Способ управления движением ракеты космического назначения при выведении космических объектов на орбиту

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 ракетно-космической техники, а именно к способам управления, реализуемым системами управления движением ракет космического назначения (РКН).

Известен способ управления полетом летательного аппарата, реализуемый аналоговой системой управления, заключающийся в том, что для выполнения терминальных условий полета на борту РКН имеют номинальную траекторию полета, определяют с помощью навигационной системы текущее положение РКН и исполнительными органами РКН удерживают в некоторой близкой окрестности номинальной траектории с приемлемой точностью (см. Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов. М.: БИНОМ, Лаборатория знаний. 2014, с. 294-295).

Основными недостатками данного способа являются:

- необходимость проведения большого объема предстартовых вычислений, что затрудняет оперативное применение РКН, если условия пуска существенно отличаются от номинальных условий;

- способ имеет ограниченное применение или малую эффективность при использовании нерегулируемой тяги двигателей и при возникновении нештатных ситуаций во время полета;

- способ обеспечивает низкую точность выведения космического аппарата на орбиту.

Наиболее близким по технической сути к предлагаемому изобретению является способ управления движением ракеты космического назначения при выведении космических объектов на орбиту, заключающийся в том, что в заданные моменты времени определяют текущее положение РКН с помощью навигационной системы, прогнозируют с помощью бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ) оставшуюся траекторию полета с прежним управлением, 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 (см. Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика летательных аппаратов. М.: «Наука». 1982, с. 300).

Данный способ управления движением ракеты космического назначения при выведении космических объектов на орбиту имеет существенный недостаток, заключающийся в том, что он имеет низкую эффективность функционирования выводимого космического объекта по целевому назначению в случаях, когда терминальные условия полета (параметры целевой орбиты космического объекта) оказываются из-за сложившихся нештатных условий полета РКН вне зоны достижимости РКН.

Задачей предлагаемого изобретения является создание способа, при котором техническим результатом будет являться повышение эффективности функционирования выводимого космического объекта по целевому назначению в случаях, когда терминальные условия полета лежат вне области достижимости РКН.

Этот технический результат в способе управления движением ракеты космического назначения при выведении космических объектов на орбиту, заключающийся в том, что в заданные моменты времени определяют текущее положение РКН 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, достигается тем, что выбирают новые терминальные условия, находящиеся в области достижимости РКН, и новое управление движением РКН и реализуют его с помощью исполнительных органов до следующего, заданного момента времени полета.

Нештатные условия полета в разные годы приводили к снижению доли успешных пусков, которая колебалась от 85 до 90%, а частично успешных, при которых космические объекты выводились на нерасчетные орбиты и считались либо «утерянными» из-за невозможности выполнения ими целевых задач, либо неэффективно функционировавшими на таких орбитах, в пределах 2% (см. Агапов В., Лисов И. Сводная таблица космических запусков, осуществленных в 1999 г. // Новости космонавтики. - 2000. - №3. - С. 17-19, Агапов В., Лисов И. Сводная таблица космических запусков, осуществленных в 2000 г. // Новости космонавтики. - 2001. - №3. - С. 48-50. Меньшиков В.А. Полигонные испытания: Учебное пособие. - М.: КОСМО, 1997. Книга 1. - 416 с. 61). Выведение космических объектов на нерасчетные орбиты происходило из-за того, что нештатные условия полета, как правило, приводили к уменьшению области достижимости РКН, а в системах управления движением реализовывалась концепция, нацеленная на обеспечение выведения космического аппарата (КА) на орбиты, максимально близкие к расчетным орбитам (например, по периоду обращения). Выведение КА на такую орбиту для сложившихся нештатных условий полета может приводить к более низким показателям результативности его функционирования, чем выведение на более удаленную от штатной резервную орбиту КА, находящуюся в области достижимости РКН.

Сущность изобретения можно пояснить на следующем примере.

Пусть КА предназначен для функционирования на наклонной квазисинхронной орбите. При этом трасса КА будет изомаршрутной, т.е. повторяющейся на поверхности Земли через определенный промежуток времени, что обеспечивает регулярный просмотр одних и тех же областей поверхности Земли и околоземного пространства. И пусть в бортовую аппаратуру КА заложен принцип наблюдения, позволяющий с некоторым разрывом во времени отслеживать динамику изменения контролируемых параметров именно в этих областях. Выведение КА в результате нештатной ситуации на нерасчетную орбиту, максимально приближенную к штатной орбите, может нарушить заявленный принцип наблюдения. При этом в большинстве случаев, можно подобрать такие параметры орбиты КА из области достижимости РКН для сложившихся нештатных условий полета, которые обеспечат выполнение условия квазисинхронности и требуемого принципа наблюдения. Приведенные качественные рассуждения можно подтвердить на примере результатов анализа запусков метеорологических КА серии «Метеор» (Агалаков B.C., Сире А.Ш. Метеорологические ИСЗ // Новое в жизни, науке, технике. - М.: «Знание». 1977. Серия «Космонавтика, астрономия», №11. - 59 с). На фиг. 1 показано расположение КА «Метеор» на квазисинхронных орбитах (На, Нп - высоты апогея и перигея). Из результатов запусков следует, что по мере увеличения грузоподъемности РКН, метеорологические КА запускались на более высокие квазисинхронные околокруговые орбиты, т.е. квазисинхронные орбиты, расположенные ниже на фиг. 1, будут являться резервными для вышерасположенных орбит.

