Способ коррекции времени включения маршевого двигателя разгонного блока на участке доразгона



Способ коррекции времени включения маршевого двигателя разгонного блока на участке доразгона

 


Владельцы патента RU 2461496:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") (RU)

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Способ коррекции времени включения маршевого двигателя разгонного блока на этапе доразгона космического аппарата заключается в том, что определяют расчетную длительность работы двигателя, вычисляют значение функционала энергии, приобретенного разгонным блоком после отделения от ракеты-носителя, определяют разность между заданным в полетном задании значением функционала энергии и фактическим, по этой разнице определяют требуемое время работы маршевого двигателя разгонного блока. Если разница между вычисленным временем и расчетным положительная, уменьшают заданное в полетном задании время свободного полета разгонного блока, а если разница отрицательная, то время свободного полета не изменяют. Достигается снижение энергетических затрат разгонного блока при недоборе энергии. 1 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к области, связанной с управлением движением разгонного блока (РБ) при выведении его на опорную орбиту после отделения от ракеты-носителя (РН).

На участке доразгона моменты времени включения Твкл и отключения Твыкл маршевого двигателя (МД) задаются в полетном задании (ПЗ) и отсчитываются от старта РН. При этом в ПЗ задается также длительность Тсп свободного полета РБ от момента его отделения от РН (Т0) до включения МД.

Так как время отделения РБ от РН не является фиксированной величиной и формируется во время полета, то для обеспечения требования по выполнению заданного интервала Тсп время включения МД Твкл, заданное в ПЗ, должно быть откорректировано. При этом для сохранения заданной длительности работы МД соответственно должно быть откорректировано и время Твыкл его выключения.

Наиболее близким техническим решением этой задачи является способ определения момента включения маршевого двигателя разгонного блока на участке доразгона [1], в котором вычисляется расчетная длительность работы МД

Тмд=Твыкл - Твкл, фиксируется момент времени Т0 отделения РБ от РН и пересчитываются времена начала и конца работы МД как

Твкл=Т0+Тсп, Твыкл=Твкл+Тмд. Недостатком такого способа является тот факт, что заданные в ПЗ длительность свободного полета Тсп и время начала работы МД рассчитываются при баллистической подготовке к полету для номинальных условий.

Начальные условия на доразгоне зависят от точности приведения РБ в расчетную точку его отделения. Наихудшие условия для доразгона складываются при недоборе энергии ракетой-носителем. Если в процессе доразгона выполняется отключение МД по достижении ограничительного функционала или предельного времени его работы, то опорная орбита строится с нерасчетными параметрами. Перерасход топлива на доразгоне может привести к завершению полета по окончании компонентов топлива и к выведению КА с отклонениями от заданной орбиты.

Техническим результатом изобретения является снижение энергетических затрат РБ на доразгоне при недоборе энергии ракетой-носителем путем более раннего включения МД, выполняемого за счет сокращения заданного в ПЗ номинального интервала времени свободного полета Тсп.

Указанный технический результат достигается тем, что в известный способ определения момента включения маршевого двигателя разгонного блока на участке доразгона, заключающийся в том, что фиксируется время отделения от ракеты-носителя, считывается из полетного задания номинальная длительность свободного полета разгонного блока от момента отделения от ракеты-носителя до включения маршевого двигателя и момент времени включения маршевого двигателя определяется как сумма времени отделения от ракеты-носителя и номинальной длительности свободного полета, дополнительно по данным в полетном задании значениям времен включения и отключения маршевого двигателя определяют его расчетную длительность работы на доразгоне, по измеренным значениям скорости и радиус-вектора вычисляют значение функционала энергии, приобретенного разгонным блоком после отделения от ракеты-носителя, определяют разность между заданным в полетном задании значением функционала энергии, формируемой на доразгоне орбиты, и функционалом энергии, приобретенным разгонным блоком после отделения от ракеты-носителя, определяют требуемое значение импульса скорости на доразгоне как отношение этой разности к величине модуля измеренной скорости, принимая, что этот импульс скорости равен кажущейся скорости, набираемой разгонным блоком на доразгоне, с учетом известного значения удельного импульса маршевого двигателя и заданного в полетном задании условного времени сгорания начальной массы разгонного блока, вычисляют требуемое для этого время работы маршевого двигателя, определяют разность между вычисленным временем и расчетным временем работы маршевого двигателя и на эту разность, если она положительная, уменьшают заданное в полетном задании номинальное время свободного полета разгонного блока, а если она отрицательная, то номинальное время свободного полета не изменяют.

На чертеже представлены графики изменения расхода топлива ΔGт на доразгоне при недоборе энергетики РН, характеризуемом отклонением по модулю скорости ΔVн от его номинального значения в пределах до 50 м/с, по предлагаемому способу (с коррекцией) и по способу-прототипу (без коррекции).

Предложенный способ коррекции времени включения маршевого двигателя разгонного блока на участке доразгона реализован на основе следующих вычислений.

1. Определяется функционал энергии F0, приобретенный РБ после отделения от РН

где В0 ~ гравитационная константа, равная 398600.44 км32,

V=(V2(l)+V2(2)+V2(3))1/2,

R=(R2(l)+R2(2)+R2(3))1/2,

V(i), R(i) - составляющие вектора скорости и радиус-вектора, измеренные системой навигации в принятой системе координат;

V и R - модули скорости и радиус-вектора РБ.

2. Требуемое значение импульса скорости на доразгоне ΔVтр определяется с учетом того, что после отделения от РН и в процессе построения опорной орбиты модуль радиус-вектора R изменяется незначительно. Поэтому на основе зависимости (1) имеем

ΔVтр=(FПЗ-F0)/V,

где FПЗ - значение заданного в ПЗ функционала энергии, формируемой на доразгоне орбиты.

3. Требуемая длительность работы МД Ттр находится из соотношения, определяющего достижение кажущейся скорости W требуемого значения Wтр. Изменение кажущейся скорости W описывается следующей зависимостью:

где Р - тяга МД;

m0 - начальная масса РБ;

- секундный расход топлива;

t - время работы МД.

Это соотношение можно записать в виде

,

где определяет удельный импульс МД;

задаваемое в ПЗ условное время сгорания начальной массы РБ.

Принимая, что Wтр=ΔVтр, после интегрирования последней зависимости получим

ΔVтр=Jуд ln(τ0/(τ0-Ттр)), откуда

Ттр=τ0(1-е),

где А=ΔVтр Jуд.

Величина удельного импульса может изменяться в незначительных пределах и поэтому принимается равной номинальному значению.

4. Отклонение ΔT требуемого времени работы МД от расчетного равно

ΔT=Ттр-Тмд.

Отклонение ΔT при ΔT>0 определяет величину сокращения заданного в ПЗ времени свободного полета

Тсп=Тсп-ΔT.

Если ΔT<0, то коррекция времени свободного полета не выполняется, так как имеющаяся после отделении от РН энергетика РБ соответствует условиям нормального построения опорной орбиты.

Для подтверждения эффективности сдвига времени включения МД на чертеже приведен график изменения расхода топлива ΔGт на доразгоне при недоборе энергетики РН, характеризуемом отклонением по модулю скорости ΔVн от его номинального значения в пределах до 50 м/с. Приведенные данные показывают возможность получения значительной экономии топлива при применении предлагаемого способа коррекции времени включения МД на доразгоне. Так, при ΔVн=30 м/с за счет коррекции расход топлива на доразгоне сократился на 229 кг.

Источники информации.

1. Отчет «Алгоритмическое обеспечение СУ РБ». Часть 3. Система управления. МОКБ «Марс», 1998 г., стр.114.

Способ коррекции времени включения маршевого двигателя разгонного блока на участке доразгона, заключающийся в том, что фиксируется время отделения от ракеты-носителя, считывается из полетного задания номинальная длительность свободного полета разгонного блока от момента отделения от ракеты-носителя до включения маршевого двигателя, и момент времени включения маршевого двигателя определяется как сумма времени отделения от ракеты-носителя и номинальной длительности свободного полета, отличающийся тем, что по данным в полетном задании значениям времен включения и отключения маршевого двигателя определяют его расчетную длительность работы на доразгоне, по измеренным значениям скорости и радиус-вектора вычисляют значение функционала энергии, приобретенного разгонным блоком после отделения от ракеты-носителя, определяют разность между заданным в полетном задании значением функционала энергии, формируемой на доразгоне орбиты, и функционалом энергии, приобретенным разгонным блоком после отделения от ракеты-носителя, определяют требуемое значение импульса скорости на доразгоне как отношение этой разности к величине модуля измеренной скорости, принимая, что этот импульс скорости равен кажущейся скорости, набираемой разгонным блоком на доразгоне, с учетом известного значения удельного импульса маршевого двигателя и заданного в полетном задании условного времени сгорания начальной массы разгонного блока, вычисляют требуемое для этого время работы маршевого двигателя, определяют разность между вычисленным временем и расчетным временем работы маршевого двигателя и на эту разность, если она положительная, уменьшают заданное в полетном задании номинальное время свободного полета разгонного блока, а если она отрицательная, то номинальное время свободного полета не изменяют.



 

Похожие патенты:
Изобретение относится к контролю запуска маршевого двигателя (МД) разгонного блока (РБ) при выведении его на опорную орбиту после отделения от ракеты-носителя (РН). .

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов астронавтов в космосе. .

Изобретение относится к области реактивных двигательных установок, а именно к ракетным двигателям, и предназначено для управления малыми космическими аппаратами. .

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

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

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам-носителям на жидком топливе. .

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 управлению движением изделий ракетно-космической техники

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для программного смещения координат точек падения отделяющихся частей (ОЧ) ступеней ракет космического назначения

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается ракетного разгонного блока и элементов его конструкции, предназначенных для его стабилизации и увода от отделившегося космического аппарата

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетах космического назначения (РКН) с многодвигательной первой ступенью

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам космического назначения (РКН) с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД)

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для стыковки двух космических объектов, один из которых активный, а другой - пассивный

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ управления движением ракеты-носителя на начальном участке полета заключается в отклонении качающейся части маршевого двигателя в заданной плоскости увода струи с учетом периодического вычисления командного сигнала на отклонение качающейся части маршевого двигателя ракеты-носителя в зависимости от программного угла, отклонения и скорости отклонения характерной точки ракеты-носителя от вертикальной оси пускового устройства, угла и угловой скорости тангажа ракеты-носителя и в одновременной стабилизации углового положения ракеты-носителя в плоскости, перпендикулярной заданной. Отклонение качающейся части маршевого двигателя осуществляют, принимая упомянутый программный угол отклонения качающейся части маршевого двигателя и коэффициенты усиления командного сигнала по отклонению и скорости отклонения характерной точки ракеты-носителя от вертикальной оси пускового устройства по заранее выбранным зависимостям от периодически измеряемой высоты подъема над горизонтальной плоскостью пускового устройства характерной точки ракеты-носителя, в качестве которой берут центр качания качающейся части маршевого двигателя. Достигается увеличение ресурса конструкции пускового устройства. 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), разгонным блокам и могут быть использованы при запуске двигательных установок (ДУ), когда остатки запасов жидкого топлива малы и не превышают 3% от начальной заправки. В способе увода отделяющейся части (ОЧ) ступени ракеты-носителя, основанном на газификации жидких остатков невыработанных компонентов ракетного топлива (КРТ) в баках окислителя и горючего, обеспечении тормозного импульса за счет их сгорания в камере газового ракетного двигателя (ГРД) и высокоскоростного истечения продуктов сгорания в космическое пространство, согласно изобретению для газификации невыработанных остатков КРТ используют твердотопливные газогенерирующие составы (ТГГС), причем в бак окислителя подают ТГГС с избытком кислорода, а в бак горючего - с недостатком кислорода, при этом химический состав и количество ТГГС при минимально возможных остатках КРТ определяют исходя из условий реализации заданной величины характеристической скорости: где - характеристическая скорость; - импульс, реализуемый за счет минимальных невыработанных остатков КРТ в баках ОЧ и ТГГС, необходимых для их газификации; - импульс, реализуемый только за счет сгорания в ГРД газов ТГГС. Устройство для реализации способа в виде двигательной установки (ДУ), включающей в свой состав топливные баки окислителя и горючего, систему наддува баков, газовый ракетный двигатель с системой питания и системой газификации остатков КРТ, причем ДУ снабжена твердотопливными газогенераторами, выходы которых соединены с устройствами ввода газа, снабженными пиромембранами, в соответствующие топливные баки с остатками жидких КРТ. Изобретение обеспечивает повышение эффективности использования жидких остатков КРТ в топливных баках на момент выключения маршевого ЖРД. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 1 ил., 1 табл.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) при его выведении на орбиту искусственного спутника планеты с использованием аэродинамического маневра. На этапе аэродинамического торможения прогнозируют значения скорости КА, угла ее наклона к местному горизонту и высоты апоцентра переходной орбиты - на момент выхода КА из атмосферы планеты. При этом в каждый из последовательных моментов прогноза рассматривают движение КА на оставшихся участках полета в атмосфере при углах крена γ = 0 рад и γ = π. Для каждого из этих углов находят указанные выше прогнозируемые параметры маневра. Их значения используются при управлении углом атаки КА (вблизи его значения, отвечающего максимальному качеству) и выдачей импульса скорости КА в апоцентре переходной орбиты. Технический результат изобретения состоит в повышении эффективности аэродинамического маневра КА вследствие указанного управления. 1 ил.

Изобретение относится к реактивным средствам перемещения преимущественно в свободном космическом пространстве. Предлагаемое средство перемещения содержит корпус (1), полезную нагрузку (2), систему управления и не менее одной кольцевой системы сверхпроводящих фокусирующе-отклоняющих магнитов (3). Каждый магнит (3) прикреплен к корпусу (1) силовым элементом (4). Предпочтительно использовать две описанных кольцевых системы, расположенных в параллельных плоскостях («друг над другом»). Каждая кольцевая система предназначена для длительного хранения циркулирующего в ней потока (5) высокоэнергичных электрически заряженных частиц (релятивистских протонов). Потоки в кольцевых системах взаимно противоположны и вводятся в эти системы перед полетом (на орбите старта). К выходу одного из магнитов (3) «верхней» кольцевой системы прикреплено устройство (6) для выведения части потока (7) во внешнее космическое пространство. Аналогично производится выведение части потока (9) через устройство (8) одного из магнитов «нижней» кольцевой системы. Потоки (7) и (9) создают реактивную тягу. Устройства (6) и (8) могут быть выполнены в виде отклоняющей магнитной системы, нейтрализатора электрического заряда потока или ондулятора. Техническим результатом изобретения является увеличение энергоотдачи рабочего тела, создающего тягу. 1 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх