Способ увода разгонного ракетного блока с траектории полета космического аппарата



Способ увода разгонного ракетного блока с траектории полета космического аппарата

 


Владельцы патента RU 2477246:

Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" (RU)

Изобретение относится к способам управления разделением космических аппаратов (КА), в частности КА и отделяемого от него разгонного ракетного блока (РРБ). После отделения КА от РРБ на РРБ воздействуют импульсом тяги в плоскости, проходящей через центр масс (ц.м.) РРБ, не пересекающей обводы КА в состыкованном с РРБ состоянии и составляющей с продольной осью РРБ острый угол. Импульс прикладывают с эксцентриситетом (δ) относительно ц.м. РРБ, лежащим в диапазоне 0<δ≤R, где R - радиус центрального поперечного сечения РРБ. Импульс тяги образует тупой угол с прямой, пересекающей линию действия этого импульса и параллельной продольной оси РРБ. В результате воздействия импульсом тяги на РРБ последний переходит в прецессионно-нутационное движение, в котором его продольная ось описывает коническую поверхность вокруг направления разделения (расхождения) КА и РРБ. Этим снижаются энергетические требования к средствам отделения, а также влияние тяги последействия маршевого двигателя РРБ. Существенно уменьшаются возмущения углового движения КА после отделения. Повышаются также безопасность разделения и эффективность торможения отделившегося РРБ в верхней атмосфере. Полезная масса КА м.б. заметно увеличена. Техническим результатом изобретения, кроме того, является обеспечение безударного отделения РРБ и гарантированного увода его с траектории полета КА в заданном направлении. 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно способам направленного увода разгонных ракетных блоков (РРБ) от отделившихся космических аппаратов (КА).

К системе отделения РРБ от КА, кроме выполнения основных функций, предъявляется дополнительное требование по уводу блока в заданном направлении от отделившегося КА. Это связано с тем, что на РРБ в течение длительного времени действует тяга последействия, обусловленная истечением из сопла двигателя РББ остатков испаряющихся компонентов, находящихся в тракте охлаждения корпуса двигателя. Величина этой тяги небольшая, но ее импульс достигает значительной величины. Под действием этой тяги РРБ приобретает дополнительную скорость в направлении КА, что может привести к их соударению. Кроме того, относительная траектория РРБ и КА должна формироваться таким образом, чтобы исключить затенение антенн связи КА с Землей.

Введение на РРБ специальных устройств для увода его от отделившегося КА позволяет отделить последний с минимальной относительной скоростью. Уменьшение относительной скорости отделения дает возможность использовать средства отделения с пониженными энергетическими и, как следствие, весовыми характеристиками. Это, кроме того, приводит к уменьшению возмущений углового движения КА и увеличению точности выведения на заданную орбиту.

Наиболее близким к предложенному является способ, обеспечивающий достижение относительной скорости разделившимся объектам за счет торможения отработавшей ступени («холодное» разделение) [1. с.12]. Недостатком данного способа является необходимость использования специальных, весьма значительных по массе средств торможения, например РДТТ. Кроме того, указанный способ не предусматривает реализацию стабилизирующей закрутки отработавшей ступени, а лишь ее соосный увод относительно активной части ракеты-носителя.

Задачей изобретения является обеспечение безударного отделения РРБ и гарантированного увода его с траектории полета КА в заданном направлении.

Решение поставленной задачи обеспечивается за счет того, что на РРБ после отделения от него КА воздействуют импульсом тяги в плоскости, проходящей через его ц.м. и не пересекающей обводы КА в исходном состыкованном с РРБ состоянии и составляющей с его продольной осью острый угол в направлении, проходящем с эксцентриситетом относительно ц.м. РРБ, лежащим в диапазоне, 0<δ≤R, где R - радиус поперечного сечения РРБ, проходящего через его ц.м., при этом импульс тяги образует тупой угол с прямой, пересекающей линию действия импульса тяги и параллельной продольной оси разгонного ракетного блока, осуществляя его закрутку и торможение.

На фиг.1 изображен РРБ 1 в состыкованном с КА 2 и после отделения КА 2 состоянии. Кроме того, представлено направление воздействия импульса I на увод РРБ 1, который реализуется после отделения КА. При этом П1 - плоскость, проходящая через ц.м. РРБ 1 и не пересекающая обводы КА 2. Эта плоскость составляет с продольной осью острый угол α. В соответствии с ГОСТ 20058-80 эта ось направлена от хвостовой к носовой части летательного аппарата. П2 - центральная поперечная плоскость РРБ 1, δ - эксцентриситет линии действия импульса I относительно ц.м. РРБ 1, - вектор угловой скорости РРБ 1. Для наглядности введена прямая x1 параллельная продольной оси х РРБ 1 и пересекающая линию действия импульса I, относительно которой фактически измеряется угол β, т.к. линия действия импульса I и продольная ось расположены на скрещивающихся прямых. Угол β определяет направление тормозного импульса относительно продольной оси (в данном случае ось x1).

Примером конкретной реализации предложенного способа может служить установка сопла 3 в плоскости П1 с направлением вектора регрессивной тяги по вектору I, противодействующего тяге последействия сопла 4 маршевой двигательной установки РРБ 1.

Предлагаемый способ отделения реализуется следующим способом.

По достижении КА 2 заданных в программе траекторных параметров полета производится выключение ДУ 4. Затем с временной задержкой, определяемой характеристикой спада тяги ДУ 4, отделяется КА 2, а затем через интервал времени, определяемый конструктивным выполнением стыка РРБ 1 и КА 2 (наличие взаимного перекрытия) и характеристиками средств отделения КА 2, производится включение сопла увода 3. Под действием его тяги РРБ 1 закручивается и тормозится, покидая траекторию полета КА 2.

Разработана техническая документация, реализующая предложенный способ увода РРБ. Уменьшение энергетических характеристик средств отделения КА, кроме увеличения его массы на ~18 кг, позволит существенно (в несколько раз) уменьшить возмущения углового движения КА после отделения его от РРБ.

Литература

1. К.С.Колесников, В.В.Кокушкин, С.В.Борзых, Н.В.Панкова. Расчет и проектирование систем разделения ступеней ракет. Изд-во МГТУ им. Н.Э.Баумана, 373, стр. 2006 г.

Способ увода разгонного ракетного блока с траектории полета космического аппарата, включающий разделение и сообщение им относительной скорости, воздействие на разгонный ракетный блок после отделения от него космического аппарата импульсом тяги в плоскости, проходящей через его центр масс и не пересекающей обводы космического аппарата в исходном, состыкованном с разгонным ракетным блоком состоянии, отличающийся тем, что воздействие импульсом тяги осуществляют в плоскости, составляющей с продольной осью разгонного ракетного блока острый угол, в направлении, проходящем с эксцентриситетом относительно центра масс разгонного ракетного блока, лежащем в диапазоне 0<δ≤R, где R - радиус поперечного сечения разгонного ракетного блока, проходящего через его центр масс, при этом импульс тяги образует тупой угол с прямой, пересекающей линию действия импульса тяги и параллельной указанной оси разгонного ракетного блока, осуществляя его закрутку и торможение.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракет для разделяемых ступеней и составных частей. .

Изобретение относится к космической технике и предназначено для одновременного выведения нескольких наноспутников, установленных на верхней ступени ракеты-носителя.

Изобретение относится к области космической техники, в частности к средствам стыковки к основному космическому аппарату полезного груза и отделения его после выведения их на расчетную орбиту.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при разработке разъемных соединений разделяемых в процессе эксплуатации частей изделий. .

Изобретение относится к космической технике, а именно к стыковочным устройствам космических кораблей к орбитальным станциям. .

Пирозамок // 2467933
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разделении ступеней летательного аппарата. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для дистанционного разделения трубопроводов, заполненных жидкостями. .

