Способ выведения на орбиту ракеты космического назначения пакетной схемы на участке полета до отделения боковых блоков



Способ выведения на орбиту ракеты космического назначения пакетной схемы на участке полета до отделения боковых блоков
Способ выведения на орбиту ракеты космического назначения пакетной схемы на участке полета до отделения боковых блоков
Способ выведения на орбиту ракеты космического назначения пакетной схемы на участке полета до отделения боковых блоков
Способ выведения на орбиту ракеты космического назначения пакетной схемы на участке полета до отделения боковых блоков

 


Владельцы патента RU 2481247:

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

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетах космического назначения (РКН) пакетной схемы. На участке полета до отделения боковых блоков выполняют программный разворот по крену на соответствующий азимуту прицеливания начальный угол для совмещения соответствующих плоскостей с заданным азимутом прицеливания, изменяют угол тангажа по заданной программе, отделяют отработавшие боковые блоки. В случае выведения ракеты, у которой соответствующие плоскости образуют углы по 45° с плоскостями симметрии, программный разворот ракеты по крену выполняют в 2 этапа, а именно через 5-10 с после старта выполняют разворот ракеты по крену на угол 45°, а при достижении углом тангажа предельно допустимого значения с учетом ограничений, накладываемых кинематикой гиростабилизированной платформы, выполняют разворот ракеты по крену на угол 45° до совмещения соответствующей плоскости с заданным азимутом прицеливания. Изобретение позволяет унифицировать аппаратуру системы управления и ее размещение на РКН. 4 ил.

 

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

В ракетной технике известен выбранный в качестве прототипа способ выведения на орбиту ракеты космического назначения пакетной схемы на участке полета до отделения боковых блоков, заключающийся в старте ракеты, в выполнении программного разворота по крену на соответствующий азимуту прицеливания начальный угол γ0 для совмещения плоскости I-III с заданным азимутом прицеливания, в изменении угла тангажа по заданной программе и в отделении отработавших боковых блоков ([1], стр.59, 61, 62).

Недостатком известного способа является трудность в его реализации в случае когда плоскость I-III РКН не является ее плоскостью симметрии на участке полета до отделения боковых блоков (ББ). Такая ситуация имеет место для ракет типа РКН среднего класса «Ангара-3A» с двумя ББ, входящей в состав семейства РКН «Ангара» ([2], стр.91). Эта РКН получается из РКН тяжелого класса «Ангара-5А» с четырьмя ББ путем удаления двух ББ, расположенных по диагонали (см. фиг.1, 2). У РКН «Ангара-3А» плоскость I-III составляет углы, равные 45°, с обеими плоскостями симметрии. Применение известного способа выведения к такой РКН приведет к существенной взаимосвязи каналов тангажа и рыскания системы управления (СУ), что крайне нежелательно на атмосферном участке полета, так как потребует большого объема расчетных и экспериментальных работ по определению аэродинамических характеристик РКН, разработки принципиально новой динамической схемы пространственного движения РКН, создания алгоритмов управления взаимосвязанным движением РКН по тангажу и рысканию с одновременным ограничением аэродинамических нагрузок и др.

Задачей предложенного изобретения является разработка способа выведения на орбиту, обеспечивающего с учетом ограничений, накладываемых кинематикой трехстепенной гиростабилизированной платформы (ГСП), полет в плотных слоях атмосферы с отработкой программы тангажа в плоскости симметрии РКН, что позволяет сделать независимыми каналы тангажа и рыскания СУ.

Техническими результатами предлагаемого изобретения является минимизация затрат на разработку алгоритмов управления СУ для семейства РКН с несколькими боковыми блоками, а также унификация аппаратуры СУ и ее размещения на РКН для всех ракет семейства.

Указанные технические результаты достигаются тем, что в способе выведения на орбиту ракеты космического назначения пакетной схемы на участке полета до отделения боковых блоков, заключающемся в старте ракеты, в выполнении программного разворота по крену на соответствующий азимуту прицеливания начальный угол γ0 для совмещения плоскости I-III с заданным азимутом прицеливания, в изменении угла тангажа по заданной программе и в отделении отработавших боковых блоков, в соответствии с изобретением, в случае выведения ракеты, у которой плоскость I-III образует углы по 45° с плоскостями симметрии, программный разворот ракеты по крену выполняют в 2 этапа, а именно через 5-10 с после старта выполняют разворот ракеты по крену на угол γ0 - 45°, а при достижении углом тангажа значения, являющегося предельно допустимым с учетом ограничений, накладываемых кинематикой ГСП, выполняют разворот ракеты по крену на угол 45° до совмещения плоскости I-III с заданным азимутом прицеливания.

Сущность предлагаемого изобретения иллюстрируется фиг.1-4, где на фиг.1 показана РКН с четырьмя ББ на старте (вид сверху); на фиг.2 - РКН с двумя ББ на старте (вид сверху); на фиг.3 - схема расположения рамок ГСП; на фиг.4 - угловое положение РКН на участке полета в плотных слоях атмосферы: а) в плоскости тангажа (вид сбоку), б) в плоскости рыскания (вид сверху)в) в плоскости крена (вид сзади).

