Способ безопасного старта ракеты с многодвигательной первой ступенью



Способ безопасного старта ракеты с многодвигательной первой ступенью
Способ безопасного старта ракеты с многодвигательной первой ступенью
Способ безопасного старта ракеты с многодвигательной первой ступенью
Способ безопасного старта ракеты с многодвигательной первой ступенью
Способ безопасного старта ракеты с многодвигательной первой ступенью
Способ безопасного старта ракеты с многодвигательной первой ступенью
Способ безопасного старта ракеты с многодвигательной первой ступенью
Способ безопасного старта ракеты с многодвигательной первой ступенью
Способ безопасного старта ракеты с многодвигательной первой ступенью
Способ безопасного старта ракеты с многодвигательной первой ступенью
Способ безопасного старта ракеты с многодвигательной первой ступенью

 


Владельцы патента RU 2481251:

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) с многодвигательной первой ступенью. При невзрывном отказе одного из двигателей выполняют маневр увода аварийной ракеты за счет разворота ракеты в сторону от сооружений стартового комплекса (СК) по заранее введенным в систему управления аварийной программе углов тангажа и рыскания и набору аварийных программ по этим углам по числу двигателей и двум полям падения в зоне космодрома. В полете с помощью системы управления вычисляют координаты мгновенной точки падения ракеты на земную поверхность, определяют отказ двигателя, не вышедшего на полную тягу, по интегральному критерию и по характерным параметрам движения ракеты независимо от показаний датчиков бортовой диагностики двигателей. При наличии отказа выбирают поле падения в зависимости от времени определения отказа и соответствующую аварийную программу углов тангажа и рыскания и осуществляют маневр увода ракеты от сооружений СК, затем выключают отказавший двигатель и работающие двигатели при условии принадлежности координат мгновенной точки падения выбранному полю с падением ракеты в это поле. При отсутствии отказа двигателя осуществляют полет по штатной программе углов тангажа и рыскания. Изобретение позволяет упростить конструкции сооружений СК и отводимых элементов, повысить безопасность эксплуатации и ресурс основных сооружений СК, обеспечить сохранность ракеты при неподтверждении отказа двигателя независимой идентификацией отказа по характерным параметрам движения. 11 ил.

 

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

В ракетной технике известны способы старта ракеты с многодвигательной первой ступенью, исключающей соударение ракеты с элементами стартовых сооружений.

Известен способ старта ракеты «Энергия-Буран» с многодвигательной установкой, обеспечивающей старт и полет на участке совместной работы двигателей I и II ступеней, с отводом площадки подпитки ракеты жидким водородом в момент старта ракеты [1] (стр.123-129) для обеспечения безударности. Недостаток способа - сложная конструкция отвода и необходимость обеспечения ее высокой надежности.

Известен способ старта ракеты «Восток», заключающийся в запуске двигателей многодвигательной установки I ступени, подъеме ракеты с исключением соударения с элементами стартового комплекса (СК) вблизи ракеты, а именно включающей отвод стартовых опор и кабель-заправочных мачт на безопасный угол от ракеты при ее подъеме [1] (стр.123-129). Недостаток способа - конструктивная сложность механизмов увода элементов СК и большая стоимость.

Известен способ старта ракеты «Ares I-X» [3] (стр.29-32) с одним маршевым двигателем, заключающийся в выполнении штатного маневра ухода от стартовых сооружений для обеспечения безударности ракеты с наиболее близко расположенными элементами СК за счет программного управления ракетой в канале тангажа. Недостаток способа - маневр уклонения не согласован с требованием минимизации газодинамических (силовых и тепловых) нагрузок струи двигателя ракеты на сооружения СК (основание башни обслуживания). Решение этой задачи невозможно при управлении ракетой только в одном канале.

С другой стороны, известны способы уменьшения газодинамического воздействия [4, 5] на сооружения СК за счет штатного управляемого маневра увода струй двигателей в заданном секторе на плоскости основных сооружений. Недостаток указанных способов в том, что маневр увода струй двигателей не согласован с требованием обеспечения безударности ракеты с элементами СК, особенно - в аварийном случае при отказе двигателя в многодвигательной ракете на участке старта.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому способу является выбранный в качестве прототипа способ безопасного старта ракеты с многодвигательной первой ступенью [2], заключающийся в выполнении маневра увода аварийной ракеты, при невзрывном отказе одного из двигателей, за счет разворота ракеты в сторону от сооружений стартового комплекса по заранее введенной в систему управления аварийной программе угла тангажа.

Недостатками этого способа являются:

- Неполное использование маневренных возможностей ракеты, а именно - только в каналах крена и/или тангажа. Это не позволяет реализовать расширенный класс траекторий увода, в котором может находиться направление минимального ущерба сооружениям стартового комплекса (СК) при падении аварийной ракеты. Разворот аварийной ракеты по крену до 90 град позволяет уводить ее в предельном случае только параллельно плоскости основных конструкций кабель-заправочной башни (КЗБ) (или кабель-мачты (КМ)), что может быть не выгодно с точки зрения минимизации ущерба сооружениям СК. Разворот же аварийной ракеты в канале крена до 180 град позволяет расширить класс траекторий увода, но требует увеличения времени на разворот, что может вступить в противоречие с безударностью движения ракеты с элементами СК и, как следствие, к необходимости расположения этих конструкции на большом удалении от ракеты, что приведет к увеличению веса конструкций и их стоимости.

- Отсутствие независимой проверки отказа двигателя по характерным параметрам движения ракеты помимо бортовой аппаратурной диагностики двигателей. Решение об аварийном выключении двигателей только по информации от аппаратуры диагностики двигателей может привести к потере ракеты из-за ложного срабатывания аппаратурных датчиков.

- Направление аварийного увода ракеты не согласовано с требованием минимизации газодинамического воздействия струй двигателей на наиболее нагруженные элементы СК - газохода, КЗБ (и/или КМ). Необходимость этого показана при первом полете первого «Ареса» ([3], стр.32), при пусках ракеты «Зенит-3 SL» с плавучей платформы [5] (стр.3-14), а также - в патенте [4].

Задачей предлагаемого изобретения является разработка безопасного способа старта многодвигательной ракеты при невзрывном отказе одного «i»-го двигателя (i=l, 2, …, n - число двигателей), не вышедшего на полную тягу на основе реализации системой управления комбинированного маневра увода аварийной ракеты в сторону от сооружений СК с использованием штатной программы управления углами тангажа и рыскания при отсутствии отказа двигателя и набора из «n» аварийных программ этих углов - при наличии отказа обеспечивающих требования безударности движения и уменьшение газодинамического воздействия струй двигателей на сооружения СК с падением аварийной ракеты в одно из двух полей падения в зоне космодрома в зависимости от момента времени независимого от датчиков диагностики двигателей определения отказа двигателя.

Техническими результатами предлагаемого изобретения являются:

- Упрощение конструкции сооружений СК и отводимых элементов с уменьшением их стоимости.

- Безопасность эксплуатации и повышение ресурса основных сооружений СК при штатном и аварийном старте ракеты.

- Сохранение ракеты, когда отказ двигателя по датчикам бортовой диагностики не подтверждается независимой идентификацией отказа по характерным параметрам движения.

Технический результат в способе безопасного старта ракеты с многодвигательной первой ступенью, заключающемся в выполнении маневра увода аварийной ракеты, при невзрывном отказе одного из двигателей, за счет разворота ракеты в сторону от сооружений стартового комплекса по заранее введенной в систему управления аварийной программе угла тангажа, в соответствии с изобретением достигается тем, что в систему управления вводят до полета штатную программу углов тангажа и рыскания и набор аварийных программ по этим углам по числу двигателей (i=l, 2, …, n) и двум полям падения в зоне космодрома, обеспечивающим требования безударности и уменьшение воздействия струй двигателей на стартовые сооружения, а в полете с помощью системы управления вычисляют координаты мгновенной точки падения ракеты на земную поверхность, затем - определяют отказ «i»-го двигателя, не вышедшего на полную тягу по интегральному критерию по характерным параметрам движения ракеты независимо от показаний датчиков бортовой диагностики двигателей, и при наличии отказа «i»-го двигателя выбирают первое или второе поле падения в зависимости от времени определения отказа и соответствующую аварийную программу углов тангажа и рыскания и осуществляют маневр увода ракеты от сооружений стартового комплекса по выбранной программе углов, затем - выключают отказавший двигатель при совпадении номера «i» по параметрам движения независимого интегрального критерия ракеты и показаниям датчика диагностики и выключают работающие двигатели при условии принадлежности координат мгновенной точки падения выбранному полю с падением ракеты в это поле, а при отсутствии отказа двигателя осуществляют полет по штатной программе углов тангажа и рыскания.

