Способ управления угловым движением ракеты космического назначения

Изобретение относится к способам управления движением ракет космического назначения (РКН). Способ управления угловым движением РКН заключается в управлении углами тангажа и рыскания путем отклонения в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях установленной в карданном подвесе камеры сгорания основного двигателя, в управлении углом крена с помощью двух пар газовых сопел и двух аэродинамических рулей, отклоняемых с помощью своих электрогидравлических сервоприводов (ЭГС). Определяют рассогласования между командным сигналом на отклонение аэродинамических рулей и фактическими углами их отклонения. При превышении по абсолютной величине любым из двух рассогласований заранее выбранного предельно-допустимого значения формируют признак отказа ЭГС аэродинамического руля. В случае формирования признака отказа ЭГС дополнительно отклоняют камеру сгорания основного двигателя по тангажу и аэродинамический руль с исправным ЭГС, дополнительно управляют углом рыскания с помощью пар газовых сопел. Техническим результатом изобретения является повышение вероятности успешного завершения полета РКН в случае отказа одного из исполнительных органов системы управления. 4 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к способам управления движением ракет космического назначения (РКН) на участке полета в атмосфере.

В ракетной технике известен выбранный в качестве прототипа способ управления движением РКН в атмосфере, заключающийся в управлении углами тангажа и рыскания путем отклонения в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях установленной в карданном подвесе камеры сгорания основного двигателя и в управлении углом крена с помощью двух пар газовых сопел и двух аэродинамических рулей, отклоняемых с помощью своих электрогидравлических сервоприводов (см. [1], стр. 28).

Известный способ управления оказывается неработоспособным в случае отказа какого-либо из электрогидравлических сервоприводов (ЭГС) аэродинамических рулей (АР) с выходом штока ЭГС «на упор» (когда шток ЭГС оказывается предельно выдвинут или втянут и в дальнейшем остается в этом положении). Такие отказы могут быть вызваны заклиниванием золотника гидроусилителя ЭГС, засорением сопла электромеханического преобразователя и др. При этом АР, отклоняемый отказавшим ЭГС, оказывается отклоненным на максимальный угол, соответствующий предельному положению штока ЭГС. В этом случае создаются действующие на РКН значительные возмущающие моменты по крену и тангажу, которые приводят к потере управляемости движения и, как следствие, к аварийной ситуации.

Задачей предложенного изобретения является разработка способа управления угловым движением РКН, обеспечивающего возможность продолжения управляемого полета РКН при отказе ЭГС одного из аэродинамических рулей.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является повышение «живучести» РКН, т.е. повышение вероятности успешного завершения полета РКН в случае отказа одного из исполнительных органов системы управления.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе управления угловым движением ракеты космического назначения, заключающемся в управлении углами тангажа и рыскания путем отклонения в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях установленной в карданном подвесе камеры сгорания основного двигателя, в управлении углом крена с помощью двух пар газовых сопел и двух аэродинамических рулей, отклоняемых с помощью своих электрогидравлических сервоприводов, в соответствии с изобретением, на участке управления углом крена с использованием аэродинамических рулей периодически измеряют фактические углы их отклонения от нейтрального положения, определяют рассогласования между командным сигналом на отклонение аэродинамических рулей и фактическими углами их отклонения, при превышении по абсолютной величине любым из двух рассогласований заранее выбранного предельно-допустимого значения формируют признак отказа электрогидравлического сервопривода того аэродинамического руля, чье рассогласование превысило по абсолютной величине предельно-допустимое значение, и в случае формирования признака отказа ЭГС дополнительно отклоняют камеру сгорания основного двигателя по тангажу и аэродинамический руль с исправным ЭГС, на углы, пропорциональные фактическому углу отклонения аэродинамического руля с отказавшим электрогидравлическим сервоприводом, и дополнительно управляют углом рыскания с помощью пар газовых сопел, создающих управляющий момент рыскания.

Сущность предлагаемого изобретения иллюстрируется фиг. 1-3.

Фиг. 1. Органы управления угловым движением РКН.

Фиг. 2. Положение аэродинамических рулей при отказе ЭГС одного из них.

Фиг. 3. Результаты моделирования отказа ЭГС одного АР. Зависимости основных параметров движения от времени а) при использовании известного способа управления; б) при использовании предлагаемого способа.

В качестве примера рассмотрим возможную реализацию предлагаемого способа управления на РКН легкого класса типа корейской ракеты «КСЛВ-I». Камера сгорания с соплом 1 основного двигателя I ступени этой РКН установлена в карданном подвесе (см. фиг. 1). Управление движением РКН по тангажу и рысканию осуществляется путем отклонения камеры сгорания основного двигателя в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях. Кроме того, на РКН установлены 4 газовых сопла 4, 5, 6 и 7, установленные в плоскости тангажа I-III. Для управления углом крена при малых значениях скоростного напора воздушного потока эти сопла включаются парами: 4, 7 или 5, 6. Однако, управляющего момента по крену, создаваемого этими газовыми соплами, недостаточно при движении с достаточно большой скоростью в плотных слоях атмосферы, когда на РКН действуют существенные возмущающие аэродинамические моменты. Поэтому, при значительных значениях скоростного напора вместо газовых сопел для управления углом крена используются аэродинамические рули 3 и 2, установленные соответственно в полуплоскостях II и IV плоскости рыскания. Каждый из АР отклоняется с помощью своего электрогидравлического сервопривода на угол в диапазоне ±24°. Направления положительных отклонений АР показаны на фиг. 1.

В случае отказа одного из АР с его уходом на «упор» в 24°, на РКН начинают действовать возмущающие моменты, главным образом по крену и тангажу. Это приводит к тому, что при значительных значениях скоростного напора РКН может потерять управляемость. На фиг. 3а для примера показаны результаты математического моделирования отказа АР, установленного в IV полуплоскости, на 80 с полета (на фиг. 3а и 3б t - время от команды «Контакт подъема», ϑ - угол тангажа, ψ - угол рыскания, γ - угол крена, δII и δIV - углы отклонения АР, установленных во II и IV полуплоскостях соответственно). Как видно из фиг. 3а, возмущающий момент по крену, возникший из-за выхода АР на предельно-допустимый угол, привел к «закрутке» РКН по крену и, в конечном счете, к аварийному прекращению полета.

В случае использования предлагаемого способа управления периодически (например, с тактом работы бортовой цифровой вычислительной машины) измеряются фактические углы отклонения аэродинамических рулей от нейтрального положения. Эти измерения могут осуществляться с использованием потенциометрических, индукционных и др. датчиков обратной связи, установленных на осях вращения АР. Фактические углы отклонения АР сравниваются с командным сигналом на их отклонение, выработанным автоматом стабилизации системы управления. Если рассогласование (разность) между фактическим и командным сигналом отклонения какого-либо АР превосходит по абсолютной величине заранее выбранное предельно-допустимое значение, электрогидравлический сервопривод этого АР признается отказавшим (в автомате стабилизации формируется признак отказа ЭГС соответствующего АР). В соответствии с изобретением, после формирования признака отказа ЭГС одного из АР, к командному сигналу от автомата стабилизации, поступающему на исправный ЭГС другого АР, добавляется сигнал, пропорциональный фактическому углу отклонения АР с отказавшим ЭГС. Если коэффициент пропорциональности выбрать равным - 1, то, т.к. обычно командный сигнал на исправный ЭГС от автомата стабилизации составляет доли градуса, оба АР (2 и 3) после формирования признака отказа займут практически симметричное относительно плоскости I-III положение (см. фиг. 2). При этом возмущающий момент по крену, действующий на РКН, будет минимальным. Однако в этом случае от отклонения АР возникнет возмущающий момент по тангажу. Для его парирования необходимо быстро отклонить в канале тангажа камеру сгорания основного двигателя (см. фиг. 2), что и осуществляется в соответствии с изобретением, при этом дополнительное отклонение камеры основного двигателя выбирается пропорциональным фактическому углу отклонения АР с отказавшим ЭГС (коэффициент пропорциональности отрицательный). Наконец, для парирования возмущающего момента по рысканию, который может возникнуть из-за неодновременного перехода АР в симметричное относительно плоскости I-III положение, в соответствии с изобретением используются пары газовых сопел 4, 6 и 5, 7. Необходимость использования газовых сопел в канале рыскания может быть вызвана ограничением на величину полного утла отклонения камеры сгорания основного двигателя, которое обычно имеет вид:

