Способ управления траекторией полета тела



Способ управления траекторией полета тела

 


Владельцы патента RU 2528503:

Доля Сергей Николаевич (RU)

Изобретение относится к управлению траекторией полета тел, движущихся с высокими, в т. ч. космическими, скоростями. Система, согласно предлагаемому способу, м. б. использована в качестве вспомогательной (резервной) для коррекции траектории ракет, штатная система наведения которых вышла из строя. Возможно также ее использование на малых телах, на которых размещение обычных систем самонаведения затруднительно. Способ предусматривает нанесение на боковую поверхность тела (4) полос (5, 6, 7, 8) из кремния, легированного с разной степенью (дающей разную резонансную частоту лазерного поглощения). Излучение (3) лазера (2), попадая на полосу с резонансной частотой его поглощения, вызывает ее испарение и появление соответствующей корректирующей реактивной силы. Меняя частоту излучения (3), получают импульсы коррекции в требуемых направлениях. Техническим результатом изобретения является возможность управления траекторией полета тела в двух направлениях, поперечных по отношению к вектору его текущей скорости. 1 ил.

 

Изобретение относится к области управления траекториями полета тел, движущихся с космическими скоростями, и может быть использовано для коррекции траектории полета ракет и противоракет в случае, если с ними потеряна связь или если их система самонаведения по каким-либо причинам не работает. Изобретение также может быть использовано для наведения на цель малых тел, движущихся с космическими скоростями, поскольку на них, в силу их малости [1], размещение систем самонаведения затруднительно.

Для управления телом на его боковую поверхность наносят четыре полосы из вещества, имеющего различные области резонансного поглощения лазерного излучения. Управление осуществляют за счет отклонения тела «вправо-влево» и «вверх-вниз» при испарении соответствующей полосы путем ее облучения лазерным излучением с резонансной частотой.

Область техники

Известен [2] способ управления траекторией полета, основанный на создании перпендикулярно к боковой поверхности руля управляющей реактивной силы, которая дает телу поперечный импульс.

Фактически этот способ может быть реализован в случае, если с управляемым телом существует связь и все маневры осуществляются по командам с Земли.

Известен [3] способ управления движением тел ускорением тел при облучении их лазерным излучением. При поглощении лазерного излучения происходит интенсивное испарение вещества, и за счет реакции на истечение струи тело ускоряется в направлении, противоположном к струе.

Этот способ управления траекторией является наиболее близким к заявляемому способу и может быть выбран за прототип.

Недостатки прототипа

Поскольку лазерное испарение вещества идет только с одной стороны, сзади, то управление в этом случае сводится к сообщению телу большей или меньшей продольной скорости, а сообщить телу поперечную скорость таким образом невозможно.

Техническая задача, которую решает данный способ, состоит в устранении указанных недостатков, то есть в реализации возможности управления траекторией полета тела в двух направлениях, поперечных по отношению к направлению скорости тела.

Сущность настоящего изобретения заключается в том, что в способе управления траекторией полета тела, включающем облучение тела лазером и испарение части его массы в этом процессе, на боковую поверхность тела предварительно наносят четыре полосы из кремния, легированного с разной степенью, так что каждая полоса имеет свою резонансную частоту лазерного поглощения, при этом облучение тела ведут лазерным излучением с резонансной частотой поглощения для данной полосы и испарением соответствующей полосы регулируют угол отклонения скорости тела от первоначального направления.

Связь отличительных признаков с положительным эффектом

Для управления траекторией полета тела на его боковую поверхность наносят четыре полосы, например, из кремния, имеющего различные степени легирования, так что их ленгмюровские частоты ωp1 будут отличаться и, соответственно, эти четыре полосы будут иметь различные частоты резонансного поглощения, [4].

Таким образом, добиваются того, чтобы при резонансном поглощении лазерного излучения испарялась и, соответственно, давала реактивную струю только одна из четырех полос, а именно та, в противоположном направлении от которой надо отклонить тело.

Для того чтобы испарить полосу за короткое время, такое, чтобы тепло от поглощения лазерного излучения не успело распространиться внутрь тела, длительность лазерного импульса должна быть достаточно короткой.

На Фиг.1 схематически показано взаимное расположение элементов.

На плавучей платформе 1 расположен лазер 2, излучение которого 3 попадает на тело 4, и одна из полос 5, 6, 7, 8, нанесенных на боковую поверхность тела, резонансно это излучение поглощает и испаряется, давая реактивную струю, в то время как для остальных полос коэффициент отражения лазерного излучения близок к единице и они с лазерным излучением данной частоты практически не взаимодействуют.

Выбор основных параметров

1. Параметры полета тела и изменения его траектории

Пусть тело имеет массу mТ=1 тонна и движется со скоростью порядка Vтела=10 км/с. При истечении в поперечном к скорости тела направлении массы, равной mструи=1 кг, со скоростью Vструи=1 км/с, переданный поперечный импульс будет равен: p = m с т р у и V с т р у и и это приведет к появлению угла отклонения: θ⊥=p⊥/(mтела*Vтела)=10-4. Такой угол на расстоянии от цели: s1=1000 км, приведет к отклонению тела от невозмущенной траектории на расстояние: Δ1=s1*θ⊥=100 м.

2. Энергетические соотношения для истечения струи

Теплоемкость кремния равна, cSi=20 Дж/(моль*градус) [5], стр.199, температура плавления Tплав=1415°C, теплота фазового перехода твердое тело - жидкость ΔHплав=50 кДж/моль, температура кипения: Tкип=3300°C, теплота фазового перехода жидкость - пар: ΔHкип=356 кДж/моль [5], стр.289. Сложив все необходимые для испарения энергетические затраты и учитывая, что для кремния 1 моль равен: 28 г, найдем, что для испарения 1 грамма кремния потребуется затратить энергию ~15 кДж/г.

Для того чтобы средняя направленная скорость атомов кремния была равна: Vструи=1 км/с, надо, чтобы тепловая скорость равнялась: Vтепл=2.5 км/с. Действительно после усреднения скорости в одной из поперечных плоскостей получим: V 1 = ( V T / π ) sin ϕ d ϕ = ( 2 / π ) V т е п л , где интегрирование по углам надо вести от 0 до π. После усреднения в двух поперечных плоскостях получим: V 2 = V с т р у и = ( 2 / π ) 2 V Т 0.4 V т е п л , так что, кроме того, что надо испарить кремний, надо еще сообщить его атомам тепловые скорости Vтепл - 2.5 км/с, для того, чтобы иметь их среднюю направленную скорость Vструи=1 км/с.

Найдем, чему равна энергия атома кремния, движущегося со скоростью Vтепл,из соотношения: mSi*Vтепл2/2=εSi=1.5*10-19Дж.

Учитывая, что 1 г содержит 2*1022 атомов, получим, что дополнительно требуется вложение энергии порядка 3 кДж/г, и общие энергозатраты должны быть равны: Wlas ~20 кДж/г.

3. Параметры облучающего излучения

Рассмотрим возможности импульса излучения CO2 лазера, находящегося на расстоянии s2=1000 км от облучаемого тела. Для того чтобы дифракционная расходимость лазерного луча была достаточно малой, необходимо, чтобы отдельные лазерные излучатели были объединены в лазерную решетку [6] наподобие того, как отдельные излучатели синхронизированы по фазе в фазированной антенной решетке, работающей в радиодиапазоне.

Пусть суммарный диаметр такой лазерной решетки равен: dлаз=3 м. Тогда угол дифракционной расходимости составит величину: θдиф=λ/dлаз=3*10-6, где λ=10 µ - длина волны лазерного излучения. Таким образом, на расстоянии s2=1000 км площадь лазерного пятна можно оценить как S=π∗(s2∗θдиф)2=30 м2.

Пусть площадь одной полосы на теле, которую необходимо испарить для отклонения тела на угол θ⊥=p⊥/(mтела*Vтела)=10-4, равна: Sполосы=1 м2, геометрический фактор в этом случае равен: 1/30. Итак, для нагрева и испарения одного грамма кремния понадобится энергия лазерного излучения Wлаз1=20 кДж. С учетом геометрического фактора энергия излучения должна быть в 30 раз больше и составлять Wлаз2=600 кДж, а чтобы нагреть и испарить 1 кг кремния, потребуется энергия излучения еще в 1000 раз большая: Wлаз3=600 МДж.

Таким образом, облучая лазером тело, находящееся от лазера на расстоянии s2=1000 км, можно при испарении одной из четырех полос, нанесенных на тело, сообщить телу поперечный импульс p⊥=mструи*Vструи, что приведет к появлению угла отклонения: θ⊥=p⊥(mтела*Vтела)=10-4. Такой угол на расстоянии от цели: s1=1000 км приведет к отклонению тела от невозмущенной траектории на расстояние: Δ1=s1∗θ⊥=100 м.

Литература

1. С.Н. Доля, патенты РФ: №№: 2455800, 2456782, 2442941

2. И.И. Архангельский, С.П. Белявский, Е.Г. Болотов и др., патент РФ №2045741.

3. Л.С. Новиков, Воздействие твердых частиц естественного и искусственного происхождения на космические аппараты, Университетская книга, Москва, 2009, стр. 50, http://window.edu.ru/library/pdf2txt/658/74658/54484/pare8

4. В.Ю. Тимошеко, Оптика наносистем, Лекция 4, Экситонное и примесное поглощение света, МГУ, Научно-Образовательный центр по нанотехнологиям, http://nano.msu.ru/files/systems/V/autumn2011 /optics/Timoshenko L04_NO C2011.pdf

5. Физические величины, Справочник под ред. И.С.Григорьева и Е.З. Мейлихова, Москва, Энергоатомиздат, 1991.

6. В.П. Кандидов, Лазерные решетки, http://www.pereplet.ru/nauka/Soros/pdf/9912_068.pdf

Способ управления траекторией полета тела, включающий облучение тела лазером и испарение части его массы в этом процессе, отличающийся тем, что на боковую поверхность тела предварительно наносят четыре полосы из кремния, легированного с разной степенью, так что каждая полоса имеет свою резонансную частоту лазерного поглощения, при этом облучение тела ведут лазерным излучением с резонансной частотой поглощения для данной полосы и испарением соответствующей полосы регулируют угол отклонения скорости тела от первоначального направления.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области управляемого артиллерийского вооружения, в частности к управляемым артиллерийским снарядам. Управляемый артиллерийский снаряд содержит корпус, блок автоматического управления, блок рулевого привода, блок тормозных устройств, боевую часть, комбинированное взрывательное устройство, стабилизатор и донный газогенератор.

Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР. В способе управления ракетой формируют управляющий сигнал автоколебательным приводом аэродинамических рулей с обратной связью и вибрационной линеаризацией и соответствующее отклонение приводом аэродинамических рулей.

Изобретение относится к области управления летательными аппаратами (ЛА), в частности, стабилизированными вращением. Способ использует информацию о векторе магнитного поля Земли (МПЗ), измеренном датчиком МПЗ в связанной с ЛА вращающейся по крену системе координат.

Группа изобретений относится к области устройств для улучшения управления ракетами или реактивными снарядами, а именно к устройствам управления ракетой или реактивным снарядом, например малого калибра.

Изобретение относится к военной технике, в частности к способу подрыва осколочно-фугасной боевой части (ОФБЧ). Способ подрыва ОФБЧ самонаводящегося боеприпаса с управляющим блоком (УБ) осуществляется посредством ударного воздействия бойка на головное взрывательное устройство (ВУ) мгновенного действия ОФБЧ.
Изобретение относится к боеприпасам, в частности к снарядам, невидимым для радиорадаров (стелс-снарядам). Стелс-снаряд содержит корпус, взрыватель и взрывчатое вещество.

Изобретение относится к области вооружений, в частности к взрывателям с оптическим датчиком цели для реактивных боеприпасов. Оптический датчик цели установлен внутри корпуса головного взрывателя.

Группа изобретений относится к системам управления ракетами (СУР). Cпособ формирования команд управления включает измерение величины угла крена ракеты, формируемой в виде сигнала в n-разрядном коде Грея, который преобразуют в двоичное число, содержащее n-разрядов, логические уровни которого вырабатывают многоступенчатую аппроксимацию сигналов синусоиды и косинусоиды, и формируют из декодированных принимаемых сигналов команды управления ракетой соответственно по курсу и тангажу.

Изобретение относится к области ракетной техники. Управляемая пуля выполнена по двухступенчатой бикалиберной схеме и содержит боевую часть, стартовый двигатель, блок управления и газодинамическое устройство управления.

Изобретение относится к области авиации и ракетостроения, в частности к системам стабилизации полета. Способ управления заключается в измерении текущих значений углов наклона траектории θ, пути ψ, крена γ, определении необходимых для наведения на цель ракеты значений углов наклона траектории θзад, пути ψзад, крена γзад, определении сигналов рассогласований по углам наклона траектории Δθзад, пути Δψзад, крена Δγзад от заданных значений и формировании сигналов скорости отклонения рулей по каналу высоты δ ˙ B , направления δ ˙ H , элеронов δ ˙ Э .

Изобретение относится к навигационному оборудованию. Указатель направления движения состоит из вертикального или лежащего в вертикальной плоскости, проходящей через командный глаз человека, стержня или пластины, установленных в направляющих, расположенных в горизонтальной плоскости перед человеком с возможностью пружинной или резьбовой фиксации.

Способ управления самолетом с двумя и более двигателями заключается в дифференциальной подаче топлива в двигатели. Подача осуществляется наряду с основными топливными насосами двигателей еще и от дополнительной топливной системы, приводимой в действие от приводной рессоры одного из основных двигателей или от электродвигателя и управляемой от гироскопической системы стабилизации-управления электрического или пневматического типа.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам траекторного управления летательных аппаратов (ЛА). .

Изобретение относится к авиации и пригодно для всех типов самолетов. .

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний. .

Изобретение относится к области автоматического управления. .

Изобретение относится к авиации и, в частности, касается создания механизированного корпуса поточно-принудительного воздушно-реактивного двигателя. .

Гибридный летательный аппарат состоит из внешней, наполняемой легким газом оболочки, внешнего силового кольца, внутренних силовых колец, центрального силового кольца, силовой установки, включающей двигатели с воздушными винтами, создающими вертикальную и горизонтальную тягу. Силовая установка содержит четыре энергетических узла, каждый из которых включает двигатель с воздушным винтом, создающим вертикальную тягу, и двигатель с воздушным винтом, создающим горизонтальную тягу, и устройства, обеспечивающие управление общим шагом лопастей, перекос лопастей и реверс тяги каждого воздушного винта. Все энергетические узлы расположены по внешней окружности кольца симметрично относительно его связанных осей X, Y, Z. Изобретение направлено на стабилизацию аппарата в условиях действия внешних ветровых возмущений. 5 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх