Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления



Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления
Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления

Владельцы патента RU 2506206:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для спуска отделяющихся частей (ОЧ) ракет космического назначения (РКН) с орбит полезных нагрузок. ОЧ РКН содержит топливный отсек, силовой отсек с днищами. На верхнем днище установлены поворотные камеры газового ракетного двигателя, на нижнем - маршевая двигательная установка (МДУ) с удлиненным зарядом, соединенным электрической связью через коммутирующее устройство с источником питания. ОЧ РКН ориентируют и стабилизируют за счет энергетики газифицированных остатков компонентов жидкого топлива, прикладывают импульс скорости, зависящий от радиусов апогея и перигея орбиты спуска МДУ ОЧ. Изобретение позволяет уменьшить площадь района падения фрагментов ОЧ ступени РКН. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к способам спуска отделяющихся частей (04) ракет космического назначения (РКП) с орбит полезных нагрузок.

Известен «Способ спуска ускорителя ракеты космического назначения в посадочную зону и устройство для его осуществления» по патенту RU №2043954 МПК B64G 1/24, В64С 17/00. По данному способу осуществляется стабилизация, прицеливание и управляемый спуск 04 в ограниченный район с использованием аэродинамических сил.

Устройство спуска ускорителя РКН в посадочную зону содержит аэродинамические рули и электрогидромеханические приводы, связанные с радиолокатором, установленным на борту ускорителя первой ступени, с возможностью действия пропорционально величине рассогласования расчетной точки падения и положения радиомаяка.

Применение данного способа и устройства для его осуществления вызывает ряд проблем, в том числе:

- сложность установки аэродинамических рулей и их приводов;

- значительные время и средства, требующиеся для отработки такой системы.

Наиболее близким к предлагаемому способу и устройству для его осуществления является изобретение «Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления» по патенту RU №2414391 МПК B64G 1/24, В64С 17/00, по которому осуществляется стабилизация, ориентация и управляемое движение ОЧ за счет энергетики, заключенной в невыработанных остатках компонентов жидкого топлива на основе их газификации и подачи в газовую ракетную двигательную установку спуска (ГРД). Управление движением ОЧ осуществляют отклонениями поворотных камер ГРД с обеспечением минимального угла атаки при входе ОЧ ступени РКН в плотные слои атмосферы и закручивают ОЧ вокруг ее продольной оси.

ОЧ ступени РКН на жидких компонентах топлива, включающая в свой состав систему управления и навигации, систему газификации, двигательную установку спуска, на верхнем днище топливного отсека установлены четыре камеры, каждая из которых оснащена приводом. Система газификации имеет автономный газогенератор с мембранной системой подачи компонентов топлива. Возбудители акустических колебаний размещены на штуцерах ввода теплоносителя в топливные баки.

Указанный выше способ и устройство для его осуществления обладают следующими недостатками:

- при спуске орбитальных ОЧ с орбит выведения космических аппаратов (КА) происходит разрушение ОЧ;

- разброс несгоревших и долетевших до Земли фрагментов ОЧ достигает значительных площадей.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является минимизация площадей районов падения фрагментов ОЧ ступени РКН, повышение экологической безопасности ракетно-космической деятельности.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе спуска ОЧ ступени РКН, основанном на ориентации, стабилизации и управляемом движении ОЧ ступени РКН за счет энергетики, заключенной в невыработанных остатках компонентов жидкого топлива в баках ОЧ на основе их газификации и подачи в поворотные камеры ГРД, при этом управление движением центра масс и вокруг центра масс ОЧ осуществляют отклонениями поворотных камер ГРД с помощью приложения импульса скорости, согласно заявляемому изобретению осуществляют членение конструкции ОЧ по месту соединения маршевой двигательной установки (ДУ) с остальными отсеками ОЧ с помощью направленного взрыва. Импульс скорости, прикладываемый к центру масс ОЧ ступени РКН, рассчитывают из условия спуска маршевой ДУ в заданную точку прицеливания на поверхности Земли, по формуле:

, где

rπ - радиус перигея орбиты спуска маршевой двигательной установки ОЧ,

rα - радиус апогея орбиты спуска маршевой двигательной установки ОЧ,

µ - гравитационная постоянная Земли 3,986·105 км3/с2.

В части устройства указанный технический результат достигается тем, что ОЧ ступени РКН на жидких компонентах ракетного топлива, включающая в свой состав топливный отсек, силовой отсек, на верхнем днище которого установлены поворотные камеры ГРД, а на нижнем днище установлена маршевая ДУ, согласно заявляемому изобретению, по периметру стыка маршевой ДУ и остальными отсеками ОЧ ступени РКН размещен удлиненный кумулятивный заряд, соединенный электрической связью через коммутирующее устройство с источником питания.

Сущность заявляемого технического решения поясняется чертежами, где на фиг.1. схематично изображена ОЧ ступени РКН, на фиг.2. - траектория спуска ОЧ на поверхность Земли.

Устройство, для реализации предлагаемого способа, включает топливный отсек 1, силовой отсек 2, на верхнем днище 3 силового отсека 2 установлены поворотные камеры газового ракетного двигателя (ГРД) 4, а на нижнем днище 5 силового отсека 2 установлена маршевая ДУ 6. Дополнительно, по периметру стыка маршевой ДУ и остальными отсеками ОЧ ступени РКН размещен удлиненный кумулятивный заряд (УКЗ) 7, соединенный электрической связью через коммутирующее устройство с источником питания. УКЗ 7 предназначен для осуществления механического разрыва всех связей между маршевой ДУ 6 и остальными отсеками ОЧ ступени РКН (Удлиненный заряд. Советская военная энциклопедия / Под ред. Гречко А.А. - М.: Воениздат, 1976. - Т.8. - 690 с.).

Способ спуска ОЧ ступени РКН осуществляется следующим образом.

Осуществляют ориентацию и стабилизацию ОЧ ступени РКН.

Управление движением центра масс и вокруг центра масс ОЧ осуществляют отклонениями поворотных камер ГРД за счет энергетики, заключенной в невыработанных остатках компонентов жидкого топлива на основе их газификации и подачи в поворотные камеры ГРД 4.

В момент времени t, с помощью поворотных камер ГРД 4, к центру масс ОЧ ступени РКН прикладывают импульс скорости AV.

Включают источник питания (после приложения импульса скорости) и подают напряжение на УКЗ 7, в результате чего происходит направленный взрыв, обеспечивающий членение конструкции ОЧ по месту расположения УКЗ на фрагменты: ДУ и остальные отсеки ОЧ ступени РКН (топливный отсек, силовой отсек).

Членение конструкции ОЧ на фрагменты приводит к увеличению площади соприкосновения с набегающим аэродинамическим потоком и, соответственно, к увеличению конвективных тепловых потоков.

Величину импульса ДГ определяют из условия спуска отсека ДУ в заданную точку прицеливания 8 на поверхности Земли, при движении ОЧ по траектории спуска на внеатмосферном 9 и атмосферном 10 участках. На фиг.2 позиция 11 означает границу внеатмосферного участка.

Vкр - круговая скорость орбиты спуска ОЧ,

Vα - апогейная скорость орбиты спуска ОЧ.

Vкр и Vα определяются по формулам:

µ - гравитационная постоянная Земли 3,986·105 км3/с2,

r0 - радиус круговой орбиты ОЧ, в рассматриваемом случае равен rα

α - большая полуось орбиты спуска отделяющейся части,

rα - радиус апогея орбиты спуска маршевой двигательной установки ОЧ.

Преобразуя выражение (1) с учетом (2), (3), получим

rπ - радиус перигея орбиты спуска маршевой двигательной установки ОЧ,

rα - радиус апогея орбиты спуска маршевой двигательной установки ОЧ,

µ - гравитационная постоянная Земли 3,986·105 км3/с2.

rπ - выбирают из условия спуска ОЧ в заданную точку прицеливания (υ - угол истинной аномалии) 8, как пересечение орбиты спуска 9 и 10 с поверхностью Земли.

На внеатмосферном участке движения 9 по траектории спуска разделенные фрагменты ОЧ будут двигаться как одна цель, а при движении на атмосферном участке 10 параметры их движения будут существенно различаться за счет различных аэродинамических коэффициентов, моментно-центровочных и массовых характеристик.

Например, при спуске ОЧ ступени РКН с круговой орбиты 200 км по орбите с параметрами rα=6571 км, rπ=6000 км. в соответствии с предложенным расчетом, ΔV~180 м/с, что соответствует углу истинной аномалии точки падения двигателя υ~200°.

Членение конструкции ОЧ ступени РКН на фрагменты: ДУ и остальные отсеки ОЧ приводит к:

- значительному сокращению района падения ОЧ ступени РКН.

- увеличению площади соприкосновения с набегающим аэродинамическим потоком и, соответственно, к увеличению конвективных тепловых потоков;

- обеспечению оперативного и безопасного увода ОЧ ступени РКН с орбиты, тем самым повышению экологической безопасности ракетно-космической деятельности;

- повышению вероятности сгорания в атмосфере топливного отсека;

- повышению достоверности и точности прогноза точки падения отсека ДУ (двигатель, турбонасосный агрегат), имеющей практически мало изменяющиеся аэродинамические характеристики.

Предлагаемое изобретение позволяет обеспечить оперативный и безопасный спуск ОЧ ступени РКН с орбиты, тем самым повысить экологическую безопасность ракетно-космической деятельности.

1. Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения, основанный на ориентации, стабилизации и управляемом движении отделяющейся части за счет энергетики, заключенной в невыработанных остатках компонентов жидкого топлива в баках отделяющейся части на основе их газификации и подачи в газовую ракетную двигательную установку спуска, при этом управление движением центра масс и вокруг центра масс отделяющейся части осуществляют отклонениями поворотных камер газовой реактивной двигательной установки с помощью приложения импульса скорости, отличающийся тем, что после приложения импульса скорости осуществляют членение конструкции отделяющейся части, по месту соединения маршевой двигательной установки с остальными отсеками отделяющейся части, с помощью направленного взрыва.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что импульс скорости, прикладываемый к центру масс отделяющейся части ступени ракеты космического назначения, рассчитывают из условия спуска отсека маршевой двигательной установки в заданную точку прицеливания на поверхности Земли по формуле:
,
где
µ - гравитационная постоянная Земли ,
rα, rπ - соответственно радиусы апогея и перигея орбиты спуска маршевой двигательной установки отделяющейся части.

3. Отделяющаяся часть ступени ракеты космического назначения на жидких компонентах ракетного топлива, включающая в свой состав топливный отсек, силовой отсек, на верхнем днище которого установлены поворотные камеры газового ракетного двигателя, а на нижнем днище установлена маршевая двигательная установка, отличающаяся тем, что на нижнем днище силового отсека размещен удлиненный кумулятивный заряд, соединенный электрической связью через коммутирующее устройство с источником питания.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к управлению движением космических объектов, в частности стабилизации относительного (вокруг собственного центра масс) движения фрагментов космического мусора.

Изобретение относится к космической технике, а именно к системам управления космическим аппаратом (КА). Устройство для ориентации космического аппарата содержит одиннадцать сумматоров, пять усилителей, два нормально разомкнутых переключателя, пять нормально замкнутых переключателей, четыре интегратора, два умножителя, КА, двигатель-маховик, модель двигателя-маховика, датчики угловой скорости и угла ориентации, блок задания постоянной величины, блок памяти.

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.

Изобретения относятся к управлению угловым движением космических аппаратов (КА) и, в частности, к гироскопическим системам ориентации КА, снабженным аппаратурой наблюдения (АН) наземных объектов, на околокруговой орбите.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для коррекции орбитального движения космического аппарата (КА). На КА прикладывают тестовое и корректирующее воздействие путем включения двигателей коррекции (ДК), проводят траекторные изменения, определяют параметры движения центра масс КА, рассчитывают коррекцию, формируют командно-программную информацию с начальными условиями движения, планом коррекции и управляющими ускорениями, засылают массивы на борт КА для дальнейшей работы.

Изобретение относится к области космической техники и предназначено для высокоточного определения ускорения поступательного движения космического аппарата (КА).

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано при создании глобальной системы единого времени, а также при создании единого пространственно - временного поля, которое может быть использовано при навигации космических аппаратов (КА) в космическом пространстве, включая определения их эфемерид - альманахов, содержащих информацию о координатах КА в любой момент времени, в системах GPS, ГЛОНАСС и других.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к ракетам-носителям для выведения в космос космических аппаратов. .

Изобретение относится к управлению движением группы космических аппаратов (КА) и м.б. .

Изобретение относится к устройству управления положением космического аппарата (КА) в пространстве с использованием орбитального гирокомпаса. Устройство управления содержит построитель местной вертикали, сумматоры, усилительно-преобразовательные блоки, интеграторы, блоки компенсации взаимовлияний каналов и гироскопический измеритель угловой скорости, блок задания положения КА, косинусные преобразователи углов, синусные преобразователи углов, блок управления положением КА по курсу и блок задания положения КА по курсу. Связи между элементами устройства выполнены так, что позволяют управлять поворотом КА по курсу на произвольный угол без потери точности ориентации КА относительно орбитальной системы координат (ОСК). При этом контур коррекции от построителя местной вертикали остаётся в рабочем режиме. КА может либо свободно вращаться по курсу, либо находиться в определенном положении относительно ОСК по курсу без потери точности ориентации. Технический результат заключается в повышении точности ориентации КА в пространстве. 5 ил.

(57) Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к способам и устройствам ориентации космического аппарата (КА). Способ ориентации КА заключается в формировании сигнала оценки угла и сигнала оценки угловой скорости вращения КА, формировании сигнала оценки управления, определении сигнала разности сигнала угла и сигнала оценки угла, определении сигнала разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости, определении сигнала разности сигнала управления и сигнала оценки управления и определении скорректированного сигнала оценки угла, скорректированного сигнала оценки угловой скорости и сигнала оценки внешней помехи. Затем формируют сигнал управления с использованием скорректированного сигнала оценки угла, скорректированного сигнала оценки угловой скорости и сигнала оценки внешней помехи. Устройство для реализации способа содержит пять нормально замкнутых переключателей, два нормально разомкнутых переключателя, семь сумматоров, модель двигателя-маховика, два усилителя, пять интеграторов. Повышается точность и надежность ориентации КА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к способам и устройствам ориентации космического аппарата (КА). Способ ориентации космического аппарата заключается в том, что формируют сигнал оценки угла и сигнал оценки угловой скорости КА, определяют сигнал разности сигнала угла и сигнала оценки угла, определяют сигнал разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости и определяют скорректированный сигнал оценки угла и скорректированный сигнал оценки угловой скорости и формируют сигнал управления с использованием скорректированного сигнала оценки угла и скорректированного сигнала оценки угловой скорости. Устройство для реализации способа ориентации КА содержит модель двигателя-маховика, четыре интегратора, четыре сумматора, четыре нормально замкнутых переключателя, два нормально разомкнутых переключателя, выход второго сумматора через последовательно соединенные модель двигателя-маховика, первый интегратор, четвертый сумматор, второй интегратор, пятый сумматор, шестой сумматор, первый переключатель, третий интегратор соединен со вторым входом пятого сумматора, выход которого соединен через первый переключатель со вторым входом первого сумматора, выход четвертого сумматора через последовательно соединенные седьмой сумматор, второй переключатель и четвертый интегратор подключен ко второму входу четвертого сумматора, выход которого через второй переключатель соединен с третьим входом второго сумматора, выход датчика угловой скорости соединен со вторым входом седьмого сумматора и через третий переключатель - со входом второго усилителя. Повышается точность и надежность ориентации КА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Группа изобретений относится к способам и системам ориентации космического аппарата (КА). В предлагаемом способе формируют сигналы оценки: угла ориентации, угловой скорости вращения КА и управления. Определяют разности сигналов указанных параметров и их оценок. По некоторым формулам вычисляют коррекции сигналов задания и оценки внешней помехи. С учетом данных коррекций корректируют сигналы оценки угла ориентации и угловой скорости. Последние используют в контуре управления ориентацией КА. Предлагаемое устройство содержит дополнительные блоки: памяти, сумматоров, усилителей, интеграторов, связанные друг с другом и прочими элементами через систему переключателей. В устройстве использованы модели основного контура ориентации КА и двигателя-маховика. Технический результат группы изобретений заключается в повышении точности и надежности системы ориентации КА при отказах датчика угла ориентации и датчика угловой скорости вращения КА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

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 ракетно-космической технике и может быть использовано в автоматах стабилизации ракет, управление угловым движением которых осуществляется путем поворота нескольких камер сгорания двигателей с помощью рулевых приводов. Способ защиты от аварии многоканальных систем управления ракет включает формирование в каждом канале, соответствующем определенной камере сгорания, информативного сигнала в виде разности командного сигнала и сигнала обратной связи, формирование сигнала отключения соответствующего канала системы управления в виде сигнала установки штока рулевого привода этого же канала в среднее положение. Сигнал отключения канала формируют в случае превышения вычисленным на временном промежутке определенной длительности интегралом от модуля информативного сигнала заранее выбранного порогового значения, при этом командные сигналы остальных каналов формируют в виде сумм или разностей управляющих сигналов по тангажу, рысканию и крену и сигнала обратной связи отключенного канала с коэффициентами, зависящими от номера отключенного канала, таким образом, чтобы обеспечить создание требуемых суммарных управляющих моментов по тангажу, рысканию и крену. Техническим результатом является повышение вероятности успешного продолжения полета при отказе рулевого привода одного из каналов системы управления. 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для увода с рабочих орбит объектов космического мусора (ОКМ) на орбиты утилизации. Способ включает выведение космического аппарата-буксира (КАБ) и автономного стыковочного модуля (АСМ) в области орбит, предназначенных для очистки от ОКМ. Выбор последовательности увода ОКМ осуществляют путем сравнения критерия, например вероятности столкновения ОКМ с другими космическими объектами, для каждого ОКМ. Компенсацию накопленных ошибок параметров движения КАБ при предыдущих маневрах, а также системы целеуказания распределяют между корректирующими импульсами КАБ на этапе дальнего наведения и АСМ на участке самонаведения. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности проведения операций по удалению ОКМ с рабочих орбит.

Изобретение относится к управлению движением космических аппаратов (КА) с использованием сил давления солнечного излучения, распределенных по рабочим зонам КА. Последние формируют в виде плоских параллельных оптически прозрачных капельных потоков. Расстояние между каплями радиусом R в каждом потоке вдоль него (Sx) и в его фронтально-поперечном направлении (Sy) кратно . Число потоков составляет . Смещением потоков относительно друг друга по направлению их движения на расстояние формируют потоки капельной пелены числом . Каждый из указанных потоков смещен относительно предыдущего во фронтально-поперечном направлении на расстояние . Этим создают непрозрачность во фронтально-поперечном направлении и прозрачность в направлении плоскости, перпендикулярной потоку. Единичную распределенную силу светового давления регулируют изменением радиуса и количества капель, приходящих в точку ее приложения в единицу времени. Величину суммарного воздействия регулируют изменением числа капельных струй. Технический результат изобретения направлен на повышение эффективности использования распределенных внешних сил светового давления путем уменьшения их возмущающего действия на относительное движение КА. 3 ил., 1 табл.

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) и, конкретно, к удержанию геосинхронного КА в заданной области стояния и коллокации с другими геостационарными КА. Способ включает определение и коррекцию начальных наклонений и долготы восходящего узла орбиты выведения с учетом эпохи запуска КА на орбиту и срока его активного существования. При этом уточняют время начала функционирования на геостационарной орбите, когда наклонение орбиты КА достигнет предельно допустимого значения iпред. Последнее отвечает предельному выходу по широте на границе номинальной области стояния КА по долготе. Определяют значения устойчивого и минимального эксцентриситетов. Корректируют вектор эксцентриситета так, чтобы он равнялся номинальному для коллокации КА, а линия апсид орбиты КА совпала с линией узлов. Проводят активную коллокацию КА в период изменения наклонения от 0 до iпред без взаимодействия с центрами управления смежными КА. При наклонении, большем iпред, увеличивают эксцентриситет до минимального с установкой вектора Лапласа в направлении от Солнца. При этом до окончания срока активного существования КА коррекции вектора эксцентриситета не проводят. При наклонениях, меньших iпред, вектор эксцентриситета равен по модулю и максимально разнесен относительно векторов эксцентриситета других КА. Техническим результатом изобретения является уменьшение энергозатрат на удержание в области стояния и коллокацию геостационарных КА. 9 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2014-02-10 2014-02-08T11:34:22
Наверх