,

где δϑ - угол отклонения камеры по тангажу;

δψ - угол отклонения камеры по рысканию;

δmax - максимально-допустимое значение полного утла отклонения камеры.

Это обусловленное конструкцией основного двигателя так называемое ограничение на отклонение «по кругу», означающее, что ось камеры должна оставаться внутри конуса, ось которого совпадает с продольной осью РКН, а угол полураствора конуса равен δmax. В случае, когда канал тангажа «загружен» парированием возмущающего момента от пары симметрично расположенных АР (т.е. δϑ близко к δmax), на управление в канале рыскания может «не хватить» располагаемого угла отклонения камеры. Дополнительное использование газовых сопел в канале рыскания увеличивает возможности системы управления.

Для рассматриваемой в качестве примера РКН результаты математического моделирования движения при отказе ЭГС АР, установленного в IV полуплоскости, на 80 с полета представлены на фиг. 3б. Из фиг. 3б видно, что и после отказа продолжается управляемый полет РКН. Таким образом, благодаря реализации предложенного в изобретении технического решения, решается задача продолжения управляемого полета РКН при отказе ЭГС одного аэродинамических рулей.

Источники информации

1. Новости космонавтики, №10 (321), 2009 г.

Способ управления угловым движением ракеты космического назначения, заключающийся в управлении углами тангажа и рыскания путем отклонения в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях установленной в карданном подвесе камеры сгорания основного двигателя, в управлении углом крена с помощью двух пар газовых сопел и двух аэродинамических рулей, отклоняемых с помощью своих электрогидравлических сервоприводов, отличающийся тем, что на участке управления углом крена с использованием аэродинамических рулей периодически измеряют фактические углы их отклонения от нейтрального положения, определяют рассогласования между командным сигналом на отклонение аэродинамических рулей и фактическими углами их отклонения, при превышении по абсолютной величине любым из двух рассогласований заранее выбранного предельно-допустимого значения формируют признак отказа электрогидравлического сервопривода того аэродинамического руля, чье рассогласование превысило по абсолютной величине предельно-допустимое значение, и в случае формирования признака отказа электрогидравлического сервопривода дополнительно отклоняют камеру сгорания основного двигателя по тангажу и аэродинамический руль с исправным ЭГС, на углы, пропорциональные фактическому углу отклонения аэродинамического руля с отказавшим электрогидравлическим сервоприводом, и дополнительно управляют углом рыскания с помощью пар газовых сопел, создающих управляющий момент рыскания.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике, а именно к малым космическим модулям (КМ). КМ содержит силовой корпус блочного типа в виде скрепленных ребер правильной призмы с торцевыми панелями, имеющими вырезы для корпуса оптико-электронного модуля (ОЭМ) и для крепления блока реактивной двигательной установки (ДУ).

Изобретение относится к области машиностроения, где необходимо осуществить мягкую посадку объекта с помощью посадочного устройства по вертикальной схеме. Посадочное устройство содержит посадочные опоры с центральными стойками, содержащими главный цилиндр с сотовым энергопоглотителем и узел крепления к корпусу космического корабля, телескопический шток с механизмом выдвижения, шарнирно связанную с телескопическим штоком опорную тарель.

Изобретение относится к космической технике. В узле крышки транспортно-пускового контейнера (ТПК), состоящем из поворотной крышки, закрепленной на неподвижном элементе ТПК, размещено по меньшей мере по одному установленному на оси вращения поворотному упору с выступами, один из которых плоский, а другой сферический.

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Воздушно-реактивная стартовая система космической ракеты содержит основание, выполненное из верхнего невращающегося кольца, к которому крепятся опорные штанги для космической ракеты.

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Воздушно-реактивная с электрическим запуском стартовая система космической ракеты содержит основание, выполненное из верхнего невращающегося кольца, к которому крепятся одними своими концами опорные штанги для космической ракеты.

Группа изобретений относится к технологиям осуществления сверхбыстрых полетов в атмосфере планет. Конструкция и рабочие режимы летательных аппаратов для этой цели обеспечивают высокую синергию теплофизических и газодинамических процессов взаимодействия с атмосферой.

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат содержит блок управления с возможностью выдачи импульсных или непрерывных напряжений, прямоугольную камеру с амортизатором внутри с закруглениями между стенками.

Использование: в области электротехники при эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей (АБ) в автономных системах электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), функционирующих на низкой околоземной орбите.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при разработке ускоренного режима восстановления ориентации орбитального космического аппарата (КА) с применением астродатчика.

Изобретение относится к конструкции космической техники. Силовой каркас состоит из цилиндрических стержней, расположенных под углом друг к другу, с узлами соединения в местах их пересечения.

Изобретение относится к конструктивным элементам средств выведения полезных нагрузок (ПН), в частности, микроспутников. Адаптер включает ферму с двумя ярусами треугольных решеток: верхний ярус выполнен в форме цилиндра, а нижний - в форме усеченного конуса. Опорные узлы (4, 8) образуют верхний и нижний пояса. Ярусы стыкуются через опорные узлы промежуточного пояса. Первые средства (10) крепления попутных ПН (41) содержат корпуса в виде ящиков. Их донные панели могут быть снабжены выступами для установки блоков управления (42) отделением ПН (41). Вторые средства (20) крепления попутных ПН (41) содержат каркас в виде прямой треугольной призмы, закрепленный на нижнем ярусе фермы. Средства (10, 20) крепления обеспечивают отделение ПН (41) в боковом, по отношению к оси (40), направлении. Техническим результатом изобретения является снижение массы адаптера для выведения значительного числа микроспутников класса «Кубсат», при наличии точечного стыка адаптера с разгонным блоком и основной ПН. 4 з.п. ф-лы, 17 ил.

