Ракетно-космический комплекс и способ функционирования ракетно-космического комплекса

Группа изобретений относится к средствам и методам выведения, работы на орбите и увода с орбиты автоматических полезных нагрузок (ПН) с помощью беспилотного ракетно-космического комплекса (РКК). В состав РКК входит разгонный блок (РБ) с устройствами управления ракетой-носителем, которые при отделении ПН от РБ дистанционно управляют служебными системами ПН, запасом топлива для увода ПН, системой стыковки с ПН на рабочей орбите и манипулятором для технического обслуживания и установки ПН на РБ. ПН может быть выполнена и неотделяемой от РБ. Для дистанционного управления ПН, после её отделения, РБ перемещают в заданное место орбиты. Электропитание ПН осуществляют с использованием оборудования, доставляемого РБ, или от штатных бортовых систем РБ. Увод ПН осуществляют с помощью РБ, после его сближения и стыковки с ней. Техническим результатом являются минимизация состава управляющих и энергетических систем РКК, упрощение процесса выведения на орбиту, возможность полной последующей утилизации компонентов РКК. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть применено для выведения, обеспечения функционирования и увода с рабочей орбиты автоматических космических аппаратов (КА) и групп КА с помощью беспилотного ракетно-космического комплекса (РКК), включающего также ракету-носитель (РН) для выведения КА на переходную околоземную орбиту и разгонный блок (РБ) довывода КА на рабочую орбиту.

Известны устройство и способ функционирования ракетно-космического комплекса, в соответствии с которым все элементы комплекса оснащены собственными системами управления и двигательными установками. После запуска РКК осуществляют автономно управляемый полет ракеты-носителя, при достижении переходной околоземной орбиты задействуют систему управления разгонного блока и отделяют разгонный блок с космическим аппаратом или группой КА от РН - см. "Баллистика летательных аппаратов", Ю.Г. Сихарулидзе, М., изд-во "Наука", 1982 г., стр. 59, 62-68.

Далее, при отделении КА от РБ управление передают КА, также оснащенному системой управления и двигательной установкой маневрирования на рабочей орбите. Затем РБ может совершить маневр ухода с околоземной орбиты для утилизации.

Недостатками вышеуказанного устройства и способа являются сложность логико-временной диаграммы полета, требующей передачу управления от одной части комплекса к другой, избыточность оборудования составных частей комплекса (в частности, систем управления РН, РБ, КА, двигательных установок КА и РБ). Как правило, после завершения срока функционирования КА остается в космосе в качестве антропогенного мусора.

Ближайшим аналогом являются устройство и способ функционирования ракетно-космического комплекса, в соответствии с которым КА оснащен системой управления разгонным блоком [https://ru.wikipedia.org/wiki/Разгонный_блок, доступно на 27.02.2016 года]. В этом случае осуществляют полет ракеты-носителя с использованием бортовой системы управления, при достижении переходной околоземной орбиты передают управление космическому аппарату и отделяют разгонный блок с КА.

Последний управляет как РБ, так и, после отделения от него, собственным маневрированием на рабочей орбите и обслуживанием работы целевых систем. Для выполнения орбитальных маневров РБ и КА снабжены двигательными установками многократного включения.

Недостатком способа и устройства ближайшего аналога также являются сложность логико-временной диаграммы полета, избыточность однотипнойаппаратуры системы управления и энергетических установок, установленных как на РН, так и на РБ и КА.

Кроме того, недостатком устройства и способа являются невозможность управления РБ после отделения от КА (РБ также становится космическим мусором).

Технической задачей изобретения является минимизация состава аппаратуры системы управления и энергетических установок РКК, с одновременным упрощением логико-временной диаграммы вывода КА на орбиту, обеспечением возможности полной утилизации всех компонентов РКК после завершения работы целевого оборудования КА (далее - полезной нагрузки).

Указанная задача достигается тем, что предлагаемый ракетно-космический комплекс включает управляемые ракету-носитель, разгонный блок, автоматическую полезную нагрузку, при этом разгонный блок снабжен устройствами управления ракетой-носителем, которые при отделении полезной нагрузки от разгонного блока дистанционно управляют служебными системами полезной нагрузки, запасом топлива для увода полезной нагрузки с рабочей орбиты, устройствами электропитания полезной нагрузки, механической системой стыковки с полезной нагрузкой на рабочей орбите и манипулятором для технического обслуживания и установки полезной нагрузки на разгонном блоке или полезная нагрузка выполнена неотделяемой от разгонного блока.

Предлагаемый способ функционирования ракетно-космического комплекса включает управляемые полет ракеты-носителя, отделение разгонного блока с автоматической полезной нагрузкой, выведение полезной нагрузки на рабочую орбиту и отделение от разгонного блока, целевую работу полезной нагрузки на рабочей орбите с последующим уводом с нее, при этом полет ракеты-носителя, отделение разгонного блока с полезной нагрузкой, работу служебных систем полезной нагрузки осуществляют по командам системы управления, размещенной на разгонном блоке, разгонный блок после отделения от него полезной нагрузки перемещают на заданное место орбиты для дистанционного управления служебными системами полезной нагрузки, а для технического обслуживания полезной нагрузки и увода с рабочей орбиты после завершения целевой работы осуществляют маневр сближения разгонного блока и стыковку с ней, электропитание полезной нагрузки осуществляют с использованием оборудования, доставляемого разгонным блоком или штатных бортовых систем разгонного блока, увод полезной нагрузки с рабочей орбиты осуществляют разгонным блоком.

Варианты устройства связки разгонный блок - полезная нагрузка представлены на фиг. 1, фиг. 2, варианты реализации способа функционирования беспилотного ракетно-космического комплекса (без РН) представлены на фиг. 3, фиг. 4.

