Способ управления угловым движением ракеты космического назначения



Способ управления угловым движением ракеты космического назначения
Способ управления угловым движением ракеты космического назначения
Способ управления угловым движением ракеты космического назначения

 


Владельцы патента RU 2475428:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" (RU)

Изобретение относится к управлению движением изделий ракетно-космической техники. Способ осуществляется отклонением установленных по крестообразной схеме камер сгорания, расположенных в плоскостях стабилизации I, II, III и IV. При этом вырабатывают командные сигналы , , по тангажу, рысканию и вращению соответственно, а также - управляющие сигналы δ1, δ2, δ3, δ4 отклонения указанных камер сгорания. Для создания момента тангажа поворачивают камеры, расположенные в полуплоскостях II и IV, для создания момента рыскания - камеры в полуплоскостях I и III, для создания момента вращения - камеры, создающие момент в плоскости чертежа на фиг.1. Результирующий угол отклонения каждой камеры сгорания формируется как алгебраическая сумма углов , , . В случае превышения абсолютной величиной одного из управляющих сигналов δi (i=1, 2, 3, 4) своего максимально допустимого значения δmax производят перераспределение сигналов между камерами по закону: ; ; j≠i, где знак «+» используется, если j-я и i-я камеры являются смежными, а знак «-» - если эти камеры противоположны. Техническим результатом изобретения является улучшение характеристик устойчивости и управляемости ракеты в ее угловом движении за счет более полного использования возможностей двигательной установки по реализации требуемых управляющих моментов в каналах тангажа, рыскания и крена. 3 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к ракетам космического назначения (РКН).

В ракетной технике известны способы управления угловым движением ракет космического назначения, основанные на использовании газодинамических органов управления (поворотных маршевых и рулевых двигателей, газоструйных рулей и др.), а также аэродинамических органов управления и органов управления положением центра масс ([1], стр.65-75).

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является выбранный в качестве прототипа способ управления угловым движением ракеты космического назначения с помощью отклонения установленных по крестообразной схеме камер сгорания четырехкамерной двигательной установки, заключающийся в выработке трех командных сигналов , , по тангажу, рысканию и вращению соответственно, в выработке четырех управляющих сигналов δ1, δ2, δ3, δ4 на отклонение камер сгорания двигателя, расположенных в полуплоскостях I, II, III и IV соответственно, в повороте камер, расположенных в полуплоскостях II и IV, для создания момента тангажа, в повороте камер, расположенных в полуплоскостях I и III, для создания момента рыскания, в повороте камер сгорания для создания момента вращения, причем результирующий угол отклонения каждой камеры сгорания формируется как алгебраическая сумма углов , , ([1], стр.67, 70).

Недостатком известного способа является то обстоятельство, что при превышении абсолютной величиной управляющего сигнала |δi| своего максимально допустимого значения δmax (т.е. при выходе сигнала δi «на упор» δmax или -δmax) командные сигналы , , реализуются с ошибками, что ухудшает характеристики устойчивости и управляемости ракеты в угловом движении. При этом возможности двигательной установки по реализации требуемых управляющих моментов в каналах тангажа, рыскания и вращения используются не полностью.

Задачей предложенного изобретения является разработка способа управления угловым движением РКН, обеспечивающего повышение точности реализации командных сигналов , , при превышении абсолютной величиной одного из управляющих сигналов |δi| своего максимально допустимого значения δmax (т.е. при выходе сигнала δi «на упор» δmax или -δmax).

Техническим результатом предлагаемого изобретения является улучшение характеристик устойчивости и управляемости ракеты в угловом движении за счет полного использования возможностей двигательной установки по реализации требуемых управляющих моментов в каналах тангажа, рыскания и вращения.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе управления угловым движением ракеты космического назначения с помощью отклонения установленных по крестообразной схеме камер сгорания четырехкамерной двигательной установки, заключающемся в выработке трех командных сигналов , , по тангажу, рысканию и вращению соответственно, в выработке четырех управляющих сигналов δ1, δ2, δ3, δ4 на отклонение камер сгорания двигателя, расположенных в полуплоскостях I, II, III и IV соответственно, в повороте камер, расположенных в полуплоскостях II и IV, для создания момента тангажа, в повороте камер, расположенных в полуплоскостях I и III, для создания момента рыскания, в повороте камер сгорания для создания момента вращения, причем результирующий угол отклонения каждой камеры сгорания формируют как алгебраическую сумму углов , , , в соответствии с изобретением в случае превышения абсолютной величиной одного из управляющих сигналов δi своего максимально допустимого значения δmax производят перераспределение управляющих сигналов между камерами по следующему закону:

; ; j≠i,

где знак «+» используют, если j-я и i-я камеры являются смежными, а знак «-» - если j-я и i-я камеры противоположны.