Известный способ выведения на орбиту применяется для РКН, у которых плоскость I-III является ее плоскостью симметрии (например, как на фиг.1.). После старта такая РКН совершает программный разворот по крену для совмещения плоскости I-III с вертикальной плоскостью выведения, составляющей с меридианом угол, равный азимуту прицеливания. В дальнейшем движении до отделения ББ система управления РКН в соответствии с известным способом выведения отрабатывает программу изменения угла тангажа в плоскости выведения.

Для более подробного описания известного способа выведения введем в рассмотрение две системы координат: начальную стартовую (НССК) и связанную (ССК). Начало НССК O0 находится в центре Земли, ось O0Y0 параллельна линии отвеса, проходящей через центр масс установленной на старте РКН, и направлена в сторону носа РКН, ось О0Х0 перпендикулярна оси O0Y0, лежит в плоскости выведения и направлена в сторону пуска (т.е. образует с направлением на Север угол, равный азимуту прицеливания), ось O0Z0 дополняет НССК до правой прямоугольной. Направление осей НССК фиксируется в момент старта РКН и в дальнейшем остается неизменным в инерциальном пространстве.

Начало ССК O находится в центре масс РКН, ось OX параллельна продольной оси РКН, ось OY параллельна плоскости I-III и направлена в сторону III полуплоскости, ось OZ дополняет СК до правой прямоугольной.

Угловое движение РКН характеризуется положением ССК относительно НССК и описывается тремя углами: тангажа ϑ, рыскания Ψ и крена γ (переход от НССК к ССК осуществляется путем последовательных поворотов на эти углы в указанном порядке). На борту РКН используемая в отечественной практике трехстепенная ГСП измеряет углы поворота рамок γГСП, ψГСП, ϑГСП (см. Фиг.3), связанные с углами ϑ, ψ, γ соотношениями:

ГСП реализует на борту РКН приборную систему координат OпрXпрYпрZпр оси которой в каждый момент времени параллельны осям НССК и одинаково направлены с ними. При этом ось внешней (тангажной) рамки ГСП всегда перпендикулярна плоскости I-III РКН.

Ось OY установленной на пусковом устройстве РКН образует с плоскостью выведения угол γ0, поэтому при использовании известного способа выведения через 5-10 с после старта осуществляется программный разворот РКН по крену на угол γ0. При этом плоскость OXY совмещается с плоскостью выведения O0X0Y0. В дальнейшем до отделения ББ СУ РКН отрабатывает заданную по времени программу изменения угла тангажа, обеспечивая выполнение условий:

ϑ=ϑпр(t); ψ≈0; γ≈0.

При этом каналы тангажа, рыскания и крена СУ являются независимыми, что является необходимым условием для разработчика СУ. Это связано с тем, что плоскость выведения является плоскостью геометрической (а следовательно, и аэродинамической) симметрии на участке полета в плотных слоях атмосферы. В частности, отклоняя камеры двигателей в плоскости I-III (по тангажу), можно управлять углом атаки без создания угла скольжения, а отклоняя камеры двигателей в плоскости II-IV (по рысканию) - управлять углом скольжения без создания угла атаки.

Конструкция используемой на российских ракетах ГСП допускает любые значения измеряемых ею углов γГСП и ϑГСП. Однако на угол отклонения промежуточной рамки ГСП ψГСП наложено ограничение: (обычно ), при нарушении которого рамки ГСП «складываются» и дальнейший управляемый полет становится невозможным. При использовании известного способа выведения из условий ψ≈0; γ≈0 следует ψГСП≈0.

В случае выведения РКН типа «Ангара-«3A», когда плоскость I-III образует углы по 45° с плоскостями симметрии, в соответствии с предлагаемым в изобретении способом выведения через 5…10 с после старта РКН осуществляется первый этап программного разворота по крену на угол γ0 - 45°. При этом одна из плоскостей симметрии РКН П1 совмещается с плоскостью выведения. Для описания движения РКН в этом случае целесообразно наряду со связанной СК ввести в рассмотрение связанную-1 систему координат (ССК-1) OXY1Z1, оси OY1 и OZ1 которой параллельны плоскостям симметрии П1 и П2 соответственно (см. фиг.2). Угловое положение ССК-1 относительно НССК и описывается тремя углами: тангажа ϑ, рыскания Ψ и крена-1 γ1=γ - 45°. При полете в плотных слоях атмосферы угол γ1 для ракеты типа «Ангара-3A» играет ту же роль, что и угол γ для РКН типа «Ангара-5А». После завершения первого этапа программного разворота по крену РКН типа «Ангара-3A» будет иметь угол γ1≈0. В дальнейшем СУ осуществляет отработку программы тангажа, обеспечивая выполнение условий ϑ=ϑпр(t); ψ≈0; γ1≈0 (γ≈45°). При этом каналы тангажа, рыскания и крена СУ остаются независимыми, так как плоскость выведения практически совпадает с плоскостью симметрии РКН. Угловое положение РКН типа «Ангара-3A» на участке полета в плотных слоях атмосферы показано на фиг.4.

В процессе дальнейшего полета с углом крена γ≈45°по мере уменьшения угла тангажа (увеличивается угол отклонения промежуточной рамки ГСП ψГСП. Это связано с тем, что в целях унификации конструкции ракет семейства «Ангара» ГСП устанавливается таким образом, что ось внешней (тангажной) рамки ГСП на всех РКН семейства устанавливается перпендикулярно плоскости I-III. Такая установка оси внешней рамки является также необходимым условием для нормального продолжения управляемого полета после отделения боковых блоков. В связи с необходимостью предотвратить «складывание» рамок ГСП при достижении углом ψГСП своего предельно-допустимого значения , в соответствии с изобретением осуществляется второй этап программного разворота по крену на угол 45°. Этот этап начинается, когда угол тангажа (достигнет своего предельно-допустимого значения ϑmin, величина которого рассчитывается из первого уравнения системы (1) при ψ=0; γ=45°: Положив (с запасом) получим ϑmin=45°. На типовой траектории выведения РКН «Ангара-3A» это значение угла тангажа соответствует ≈125 с полета от команды КП, когда скоростной напор составляет ≈400 кгс/м2 и в дальнейшем уменьшается до 0. Второй этап программного разворота на угол 45° целесообразно «растянуть» по времени, закончив его к моменту отделения ББ (≈207 с полета). При этом зависимость от времени программного угла крена, для которой угол отклонения промежуточной рамки ψГСП не превышает своего максимально допустимого значения имеет вид: .

К моменту отделения ББ РКН будет иметь угол крена γ=0, что необходимо для нормального продолжения полета.

Источники информации

1. Ю.Г.Сихарулидзе. Баллистика летательных аппаратов. М., «Наука», 1982 г.

2. С.П.Уманский. Ракеты-носители. Космодромы. М., «Рестарт+», 2001 г.

Способ выведения на орбиту ракеты космического назначения пакетной схемы на участке полета до отделения боковых блоков, заключающийся в старте ракеты, в выполнении программного разворота по крену на соответствующий азимуту прицеливания начальный угол γ0 для совмещения плоскости I-III с заданным азимутом прицеливания, в изменении угла тангажа по заданной программе и в отделении отработавших боковых блоков, отличающийся тем, что в случае выведения ракеты, у которой плоскость I-III образует углы по 45° с плоскостями симметрии, программный разворот ракеты по крену выполняют в 2 этапа, а именно через 5-10 с после старта выполняют разворот ракеты по крену на угол γ0 - 45°, а при достижении углом тангажа значения, являющегося предельно-допустимым с учетом ограничений, накладываемых кинематикой гиростабилизированной платформы, выполняют разворот ракеты по крену на угол 45° до совмещения плоскости I-III с заданным азимутом прицеливания.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и предназначено для различных типов космических аппаратов (КА) со стабилизацией вращением. .

Изобретение относится к ракетно-космической, авиационной и нефтяной технике и может быть использовано для дистанционного разделения элементов конструкций. .

Изобретение относится к способу тепловой защиты летательных аппаратов с использованием композиционных теплозащитных материалов. .

Изобретение относится к области создания и эксплуатации систем терморегулирования космических объектов и их элементов. .

Изобретение относится к двигательным системам космических аппаратов (КА) и касается маневрирования КА с солнечным парусом для управления его тягой. .

Изобретение относится к форменным стержневым трансформируемым конструкциям и может быть использовано в составе крупногабаритного (напр., параболического) рефлектора космической антенны.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при разработке космических аппаратов, предназначенных для проведения комплексных исследований грунта небесных тел, а также для доставки полезного груза в их массивы.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано для размещения космических аппаратов на геостационарной орбите в плоскости, параллельной экваториальной, но не совпадающей с ней.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано для обеспечения безопасности и надежности космических аппаратов при воздействии на них высокоскоростных микрочастиц естественного или искусственного происхождения.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в космических аппаратах (КА) для юстировки и калибровки комплексов наземного и космического базирования

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для удержания геостационарного космического аппарата (КА) в заданном диапазоне долгот и широт рабочей позиции на орбите

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в бортовых системах управления космическими аппаратами

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

Изобретение относится к системам энергоснабжения наземных потребителей из космоса

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР), преимущественно телекоммуникационных спутников

Изобретение относится к созданию и отработке систем терморегулирования космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников

Изобретение относится к созданию и эксплуатации систем терморегулирования космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников

Изобретение относится к защите космических аппаратов (КА) от внешних потоков высокоскоростных частиц
Наверх