Таким образом, в качестве отличительных признаков в предложенном способе автономного управления движением ракеты космического назначения при выведении космических объектов на орбиту можно признать наличие на борту РКН определенных до пуска параметров резервных орбит КА, определение области достижимости РКН в процессе полета и, если целевая орбита выводимого КА не находится в этой области, то необходимо перенацеливание (изменение терминальных условий полета) РКН на резервную орбиту, расчет нового управления движением РКН и реализация его с помощью исполнительных органов до следующего, заданного момента времени полета.

Способ управления движением ракеты космического назначения при выведении космических объектов на орбиту, заключающийся 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, отличающийся тем, что 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.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

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.

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).

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.
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 космическим аппаратам (КА) для научных исследований физических явлений и отработки различных систем и элементов КА на орбите ИСЗ и при спуске в атмосфере. Возвращаемый КА (ВКА) содержит лабораторный отсек (1), соединенный с корпусом приборного отсека (2), лобовой аэродинамический экран (3) сегментально-конической формы и тормозную двигательную установку (4). Экран (3) состоит из жесткой центральной части (5) и периферийной части в виде основного надувного тормозного устройства (6), покрытого снаружи гибкой теплозащитой. На жесткой части (5) могут быть размещены испытуемые объекты, например образцы теплозащиты. Для снижения скорости посадки ВКА снабжен дополнительным надувным тормозным устройством (7) торовой формы. Устройство (7) соединено с корпусом отсека (1) силовой конической оболочкой из тканевого материала со слабой газопроницаемостью. Оно раскрывается на дозвуковых скоростях полета. В транспортном положении ВКА имеет малые габариты благодаря плотной укладке герметичных оболочек тормозных устройств. Технический результат заключается в расширении комплекса решаемых исследовательским ВКА научных и технологических задач как на орбите, так и при спуске в атмосфере. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для создания современных, экономически эффективных средств выведения малых космических аппаратов (МКА) массой от 100 кг до 1000 кг на орбиты с высотой Нкр, от 200 км до 1500 км без ограничений по азимутам трасс запуска. Авиационный ракетно-космический комплекс (АРКК) состоит из твердотопливной ракеты космического назначения (РКН) на базе утилизируемой МБР «Тополь-М» и штатного военно-транспортного самолета-носителя (СН) ИЛ-76МФ. Для десантирования РКН с облегченной транспортно-пусковой платформы применятся комплекс парашютных систем на базе подъемно-стабилизирующего парашюта. Изобретение обеспечивает оптимальные массово-габаритные параметры ракетного сегмента, с сохранением штатных условий эксплуатации РКН и СН. 4 ил.
Изобретение относится к области медицины, а именно к урологии, андрологии и сексопатологии. Для лечения эректильной дисфункции ежедневно однократно в течение 10-12 минут проводят гравитационное воздействие на пациента в направлении голова-нижние конечности. Скорость вращения при первых двух сеансах составляет 32 оборота в минуту. С каждым последующим сеансом скорость вращения увеличивают на один оборот, доводя ее до 36 оборотов в минуту и сохраняя до окончания курса лечения. Мощность мышечной нагрузки постепенно увеличивают индивидуально от 10 до 50 Вт к концу курса лечения. Общий курс лечения составляет 10-15 дней. Способ повышает эффективность лечения больных с эректильной дисфункцией за счет гравитационного воздействия в совокупности с активной мышечной работой нижних конечностей, улучшающих кровоснабжение, микроциркуляцию и трофику тканей. 2 пр.

Изобретение относится к космической технике. В стартовой системе для космических летательных аппаратов старт летательного аппарата, закрепленного на стартовой платформе с электродвигателем, осуществляется из горизонтального положения. Разгонный импульс летательный аппарат получает при движении по направляющей конструкции, имеющей нисходящую и восходящую ветви с радиусами кривизны, обеспечивающими допустимые уровни перегрузок. Направляющая конструкция может содержать прямолинейные участки, располагаться в тоннелях и эстакадах. Стартовая платформа может состоять из двух секций – верхней и нижней. Нижняя секция оборудована электродвигателем, а верхняя секция имеет самолетную конструкцию и имеет складные крылья. Техническим результатом изобретения является экономия топлива на начальном этапе полета космического летательного аппарата. 23 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для освобождения отделяемых в процессе эксплуатации и многоразовой отработки силовых крупногабаритных агрегатов, например головных обтекателей, отсеков и ступеней ракет-носителей, подвесных баков летательных аппаратов, космических аппаратов и других полезных нагрузок (ПН). В способе отделения полезной нагрузки применяют подбор пружинных толкателей с различной энергией, при этом пружинные толкатели с максимальной и минимальной энергией располагают диаметрально противоположно друг другу, определяют смещение энергии пружин толкателей и радиус смещения энергии пружин толкателей относительно геометрического центра масс. С целью исключения закручивания ПН относительно продольной оси продольные толкатели располагают попеременно с правой и левой навивкой. Техническим результатом изобретения является обеспечение отделения ПН с заданной линейной скоростью и исключение закручивания ПН относительно продольной оси. 1 з.п. ф-лы, 4 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.

Наверх