Сущность предлагаемого изобретения иллюстрируется чертежами.

Фиг.1 - Схема расположения камер двигателя.

Фиг.2 - Области реализуемых углов отклонения обобщенных органов управления с ошибкой σ=0° и σ*=0°.

Фиг.3 - Области реализуемых углов отклонения обобщенных органов управления с ошибкой σ<0,5° и σ*<0,5°.

На фиг.1 показано расположение по крестообразной схеме камер сгорания четырехкамерного двигателя. Предполагается, что камеры могут отклоняться от нейтрального положения в обе стороны в тангенциальном направлении, причем абсолютная величина отклонения каждой камеры не может превосходить максимального значения δmax. На фиг.1 указаны также принятые в данном изобретении положительные направления отклонения камер.

Для создания момента тангажа (момента относительно связанной оси OZ) необходимо отклонять камеры, установленные в полуплоскостях II и IV. При отклонении этих камер на углы δ2 и δ4 соответственно на РКН подействует момент тангажа относительно центра масс (ЦМ) РКН MZ=Pl(sinδ2-sinδ4), где Р - сила тяги, создаваемая одной камерой, l - расстояние от ЦМ РКН до плоскости, проходящей через центры качания камер. Углы отклонения камер обычно малы, поэтому MZ≈Pl(δ24). Для создания этого же момента потребуется отклонение двух камер на одинаковый угол δϑ: MZ=2Plδϑ. Следовательно, выражение для угла отклонения обобщенного органа управления в канале тангажа имеет вид

.

Аналогично можно получить формулы для углов отклонения обобщенных органов управления в каналах рыскания и вращения:

В способе-прототипе система управления вырабатывает командные сигналы на отклонение обобщенных органов управления , , . В идеале фактические углы отклонения обобщенных органов должны совпасть с командными:

Для этого в способе-прототипе управляющие сигналы на отклонение камер сгорания формируются как алгебраические суммы углов , , , т.е. суммы, в которые слагаемые могут входить со знаками «+» или «-». Учитывая, что камеры расположены симметрично относительно плоскостей симметрии и продольной оси РКН и, кроме того, что камеры, расположенные в плоскости I-III, не создают при своем отклонении момента тангажа, а камеры, расположенные в плоскости II-IV, не создают при своем отклонении момента рыскания, получим, что указанные алгебраические суммы имеют вид

Если абсолютная величина отклонения ни одной из камер не превосходит максимального значения δmax, то при использовании алгебраических сумм (5) условия (4) точно выполняются, т.е. способ-прототип обеспечивает точную реализацию командных сигналов , , . Однако, если хотя бы один из управляющих сигналов δi выходит «на упор» δmax или -δmax, точность реализации командных сигналов нарушается. Приведем численный пример. Предположим, что командные сигналы на отклонение обобщенных органов управления равны ; , а максимальное значение абсолютной величины угла отклонения камеры составляет δmax=4°. По формулам (5) определим необходимые углы отклонения камер: δ1=1°; δ2=-0,9°; δ3=3°; δ4=4,9°. Однако из-за наличия ограничения на максимальный угол отклонения камеры фактический угол отклонения камеры, расположенной в IV полуплоскости, составит не 4,9°, а 4°. При этом, как это следует из формул (1)-(3), реализованные углы обобщенных органов управления составят: δϑ=2,45°; δΨ=1°; δφ=1,775°. Ошибка в реализации командного сигнала тангажа составляет 0,45°, ошибка реализации командного сигнала вращения 0,225°.

