Способ уменьшения районов падения отработанных ракетных блоков первой ступени ракетоносителя при их параллельном соединении



Способ уменьшения районов падения отработанных ракетных блоков первой ступени ракетоносителя при их параллельном соединении
Способ уменьшения районов падения отработанных ракетных блоков первой ступени ракетоносителя при их параллельном соединении
Способ уменьшения районов падения отработанных ракетных блоков первой ступени ракетоносителя при их параллельном соединении
Способ уменьшения районов падения отработанных ракетных блоков первой ступени ракетоносителя при их параллельном соединении

 


Владельцы патента RU 2572014:

Чижухин Владимир Николаевич (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при отделении отработанных ступеней ракет-носителей (РН) типа «Союз». Оснащают ракетные блоки (РБ) первой ступени гибкой тросовой механической связью, отделяют РБ от второй ступени РН, запускают парашютную систему, стабилизируют РБ, производят гашение гиперзвуковых скоростей РБ, снижают РБ с помощью воздушно-космической парашютной системы, приземляют РБ на земную поверхность в районы падения. Изобретение позволяет уменьшить расстояние места падения РБ от старта РН, площадь падения РБ РН. 4 ил.

 

Изобретение относится к способу уменьшения районов падения отработанных ракетных блоков (РБ) первой ступени ракетоносителя при их параллельном соединении.

При запуске космического аппарата (КА) автоматически образуются зоны падения отработанных частей ступеней ракетоносителя в виде районов с площадью в сотни квадратных километров. Размещение каких-либо объектов в этих районах - запрещено, кроме защищенных бункеров. Нахождение персонала в таком районе также не допускается, особенно в день пуска. При изменении наклона орбиты космического аппарата - эти районы соответственно перемещаются. Серьезность решения вопросов по выделению районов падения частей РКН видна на примере заметки от 29.05.2012 г. в «Новостях космонавтики».

Ряд российских СМИ 27 мая сообщил, что Россия не сможет выполнить летом три запланированных космических запуска из-за того, что Казахстан не разрешает использовать свою территорию в качестве района падения для первой ступени ракеты-носителя "Союз". Из-за запрета казахстанской стороны отправки на орбиту дожидаются три российских и четыре иностранных спутника. Речь идет о запуске европейского метеорологического космического аппарата MetОр-В, который планировался на 23 мая, о групповом запуске российских спутников "Канопус-В" и МКА-ПН1, белорусского БКА, канадского ADS-1B и немецкого ТЕТ-1, который намечался на 7 июня, и о запуске российского аппарата "Ресурс-П", который должен был состояться в августе.

"Запуски космических аппаратов, о которых идет речь в статье, не были согласованы казахстанской стороной в конце 2011 года, так как для их осуществления требуется использование нового района падения отделяющихся частей ракет-носителей, не предусмотренного договором аренды комплекса "Байконур" от 10 декабря 1994 года. Об этом российская сторона была своевременно уведомлена", - говорится в сообщении Казкосмоса, размещенном на официальном сайте компании.

В соответствии с земельным законодательством Казахстана для выделения новых земельных участков в качестве района падения отделяющихся частей ракет необходимо заключение международного договора, который должен быть ратифицирован парламентом республики. По данным Казкосмоса, в 2008 году сторонами была начата работа по подготовке соответствующего проекта межправительственного соглашения, однако до настоящего времени текст соглашения остается не согласованным сторонами, передает РИА «Новости».

Аналогичные проблемы возникают и при запуске КА на орбиты с другим наклонением на космодромах («Плесецк», «Восточный») с районами падения на земную поверхность в России и Китае.

На настоящий момент для космодромов, чьи районы падения находятся на земной поверхности, известен и применяется способ гашения кинетической энергии РБ за счет торможения их собственным корпусом в плотных слоях атмосферы с последующей фрагментацией от тепловых и аэродинамических нагрузок на высоте менее 15-20 км и падением частей РБ в отведенные районы.

Официально выделенная площадь района падения для РБ первой ступени РКН «Союз-2» для одной трассы запуска составляет эллипс с осями 42×22 км и площадью 693 км2 для космодрома «Байконур» и 50×30 км (1125 км2) - для космодрома «Восточный».

Площадь района падения отработанных РБ первых ступеней ракетоносителя (РКН) определяется следующими факторами:

инструментальными отклонениями бортовой системы управления от заданных величин: времени отделения РБ, траекторного угла, скорости и направления (азимута) трассы полета;

сезонным и суточным изменением плотности атмосферы, направлением и скоростью ветра на разной высоте;

первоначальным импульсом и разлетом отделенных РБ относительно друг от друга при их параллельном размещении на второй ступени. Отделение РБ происходит на восходящей ветке траектории (45-80 км) с последующим свободным полетом в атмосфере высокого разрежения на высоте до 70-150 км. В указанных условиях практически нет противодействия первоначальному импульсу разлета РБ друг от друга, и они разлетаются на значительное расстояние.

Параллельная компоновка РБ первой ступени применяется на отечественных РКН типа «Союз». Так, на РКН «Союз» - четыре боковых блока первой ступени, и расчетный разлет их в районах падения по направлению полета составляет до 6 км, а поперечный разлет до 3 км.

Официально выделенная площадь района падения для РБ первой ступени РКН «Союз-2» для одной трассы запуска составляет эллипс с осями 42×22 км и площадью 693 км2 для космодрома «Байконур» и 50×30 км (1125 км2) - для космодрома «Восточный».

Предотвращение относительного разлета РБ друг от друга после отделения для РКН «Союз» позволит сократить оси эллипса района падения до (42-6)36 км и (22-3)19 км, и соответственно, уменьшить площадь района падения с 693 до 513 км2, т.е. на 26% для космодрома «Байконур». Для космодрома «Восточный» эти оси уменьшатся до (50-6)=44 км и (30-3)=27 км - площадь до 890 км2, т.е. на 21%.

Следовательно, только для одной трассы запуска уменьшение площади района падения за счет предотвращения относительного разлета РБ первой ступени составит до 180 км2 для космодрома «Байконур» и до 235 км2 для космодрома «Восточный».

Исключение относительного разлета РБ первой ступени РКН типа «Союз» обеспечивается введением конструктивной гибкой тросовой связи между носовыми частями блоков, которая, не препятствуя их отделению от второй ступени РКН, обеспечивает жесткое ограничение углов разворота блоков в диапазоне от 0 до 35 градусов к вектору скорости набегающего потока, и сохранением в дальнейшем полете конструктивной связи блоков с исключением их относительного разлета при падении в заданный район.

Районы падения для космодрома «Байконур» находятся в открытой ровной местности степного типа и легкодоступны для автомобильного транспорта эвакуаторов остатков РБ. В отличие от них районы падения космодрома «Восточный» располагаются как на пересеченной, так и гористой, таежной местности и весьма труднодоступны или вообще недоступны для автомобильного и гусеничного транспорта эвакуаторов РБ. Поэтому для космодрома «Восточный» немаловажно и обеспечение возможности регулирования (в сторону уменьшения) центра эллипса района падения. Центр района падения первых ступеней РБ находится на расстоянии 350 км от старта. Баллистическая оценка применения ПС для торможения и стабилизированного полета РБ показала, что возможно уменьшение этого расстояния до 250 км, при условии ввода ПС непосредственно после отделения РБ и ее работы по всей траектории снижения. В этом случае практически исключается падение РБ в горные районы и обеспечивается отсутствие дефрагментации РБ от тепловых и аэродинамических нагрузок. Вывоз нефрагментированных РБ существенно уменьшает трудозатраты эвакуаторов и уменьшает совокупные затраты на запуск РКН.

Для минимизации веса в конструкции РБ однократного использования применяются тонкие листы из алюминиевых сплавов с минимально возможным подкреплением продольным и поперечным силовым каркасом и максимально возможным внутренним избыточным давлением наддува. Именно по указанным причинам стохастически разрушаются корпусы РБ под суммарным воздействием тепловых и аэродинамических нагрузок при входе в плотные слои атмосферы на высотах 15-20 км.

Ввод традиционных ПС из капроновых текстильных материалов на высоте 7-10 км для приземления РБ невозможен так же по причине интенсивного вращения от аэродинамических сил. Введение таких ПС (с рабочей температурой материала до 60°С) сразу после отделения РБ, при условии их стабилизации, исключено по причине воздействия на них гиперзвукового высокотемпературного потока (1200-1500°С).

Единственно возможной для такого применения в составе РБ первой ступени является воздушно-космическая парашютная система (ВКПС), выполненная из термопрочных и термостойких текстильных материалов (патент № RU 113240 U1 с приоритетом от 17.03.2011 г.) при вводе начиная с верхних разреженных слоев атмосферы с приземлением на земную поверхность отработанных РБ в заранее отведенные районы (по патенту RU 2495802 С2). Для ввода ВКПС в действие необходимо исключение вращения и обеспечение ориентированного положения аэродинамически неустойчивых пустых корпусов РБ, что также обеспечивается конструктивной гибкой тросовой связью между РБ. Таким образом, заявляемый способ уменьшения площадей районов падения отработанных РБ первой ступени при их параллельном расположении на РКН обеспечивает:

- применение для его реализации ВКПС из термостойких тканей с введением в действие ПС сразу после их отделения от второй ступени на момент ограничения вращения РБ за счет работы гибкой тросовой связи.

- уменьшение площадей района падения до 20% за счет реализации группового полета РБ на ПС путем введения конструктивной связи между РБ первой ступени, которая не препятствует отделению боковых блоков первой ступени от второй ступени РКН и исключает их расхождении при полете формулируемой связки РБ в заданный район (см. фиг. 2);

- уменьшение расстояния от старта до цента эллипса рассеивания района приземления РБ не менее чем на 30% за счет применения ВКПС для торможения и парашютирования начиная с восходящего участка траектории и последующей реализации группового полета РБ за счет работы конструктивной тросовой связи по всей траектории полета и приземления РБ с приемлемой скоростью, обеспечивающей их целостность для последующей эвакуации.

Уменьшение расстояния от точки приземления РБ до старта с 350 км до 240 км - является существенным для реализации транспортировки РБ. Кроме того, уменьшение площадей района падения от старта на 30% и более для космодрома «Восточный» приводит к их приземлению на равнинном рельефе местности.

Перечисленные преимущества изобретения, по сравнению с прототипом - баллистическим полетом РБ в выделенные наземные районы для падения фрагментов РБ, обеспечиваются введением конструктивной связи РБ первой ступени при их параллельном размещении на второй ступени РКН, которая не препятствует их свободному отделению от второй ступени РКН, но исключает относительный разлет и вращение РБ в свободном падении в задний район и применением для каждого РБ ВКПС, выполненной из термостойких материалов, для торможения и стабилизации РБ с конструктивной связью по всей траектории полета и приземления РБ с приемлемой скоростью, обеспечивающей их целостность для последующей эвакуации.

Реализации заявляемого способа в ракетах-носителях типа СОЮЗ с параллельным расположением РБ первой ступени осуществляется введением в состав РБ системы гибкой тросовой механической связи в соответствии с фиг. 1 (позиция 3) прилагаемых чертежей.

Сущность изобретения поясняется чертежами.

На фиг. 1. изображены взаимные положения РБ первой и второй ступени РКН «Союз-2» при их разделении с временным интервалом 0,5 с РБ первой ступени - 1, РБ второй ступени -2, конструктивная связь блоков первой ступени - 3, ВКПС - 4. Связь - 3 не препятствует отделению РБ первой ступени - 1 от РБ второй ступени - 2 на первых двух секундах полета, но ограничивает их расхождение и поворот к моменту ввода ВКПС - 4 в действие к третьей секунде.

На фиг. 2 изображен район падения РБ первой ступени РКН «Союз» для космодрома «Байконур» со свободным разделением РБ - 5 с наложением на него уменьшенного района падения РБ первой ступени с конструктивной связью - 6. Площадь S2 уменьшенного района падения - 6 составляет около 80% от площади S1 района падения со свободным разделением РБ - 5.

На фиг. 3 изображены расчетные районы падения РБ первой ступени РКН «Союз» для космодрома «Восточный» с указанием расстоянии центра эллипса рассеивания от старта и наложением на карту рельефа местности, без конструктивной связи между РБ - 7 и районы падения с оснащением каждого РБ - ВКПС минимально-возможной площади (500 м2) и конструктивной связью РБ между собой - 8.

На фиг. 4 изображена система из четырех РБ - 1 с ВКПС - 4 на участке снижения перед приземлением, соединенных конструктивной связью - 3.

Способ запуска ракет-носителей типа «Союз» с параллельным расположением ракетных блоков (РБ) первой ступени, для которых обеспечивается стабилизация, гашение гиперзвуковых скоростей и снижение за счет применения воздушно-космической парашютной системы (ВКПС), начиная с верхних разреженных слоях атмосферы с приземлением на земную поверхность в районы падения, отличающийся тем, что для создания условий ввода парашютной системы в действие сразу после отделения РБ, ракетные блоки оснащаются системой гибкой тросовой механической связи, не препятствующей их штатному отделению от второй ступени на активном участке полета, но ограничивающей их разворот, и сохраняющей механическую связь РБ на участке парашютного спуска, обеспечивая тем самым групповое приземления РБ с сокращением размеров районов падения.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетах космического назначения лёгкого класса (РКН ЛК). РКН ЛК на нетоксичных компонентах топлива с высокой степенью заводской готовности к пусковым операциям с определенным составом, весогабаритными и техническими параметрами, необходимыми для осуществления авиационной транспортировки полностью собранной и испытанной в заводских условиях РКН ЛК, содержит спасаемые ракетный блок или двигательную установку первой ступени, воздушно-космическую парашютную систему.

Изобретение относится к конструкциям космических ракет и способам их посадки на землю. Космическая ракета содержит ракетный двигатель и полезную нагрузку, при этом многоразовый аппарат имеет форму оживального конуса с затупленной жаропрочной частью в основании конуса, а рули, или пилоны, или двигатели присоединены к полезной нагрузке управляемым отсоединяемым креплением.

Изобретение относится к управлению движением связанных тросом космических объектов. Способ включает расстыковку указанных объектов с сообщением спускаемому аппарату (СА) начальной скорости расхождения против вектора орбитальной скорости.

Изобретение относится к космонавтике, в частности к области управления космическими аппаратами (КА). Бортовыми средствами аппарата определяются координаты включения двигательной установки, величины и ориентации импульсов характеристической скорости КА.

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.

Группа изобретений относится к аэрокосмической системе для выведения полезной нагрузки (ПН) на орбиту и возвращения с орбиты путем торможения в атмосфере. Система содержит средство выведения (100) с вертикальным взлетом и посадкой.

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 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.

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.

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 относится к управлению выведением космического аппарата (КА) с подлетной траектории на орбиту искусственного спутника планеты (ИСП) с атмосферой. В способе используются аэродинамическое торможение КА и реактивная коррекция орбиты КА на внеатмосферном участке. Пологий вход КА в атмосферу осуществляют с прицельным углом входа, вычисляемым из условия достижения требуемой скорости КА в результате его рикошета (по завершении аэродинамического торможения) от атмосферы на определенной высоте. Многократное прохождение КА верхних слоев атмосферы обеспечивает снижение апоцентра его орбиты до допустимой величины. В этом апоцентре отрабатывают импульс характеристической скорости для выхода КА на орбиту ИСП. Технический результат изобретения направлен на повышение эффективности управления КА аэродинамическими и реактивными средствами без применения высокоточных систем и алгоритмов управления аэродинамическим качеством в атмосфере. 1 ил.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), главным образом на атмосферном участке траектории выведения. Способ включает автономное оперативное определение бортовыми средствами КА высоты условного перицентра траектории сразу после входа КА в атмосферу. Затем проводят реактивную коррекцию траектории КА вблизи нижней границы коридора входа. В ходе маневра рикошетирования отрабатываются рациональные программы управления аэродинамическими силами до вылета КА из атмосферы. Тем самым полет КА вблизи нижней границы коридора входа может ббыть осуществлен в более разреженных слоях атмосферы с достижением большей скорости в апоцентре переходной орбиты. В указанном апоцентре КА сообщается импульс разгона для формирования заданной орбиты искусственного спутника планеты. Технический результат изобретения заключается в повышении эффективности управления КА на участке аэродинамического торможения и снижении суммарного расхода топлива. 2 ил.

Изобретение относится к области космической техники. Посадочное устройство содержит, по крайней мере, одну посадочную опору, включающую в себя центральную телескопическую стойку. Стойка снабжена узлом крепления к корпусу космического аппарата. На конце телескопического штока закреплена опорная тарель. В узле крепления к корпусу космического аппарата шарнирно с центральной телескопической стойкой прикреплена, по крайней мере, одна дополнительная телескопическая стойка с тарелью. Корпусы и выдвижные элементы телескопических стоек выполнены в виде оболочечных конструкций коробчатого типа с переменным профилем поперечного сечения из пластически деформируемого материала. Корпусы стоек и выдвижные элементы стоек связаны друг с другом с помощью двух замковых механизмов, выполненных в виде двух пар шарнирно соединенных пластин с механизмами фиксации при полном раскрытии стоек. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности энергопоглощения. 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для снижения площадей районов падения отделяющихся частей (ОЧ) ракет космического назначения (РКН). В способе минимизации зон отчуждения ОЧ определяют дополнительное количество теплоты, необходимое для сжигания ОЧ при движении на атмосферной части траектории спуска до заданной высоты, на которой должно закончиться их сгорание в атмосфере. Определенную массу энергетического материала помещают в конструкцию ОЧ, например в сотовые ячейки конструкции оболочки головного обтекателя. Техническим результатом изобретения является снижение площади зоны необходимого отчуждения.

Изобретение относится к управлению подготовкой и осуществлением спуска космического аппарата (КА). Способ включает построение требуемой для проведения наблюдений ориентации КА, определение остатка топлива на борту КА, а также орбиты спуска, проходящей максимальное число раз над заданными наземными пунктами и отвечающей требованиям светотеневой обстановки на орбите КА и в этих пунктах. Остаток топлива должен превышать суммарный его расход на ориентацию и маневры орбиты спуска. При выполнении указанных требований переводят КА на орбиту спуска. Технический результат изобретения состоит в повышении разрешения и количества наблюдений наземных пунктов при спуске КА.

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере. Способ включает изменение аэродинамического качества КА, обеспечивающее его посадку в заданную область поверхности планеты. Траектория спуска КА делится на два условных участка. На первом из них производят интенсивный разворот КА по курсу в положение, при котором вектор его скорости попадает в вертикальную плоскость, проходящую через заданную точку посадки. Затем осуществляют полет КА в сформированной вертикальной плоскости, где путем управления углом атаки достигают требуемой продольной дальности спуска. Техническим результатом изобретения является повышение точности посадки КА в заданную область поверхности планеты. 2 ил.
Наверх