Способ управления спуском космического аппарата в атмосфере планет



Способ управления спуском космического аппарата в атмосфере планет

 


Владельцы патента RU 2493059:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) (RU)

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при спуске космического аппарата (КА) в атмосфере планет. В процессе спуска КА измеряют температуру (Т), скорость (первая производная Т') и ускорение (вторая производная Т") изменения Т нагрева КА в критической области. Если Т'>0 и Т"<0, то увеличивают угол атаки до выполнения условия Т'=0 и затем устанавливают значения углов крена и атаки для обеспечения условия спуска КА по изотемпературному участку (Т'=Т'=0), затем при достижении Т<0 устанавливают нулевой угол атаки, а угол крена устанавливают для достижения максимального значения аэродинамического качества и завершения участка торможения КА. Изобретение позволяет снизить максимальную Т нагрева КА в критической области. 1 ил.

 

Изобретение относится к области автоматизированных систем управления подвижными объектами, преимущественно космическими аппаратами (КА), и может быть использовано в отраслях промышленности, связанных с проектированием, созданием и управлением полетов КА.

Космические аппараты, осуществляющие спуск в атмосферах планет, как правило, содержат несущий теплоизолированный корпус, донный экран, средства управления полетом на атмосферном участке, блок полезной нагрузки, комплекс средств обеспечения посадки. Способ управления спуском КА в атмосферах планет включает ориентацию и управление его аэродинамическим торможением, стабилизацию по углам тангажа, рыскания и крена, определение текущих координат и скоростей полета, ввод в действие средств обеспечения посадки КА.

Процесс входа и полета КА в атмосфере планет сопровождается аэродинамическим нагревом (а при нерациональном управлении может привести и к обгару) теплозащитного покрытия корпуса КА. При этом в зависимости от скорости и угла входа в атмосферу, степень воздействия на теплозащитное покрытие КА может колебаться в довольно широких пределах, вплоть до термохимического разрушения и уноса материала покрытия корпуса до 30% от его первоначальной массы КА (Мишин В.П., Осин М.И. Введение в машинное проектирование летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1978) - [1]. Еще более значительной может быть потеря массы теплозащитного покрытия КА при спуске в атмосферах больших планет, где начальная скорость составляет 30-60 км/с. Так, исследования на моделях процесса разрушения КА водородно-гелиевой смесью, характерной для атмосферы Юпитера, показывают, что суммарный унос массы спускаемого КА составляет величину, сравнимую с его первоначальной массой (Иванов Н.М., Мартынов А.И. Движение космических летательных аппаратов в атмосферах планет. М.: Наука, 1985, стр.39) - [2]. Таким образом, одной из основных проблем управления при спуске КА в атмосфере планеты является обеспечение «комфортных» температурных условий, при которых минимизируется унос масс, замедляется процесс сублимирующего обгара и изменения аэродинамических форм КА. При нерациональном управлении может возникнуть существенный перегрев корпуса КА с последующим его разрушением и срывом выполнения целевых задач.

Согласно материалам работ (Allen J.J., Eggers A.J. A study of the motion and aerodynamic heating of ballistic missiles entering the earth's atmosphere at high supersonic speeds. Rept. 1381, 1958. NACA. - [3]; Шкадов Л.М., Буханова P.C., Илларионов В.Ф., Плохих В.П. Механика оптимального пространственного движения летательных аппаратов в атмосфере. М.: Машиностроение, 1970. - [4]; Н.М. Иванов, Н.Л. Соколов, О.А. Осокина. Об эффективности использования двухпараметрического управления углами атаки и крена при спуске КА в атмосфере Земли. Журнал «Космические исследования», том 36, №5, сентябрь-октябрь 1998, стр.529) - [5], температура T в критической области корпуса КА может быть рассчитана по приближенной методике с использованием аналитических выражений:

T = q к о н в + q р а д σ ε ч 4 , г д е : ( 1 )

q к о н в = А к R к ( ρ ρ 0 ) n ( V V 1 ) m ; ( 2 )

q р а д = A p ρ 2 ρ 0 2 ( V 10 4 ) 14 R к ; ( 3 )

V - скорость движения КА;

ρ - плотность атмосферы;

qконв - конвективный тепловой поток;

qрад - радиационный тепловой поток;

εч - коэффициент черноты корпуса КА;

Rк - радиус кривизны поверхности КА, соответствующей критической области;

V1 - значение первой космической скорости на поверхности Земли;

Ак, Ар, n, m - некоторые постоянные, зависящие от типа течения в пограничном слое и от кинетических свойств газа. Согласно имеющимся материалам [4, 5] приближенно можно принять следующие значения постоянных: Ак=(38…45)×1010 Дж/м3/2 ч, Ар=7,5×1011 Вт/м2, n=½, m=3.

Входящие в формулы для расчета тепловых потоков значения Rк зависят от конфигурации, геометрических характеристик и углов атаки α. Так, при расчетах для всех форм КА, номинальные значения Rк на углах атаки α<30° принимались равными 4,3 м. В работе [5, стр.530] показано качественное совпадение получаемых результатов вычисления температуры по сравнению с использованием точных вычислительных процедур (разница составляет не более 2-3%). Следует отметить, что измеряемые температурными датчиками значения температуры в критической области корпуса КА при его спуске в атмосфере планеты практически могут быть использованы в качестве исходных данных для разработанных на основе аналитических выражений (1)-(3) специальных вычислительных процедур, с помощью которых вычисляются корректирующие поправки для увеличения углов атаки α, углов крена γ, отслеживается динамика изменения температур T в критической области корпуса КА в зависимости от плотности атмосферы ρ и скорости V спуска, и которые, в свою очередь, являются функциями от таких параметров, как угол крена и балансировочный угол атаки. То есть в итоге рассуждений вербально получена возможность анализа динамики изменения температуры в критической области корпуса спускаемого КА от угла крена γ и балансировочного угла атаки α с задействованием специальных вычислительных процедур.

Рассмотрим в качестве аналога способ баллистического спуска КА в атмосфере, который был реализован при спуске КА "Восток", "Восход", "Меркурий" («Космонавтика», энциклопедия, под ред. В.П. Глушко, издательство "Советская энциклопедия", Москва, 1985, стр.378) - [6]. Способ включает ориентацию и торможение аппаратов в процессе движения в атмосфере, ввод средств обеспечения посадки КА.

Основным недостатком данного способа является отсутствие возможности снижения аэродинамического перегрева корпуса КА за счет управления спуском в атмосфере.

В качестве дополнительных аналогов выбраны способы спуска в атмосфере КА "самолетного" класса M2-FI, HL-10, Х-24А (Обзор "Пилотируемые ЛА с несущим корпусом и их системы управления", "Вопросы ракетной техники", №12, 1972 г., стр.19 - [7]; Патент США №3.276.722 от 4.10.1966 г.) - [8]. Аппараты данного класса содержат несущий корпус с размещенным в нем блоком полезной нагрузки, аэродинамические средства управления (крылья с элеронами, стабилизаторы, кили, щитки и др.). Эти способы спуска включают ориентацию и торможение КА в атмосфере, стабилизацию его по каналам тангажа, рыскания и крена.

При осуществлении таких способов спуска КА нагрев теплозащитного покрытия КА снижается по сравнению со способом [6] за счет движения аппарата с аэродинамическим коэффициентом подъемной силы, что приводит к уменьшению действующих на КА конвективных и радиационных тепловых потоков. При этом основным недостатком этих способов является то, что они не предусматривают изменение управляющих параметров при спуске в атмосфере и, следовательно, не используют в полной мере возможности эффективного аэродинамического торможения для снижения температуры нагрева Т.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому способу управления спуском космического аппарата в атмосферах планет является способ, описанный в патенте (Патент РФ №2083448 от 10.07.1997 г.) - [9]. Этот способ включает ориентацию и торможение аппарата перед входом в атмосферу, стабилизацию его по углам тангажа, рыскания и крена, установку в интервале от гиперзвуковых до сверхзвуковых скоростей полета программных углов в плоскостях крена и тангажа и одновременную стабилизацию КА на балансировочном угле атаки, определение текущих координат и скоростей аппарата и сравнение их с программными, и, в случае их расхождения - ввод корректирующих поправок на программные углы отклонения в плоскостях крена и тангажа, и последующий ввод в действие средств обеспечения посадки аппарата.

Одним из существенных недостатков способа прототипа является отсутствие рационального управления углами крена и атаки, обеспечивающих минимум максимальной температуры в критической области его поверхности. Вместе с тем, для аппаратов, обладающих аэродинамическим качеством, существуют большие резервы в управлении КА по снижению максимальной температуры. Кроме того, в прототипе отсутствует определение критерия и соответствующих процедур, позволяющих устанавливать моменты начала и окончания ввода корректирующих поправок и вычисление на их основе требуемых значений управляющих параметров - углов атаки и крена.

Следует уточнить, что под аэродинамическим качеством понимается отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению или отношение их коэффициентов при данном угле атаки:

К ( α ) = С у а С х а

Максимальное значение аэродинамического качества соответствует наивыгоднейшему углу атаки α для осуществления планирования.

На фигуре приведены графики зависимостей температуры T нагрева корпуса КА в критической области его внешней поверхности, скорости V полета КА, углов крена γ и атаки α от времени спуска аппарата в атмосфере.

Суть предлагаемого способа управления спуском космического аппарата в атмосферах планет заключается в следующем. Осуществляется вход КА в атмосферу с нулевым углом крена γ и углом атаки α, соответствующим максимальному аэродинамическому качеству. Такие условия обеспечивают наименее интенсивный рост температуры T нагрева корпуса КА в критической области его внешней поверхности на начальном участке полета. Производят непрерывные измерения температуры T и определение скорости и ускорения ее изменения, находя соответственно первую T' и вторую T″ производные по времени от измеренной температуры. В начале спуска КА в атмосфере будут выполняться условия T'>0, T″>0, а затем T′ остается положительной, а вторая производная T″ обращается в ноль, и переходит в область отрицательных значений (в некоторой точке A, см. фигуру, вторая производная T″ обращается в ноль, а первая T остается положительной). Данное обстоятельство является, по сути, критерием начала вычисления и ввода корректирующих поправок в значения углов атаки α.

Необходимость увеличения угла атаки α вызвана следующими факторами. Рост α приводит к увеличению аэродинамического коэффициента лобового сопротивления Сх, а, следовательно, к повышению интенсивности гашения скорости V и к замедлению роста температуры T, которая прямо пропорциональна скорости спуска V (математические выражения (1)-(3)). Причем увеличение α приводит не только к гашению скорости, но и к возрастанию интенсивности снижения высоты полета. При снижении высоты полета увеличивается плотность атмосферы ρ, что, в свою очередь, также приводит к росту температуры T.

Вместе с тем, как показали расчеты, практически для всех условий входа КА в атмосферу и его параметров, существует область изменения угла атаки α, при которой влияние уменьшения скорости V на снижение температуры T превалирует над влиянием увеличения плотности атмосферы ρ на рост T. Наиболее эффективное снижение интенсивности возрастания T обеспечивается при непрерывном увеличении α от α(Kmax) до α(Cxmax), достигаемого на пике максимума температуры Tmax, при T′=0 (см. фигура, точка Б).

После этого углы атаки α и крена γ рассчитываются из условия полета КА по изотемпературному участку. Необходимость такого управления вызвана следующим. Траектория движения в атмосфере КА с аэродинамическим качеством имеет рикошетирующий характер изменения высоты полета (а, следовательно, и плотности атмосферы ρ) от времени. В этом случае число пиковых значений температуры будет определяться числом рикошетов траектории полета. В ряде случаев абсолютный максимум T не будет соответствовать первому пику температуры, а достигается при втором, а иногда при третьем или последующих локальных максимумах T. Поэтому, введение изотемпературного режима не позволит возрастать температуре T более первого (уменьшенного введением управления КА углом атаки α) максимума.