В соответствии с данным изобретением в случае в случае превышения абсолютной величиной одного из управляющих сигналов δi своего максимально допустимого значения δmax производят перераспределение управляющих сигналов между камерами по следующему закону

где знак «+» используется, если j-я и i-я камеры являются смежными, а знак «-» - если j-я и i-я камеры противоположны. Например, если |δ4|>δmax, т.е. i=4, то управляющие сигналы перераспределяются следующим образом:

;

;

;

.

При этом если , i=1, 2, 3, то точно реализуются все 3 командных угла на отклонение обобщенных органов управления в каналах тангажа, рыскания и вращения:

.

В частности, в рассмотренном выше примере ; , δ1=1°; δ2=-0,9°; δ3=3°; δ4=4,9°. Угол δ4 превысил максимально допустимое значение δmax=4°. После перераспределения управляющих сигналов получим ; ; ; . При этом ; ; , т.е. командные сигналы на обобщенные органы управления реализовались точно.

Если после перераспределения управляющих сигналов (δi в ) условия выполняются не всех значении i, то командные сигналы , , реализуются с ошибками, суммарную величину которых можно оценить выражением . В идеале при точной реализации σ*=0. Расчеты показали, что при использовании предлагаемого в изобретении способа управления ошибка реализации σ меньше или равна, чем соответствующая ошибка σ, реализуемая способом-прототипом. Это утверждение иллюстрируется фиг.2 и фиг.3, на которых в плоскости командных сигналов , (командный сигнал фиксирован и для примера равен 2°) показаны области командных сигналов, которые реализуются с ошибкой 0 (фиг.2) и с ошибкой не более 0,5°, как при использовании способа-прототипа (область обозначена точками), так и при использовании предлагаемого способа (дополнительная к возможностям прототипа область обозначена штриховкой). Из сравнения этих областей видно, что предлагаемый способ позволяет повысить точность отработки командных сигналов и тем самым улучшает характеристики устойчивости и управляемости движения РКН за счет полного использования возможностей двигательной установки по реализации требуемых управляющих моментов.

Источники информации

1. Г.Н.Разоренов, Э.А.Бахрамов, Ю.Ф. Титов. Системы управления летательными аппаратами (баллистическими ракетами и их головными частями). М.: Машиностроение, 2003 г.

Способ управления угловым движением ракеты космического назначения с помощью отклонения установленных по крестообразной схеме камер сгорания четырехкамерной двигательной установки, заключающийся в выработке трех командных сигналов , , - по тангажу, рысканию и вращению соответственно, в выработке четырех управляющих сигналов δ1, δ2, δ3, δ4 на отклонение камер сгорания двигательной установки, расположенных в полуплоскостях I, II, III и IV соответственно, в повороте камер, расположенных в полуплоскостях II и IV, для создания момента тангажа, в повороте камер, расположенных в полуплоскостях I и III, для создания момента рыскания и в повороте камер сгорания для создания момента вращения, причем результирующий угол отклонения каждой камеры сгорания формируют как алгебраическую сумму углов , , , отличающийся тем, что в случае превышения абсолютной величиной одного из управляющих сигналов δi своего максимально-допустимого значения δmax производят перераспределение управляющих сигналов между камерами по следующему закону
; ; j≠i,
где знак «+» используют, если j-я и i-я камеры являются смежными, а знак «-» - если j-я и i-я камеры противоположны.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. .
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 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.

Изобретение относится к аэрокосмической технике, а именно к летательным аппаратам (ЛА). ЛА содержит корпус, реактивные двигатели, блок управления подачи, воспламенения и истечения топлива, блок симметричных конусообразных камер сгорания, два блока выхлопных сопел, блок симметричных изогнутых выхлопных труб с оконечностью. Каждая камера сгорания жестко связана с соответствующим выхлопным соплом первого блока выхлопных сопел позади камер сгорания и жестко связана с соответствующим выхлопным соплом второго блока выхлопных сопел впереди камер сгорания. Каждое сопло жестко связано с размещенной впереди соответствующей изогнутой выхлопной трубой внутри корпуса, гидравлические входы которого блока симметричных изогнутых выхлопных труб связаны с соответствующими гидравлическими выходами блока управления. Изобретение позволяет уменьшить время полета до удаленных объектов, снизить количество потребляемой энергии. 1 ил.
Наверх