с помощью реактивных двигателей коррекции.

Изобретение относится к воздушно-космической технике, в частности к двигательным установкам летательных аппаратов для полетов в атмосфере и космосе. .

Изобретение относится к воздушно-космической технике и может быть использовано для транспортировки полезных грузов в атмосфере и за ее пределами. .

Изобретение относится к устройствам управления движением космических аппаратов (КА) с использованием реактивных двигателей и может использоваться в межзвездных полетах, в частности, при вхождении КА в поля тяготения черных дыр.

Изобретение относится к управлению ориентацией и движением центра масс космических аппаратов (КА). .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к силовым установкам, работающим на потоках газов. .

Изобретение относится к управлению летательными аппаратами, а более конкретно, к аэрореактивному управлению с помощью реактивной силы в сочетании с аэродинамическими органами управления.

Летательный аппарат состоит из корпуса и двигателя с выхлопным соплом. Корпус включает отсек для укладки парашюта и механизм выброса парашюта, который имеет вход, соединенный с выходом блока управления выбросом парашюта, и связь с подвижной пластиной, связанной с приводом, вход которого соединен с выходом блока управления приводом. Отсек для укладки парашюта размещен в середине верхней части корпуса, выше отсека - подвижной пластины, ниже отсека - блока управления выбросом парашюта. Внизу передней части корпуса введены импульсный двигатель с выхлопным соплом, поворотная секторная пружинная заслонка впереди этого сопла, вертикальная стойка позади заслонки, связанной с ней после поворота. Изобретение направлено на увеличение эффективности торможения. 1 ил.

Группа изобретений относится к области управления угловым движением преимущественно нелинейных нестационарных систем с переменными параметрами, в частности летательных аппаратов (ЛА) с вертикальными взлётом и посадкой. Способ заключается в формировании гиростабилизирующего момента ЛА с помощью жидкостного гироскопа (ЖГ): тороидального кольца, в котором осуществляется спиральная закрутка потока жидкости (жидкого металла) вокруг центральной и круговой осей тора. ЖГ закрёплен внутри ЛА через амортизаторы. Устройство, в варианте ЛА вертикального взлета и посадки, содержит указанный ЖГ, два циркуляционных насоса и гидродинамические насадки для указанной спиральной закрутки жидкости. Имеется система управления прецессионным движением ЖГ, исполнительными органами которой служат две пары газоструйных рулей, расположенных на взаимно перпендикулярных осях. Техническим результатом группы изобретений является повышение устойчивости управляемых объектов рассматриваемого типа. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при спуске отделяющейся части ступени ракеты космического назначения (ОЧ РКН). ОЧ РКН содержит систему управления и навигации, топливный отсек, систему газификации жидких остатков топлива, 2 противоположно установленных друг другу сопла сброса, пиромембраны. Стабилизируют ОЧ в статически устойчивом положении, используют энергетику на основе газификации невыработанных остатков жидких компонентов ракетного топлива, обеспечивают угловое положение в пространстве, соответствующее минимальному углу атаки при входе в плотные слои атмосферы, совершают аэродинамический маневр, осуществляют управление движением центра масс и вокруг центра масс ОЧ путем раздельного сброса продуктов газификации (ПГ) из баков горючего и окислителя через регулируемые сопла газореактивной системы (ГС), осуществляют безмоментный сброс оставшихся продуктов газификации из баков через сопла сброса ГС. Изобретение позволяет повысить точность стабилизации ОЧ при штатных возмущениях, снизить массу и габариты системы утилизации ПГ, частоты колебаний ОЧ. 2 н.п. ф-лы, 4 ил., 2 табл.

Изобретение относится к системам жизнеобеспечения пилотируемых космических аппаратов (КА), оснащенных газореактивными системами ориентации

Изобретение относится к космической технике и касается полетов в высоких слоях атмосферы и в космосе
Наверх