Положительный эффект предлагаемого изобретения достигается за счет:

- Управления ракетой в каналах тангажа и рыскания по набору соответствующих программ, вводимых в систему управления до полета, и позволяющих осуществить комбинированный маневр увода ракеты с обеспечением условий безударности с сооружениями СК как в аварийном (с отказом «i»-го двигателя) случае с приведением ракеты в одно из двух полей падения в зоне космодрома, так и при штатном старте без отказа двигателя. В последнем случае реализуется маневр увода струй в заданном секторе [4].

- Независимого определения системой управления отказа «i»-го двигателя по интегральному критерию по характерным параметрам движения ракеты. Это позволяет распознать ложный сигнал отказа двигателя по датчикам системы диагностики.

Новизна предлагаемого изобретения состоит в следующем:

1. Независимое от бортовой диагностики работоспособности двигателей определение отказа «i»-го двигателя, не вышедшего на полную тягу, осуществляется в системе управления (СУ) по интегральному критерию по характерным измеренным (вычисленным) в текущий момент времени t параметрам движения ракеты: a) nx(f) - продольной перегрузки; б) (Vxc(t), Vzc(t)) - проекциям земной скорости на оси OXC и OZC нормальной стартовой системы координат в горизонтальной плоскости (фиг.1).

С помощью системы управления анализируют:

- выход nx(t) за нижнее n-x(t) значение для установления факта отказа двигателя;

- отклонение текущих значений (Vxc(t), Vzc(t)) от допустимых (сверху, снизу) значений (Vxc(t), Vzc(t)) для установления отказа двигателя в боковых блоках (ББ);

- принадлежность текущих значений (Vxc(t), Vzc(t)) допустимым значениям (Vxc(t), Vzc(t)) для установления отказа двигателя в центральном блоке (ЦБ);

- знаки текущих значений Vxc, Vzc после выхода их за допустимые значения (Vxc(t), Vzc(t)) для установления номера отказавшего двигателя в боковом блоке (ББ).

Зависимости n(t), (Vxc(t), Vzc(t)) вводятся в СУ перед полетом.

2. Комбинированный маневр увода ракеты осуществляется СУ по набору программ управления углами тангажа (ϑ) и рыскания (Ψ) для штатного и аварийного полета с отказом двигателя. Эти программы обеспечивают условия безударности движения ракеты с гарантированными зазорами безопасности между любой точкой ракеты и сооружениями СК и требование ослабления газодинамического воздействия струй двигателей на основные сооружения СК. Этот маневр включает в себя:

- маневр увода струй двигателей ракеты в заданном направлении по штатным программам углов (ϑпр(t), Ψпр(t)) по аналогии с [4];

- маневр аварийного увода ракеты с отказом «i»-го двигателя (после или в процессе выполнения в первой фазе маневра увода струй двигателей) по аварийной программе углов тангажа и рыскания (ϑKnp.ав.i(t), ΨKnp.ав.i(t)) для «i»-го двигателя с уводом ее в направлении минимального ущерба сооружениям СК в первое поле падения (К=1) при ранней по времени идентификации отказа двигателя, или в плоскости полета во второе поле падения (К=2) - при поздней идентификации отказа; оба поля падения находятся в зоне космодрома.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1-11 представлены результаты математического моделирования движения гипотетической РКН с пятью двигателями в составе первой ступени на стартовом участке. Ракета как объект управления рассматривается как замкнутая динамическая система «модель движения РКН+алгоритмы управления». Для расчетов использованы модельные алгоритмы навигации, наведения и угловой стабилизации.

На фиг.1 показано положение гипотетической РКН с пятью двигателями (по одному двигателю в каждом блоке) в составе первой ступени при виде сверху на пусковое устройство. Показана плоскость полета по оси ОХС начальной стартовой системы координат (НССК), направление увода струй двигателей в штатном и аварийном полете, а также - направления безопасного увода (на «север») и в плоскости полета, в котором расположены первое и второе поле падения в зоне космодрома.

На фиг.2 представлено:

- изменение по времени полета продольной перегрузки nx(t) на нескольких траекториях в штатном и аварийном полете с отказом одного двигателя в блоках ББ и ЦБ;

- диапазон допустимых зависимостей для штатного полета, определяемый действием расчетных возмущающих факторов;

- момент контакта подъема «КП», начиная с которого БАСУ формирует команды управления на исполнительные органы отклоняемых двигателей для создания управляющих сил и моментов;

- момент идентификации раннего отказа на t=2.23 секунды одного из двигателей для пяти траекторий (с отказом двигателя в любом из пяти блоков) средствами системы диагностики работоспособности двигателей;

- момент t=2.75 секунды подтверждения отказа одного из двигателей в любом из пяти блоков по независимому интегральному критерию по характерным параметрам движения.

На фиг.3, 4 представлены результаты:

- статистического расчета аварийных траекторий в проекции на горизонтальную (XcOcZc) и вертикальную (YcOcZc) плоскости соответственно, на каждой из которых при учете полного состава возмущающих факторов моделировался случайный отказ одного из двигателей в четырех ББ или в ЦБ;

- стартовые сооружения - кабель-заправочная башня (КЗБ), дивертор и прожекторная мачта;

- точки падения аварийной ракеты при раннем отказе с независимым подтверждением отказа по интегральному критерию СУ по характерным параметрам движения с реализацией увода ракеты в первое поле падения (К=1) в зоне космодрома после выключения работающих двигателей в момент попадания прогнозируемой мгновенной точки падения в это поле. Видно, что выбранные для управления в момент подтверждения отказа t=2.75 секунды аварийные зависимости углов тангажа и рыскания (ϑпр.ав.i, Ψпр.ав.i) обеспечивают безударное движение ракеты в горизонтальной и вертикальной плоскостях с элементами СК с обеспечением гарантированных зазоров безопасности с этими сооружениями. Для этой цели просматривались все крайние точки ракеты.

На фиг.5, 6 представлены аналогичные траектории в проекции на горизонтальную и вертикальную плоскости соответственно для случая позднего отказа в момент 15 секунды полета с падением аварийной ракеты во второе поле (К=2) в плоскости полета.

На фиг.7, 8 по результатам статистического (с выборкой 200 траекторий) моделирования представлены зависимости по времени (Vxc, Vzc) проекций вектора земной скорости на оси OXc и OZc в горизонтальной плоскости начальной стартовой системы координат (НССК) (фиг.1), а именно:

- (Vxc, Vzc) допустимые сверху и снизу зависимости для штатного полета без отказа двигателя,

- трубки траекторий при отказе одного двигателя в блоках ББ-1, -2, -3, 4.

На фиг.9, 10 представлены аналогичные зависимости с моделированием пяти траекторий с отказом одного двигателя в блоках ББ-1, -2, -3, -4 и ЦБ. Видно, что в момент t=2.75 секунды на любой из траекторий с отказом одного двигателя в ББ наблюдается устойчивый выход параметров (Vxc, Vzc) за допустимые значения (Vxc, Vzc), что однозначно определяет факт отказа. Так как отказ двигателя в ЦБ не создает поперечных уводящих сил и моментов, то он идентифицируется по факту невыхода на некотором интервале времени параметров (Vxc, Vzc) из штатной трубки траекторий (Vxc, Vzc) Номер отказавшего двигателя в любом ББ устанавливается на основе анализа знаков параметров (Vxc, Vzc). К примеру, если происходит отказ двигателя в ББ-1, то уводящий поперечный момент от ББ-3 дает отрицательное значение (Vxc) и отрицательное значение (Vzc). Если происходит отказ двигателя в ББ-4, то уводящий поперечный момент от ББ-2 дает положительное значение (Vxc) и отрицательное значение (Vzc).