При движении КА по изотермическому участку происходит интенсивное гашение скорости спуска, сопровождаемое некоторым уменьшением высоты полета. Начиная с определенного момента времени, обеспечивается уменьшение температуры Т при увеличении аэродинамического качества. Поэтому путем установления нулевого угла крена и угла атак и α, соответствующего Kmax, осуществляется сход КА с изотемпературного участка и этим обеспечивается снижение температуры КА. После этого вводятся в действие средства обеспечения посадки КА.

Таким образом, способ управления спуском космического аппарата в атмосфере планет заключается в его пространственной ориентации и управлении аэродинамическим торможением, стабилизации при входе в атмосферу по углам крена, рысканья и углу атаки, обеспечивающему максимальное аэродинамическое качество, определении текущих координат и скоростей полета космического аппарата, приведении в действие средств обеспечения посадки, непрерывном измерении в процессе спуска температуры T внешней поверхности космического аппарата в ее критической области, определении по каждому измеренному значению температуры T скорости и ускорения ее изменения путем вычисления во времени соответственно первой T′ и второй T″ производных; при достижении второй производной отрицательных значений T″<0 с сохранением первой производной положительных значений T′>0, увеличивают угол атаки и продолжают спуск до выполнения условия равенства нулю первой производной T′=0, после чего устанавливают значения углов крена и атаки, обеспечивающих выполнение условий равенства нулю первой и второй производных T=T″=0, при которых осуществляют спуск космического аппарата по изотемпературному участку; при достижении первой производной отрицательных значений T′<0, устанавливают нулевой угол крена и угол атаки, обеспечивающий максимальное значение аэродинамического качества, и завершают участок торможения космического аппарата.

Техническим результатом предлагаемого способа управления спуском КА в атмосферах планет является снижение максимальной температуры нагрева КА в критической области его внешней поверхности в процессе спуска в атмосфере за счет введения двухпараметрической структуры управления спуском.

Проведенные расчеты показали, что при управлении КА углами крена и атаки, согласно предлагаемому способу, максимальная температура в критической области внешней поверхности аппарата снижается на 50-100 K или на 5-6% по сравнению с Tmax при движении КА с постоянным аэродинамическим качеством.

Способ управления спуском космического аппарата в атмосфере планет, заключающийся в его пространственной ориентации и управлении аэродинамическим торможением, стабилизации при входе в атмосферу по углам крена, рысканья и углу атаки, обеспечивающему максимальное аэродинамическое качество, определении текущих координат и скоростей полета космического аппарата и приведении в действие средств обеспечения посадки, отличающийся тем, что в процессе спуска непрерывно измеряют температуру Т внешней поверхности космического аппарата в ее критической области, по каждому измеренному значению температуры Т вычисляют скорость и ускорение ее изменения путем вычисления во времени соответственно первой Т' и второй Т" производных; при достижении второй производной отрицательных значений Т"<0 с сохранением первой производной положительных значений Т'>0 увеличивают угол атаки и продолжают спуск до выполнения условия равенства нулю первой производной Т'=0, после чего устанавливают значения углов крена и атаки, обеспечивающих выполнение условий равенства нулю первой и второй производных T'=Т"=0, при которых осуществляют спуск космического аппарата по изотемпературному участку; при достижении первой производной отрицательных значений Т'<0, устанавливают нулевой угол крена и угол атаки, обеспечивающий максимальное значение аэродинамического качества, и завершают участок торможения космического аппарата.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике. .

Изобретение относится к средствам стыковки и разделения пневмогидравлических систем космических объектов (КО). .

Изобретение относится к операциям стыковки, в частности, пилотируемого космического корабля с международной космической станцией. .

Изобретение относится к операциям стыковки, в частности, пилотируемого космического корабля с международной космической станцией. .

Изобретение относится к средствам аэродинамического торможения спутника, используемым для снятия спутников с орбиты после окончания срока их службы. .

Изобретение относится к управлению атмосферным полетом космических исследовательских аппаратов. .

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА) и посадочным платформам, завершающим полет приземлением на поверхность планеты с использованием парашютов. .

Изобретение относится к аэрокосмической технике и может использоваться для доставки различных полезных нагрузок в отдаленные точки поверхности Земли с применением авиационно-ракетного старта.

Изобретение относится к теплозащите поверхности космического аппарата, производящего спуск в атмосфере планеты. .

Изобретение относится к космическому оборудованию и может быть использовано для спасения отработанных ступеней ракет-носителей при спуске в атмосферу. При отделении ракетного блока (РБ) на высоте более 70 км применяют воздушно-космическую парашютную систему из термостойких материалов и средства пассивной ориентации, стабилизации, торможения и тепловой защиты, на высоте ниже 10 км применяют парашютную систему и на высоте ниже 3 км применяют вертолетный подхват РБ. Изобретение позволяет снизить аэродинамическое и тепловое нагружения на РБ. 2 ил.

Изобретение относится к космической технике, преимущественно к космическим тросовым системам. Способ доставки с орбитальной станции на Землю спускаемого аппарата с использованием пассивного развертывания космической тросовой системы включает расстыковку двух соединенных тросом объектов, сообщение спускаемому аппарату начальной скорости расхождения, свободный выпуск троса при удалении спускаемого аппарата, фиксацию длины троса в конце реверсного участка, попутное маятниковое движение и отрезание троса в момент прохождения спускаемым аппаратом линии местной вертикали орбитальной станции. Отделение спускаемого аппарата производят против вектора орбитальной скорости без управления силой натяжения троса при удалении спускаемого аппарата. На реверсном участке траектории производят выборку свободного троса. Достигается упрощение практической реализации и повышение эффективности развертывания тросовой системы. 4 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к посадочным устройствам космического корабля (КК). Посадочное устройство КК содержит опорную тарель, откидную раму, два подкоса, кронштейн, датчик угла поворота рамы, цилиндрические шарниры с замковыми элементами, четыре посадочные опоры, центральную стойку с главным цилиндром, сотовым энергопоглотителем, телескопическим штоком (в виде неподвижных поршня и штока) с пневматическим механизмом выдвижения, узлом крепления к корпусу КК. Посадочные опоры (ПО) расположены в корпусе КК азимутально через 90˚. ПО содержит пневмопривод вращательного типа. Изобретение позволяет повысить надежность раскрытия ПО при штатной посадке КК. 8 ил.

Изобретение относится к конструкциям, предназначенным для снижения скорости спускаемых космических объектов в атмосфере. Развертываемое тормозное устройство состоит из жесткого лобового экрана, к которому крепится гибкая оболочка, покрытая с внешней стороны гибким теплозащитным чехлом. Внутри гибкой оболочки размещены герметичные эластичные торовые оболочки. На внутренней поверхности жесткого лобового экрана размещены газовые баллоны системы наддува торовых оболочек. Стенки герметичных торовых оболочек имеют внешний герметичный слой и внутренний эластичный слой, который после развертывания и наддува оболочек затвердевает под действием компонентов газовой смеси наддува. Изобретение направлено на повышение динамической устойчивости и надежности. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере планеты путем регулирования его аэродинамического качества (АК). Способ заключается в выборе условий переключения угла крена на нулевое значение, с обеспечением перевода КА с изотемпературного участка (ИТУ) спуска на рикошетирующую траекторию. При движении КА по ИТУ сначала увеличивают угол крена (γ), снижая АК и поддерживая постоянную температуру в критической области поверхности КА. Затем, по мере снижения скорости полета, угол γ уменьшают от его максимального значения. На ИТУ увеличение АК не приводит к последующему росту температуры сверх ее первого максимума. Поэтому выбором момента переключения на γ=0 можно достичь эффективного гашения скорости КА на последующем этапе полета. Наилучшим является сход КА с ИТУ в момент достижения углом γ максимального значения. В этот момент устанавливают угол атаки КА соответствующим максимальному АК. Этим увеличивают продолжительность заключительного участка полета и интенсивность торможения КА. Возрастание угла атаки после схода КА с ИТУ и завершения набора высоты полета приводит к увеличению коэффициента лобового сопротивления и, тем самым, к большему снижению скорости на момент ввода системы мягкой посадки КА. Техническим результатом изобретения является минимизация конечной скорости КА и максимальной температуры в критической области его поверхности, и снижение тем самым массы теплозащитного покрытия КА и потребных энергетических затрат. 2 ил.