Изобретение относится к многосредным транспортным средствам и может применяться, в частности, для исследований в ближнем и дальнем космосе. Аквааэрокосмический летательный аппарат включает в себя корпус в виде двояковыпуклой линзы, накрытой снизу и сверху полусферами титановых обтекателей. Корпус подкреплен несущей стальной рамой с элементами жесткости, на которой смонтирована силовая установка. Эта установка содержит четыре группы двигателей: четыре подъемно-маршевых турбореактивных двухконтурных двигателя, два маршевых ракетных двигателя, четыре ракетных двигателя вертикальной тяги и два водометных двигателя. Летательный аппарат имеет стойки шасси. Для стыковки и сообщения с межпланетной космической станцией (МКС) служит герметизируемый люк шлюза. На корпусе аппарата установлены фары освещения задней полусферы и бортовые аэронавигационные огни. Техническим результатом изобретения является создание многорежимного многофункционального аппарата для исследований и других операций в ближнем и дальнем космосе, с использованием для его дозаправки МКС и небесных тел, например планет и их спутников. 10 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к способам доставки полезного груза - комплекса научной аппаратуры к небесным телам (планетам, астероидам, кометам и др.) для их исследования и пенетраторам - устройствам с полезным грузом, отделяемым от основного космического аппарата и представляющим собой ударный проникающий зонд, внедряющийся в грунт небесного тела для исследования его параметров и параметров его грунта. В данном изобретении предложен способ доставки полезного груза к небесному телу и устройства его реализации, по которому полезный груз помещают внутрь балласта, служащего для полезного груза дополнительным защитным телом, а в качестве материала для балласта используют высокопрочные модификации льда: льда-VII или льда-VIII или льда-Х. После ударного внедрения в грунт пенетратора освобождают балласт с содержащимся в нем комплексом научной аппаратуры из защитного корпуса, удаляют балласт, освобождая полезный груз, и проводят исследования грунта небесного тела. Технический результат - повышение ударостойкости полезного груза и повышение точности измерений параметров грунта и небесного тела. 4 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может найти применение в конструкциях систем разделения объектов летательных аппаратов (ЛА), где требуется снижение ударных нагрузок и импульса от действия средства разделения на точность выведения конечных ступеней объекта, в частности в заднем узле крепления разгонных блоков крылатых ракет. Узел стыковки разделяемых объектов ЛА содержит корпус с фиксаторами для крепления отделяемого элемента по сферической поверхности. Каждый фиксатор представляет собой гильзу, содержащую плунжер-упор, удерживаемый в гильзе шариковым замком. Плунжер-упор базируется в гильзе по сопрягаемым диаметрам, образующим дифференциальную площадь привода снятия фиксации узла стыковки разделяемых объектов. Срабатывание фиксаторов обеспечивается одновременной подачей давления в шариковые замки, которые освобождают плунжеры-упоры. Разделение объектов осуществляется перемещением плунжеров-упоров. Технический результат - надежная стыковка объектов ЛА без напряжений от допускаемых и возможных отклонений стыкуемых объектов. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Способ управления движением ракеты космического назначения при выведении космических объектов на орбиту заключается в том, что в заданные моменты времени определяют текущее положение ракеты космического назначения с помощью навигационной системы, прогнозируют с помощью бортовой цифровой вычислительной машины оставшуюся траекторию полета с прежним управлением и определяют выполнимость условия обеспечения с заданной точностью терминальных условий полета и, при невыполнимости этих условий, выбирают новое управление и реализуют его с помощью исполнительных органов до следующего, заданного момента времени полета, кроме того, выбирают новые терминальные условия, находящиеся в области достижимости ракеты космического назначения, и новое управление движением ракеты космического назначения и реализуют его с помощью исполнительных органов до следующего, заданного момента времени полета. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности функционирования выводимого космического объекта. 1 ил.
Изобретение относится к области обеспечения долговременного устойчивого развития космической деятельности и может быть использовано для предупреждения столкновений космического аппарата с преднамеренно сближающимся активным объектом. Cпособ защиты космического аппарата от столкновения с преднамеренно сближающимся активным объектом, согласно которому экран выпускают при обнаружении непрерывной последовательности сигналов с нарастающей амплитудой, а направление движения экрана определяют по данным о пространственной ориентации детекторов с максимальными показаниями амплитуды регистрируемых сигналов среди набора плоских детекторов на поверхности двух сферических оболочек, которые устанавливают на защищаемом космическом аппарате и на малом космическом аппарате, сопровождающем защищаемый космический аппарат. Техническим результатом является обеспечение высокой надежности идентификации потенциально опасных ситуаций и повышение оперативности выполнения защитных мероприятий.