Изобретение относится к космической технике, а именно к разработке минимизации зон отчуждения для отделяемых частей многоступенчатой ракеты-носителя. .

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и предназначено преимущественно для обеспечения стыковки и расстыковки космических объектов как с выводящими их ступенями ракет, так и межу собой.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для управления космическим кораблем при причаливании

Изобретение относится к ракетно-космической технике

Изобретение относится к космической технике (КТ) и может быть использовано для расчековки элементов КТ. Расфиксатор содержит перфорированный теплопроводящий цилиндрический корпус, крышку, линейно перемещаемый подвижный элемент в виде подпружиненного поршня, стопор из двух термопластичных вставок, пружину, направляющую, подвижный элемент (ПЭ), зуб ПЭ, чеку с возможностью линейного перемещения вдоль направляющей. Пружина и термопластичная вставка разделены оголовком, рабочий ход ПЭ превышает размер направляющей. Изобретение позволяет использовать альтернативные принципы работы автоматов расчековки в условиях космического пространства. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Заявленное устройство может быть использовано в областях машиностроения, где необходимо осуществить разделение элементов конструкций. Устройство разделения элементов конструкций, содержащее корпус с цилиндрической полостью, поршень, хвостовик, канал подведения сжатого газа, а так же разделяемый элемент, отличающееся тем, что во внутренних цилиндрических полостях размещены два дополнительных поршня, расположенные симметрично относительно оси устройства и включающие двухсторонние штоки, при этом на штоках, обращенных к оси устройства, выполнены скошенные участки, сопрягаемые с замковым элементом, выполненным в виде усеченного конуса, образующие которого параллельны скошенным участкам штоков, а замковый элемент связан хвостовиком с разделяемым объектом, при этом поршни взаимодействуют с пружинами, которые упираются в крышки корпуса, а на штоках, выходящих из цилиндра наружу, с двух сторон выполнены лыски, при этом ход поршней определяется зависимостью хП=12-11 а значение хода удовлетворяет условию: xП>δ, где: 11 и 12 - расстояние от оси симметрии устройства до вершины скоса штока соответственно до и после разделения конструкции; δ - величина перекрытия поверхности сопрягаемого элемента с цилиндрической поверхностью скошенного штока; при этом между корпусом и замковым элементом выполнен зазор Δ. Техническим результатом настоящего изобретения является обеспечение многократности срабатывания устройства и возможность обратного соединения элементов конструкций для повторного использования. 2 ил.

Изобретение относится к лазерным локационным системам (ЛЛС), используемым, в частности, в процессе стыковки космических аппаратов (КА). Способ включает сканирование пространства путем разворота активного КА с жестко установленной на нем ЛЛС по каналу тангажа или курса до обнаружения пассивного КА. Ширина диаграммы направленности зондирующего излучения ЛЛС в направлении сканирования минимальна, а в перпендикулярном направлении угол ее расходимости равен угловому размеру зоны обзора. Обнаружение пассивного КА осуществляют в мгновенном поле зрения многоэлементного приемника излучения ЛЛС. Это поле совпадает с диаграммой направленности ЛЛС. Техническим результатом изобретения является повышение надежности за счет исключения оптико-механического сканирования с использованием движущихся деталей. 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкции космических транспортных средств для выведения на околоземную орбиту полезных грузов. Устройство отделения хвостового отсека ракетного блока содержит отделяемые панели, толкатели поперечного стыка отделяемых панелей и направляющие кронштейны отделяемых панелей. Направляющие кронштейны имеют ребра, которые с зазором охватывают ролики качения отделяемых панелей. Оси вращения роликов качения с одной стороны установлены с возможностью продольного перемещения в продольных вырезах, выполненных в ребрах направляющих кронштейнов, а с другой стороны жестко закреплены посредством кронштейнов на отделяемых панелях. Оси вращения роликов качения каждой панели соосны и перпендикулярны плоскости симметрии отделяемых панелей и взаимодействуют с шарнирно подпружиненными стопорами, закрепленными на направляющих кронштейнах. Ролики качения после выхода из продольных вырезов ребер направляющих кронштейнов взаимодействуют с взаимно-параллельными контактирующими опорными направляющими поверхностями направляющих кронштейнов. Достигается увеличение надежности отделения хвостового отсека блока ступени ракеты-носителя. 5 ил.

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Система отделения отсека летательного аппарата содержит устройство крепления, состоящее из разрывных болтов и направляющих шпилек, и устройство отделения в виде пневматического механизма отделения, состоящего из баллона с газом, пневмотолкателя со штоком, продольная ось которого совпадает с продольной осью отделяемой части. Шток пневмоцилиндра соединен с поршнем посредством шарнирного соединения и снабжен толкающей вилкой, соединенной со штоком посредством шарнирного соединения и имеющей не менее двух регулируемых упоров для контакта с отделяемым отсеком, разнесенных симметрично относительно его центра масс. В отсеке имеются гнезда для размещения упоров вилки. Достигается снижение ударной нагрузки на отделяемый отсек, повышение надежности отделения от летательного аппарата отсека в заданном направлении, снижение массы устройства отделения отсека. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретения относятся к устройству герметизации люков космических объектов и к способу его эксплуатации. Устройство герметизации люков космических объектов содержит средство герметизации, выполненное в виде герметичного рукава из эластичного газонепроницаемого материала. Рукав герметично присоединен по периметру к жесткой обечайке посредством клея-герметика. Жесткая обечайка герметично установлена концентрично относительно люка на корпусе внутри космического объекта. На обрезе герметичного рукава прикреплен элемент фиксации. В исходном состоянии герметичный рукав уложен на жесткой обечайке в виде кольцевой скатки и закреплен бандажом. Способ эксплуатации устройства герметизации люков космических объектов включает снятие бандажа крепления с герметичного рукава, разворот герметичного рукава, сборку рукава в жгут-скрутку, бандаж и завязку жгута-скрутки элементом фиксации, а также наддув герметизируемого отсека космического объекта. Достигается упрощение герметизации люка. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений относится к устройствам захвата свободно летящих объектов, устанавливаемым на борту космического аппарата (КА), в частности космического корабля. Устройство (10) захвата объекта (12), первоначально находящегося в состоянии свободного полета, содержит надувной корпус (14) и камеру захвата, образованную (хотя бы частично) указанным корпусом (14). Камера захвата имеет входное отверстие, через которое захватывается объект (12), и выходное отверстие (15С) для прохода через него объекта (12) в камеру хранения (в частности, на борт КА). Для выталкивания объекта (12) через отверстие (15С) предусмотрен надувной толкатель (22). Для более надежной передачи объекта (12) в камеру хранения имеются надувные направляющие элементы (24). Устройство содержит также заградительные средства (18) входного отверстия (15А) для удержания объектов (12), находящихся в состоянии свободного полета, внутри камеры захвата (15). Технический результат изобретений направлен на упрощение конструкции устройства, повышение его надежности и снижение массы КА. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам стыковки космических объектов и их отделения друг от друга. Система отделения космического аппарата (КА), установленная между несущей конструкцией ракеты-носителя и КА, содержит корпус с замками, толкателем и узлами крепления крыла солнечной батареи. Каждый узел крепления крыла солнечной батареи установлен на корпусе системы отделения под крылом солнечной батареи и состоит из опорного кронштейна с закрепленными на нем регулируемыми в вертикальном направлении упорами в виде резьбовых стержней. Резьбовые стержни нижними концами закреплены на опорном кронштейне, а верхними концами через сферические наконечники соединены с прижимными планками. Между поверхностью прижимной планки каждого регулируемого упора и нижней торцевой поверхностью соответствующей панели крыла солнечной батареи установлена резиновая прокладка. Изобретение позволяет уменьшить ударные и виброударные нагрузки на КА. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх