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



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

 


Владельцы патента RU 2581894:

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

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при спуске отделяющейся части ступени ракеты космического назначения (ОЧ РКН). ОЧ РКН содержит систему управления и навигации, топливный отсек, систему газификации жидких остатков топлива, 2 противоположно установленных друг другу сопла сброса, пиромембраны. Стабилизируют ОЧ в статически устойчивом положении, используют энергетику на основе газификации невыработанных остатков жидких компонентов ракетного топлива, обеспечивают угловое положение в пространстве, соответствующее минимальному углу атаки при входе в плотные слои атмосферы, совершают аэродинамический маневр, осуществляют управление движением центра масс и вокруг центра масс ОЧ путем раздельного сброса продуктов газификации (ПГ) из баков горючего и окислителя через регулируемые сопла газореактивной системы (ГС), осуществляют безмоментный сброс оставшихся продуктов газификации из баков через сопла сброса ГС. Изобретение позволяет повысить точность стабилизации ОЧ при штатных возмущениях, снизить массу и габариты системы утилизации ПГ, частоты колебаний ОЧ. 2 н.п. ф-лы, 4 ил., 2 табл.

 

Предлагаемые изобретения относятся к ракетно-космической технике и могут быть использованы для сокращения районов падения отделяющихся частей (ОЧ) ступеней ракет космического назначения (РКН).

Одной из основных проблем, связанных со снижением техногенного воздействия пусков РКН на окружающую среду, является наличие ОЧ, что приводит к необходимости выделять значительные территории для районов падения ОЧ, использованию энергетически неоптимальных схем выведения, а наличие невырабатываемых остатков жидкого топлива в баках ОЧ приводит к взрывам на орбитах и на атмосферном участке траектории спуска, проливам компонентов топлива в районах падения, увеличению разбросов фрагментов ОЧ и т.д.

Известен «Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения» (патент RU №2475429, МПК B64G 1/26, опубл. 20.02.2013), по которому программу управления работой газовых ракетных двигателей и движением ОЧ ступеней ракет космического назначения разделяют на внеатмосферный и атмосферный участки, которые разбивают на конечное число интервалов времени и определяют программу углового разворота и движения ОЧ на каждом интервале.

Наиболее близким к заявляемому является «Способ спуска отделяющейся части ракеты космического назначения на жидких компонентах топлива в заданный район падения и устройство для его осуществления» (патент RU №2414391, МПК B64G 1/26, B64C 15/14, опубл. 20.03.2011). Способ основан на стабилизации ОЧ положением двигательной установкой вперед, ориентации и управляемом движении ОЧ, после отделения ОЧ маневр спуска в заданный район падения осуществляют за счет энергетики, заключенной в невыработанных остатках компонентов жидкого топлива на основе их газификации и подачи в газовую ракетную двигательную установку (ГзРДУ) спуска, при этом управление движением центра масс и вокруг центра масс ОЧ осуществляют отклонениями камер ГзРДУ, а ОЧ на момент выключения ГзРДУ обеспечивают угловое положение в пространстве, соответствующее минимальному углу атаки при входе ее в плотные слои атмосферы, и закручивают ОЧ вокруг ее продольной оси. Величину невыработанных остатков жидкого топлива формируют с учетом спуска ОЧ в заданный район падения, а завершение активного участка маневра спуска осуществляют до входа в плотные слои атмосферы и сохранения управляемости ОЧ с помощью камер ГзРДУ.

Отделяющаяся часть ракеты космического назначения на жидких компонентах топлива включает в свой состав систему управления и навигации, систему газификации, причем на верхнем днище топливного отсека установлены четыре камеры, каждая из которых оснащена приводом, а система газификации имеет автономный газогенератор с мембранной системой подачи компонентов топлива, возбудители акустических колебаний, размещенные на штуцерах ввода теплоносителя в топливные баки.

К недостаткам известных технических решений относятся:

- наличие ГзРДУ, что требует использования тяжелых камер сгорания, каждая из которых устанавливается в одностепенный управляемый привод, масса ГзРДУ многократно больше, чем масса сопел ГРС из-за высокой температуры продуктов сгорания;

- ГзРДУ необходима при реализации импульсов спуска с орбиты, изменения точки падения (управление движением центра масс), но не эффективна в режиме стабилизации (управление относительно центра масс) при полете ОЧ на атмосферном участке траектории спуска (АУТС), т.к. конструкция приводов, углы прокачки, приводят к существенному утяжелению конструкции;

- при газификации топлива в баках состав продуктов газификации, поступающий из баков в ГзРДУ, переменный по времени, что приводит к тому, что процесс сгорания в камере носит неустойчивый характер с переменной скоростью истечения и, соответственно, переменной тягой;

- не используется возможность аэродинамического маневра, что, как показали проведенные оценки для данного класса траекторий входа и параметров смещения точек падения ОЧ, более эффективна, чем придание импульса центру масс ОЧ с помощью ГзРДУ.

Техническим результатом предлагаемого технического решения является устранение указанных недостатков, повышение точности стабилизации ОЧ при штатных возмущениях, снижение массы и габаритов системы утилизации ПГ и частоты колебаний ОЧ.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе спуска отделяющейся части (ОЧ) ступени ракеты-носителя (РН) на жидких компонентах ракетного топлива (КРТ) в заданный район падения, основанном на стабилизации ОЧ в статически устойчивом положении, использовании энергетики, заключенной в невыработанных остатках жидкого КРТ на основе их газификации, обеспечении углового положения в пространстве, соответствующего минимальному углу атаки при входе ее в плотные слои атмосферы, согласно заявляемому изобретению, после отделения ОЧ управление спуском в заданный район падения осуществляют на атмосферном участке траектории спуска ОЧ за счет аэродинамического маневра, при этом управление движением центра масс и вокруг центра масс ОЧ осуществляют путем раздельного сброса продуктов газификации (ПГ) из баков горючего и окислителя через регулируемые сопла газореактивной системы (ГРС), после завершения маневра осуществляют безмоментный сброс оставшихся ПГ из баков через сопла сброса ГРС.

В части устройства для осуществления способа указанный технический результат достигается тем, что в ОЧ ракеты, включающей в свой состав систему управления и навигации, топливный отсек, систему газификации жидких остатков топлива, согласно заявляемому изобретению, в плоскости стабилизации тангажа (рыскания), крена на максимальном удалении от центра масс установлены по 2 сопла сброса противоположно друг другу, соединенные магистралями подачи ПГ через пиромембраны, регулируемые клапана с соответствующими баками.

Сущность технического решения поясняется чертежом, где

- на фиг. 1 поясняются действия способа;

- на фиг. 2 приведена схема работы ГРС в канале тангажа на примере ОЧ второй ступени РКН «Союз 2.1.в» (блок И);

- на фиг. 3 приведена схема работы ГРС в канале крена;

- на фиг. 4 приведены параметры траектории спуска на примере ОЧ первой ступени РКН типа «Союз-2.1.в».

Выведение РКН на активном участке траектории первой ступени 1 осуществляется по оптимальной программе тангажа. После отделения ОЧ первой ступени в точке траектории 2 в соответствии с прототипом осуществляется маневр ОЧ с помощью ГзРДУ, обеспечивающий дальнейший полет ОЧ по баллистической траектории спуска, состоящей из внеатмосферного участка 3, входа в атмосферу 4 и атмосферного участка 5 с падением ОЧ на поверхность Земли в заданной точке 6. Для обеспечения стабилизированного полета ОЧ при входе атмосферу в соответствии с прототипом обеспечивают закрутку ОЧ вокруг продольной оси.

В том случае, если не осуществлять маневр спуска ОЧ, то после отделения ОЧ в точке 2 она совершит спуск по номинальной баллистической траектории 7,8 с падением в точку 9, которая, как правило, при оптимальной программе выведения РКН, находится вне выделенного района падения, которому принадлежит заданная точка прицеливания 6.

В соответствии с предлагаемым способом маневр спуска ОЧ в заданную точку прицеливания 6 осуществляется с использованием сопел ГРС на атмосферном участке траектории спуска 10 за счет использования нормальной составляющей аэродинамической силы.

Раздельный сброс ПГ газификации из баков О, Г через сопла ГРС обусловлен следующим:

- минимизация массы магистралей подачи ПГ, т.к. сопла сброса ПГ находятся в непосредственной близости относительно баков О, Г;

- в соплах ГРС не предусмотрено химическое взаимодействие ПГ;

- для решения задачи стабилизации ОЧ при ее управляемом полете величины тяг сопел сброса ГРС достаточны;

- сброс ПГ через сопла ГРС начинается после достижения в баках О, Г заданного давления при подаче в бак горячих газов (выход системы газификации на заданный режим).

Безмоментный сброс ПГ из баков О, Г осуществляется исходя из следующих условий:

- обеспечение прочности конструкции баков при повышении давления;

- необходимость расходования токсичных ПГ до момента падения ОЧ на поверхность Земли.

В таблице 1 приведен сравнительный анализ двух способов спуска: приложения импульса к центру масс ОЧ с использованием ГзРДУ и аэродинамический маневр для ОЧ первой ступени с использованием ГРС на АУТС.

Из результатов сравнительного анализа, приведенного в таблице 1, следует, что для ОЧ первой ступени РКН, совершающей большую часть траектории движения в атмосфере, использование аэродинамического маневра с использованием ГРС предпочтительнее по сравнению с использованием ГзРДУ.

На ступени 11 в плоскости тангажа Х1ОY1 установлены сопла сброса 12, 13 продуктов газификации из бака (Г) и бака (О) 14, 15, обеспечивающие управляющие моменты относительно центра масс 16 для компенсации аэродинамических возмущающих моментов, прилагаемых к центру давления 17. Управление тягой сопел сброса продуктов газификации из бака (Г), (О) осуществляется регулируемыми клапанами 18, 19. Сопла сброса 20, 21 продуктов газификации из бака (О) в канале крена соединены через регулируемый клапан 22, а сопла сброса 23, 24 продуктов газификации из бака (Г) соединены через регулируемый клапан 25. Подача теплоносителя в баки (Г), (О) осуществляется из газогенераторов 26, 27.

После отделения ОЧ 11 в точке 2 траектории спуска, запускаются газогенераторы 26, 27 системы газификации. После достижения заданного давления в баках (О), (Г) вскрываются пиромембраны 28, 29, соответственно. Продукты газификации поступают через регулируемые клапаны 18, 19, 22, 25 из баков (Г), (О) на сопла сброса продуктов газификации 12, 13, 14, 15, 20, 21, 23, 24.

На ОЧ 11 на расстоянии LгрсГ от центра масс 16 установлены противоположно друг другу относительно продольной оси OX1 2 сопла сброса ПГ 12, 13 из бака (Г) и создают тяги перпендикулярно продольной оси OX1.

Управляющие моменты в канале тангажа от сопел сброса ПГ из бака (Г) будут:

Аналогично установлены сопла сброса ПГ из бака (О) 14, 15, создающие управляющие моменты в канале тангажа:

Эти управляющие моменты формируются одновременно с использованием ПГ из баков (О) и (Г), поэтому можно записать:

Регулирование величин управляющих моментов обеспечивается за счет изменения тяг сопел сброса ГРС:

путем изменения секундного расхода ПГ через сопла 12, 13, 14, 15 регулирующими клапанами 18, 19, в результате чего тяга каждого сопла может изменяться в интервале [0, Рмакс].

Сопла сброса ПС из бака (О) 20, 21 и регулирующий клапан 22 установлены противоположно соплам сброса ПС из бака (Г) 23, 24 с регулирующим клапаном 25 на расстояниях Rгрс от продольной оси ОХ1. Наиболее предпочтительное место расположения ГРС по крену с точки зрения минимизации подводящих газовых магистралей между баками (О) и (Г).

Управляющие моменты в канале крена формируются по аналогии с управляющими моментами в канале тангажа Mz1, а именно, путем сброса ПГ с баков (О), (Г):

Тяга сопел в канале крена регулируется с использованием регулируемых клапанов 22, 25 в диапазоне [0, Рмакс].

Управление в канале рыскания осуществляется тем же составом сопел сброса ПГ, при этом осуществляется разворот ОЧ вокруг продольной оси OX1 на 90°. Учитывая низкие частоты процесса стабилизационных колебаний (фиг. 4), возникает возможность использования маневра по крену и отказа от установки дополнительных 4 сопел сброса ПГ для управления в канале рыскания.

В общем случае возможна установка сопел сброса ПГ и в канале рыскания, конкретное решение о составе ГРС, т.е. дополнительной установке сопел сброса в канале рыскания, принимается в зависимости от динамических характеристик ОЧ (частоты и амплитуды стабилизационных колебаний ОЧ, которые определяются эффективностью управляющих органов , коэффициентами настроек автомата стабилизации (см., например, кн. 1 Разоренов Г.Н., Бахрамов Э.А., Титов Ю.Ф. Системы управления летательными аппаратами (баллистическими ракетами и их головными частями). М.: Машиностроение, 2003. - 583 с.) при движении на атмосферном участке спуска).

При предлагаемом способе спуска (использованием аэродинамического воздействия для смещения точки падения ОЧ) ГРС служит для формирования управляющего момента Му, который уравновешивает аэродинамический момент Ма при движении ОЧ с балансировочным углом атаки α, определяемым из условия смещения ОЧ в точку 6.

Система угловой стабилизации решает задачу отработки потребного угла атаки αП и формирует управляющий момент Му, который рассчитывается по формуле:

где:

- коэффициент нормальной составляющей аэродинамической силы,

q, S - скоростной напор и площадь миделя ОЧ, соответственно,

xD, xC - координаты центров масс и давления ОЧ,

kω, kα - коэффициенты усиления системы стабилизации по рассогласованию угловой скорости (ω-ωП) и угла отклонения (α-αП) от программной траектории.

Первое слагаемое обеспечивает программное значение угла атаки αП, второе и третье формируют обратную связь по скорости и рассогласованию от программной траектории, обеспечивая качество переходного процесса системы угловой стабилизации. При этом учитывается ограничение:

Для обеспечения программного значения угла атаки αП величина управляющего момента ГРС определяется в соответствии с (6), (7). Из-за ограничения на управляющий момент (7) действительный угол атаки α может быть меньше потребного αП.

На фиг. 4 приведены параметры траектории спуска на примере ОЧ первой ступени РКН типа «Союз-2.1.в», пунктиром - программные значения, сплошной - фактические: угол наклона траектории θ(t), угол тангажа ϑ(t), угловая скорость ω(t), действительный α(t) и потребный угол атаки αП(t), поперечная аэродинамическая сила Y1(t) при исходных данных, приведенных в табл. 2

Из приведенных результатов следует, что предложенный способ спуска и устройство для его реализации являя.тся работоспособными и эффективными для спуска ОЧ первой ступени РКН на АУТС:

- обеспечивают высокую точность стабилизации ОЧ при штатных возмущениях и, соответственно, малые отклонения точки падения от расчетной точки (0,18 км);

- позволяют обеспечивать смещение точки падения ОЧ (до 30 км, что соответствует 5% от начальной дальности), эту величину можно существенно увеличить (до 20%), для этого необходимо увеличить допустимый угол атаки, тягу сопел ГРС;

- частоты колебаний ОЧ малы, что позволяет использовать установку сопел ГРС только в одном канале (тангажа или рыскания);

- достигается снижение массы системы утилизации ПГ по сравнению с прототипом более чем на 20% за счет отсутствия магистрали подачи горючего в ГзРДУ, камер ГзРДУ и приводов, рамы крепления ГзРДУ и приводов.

1. Способ спуска отделяющейся части (ОЧ) ступени ракеты космического назначения на жидких компонентах ракетного топлива в заданный район падения, основанный на стабилизации ОЧ в статически устойчивом положении, использовании энергетики, заключенной в невыработанных остатках жидких компонентов ракетного топлива на основе их газификации, обеспечении углового положения в пространстве, соответствующего минимальному углу атаки при входе ее в плотные слои атмосферы, отличающийся тем, что после отделения ОЧ управление спуском в заданный район падения осуществляют на атмосферном участке траектории спуска ОЧ за счет аэродинамического маневра, при этом управление движением центра масс и вокруг центра масс ОЧ осуществляют путем раздельного сброса продуктов газификации из баков горючего и окислителя через регулируемые сопла газореактивной системы, после завершения маневра осуществляют безмоментный сброс оставшихся продуктов газификации из баков через сопла сброса газореактивной системы.

2. Отделяющаяся часть ракеты космического назначения, включающая в свой состав систему управления и навигации, топливный отсек, систему газификации жидких остатков топлива, отличающаяся тем, что в плоскостях стабилизации тангажа, рыскания, крена на максимальном удалении от центра масс установлены по 2 сопла сброса противоположно друг другу, соединенные магистралями подачи продуктов газификации через пиромембраны, регулируемые клапана с соответствующими баками.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиакосмической технике и может быть использовано в летательных аппаратах (ЛА). ЛА содержит корпус, два жестко связанных с корпусом реактивных двигателя, блок управления, малоудлиненный расширенный амортизатор с прямоугольным основанием, увеличенные по вертикали два пружинных клапана с закругленными оконечностями, две плоские пластины.

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.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в бесконтактной транспортировке космических объектов (КО) на разных орбитах. Выводят на исходную расчетную орбиту космический аппарат (КА) с ионной пушкой с газоразрядной камерой с плоским индуктором для возбуждения индукционного высокочастотного электрического разряда, двигательной установкой в виде электрического ракетного двигателя (ЭРД), шарнирным механизмом со штангами и шарнирами или виде карданного шарнира для перемещения ЭРД в плоскости, ортогональной оси, проходящей через центр масс КА в направлении вектора тяги ионной пушки, сближают и ориентируют КА относительно транспортируемого КО с помощью изменения направления вектора тяги и точки приложения вектора тяги перемещаемого ЭРД, измеряют координаты транспортируемого КО и расстояние между КА и транспортируемым КО, воздействуют на поверхность транспортируемого КО квазинейтральным ионным пучком с помощью ионной пушки, производят динамическую компенсацию возмущающих сил и моментов, действующих на КА, производят динамическую ориентацию КА относительно транспортируемого КО, перемещают транспортируемый КО на орбиту захоронения, осуществляют перемещение КА по спиральной траектории на орбиту следующего транспортируемого КО.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при сближении и последующей стыковке двух космических объектов. Способ включает определение величины и места приложения отлетного импульса перед переводом активного космического аппарата (АКО) на траекторию полета к другому небесному телу, исходя из условия пересечения АКО орбиты пассивного космического аппарата (ПКО).

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ повышения эффективности ракет космического назначения (РКН) с маршевыми жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) основан на использовании невыработанных жидких остатков компонентов ракетного топлива (КРТ) в баках отделяющихся частей (ОЧ) ступеней РКН с помощью системы извлечения и реализации энергетических ресурсов (СИРЭР).

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.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) с помощью реактивного двигателя коррекции (ДК). Способ включает приложение к КА тестового и корректирующего воздействий.

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.

Изобретение относится к аэрокосмической технике, а именно к летательным аппаратам (ЛА). ЛА содержит корпус, реактивные двигатели, блок управления подачи, воспламенения и истечения топлива, блок симметричных конусообразных камер сгорания, два блока выхлопных сопел, блок симметричных изогнутых выхлопных труб с оконечностью.

Изобретение относится к реактивным средствам перемещения преимущественно в свободном космическом пространстве. Предлагаемое средство перемещения содержит корпус (1), полезную нагрузку (2), систему управления и не менее одной кольцевой системы сверхпроводящих фокусирующе-отклоняющих магнитов (3).

Группа изобретений относится к области управления угловым движением преимущественно нелинейных нестационарных систем с переменными параметрами, в частности летательных аппаратов (ЛА) с вертикальными взлётом и посадкой.

Летательный аппарат состоит из корпуса и двигателя с выхлопным соплом. Корпус включает отсек для укладки парашюта и механизм выброса парашюта, который имеет вход, соединенный с выходом блока управления выбросом парашюта, и связь с подвижной пластиной, связанной с приводом, вход которого соединен с выходом блока управления приводом.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам-носителям на жидком топливе. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к силовым установкам, работающим на потоках газов. .

Изобретение относится к управлению летательными аппаратами, а более конкретно, к аэрореактивному управлению с помощью реактивной силы в сочетании с аэродинамическими органами управления.

Изобретение относится к межорбитальному маневрированию космического аппарата (КА). Способ включает выведение КА на переходную орбиту с нулевым наклонением двигателями большой тяги. Перигей этой орбиты лежит ниже геостационарной орбиты (ГСО), а апогей - выше ГСО. Довыведение КА на ГСО производится двигателями малой тяги, работающими непрерывно, за исключением двух симметричных малоэффективных участков переходной орбиты. При этом ориентация КА в инерциальном пространстве неизменна, а панели солнечных батарей зафиксированы под углом до 30° к направлению на Солнце. Одновременно с изменением эксцентриситета переходной орбиты изменяют скорость дрейфа КА в требуемом направлении и совмещают довыведение по эксцентриситету с приведением по долготе. В качестве двигателя малой тяги используют штатный электрореактивный двигатель коррекции долготы КА. Техническим результатом изобретения являются сокращение срока ввода КА в эксплуатацию на ГСО и минимизация затрат топлива на довыведение КА. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

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.
Наверх