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции двигательных установок (ДУ) космического назначения. ДУ состоит из топливных баков с газовой и топливной горловинами, системы подачи топлива, системы исполнительных органов, включающей, как минимум, отклоняющие двигатели со смесительной головкой и двигатели стабилизации и ориентации. Согласно изобретению баки жестко и герметично соединены топливными горловинами со смесительной головкой отклоняющих двигателей с помощью разъемного либо неразъемного соединения. При этом часть соединения, расположенного в смесительной головке, образует коллектор распределения топлива по каналам, выполненным в смесительной головке к отклоняющим двигателям, а смесительная головка отклоняющих двигателей обеспечивает жесткое крепление баков между собой. Техническим результатом заявленного изобретения является снижение массы ДУ и обеспечение живучести конструкции ДУ и КА в целом. 5 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится, главным образом, к конструкции высокоскоростных двухступенчатых ракет. Первой ступенью может служить носовой обтекатель, а второй – остальная часть ракеты. Предлагаемое устройство включает в себя устройство отделения и узел электрической стыковки. Данный узел установлен перпендикулярно внешней поверхности второй ступени и содержит закрепленную в корпусе втулку с электрическим разъемом. На верхней части втулки закреплена крышка с пазом для размещения жгута. Верхняя поверхность крышки повторяет внешний обвод ракеты. Устройство отделения выполнено из двух частей: одна представляет собой срезной механизм, а другая содержит жестко соединенную с корпусом первой ступени трубку с ограничителем, параллельную оси ракеты, и кассету для размещения сложенного жгута. Кассета шарнирно соединена с трубкой и закреплена на корпусе первой ступени. Тяга срезного механизма установлена с возможностью продольного перемещения в трубке до контакта с ограничителем. Техническим результатом изобретения является снижение динамических нагрузок, в частности, на обтекатель при его отделении, а также улучшение обтекаемости ракеты. 6 ил.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к транспортно-пусковым контейнерам (ТПК). В ТПК для запуска малых космических аппаратов, выполненном в виде корпуса с четырьмя боковыми стенками, из которых две противоположные стенки имеют направляющие, задней стенкой, переходной рамкой и поворотной крышкой. Поворотная крышка крепится к переходной рамке и оснащена по меньшей мере одной пружиной, переводящей в свободном состоянии поворотную крышку в открытое положение, а также расположенными внутри корпуса стартовой пружиной и толкателем с размещенным на нем магнитом. На переходной рамке корпуса установлен узел фиксации поворотной крышки, подпружиненными стопорами взаимодействующий с пазами поворотной крышки в момент ее открытия на заданный угол. На толкателе размещены подшипники, взаимодействующие с направляющими корпуса. Техническим результатом изобретения является повышение надежности ТПК и точности запуска малых космических аппаратов. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Использование: в области электротехники в системах электроснабжения (СЭС) космических аппаратов (КА). Технический результат - обеспечение штатного отключения сеансной нагрузки при нештатной ситуации. Способ управления автономной системой электроснабжения, которая содержит солнечную батарею и n аккумуляторных батарей, стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батарей и нагрузкой и по n зарядных и разрядных устройств заключается в управлении стабилизатором напряжения и зарядно-разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы, контроле степени заряженности и разряженности аккумуляторных батарей, запрете на работу соответствующего зарядного устройства при достижении предельного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, снятии этого запрета при достижении определенного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи, запрете на работу соответствующего разрядного устройства при достижении предельного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи и снятии этого запрета при достижении определенного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи. Нагрузку делят на дежурную и сеансную составляющие и при достижении предельного уровня разряженности какой-либо аккумуляторной батареи проводят отключение сеансной части нагрузки, а запрет на работу соответствующего разрядного устройства устанавливают после отключения сеансной части нагрузки. 1 ил.

Изобретение относится к способам управления движением ракет космического назначения. Способ управления угловым движением РКН заключается в управлении углами тангажа и рыскания путем отклонения в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях установленной в карданном подвесе камеры сгорания основного двигателя, в управлении углом крена с помощью двух пар газовых сопел и двух аэродинамических рулей, отклоняемых с помощью своих электрогидравлических сервоприводов. Определяют рассогласования между командным сигналом на отклонение аэродинамических рулей и фактическими углами их отклонения. При превышении по абсолютной величине любым из двух рассогласований заранее выбранного предельно-допустимого значения формируют признак отказа ЭГС аэродинамического руля. В случае формирования признака отказа ЭГС дополнительно отклоняют камеру сгорания основного двигателя по тангажу и аэродинамический руль с исправным ЭГС, дополнительно управляют углом рыскания с помощью пар газовых сопел. Техническим результатом изобретения является повышение вероятности успешного завершения полета РКН в случае отказа одного из исполнительных органов системы управления. 4 ил.

Наверх