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

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

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетах космического назначения пакетной схемы

Наверх