На фиг.11 представлены соответствующие этим аварийным ситуациям программные зависимости углов рыскания (Ψпр.ав.i). В канале тангажа эти зависимости аналогичны. Для штатного случая ((Ψпр) без отказа двигателя эти зависимости совпадают с ЦБ на фиг.11.

Благодаря предлагаемому изобретению в способе безопасного старта ракеты с многодвигательной первой ступенью обеспечивается:

- Упрощение конструкции сооружений СК и отводимых элементов с уменьшение их стоимости, а также - безопасность эксплуатации СК при аварийном старте ракеты с отказом одного двигателя не вышедшего на полную тягу.

- Повышение ресурса основных сооружений СК до капитального ремонта.

- Повышение надежности выключения СУ отказавшего двигателя при старте ракеты за счет независимой от датчиков бортовой диагностики идентификации отказа двигателя на основе характерных интегральных параметров движения ракеты.

- Сохранение ракеты, если отказ двигателя по датчикам бортовой диагностики является ложным и не подтверждается независимой идентификацией отказа по характерным параметрам движения.

Источники информации

1. С.Уманский. Ракеты-носители. Космодромы. М.: Издательство «Рестар+». 2001 г. Стартовые комплексы конструкторского бюро общего машиностроения.

2. Дермичев Г.Д., Перепелицкий Г.Н. Способ старта ракеты. Патент РФ №2170194, кл. B64G 1/00, -1/24, -1/52 от 10.07.2001 г.

3. Новости космонавтики. Журнал. №12, 2009 г.

4. Володин В.Д., Соломаха С.Г. и др. Способ защиты стартовых сооружений от газодинамического воздействия струй двигателей ракеты. Патент РФ №240780 от 2010 г., заявка 2009125704 от 08.07.2009 г.

5. В.П.Легостаев «Старт с поверхности океана». Журнал «Полет», №2, 1999 г. (стр.3-14).

Способ безопасного старта ракеты с многодвигательной первой ступенью, заключающийся в выполнении маневра увода аварийной ракеты, при невзрывном отказе одного из двигателей, за счет разворота ракеты в сторону от сооружений стартового комплекса по заранее введенной в систему управления аварийной программе угла тангажа, отличающийся тем, что в систему управления вводят до полета штатную программу углов тангажа и рыскания и набор аварийных программ по этим углам по числу двигателей (i=1, 2, …, n) и двум полям падения в зоне космодрома, обеспечивающим требования безударности и уменьшение воздействия струй двигателей на стартовые сооружения, а в полете с помощью системы управления вычисляют координаты мгновенной точки падения ракеты на земную поверхность, затем определяют отказ «i»-го двигателя, не вышедшего на полную тягу, по интегральному критерию по характерным параметрам движения ракеты независимо от показаний датчиков бортовой диагностики двигателей, и при наличии отказа «i»-го двигателя выбирают первое или второе поле падения в зависимости от времени определения отказа и соответствующую аварийную программу углов тангажа и рыскания и осуществляют маневр увода ракеты от сооружений стартового комплекса по выбранной программе углов, затем выключают отказавший двигатель при совпадении номера «i» по параметрам движения независимого интегрального критерия ракеты и показаниям датчика диагностики и выключают работающие двигатели при условии принадлежности координат мгновенной точки падения выбранному полю с падением ракеты в это поле, а при отсутствии отказа двигателя осуществляют полет по штатной программе углов тангажа и рыскания.



 

Похожие патенты:

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 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 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.

Изобретение относится к управлению космическим аппаратом (КА) на внеатмосферном участке его схода с орбиты искусственного спутника Земли (ИСЗ). Способ заключается в двукратном включении реактивной двигательной установки КА: на орбите ИСЗ и при входе КА в атмосферу Земли. При первом включении вектор тяги направлен против вектора орбитальной скорости, обеспечивая траекторию входа КА в атмосферу с заданной величиной скорости. Второе включение обеспечивает требуемый угол входа КА в атмосферу при соответствующей ориентации (от Земли или к Земле) вектора тяги. Техническим результатом изобретения являются уменьшение энергозатрат для перевода КА на траекторию спуска в атмосфере Земли и повышение точности входа в атмосферу и посадки КА на заданный полигон. 2 ил.
Наверх