Способ спуска отделяющейся части ракеты-носителя

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается отделяющихся частей (ОЧ) ступеней ракет-носителей (РН) при их движении по траектории спуска. Спуск ОЧ РН на жидких компонентах топлива в заданный район падения основан на стабилизации ОЧ, ориентации и управляемом движении ОЧ за счет энергетики, заключенной в невыработанных остатках компонентов жидкого топлива на основе их газификации и подачи в двигательную установку. При этом после входа в атмосферу рассчитывают величину балансировочного угла атаки, его ориентацию, обеспечивающую переход на попадающую траекторию спуска в заданную точку прицеливания. Рассчитывают параметры спиральной траектории («Спираль»), по которой осуществляют полет с балансировочными углами атаки относительно попадающей траектории спуска. Причем переход ОЧ на «Спираль» осуществляется с достижения значений величин аэродинамического момента, обеспечивающего возможность маневра перехода ОЧ на «Спираль» с траектории неуправляемого спуска ОЧ, а нижний конец «Спирали» касается начала траектории тормозного участка, на котором осуществляют отработку тормозного импульса. Движение ОЧ по «Спирали» осуществляют путем разворота ОЧ с угловой скоростью, определяемой из условия попадания ОЧ в начало тормозного участка с минимальной скоростью движения центра масс ОЧ. Достигается снижение массы конструкции, увеличение точности посадки ОЧ, снижение нагрузки на корпус ОЧ. 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам-носителям (РН) на жидких компонентах ракетного топлива (KPT), а именно к отделяющимся частям (ОЧ) ступеней РН при их движении по траекториям спуска.

Известно техническое решение по способу управления полетом ЛА на атмосферном участке траектории спуска по патенту RU №2495802 от 20.10.2013 г., где при отделении ОЧ на высоте более 70 км применяют воздушно-космическую парашютную систему из термостойких материалов и средства пассивной ориентации, стабилизации, торможения и тепловой защиты, на высоте ниже 10 км применяют парашютную систему и на высоте ниже 3 км применяют вертолетный подхват ОЧ.

Однако использование этого технического решения связано с привлечением значительных средств, в том числе парашютных систем, вертолетного подхвата.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому решению является патент RU №2414391 от 20.03.2011 г. «Способ спуска отделяющейся части ступени РН и устройство для его осуществления», в котором спуск ОЧ ступени РН на жидких КРТ в заданный район падения 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 КРТ на основе их газификации и подачи в газовую ракетную двигательную установку (ГзРДУ), а управление движением центра масс и вокруг центра масс ОЧ осуществляют отклонениями камер ГзРДУ, установленных в одностепенные приводы.

К недостаткам этого технического решения относится высокая скорость ОЧ в точке приземления, что при решении вопросов по разработке систем мягкой посадки приводит к необходимости значительных энергетических затрат на торможение ОЧ и, соответственно, к утяжелению конструкции системы мягкой посадки ОЧ (см., например, мягкая посадка первой ступени РН «Фалкон-9» http://www.spacex.com. патент RU №2309089 от 27.10.2007 г. «Способ возвращения на космодром многоразовой первой ступени»).

Задачей заявляемого технического решения является повышение эффективности способа спуска ОЧ за счет снижения скорости ОЧ при касании поверхности района падения на основе введения режима полета ОЧ с балансировочными углами атаки по спиральной траектории спуска.

Данный технический результат достигается тем, что в способе спуска ОЧ ступени РН на жидких КРТ в заданный район падения, основанном на стабилизации и ориентации ОЧ за счет энергетики, заключенной в невыработанных остатках жидких КРТ на основе их газификации, вводят следующие действия:

а) после входа в атмосферу рассчитывают величину балансировочного угла атаки (αб), его ориентацию, обеспечивающую переход на попадающую траекторию спуска в заданную точку прицеливания;

б) рассчитывают параметры спиральной траектории (далее «Спираль»), по которой осуществляют полет с балансировочными углами атаки αб относительно попадающей траектории спуска, при этом переход ОЧ на «Спираль» осуществляется с достижения значений величин аэродинамического момента, обеспечивающего возможность маневра перехода ОЧ на «Спираль» с траектории неуправляемого спуска ОЧ, а нижний конец «Спирали» касается начала траектории тормозного участка, на котором осуществляют отработку тормозного импульса;

в) движение ОЧ по Спирали осуществляют путем разворота ОЧ с угловой скоростью, определяемой из условия попадания ОЧ в начало тормозного участка с минимальной скоростью движения центра масс ОЧ.