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере планеты путем регулирования его аэродинамического качества (АК). На начальном участке полета скорость КА в атмосфере увеличивается (КА движется к условному перицентру орбиты). Плотность атмосферы еще мала и не вызывает значительного торможения КА. При достижении КА плотных слоев атмосферы его скорость начинает уменьшаться, и в момент достижения ею скорости входа в атмосферу переключают угол крена (γ) со значения γ=π на γ=0. Этим маневром обеспечивают перевод КА на траекторию движения с максимальным АК. В режиме полета с γ=0 реализуют продолжительную рикошетирующую траекторию, на которой скорость КА монотонно уменьшается. При достижении максимальной высоты рикошета происходит увеличение угла атаки КА и, следовательно, более интенсивное торможение КА. Техническим результатом изобретения является снижение конечной скорости КА при вводе системы мягкой посадки и сокращение тем самым расхода топлива на осуществление мягкой посадки КА. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в отделяемых ракетных двигателях (ОРД). Устройство торможения ОРД содержит парашют в контейнере в виде тонкостенной трубы с заглушкой, пирозамедлитель, пороховую навеску, канат для соединения ОРД и поршня со стропами парашюта, узел фиксации парашюта в виде срезного элемента, пенал. Изобретение позволяет снизить массу конструкции и повысить надежность устройства торможения ОРД. 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к авиакосмической технике и может быть использовано при мягкой посадке летательного аппарата (ЛА). Спускают и приземляют ЛА с помощью парашютно-реактивной системы, измеряют скорость и направление ветрового сноса ЛА, рассчитывают уровень тяги ракетного двигателя твердого топлива обнуления ветрового сноса (РДТТ ОВС), включают не менее одного многосоплового РДТТ ОВС с фиксированной массой, геометрией топливного заряда и осями сопел в плоскости поперечного сечения ЛА, разворачивают ЛА к моменту касания земли базовой плоскостью. Сопла РДТТ ОВС выполняют фиксированными или поворотными. Изобретение позволяет исключить кувыркание ЛА после посадки и отстрела куполов парашютов приземления. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в посадочных устройствах (ПУ) космических аппаратов (КА). ПУ КА содержит стойку, состоящую из стакана с внутренним амортизирующим элементом, соединенного с цилиндрическим шарниром и телескопически с подвижным штоком, сферический шарнир, опорную тарель, закрепленные без слабины два троса из сверхвысокомодульного материала, ограничивающие угловое перемещение опоры и взведение ее в исходное положение, механизм, допускающий односторонний поворот опоры. Угол между продольной осью стойки в исходном рабочем положении опоры и прямой, проходящей через центр сферического шарнира тарели параллельно продольной оси КА, зависит от угла трения и угла подхода КА к посадочной поверхности. Изобретение позволяет уменьшить ударные нагрузки элементов КА. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при спуске в атмосфере космического аппарата (КА). Осуществляют вход КА в атмосферу с максимальным значением эффективного аэродинамического качества, измеряют текущие значения параметров движения КА в процессе его спуска в атмосфере, уменьшают текущую скорость движения КА до значения скорости входа КА в атмосферу, устанавливают текущие значения балансировочного аэродинамического качества КА в зависимости от параметров движения КА в процессе его спуска в атмосфере, управляют в зависимости от параметров движения КА на изовысотном участке балансировочным аэродинамическим качеством и углом крена, осуществляют сход КА с изовысотного участка и дальнейший его полет в атмосфере с максимальным значением аэродинамического качества и нулевым углом крена. Изобретение позволяет уменьшить максимальную полную перегрузку на конструкцию КА. 2 ил.
Наверх