Способ увода разгонного ракетного блока с траектории полета космического аппарата



Способ увода разгонного ракетного блока с траектории полета космического аппарата

 


Владельцы патента RU 2478064:

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

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. Способ увода разгонного ракетного блока с траектории полета космического аппарата включает подачу команды на выключение двигательной установки разгонного ракетного блока и с временной задержкой Δt1 подачу команды на разделение разгонного ракетного блока и космического аппарата с сообщением им относительной скорости. Осуществляют подачу команды на включение системы увода разгонного ракетного блока от отделившегося космического аппарата с временной задержкой Δt2. До подачи команды на выключение двигательной установки разгонного ракетного блока при достижении заданных параметров полета космического аппарата последний совместно с разгонным ракетным блоком ориентируют относительно заданной поперечной оси в положение разделения и стабилизируют их в этом положении. Увод разгонного ракетного блока совмещают с одновременной стабилизирующей закруткой его относительно продольной оси. Достигается уменьшение массы средств отделения космического аппарата и разгонного блока. 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается разгонного ракетного блока (РРБ) и элементов его конструкции, предназначенных для его стабилизации и увода (сообщения дополнительной относительной скорости) от отделившегося космического аппарата (КА).

К системе отделения РРБ, 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 РРБ 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 его 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 после подачи команды на выключение ДУ РРБ с временной задержкой Δt1 от нее подают команду на разделение РРБ и КА и сообщение им относительной скорости, а затем с временной задержкой Δt2 от последней команды подают команду на включение системы увода РРБ от отделившегося КА, при этом предварительно при достижении заданных параметров полета КА совместно с РББ ориентируют относительно заданной поперечной оси в положение разделения и стабилизируют их в этом положении, а увод РРБ совмещают с одновременной стабилизирующей закруткой его относительно продольной оси, при этом величину временного интервала Δt2 выбирают из условия где mРРБ - масса РРБ, Vотн - расчетная относительная скорость РРБ и КА после срабатывания средств отделения, Rпосл.1 - статистическая величина тяги последействия ДУ РРБ после реализации временной задержки Δt1, обеспечивая на временном интервале Δt2 максимальное расхождение разделившихся объектов и сохраняя при этом положительное значение скорости их относительного движения, а энергетические характеристики средств увода выбираются таким образом, чтобы на всем участке относительного движения выполнялись условия РСУ>Rпосл, IСУ>Iпосл, где РСУ, IСУ - тяга и импульс средств увода, а Rпосл, Iпосл - тяга и импульс тяги последействия ДУ РРБ.

На фиг.1 изображена последовательность указанных выше команд.

Следует отметить, что с точки зрения безударности относительного движения КА и РРБ временной интервал Δt1 следует принимать как можно большим (~300÷500 с) с тем, чтобы в течение него Rпосл упала бы практически до нуля. Однако, принимая во внимание требования по ориентации КА после разделения и учитывая тот факт, что КА совместно с РРБ после выключения ДУ последнего не имеют средств для их стабилизации, временной интервал Δt1 следует делать как можно меньшим и на практике он не превышает 3÷5 сек. Уменьшение этого интервала приводит к заметному росту энергетических характеристик средств отделения и, следовательно, к увеличению их массы.

Обеспечение максимального расхождения разделившихся объектов на участке Δt2 диктуется необходимостью уменьшения или полного исключения воздействия работающих средств увода РРБ, например струй газовых сопел на элементы конструкции КА.

Разработана техническая документация РРБ, реализующая предложенный авторами способ увода его с траектории полета КА. Предварительная ориентация КА совместно с РРБ в положение разделения и сообщение последнему дополнительной относительной скорости на увод от КА с одновременной его стабилизирующей закруткой относительно продольной оси позволит исключить их соударение при дальнейшем относительном движении, а также обеспечить устойчивость всех видов связи КА с Землей, которая может нарушаться при попадании в пространство между ними отделившегося РРБ при его орбитальном движении относительно КА. Кроме того, сообщение дополнительной относительной скорости РРБ за счет собственных средств увода приведет к уменьшению массы средств отделения и, как следствие, к возможному увеличению массы КА на ~14 кг. Обеспечение максимального расхождения разделившихся объектов диктуется необходимостью уменьшения или полного исключения воздействия работающих средств увода РРБ, например струи газовых сопел на элементы конструкции КА.

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 подачу команды на выключение двигательной установки разгонного ракетного блока и с временной задержкой Δt1 подачу команды на разделение разгонного ракетного блока и космического аппарата с сообщением им относительной скорости, после чего с временной задержкой Δt2 осуществляют подачу команды на включение системы увода разгонного ракетного блока от отделившегося космического аппарата, отличающийся тем, что до подачи команды на выключение двигательной установки разгонного ракетного блока при достижении заданных параметров полета космического аппарата последний совместно с разгонным ракетным блоком ориентируют относительно заданной поперечной оси в положение разделения, стабилизируют их в этом положении, а увод разгонного ракетного блока совмещают с одновременной стабилизирующей закруткой его относительно продольной оси, при этом величину временного интервала Δt2 выбирают из условия ,
где mРРБ - масса разгонного ракетного блока, Vотн - расчетная относительная скорость разгонного ракетного блока и космического аппарата после срабатывания средств отделения, Rпосл1 - статистическая величина тяги последействия двигательной установки разгонного ракетного блока после реализации временной задержки Δt1, обеспечивая на временном интервале Δt2 максимальное расхождение разделившихся объектов и сохраняя при этом положительное значение скорости их относительного движения, а энергетические характеристики средств увода выбирают таким образом, чтобы на всем участке их относительного движения выполнялись условия Рсу>Rпосл, I>Iпосл, где Р, Iсу - тяга и импульс средств увода, a Rпосл, Iпосл - тяга и импульс тяги последействия двигательной установки разгонного ракетного блока после включения системы увода.



 

Похожие патенты:

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 управлению движением изделий ракетно-космической техники. .

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 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.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА). Согласно предложенному способу определяют тяги двигателей коррекции (ДК)(управляющих ускорений) по суммарным изменениям периода обращения КА от коррекции к коррекции. Последние проводят одними и теми же ДК и судят об уровне тяги этих ДК. Для достоверного знания тяг пары взаимно противоположных ДК время от времени проводят последовательные контрольные включения этой пары равными импульсами. Невязку по суммарному импульсу тяги вносят поровну с противоположным знаком в реализованные импульсы. В результате получают достоверные уровни тяг работавших ДК. Техническим результатом изобретения является уменьшение затрат и повышение точности определения тяги ДК по данным траекторных измерений, а также повышение точности коррекций орбиты КА.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) с помощью реактивного двигателя коррекции (ДК). Способ включает приложение к КА тестового и корректирующего воздействий. При каждом из них определяют темпы нагрева стенки камеры сгорания ДК. По тестовым данным (тяге и темпу нагрева) находят коэффициент трансформации. Тягу ДК рассчитывают, умножая этот коэффициент на темп нагрева при корректирующем воздействии. По результатам отработки планов коррекций получают набор достоверных значений ускорений для дальнейшей работы с КА. Техническим результатом изобретения является повышение качества удержания (в т.ч. надежности и оперативности коррекции) КА в заданной области, в частности на геостационарной орбите.
Наверх