Реализация предлагаемого технического решения поясняется фиг., где:

1 - ОЧ на нисходящей части внеатмосферного участка траектории спуска 1-3-8-9 без реализации предлагаемого аэродинамического маневра спуска;

2 - вход в атмосферу (h ~100 км);

3 - участок перехода ОЧ на попадающую траекторию спуска 4 и «Спираль» 5;

5 - «Спираль», начинающая с конца участка 3 и заканчивающая в точке 6 - начале траектории тормозного участка ОЧ и лежащее на попадающей траектории 4;

7 - смещенная точка падения ОЧ;

8 - траектория спуска ОЧ без аэродинамического маневра по изменению точки падения ОЧ;

9 - точка падения ОЧ без аэродинамического маневра;

10 - ОЧ на «Спирали» с балансировочными углами атаки.

1. Балансировочный угол атаки αб рассчитывают из условия равенства нулю аэродинамического момента (см. кн. 1 Аппазов Р.Ф., Сытин О.Г. Методы проектирования траекторий ракет-носителей и спутников Земли. Изд-во «Наука», 1987. С. 427-428). Например, для плоского случая необходимо выбрать такое значение пространственного угла атаки αб/(αz), являющегося функцией только угла атаки, чтобы соответствующий аэродинамический момент в канале тангажа был равен нулю:

Это достигается обеспечением совпадения центра масс и центра давления. Используя программный продукт ANSYS FLUENT осуществляют расчет MZ при различных углах атаки на основе численного решения уравнений Навье-Стокса (см. кн. 2 Краснов А.Ф. Аэродинамика. 1980, ч. 1, 2 стр. 105). При различных углах атаки изменяется картина обтекания ОЧ, в результате чего происходит изменение координаты цента давления и при достижении условия совпадения координат центра давления и центра масс реализуется условие (1).

Для трехмерного случая, что имеет место для предлагаемой схемы спуска, необходимо обеспечение равенства аэродинамического момента нулю в каналах тангажа и рыскания:

что обеспечивается выбором пространственного балансировочного угла атаки αбz, αy), который является уже как функции угла атаки αz и скольжения αy. Определение балансировочного угла скольжения αy осуществляется аналогично определению балансировочного угла атаки αz.

2. Расчет параметров «Спираль», по которой осуществляют полет с балансировочными углами атаки αб:

- «Спираль» представляет собой траекторию, аналогичную по смыслу орбите фазирования при сближении КА на орбитах (см. кн. 4, Инженерный справочник по космической технике / под. ред. А.В. Солодова, М.: изд. Мин-во обороны СССР, 1977. С. 106-108), т.е. переход на орбиту (траекторию) движение по которой кроме решения транспортной задачи обеспечивает еще и удовлетворение дополнительного условия, например подход к конечной точке в заданный момент времени. В данном случае «Спираль» обеспечивает торможение ОЧ, вращаясь и снижаясь около попадающей траектории 4, обеспечивая планирующий спуск ОЧ с заданными балансировочными углами атаки (поз. 3-5-6 фиг. 1) с поз. 3 в поз. 6;

- верхний конец «Спирали» (конец участка 3) начинается с достижения значений величин аэродинамического момента, обеспечивающего возможность маневра перехода на «Спираль» с траектории неуправляемого спуска ОЧ (начало участка 3,8,9);

- нижний конец «Спирали» касается начала тормозного участка (поз. 5), тормозной участок - вертикальный участок траектории спуска на котором осуществляют отработку тормозного импульса с помощью специальной тормозной ракетной двигательной установки (см., например, спуск отработанной ступени «Фалкон-9» www.spacex.com, а также по патенту РФ №2414391 от 20.03.2011 г. «Способ спуска отделяющейся части ступени РН и устройство для его осуществления»).

3. Движение ОЧ по «Спирали» осуществляют путем разворота ОЧ с угловой скоростью, определяемой из условия попадания ОЧ в начало тормозного участка с минимальной скоростью движения центра масс ОЧ, при этом:

- угловая скорость разворота ОЧ ωxc реализуется путем формирования управляющего момента в плоскости угла скольжения, которое формируется за счет сопел газореактивной системы ОЧ;

- значение величины ωxc и времени движения по «Спирали» производится с использованием метода оптимизации (см., например, кн. 3 Лесин В.В. Основы методов оптимизации: учебное пособие / Лесин В.В., Лисовец Ю.П. - СПб.: Лань, 2011. - 342 с.). Критерием оптимизации (в данном случае минимизации) является значение скорости центра масс ОЧ на начало участка торможения (поз. 6) либо величина тормозного импульса.

Использование предлагаемого способа спуска позволяет существенно уменьшить затраты на торможение ОЧ ступени при реализации мягкой посадки. Например, проведенные оценки при традиционном спуске ОЧ первой ступени РН «Союз-2.1.в» показывают, что при нулевом угле атаки время пассивного полета составляет 353 с, а скорость центра масс ОЧ при касании поверхности района падения ~169 м/с.

При использовании предлагаемого способа спуска ОЧ с балансировочными углами атаки (в интервале 30°-60°) время пассивного полета составляет ~500 с, а скорость ОЧ в точке касания поверхности района падения составляет ~75 м/с, следовательно, как видно из приведенного примера для ОЧ первой ступени РН «Союз-2.1.в», применение предлагаемого способа спуска позволяет:

- существенно (примерно в 2 раза) снизить запасы топлива на гашение скорости центра масс ОЧ при мягкой посадке, соответственно, уменьшить массу конструкции топливных баков;

- увеличение времени спуска ОЧ, соответственно, позволит увеличить величину смещения точки прицеливания относительно исходной, а также увеличить точность посадки ОЧ;

- движение ОЧ по траектории «Спирали» разгружает корпус ОЧ от изгибных моментов, соответственно, снижает нагрузки на корпус ОЧ;

- увеличение времени спуска приводит к увеличению затрат топлива на стабилизацию и ориентацию ОЧ, однако, учитывая малость возмущающих моментов из-за движения ОЧ на балансировочных углах, это увеличение незначительно по сравнению с экономией запасов топлива на реализацию тормозного импульса.

Способ спуска отделяющейся части (ОЧ) ракеты-носителя на жидких компонентах топлива в заданный район падения, основанный на стабилизации ОЧ, ориентации и управляемом движении ОЧ за счет энергетики, заключенной в невыработанных остатках компонентов жидкого топлива на основе их газификации и подачи в двигательную установку, отличающийся тем, что после входа в атмосферу рассчитывают величину балансировочного угла атаки, его ориентацию, обеспечивающую переход на попадающую траекторию спуска в заданную точку прицеливания, рассчитывают параметры спиральной траектории («Спираль»), по которой осуществляют полет с балансировочными углами атаки относительно попадающей траектории спуска, при этом переход ОЧ на «Спираль» осуществляется с достижения значений величин аэродинамического момента, обеспечивающего возможность маневра перехода ОЧ на «Спираль» с траектории неуправляемого спуска ОЧ, а нижний конец «Спирали» касается начала траектории тормозного участка, на котором осуществляют отработку тормозного импульса, движение ОЧ по «Спирали» осуществляют путем разворота ОЧ с угловой скоростью, определяемой из условия попадания ОЧ в начало тормозного участка с минимальной скоростью движения центра масс ОЧ.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к методам и средствам доставки полезных грузов (ПГ) в космос и их возвращения на поверхность небесного тела. ПГ в виде кольцевых или панельных космических электростанций, радиотелескопов с решетчатой (сетчатой) поверхностью и т.п.

Группа изобретений относится к методам и средствам доставки негабаритных грузов (НГ) в космос и их возвращения на поверхность небесного тела. Выводимый НГ опоясывают ступенями носителей торообразной формы, повторяющей очертания НГ.

Изобретение относится к области космической техники, касается средств для увода объектов, находящихся на орбитах искусственных спутников Земли, и погружения их в атмосферу.

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере. Способ включает изменение аэродинамического качества КА, обеспечивающее его посадку в заданную область поверхности планеты.

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.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для снижения площадей районов падения отделяющихся частей (ОЧ) ракет космического назначения (РКН).

Изобретение относится к области космической техники. Посадочное устройство содержит, по крайней мере, одну посадочную опору, включающую в себя центральную телескопическую стойку.

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 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.

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.

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике. Способ спуска отработанной части (ОЧ) ступени РКН на жидких компонентах ракетного топлива в заданный район падения основан на стабилизации и ориентации ОЧ за счет энергетики невыработанных остатков жидких компонентов ракетного топлива на основе их газификации и подачи в сопла сброса газореактивной системы.

Изобретение относится к межорбитальным маневрам космических аппаратов (КА). Способ включает выведение КА на переходную орбиту с высотой апогея больше высоты геостационарной орбиты (ГСО) и высотой перигея ниже ГСО.

Изобретение относится к управлению работой транспортного космического корабля (ТКК), совершающего рейсы между орбитальной космической станцией (ОКС), находящейся вблизи планеты с атмосферой, и базовой станцией, расположенной, например на Луне.

Группа изобретений относится к управлению движением нежёсткого летательного аппарата (1) с помощью двигателя (2). Пилотирование осуществляется системой управления с измерительным средством (3А), расположенным вблизи заднего конца (1R) аппарата.

Изобретение относится к области управления движением космических аппаратов (КА) с помощью многосопловой реактивной двигательной установки (ДУ). Способ позволяет проводить коррекцию орбиты КА путем приложения результирующего вектора тяги ДУ к его корпусу и включает определение коэффициентов дросселирования для расчета тяги каждого из трех и более сопел двигателя.

Изобретение относится к перелётам транспортного космического корабля (ТКК) между двумя орбитальными станциями (ОС), одна из которых находится на орбите планеты с атмосферой, а другая - либо на орбите другого небесного тела (напр., Луны), либо вблизи точек либрации (напр., L1 или L2 системы Земля - Луна).

Изобретение относится к ракетным двигательным средствам для орбитальных маневров и/или спуска космических аппаратов (КА) на Землю. Предлагаемое устройство в значительной степени автономно и соединяется с КА перед его запуском.

Изобретение относится к области двигательных установок на криогенном топливе, и в частности к криогенной двигательной установке (1), содержащей по меньшей мере один маршевый двигатель (6) многократного запуска, первый криогенный бак (2), соединенный с маршевым двигателем (6) для его питания первым компонентом топлива, первый газовый бак (4), по меньшей мере один осаждающий топливо двигатель (7, 8) и первый питающий контур (16) для питания первого газового бака (4).

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.

Изобретение относится к межорбитальному маневрированию космического аппарата (КА). Способ включает выведение КА на переходную орбиту с нулевым наклонением двигателями большой тяги.

Самолет // 2641399
Изобретение относится к области самолетов: вертикального взлета и посадки. Самолет содержит фюзеляж с кабиной управления, хвостовое оперение, шасси, силовую установку, прикрепленные к фюзеляжу крылья.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается отделяющихся частей ступеней ракет-носителей при их движении по траектории спуска. Спуск ОЧ РН на жидких компонентах топлива в заданный район падения основан на стабилизации ОЧ, ориентации и управляемом движении ОЧ за счет энергетики, заключенной в невыработанных остатках компонентов жидкого топлива на основе их газификации и подачи в двигательную установку. При этом после входа в атмосферу рассчитывают величину балансировочного угла атаки, его ориентацию, обеспечивающую переход на попадающую траекторию спуска в заданную точку прицеливания. Рассчитывают параметры спиральной траектории, по которой осуществляют полет с балансировочными углами атаки относительно попадающей траектории спуска. Причем переход ОЧ на «Спираль» осуществляется с достижения значений величин аэродинамического момента, обеспечивающего возможность маневра перехода ОЧ на «Спираль» с траектории неуправляемого спуска ОЧ, а нижний конец «Спирали» касается начала траектории тормозного участка, на котором осуществляют отработку тормозного импульса. Движение ОЧ по «Спирали» осуществляют путем разворота ОЧ с угловой скоростью, определяемой из условия попадания ОЧ в начало тормозного участка с минимальной скоростью движения центра масс ОЧ. Достигается снижение массы конструкции, увеличение точности посадки ОЧ, снижение нагрузки на корпус ОЧ. 1 ил.

Наверх