Способ управления движением ракеты-носителя на начальном участке полета
Владельцы патента RU 2495800:
Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" (RU)
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, а именно к способам управления движением ракет-носителей (РН) на начальном участке полета, обеспечивающим защиту сооружений стартового комплекса от газодинамического воздействия струй реактивных двигателей.
В ракетной технике известен выбранный в качестве аналога способ защиты стартовых сооружений от газодинамического воздействия струй двигателей ракеты [1], заключающийся в выполнении маневра углового разворота ракеты по заранее введенной в систему управления (СУ) программе, при этом за определенное время до старта ракеты измеряют скорость и направление горизонтального осредненного ветра в районе пускового устройства (ПУ), затем рассчитывают программные зависимости изменения углов тангажа и рыскания, обеспечивающие с учетом действия ветра желаемое положение следов струй ракетных двигателей на горизонтальной плоскости ПУ, после чего вводят рассчитанные программные зависимости в полетное задание.
Одним из недостатков этого способа является сложность его реализации, связанная с необходимостью измерения и введения в бортовую СУ информации о ветре.
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является выбранный в качестве прототипа способ управления движением ракеты-носителя на начальном участке полета [2], заключающийся 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.
Недостатком данного способа является его чувствительность к отклонениям от номинальных значений (разбросам) ряда характеристик ракеты-носителя, таких как тяга двигателя, масса ракеты и др., так как в способе-прототипе коэффициенты закона управления и программный угол отклонения качающейся части двигателя являются заранее рассчитанными функциями времени. Кроме того, общим недостатком аналога и прототипа является то, что они рассчитаны на защиту от воздействия газодинамических струй двигателей только определенных зон на горизонтальной плоскости ПУ (плоскости «нулевой отметки»), и не обеспечивают достаточную защиту элементов конструкции кабель-заправочной башни, располагающихся на различных высотах, таких как фермы удержания с блоками разъемных соединений (БРС), площадки обслуживания и др.
Задачей предложенного изобретения является разработка способа управления движением ракеты-носителя на начальном участке полета обеспечивающего защиту от воздействия струй элементов конструкции кабель-заправочной башни на заданной высоте и заданных зон на плоскости «нулевой отметки» ПУ в условиях действия ветровых возмущений и с учетом разбросов на характеристики ракеты-носителя.
Техническим результатом предлагаемого изобретения является увеличение ресурса конструкции пускового устройства и снижение расходов на его эксплуатацию.
Указанный технический результат достигается тем, что в способе управления движением ракеты-носителя на начальном участке полета, заключающемся 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, в одновременной стабилизации углового положения ракеты-носителя в плоскости, перпендикулярной заданной, в соответствии с изобретением 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.
Сущность предлагаемого изобретения иллюстрируется фиг.1-4.
Фиг.1 - Параметры движения РН на начальном участке.
Фиг.2 - Расположение РН на пусковом устройстве и направление увода.
Фиг.3 - Типичные зависимости от высоты программного отклонения и программной скорости отклонения характерной точки РН.
Фиг.4 - Типичные зависимости от высоты коэффициентов закона управления.
После отрыва РН от стартового стола РН начинает движение в заданной вертикальной плоскости увода. Плоскость увода выбирается заранее исходя из требования минимального воздействия струи двигателя на сооружения стартового комплекса. Направление увода РН выбирается в сторону от высотных конструкций стартового комплекса (кабель-мачты или кабель-заправочной башни). В качестве примера рассмотрим одну из РН легкого класса, разрабатываемых в ГКНПЦ им. М.В. Хруничева. Расположение РН на пусковом устройстве и типичное направление увода показаны на фиг.2. В плоскости увода след струи двигателя на горизонтальной плоскости пускового устройства характеризуется параметром s - удалением следа оси струи от вертикали, проходящей через центр ПУ, а положение «факела» - отклонением l центра качания двигателя от вертикали и углом отклонения качающейся части двигателя.
В процессе подъема РН характерная точка РН (в соответствии с изобретением - центр качания качающейся части маршевого двигателя) движется по программе, заданной в функции высоты подъема h. Высота подъема определяется на борту РН двойным интегрированием вертикального ускорения РН. Командный сигнал на отклонение качающейся части маршевого двигателя ракеты в заданной плоскости увода струи периодически вычисляется в виде
где Vl - горизонтальная скорость удаления в этой плоскости характерной точки ракеты-носителя; ϑ, ω - соответственно угол и угловая скорость отклонения ракеты-носителя от вертикали в указанной плоскости; δпр - программный угол отклонения качающейся части маршевого двигателя; Kl,
Типичные зависимости от высоты программного отклонения l пр(h) и программной скорости отклонения Vlпр(h) характерной точки РН от вертикали в заданной плоскости увода струи показаны на фиг.3. При выборе данных программных зависимостей учтено наличие на определенной высоте кабель-заправочной башни (КЗБ) ферм удержания с БРС.
Коэффициенты закона управления Кl и
Таким образом, благодаря реализации предложенного в изобретении технического решения решается задача обеспечения защиты от воздействия струй элементов конструкции кабель-заправочной башни на заданной высоте и заданных зон на плоскости «нулевой отметки» ПУ в условиях действия ветровых возмущений и с учетом разбросов на характеристики ракеты-носителя. Этим достигается технический результат предлагаемого изобретения - увеличение ресурса конструкции пускового устройства и снижение расходов на его эксплуатацию.
Источники информации:
1. Способ защиты стартовых сооружений от газодинамического воздействия струй двигателей ракеты. Патент на изобретение №2407680, заявка №2009125704.
2. А.Ш. Альтшулер, В.Д. Володин. Управление движением ракеты космического назначения на начальном участке полета с учетом требований по снижению газодинамического воздействия струй двигателей на сооружения стартового комплекса. Авиакосмическая техника и технология, 2007 г., №2.
Способ управления движением ракеты-носителя на начальном участке полета, заключающийся 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, в одновременной стабилизации углового положения ракеты-носителя в плоскости, перпендикулярной заданной, отличающийся тем, что 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.