Приняты обозначения:

1 - разгонный блок;

2 - полезная нагрузка;

3 - солнечные батареи РБ;

4 - двигательная установка РБ и РН;

5 - баки с топливом двигательной установки;

6 - приборы системы управления;

7 - блок основных и запасных аккумуляторных батарей;

8 - приемо-передатчик;

9 - манипулятор РБ;

10 - рабочая орбита ПН;

11 - траектория увода ПН с рабочей орбиты;

12 - Земля;

13 - связка ПН и РБ при выходе на рабочую орбиту;

14 - положение ПН к Земле при выполнении целевой задачи;

15 - положение связки ПН и РБ к Земле при сходе с рабочей орбиты (вариант);

16 - положение РБ в режиме дистанционного управления ПН (вариант).

Изобретение подразумевает реализацию идеологии универсальной управляюще-энергетической системы РКК на базе разгонного блока (ранее называемого также последней ступенью РН) и, частично, космической платформы КА, обеспечивающей функционирование как ракеты-носителя, так и полезной нагрузки.

В соответствии с устройством, на разгонном блоке (поз. 1, фиг. 1) размещают аппаратуру системы управления ракетой-носителем (поз. 6, фиг. 1), например бортовой вычислительный комплекс, приборы системы ориентации и навигации, с соответствующим изъятием соответствующего оборудования из состава РН. Эта же аппаратура управляет работой разгонного блока после его отделения от РН, служебными системами полезной нагрузки.

Технический облик полезной нагрузки может быть различным.

В одном случае полезная нагрузка (поз. 2, фиг. 1) выполнена неотделяемой от разгонного блока. Следовательно, разгонный блок снабжен также двигательными установками довывода, ориентации и стабилизации ПН (поз. 4, фиг. 1), устройствами электропитания полезной нагрузки (поз. 3, фиг. 1) с аккумуляторными батареями (поз. 7, фиг. 1), системой телеметрии (не показана), другими необходимыми служебными системами полезной нагрузки.

В другом случае полезная нагрузка (поз. 2, фиг. 2) выполнена отделяемой от разгонного блока и оснащена только необходимыми для автономного функционирования служебными системами (ориентации, электропитания, приема-передачи информации и др.). Разгонный блок, доставляющий ПН в заданную точку орбиты и находящийся на рабочей орбите все время функционирования полезной нагрузки, оснащен системой дистанционного управления (по радио- или оптическому каналу) служебными системами ПН (поз. 6, фиг. 2), приемо-передатчиками (поз. 8, фиг. 2), системой сбора и обработки телеметрической информации ПН. Также РБ оснащен запасными аккумуляторными батареями для ПН (поз. 7, фиг. 2), механической системой стыковки с ПН и манипулятором (поз. 9, фиг. 2) для ее технического обслуживания (замены аккумуляторных батарей) и установки на РБ после окончания срока эксплуатации.

В обоих случаях у ПН упрощено оборудование служебных систем и двигательных установок (в частности, отсутствуют двигатели довывода нарабочую орбиту), а разгонный блок оснащен запасом топлива (поз. 5, фиг. 1, фиг. 2) для увода полезной нагрузки с рабочей орбиты совместно с разгонным блоком после окончания работы ПН.

В соответствии со способом функционирования ракетно-космического комплекса управляют полетом ракеты-носителя командами с разгонного блока. При достижении переходной орбиты командами управления разгонного блока осуществляют отделение РБ от РН и вывод связки РБ и ПН (поз. 13, фиг. 3, фиг. 4) на рабочую орбиту (поз. 10, фиг. 3, фиг. 4) Земли (поз. 12, фиг. 3, фиг. 4).

В случае применения неотделяемой полезной нагрузки далее выводят связку РБ и ПН в заданную точку орбиты, проводят пространственную ориентацию связки (поз. 14, фиг. 3), задействуют служебные системы РБ (в частности, раскрывают солнечные батареи), обеспечивающие длительное пребывание на орбите и обеспечение работы полезной нагрузкой.

После окончания срока эксплуатации полезной нагрузки ориентируют связку (поз. 15, фиг. 3) для выдачи двигательной установкой РБ импульса увода с рабочей орбиты, например, на траекторию затопления в океане (поз. 11, фиг. 3, фиг. 4).

В случае применения отделяемой полезной нагрузки, например, нескольких КА малого класса, последовательно перемещают РБ в заданную для каждого КА точку рабочей орбиты и отстыковывают КА (поз. 14, фиг. 4).

Затем перемещают РБ на заданное место на орбите для управления служебными системами КА (обеспечивающими работу полезной нагрузки), сбора и обработки телеметрии от КА и т.д. (поз. 16, фиг. 4).

При необходимости технического обслуживания КА осуществляют маневр сближения с ним разгонного блока, стыковку и необходимые действия, в частности замену аккумуляторов.

После окончания срока эксплуатации космических аппаратов последовательно осуществляют маневр сближения разгонного блока с каждым КА, установку КА на борту РБ. Далее ориентируют связку РБ и КА (поз. 15, фиг. 4) для выдачи двигательной установкой РБ импульса увода с рабочей орбиты, например, на траекторию затопления в мировом океане.

Предлагаемое техническое решение позволяет упростить и удешевить создание и функционирование автоматических ракетно-космических комплексов с одиночными КА или группой КА, а также решить задачу утилизации элементов РКК без загрязнения космического пространства.

1. Ракетно-космический комплекс, включающий управляемые ракету-носитель, разгонный блок, автоматическую полезную нагрузку, отличающийся тем, что разгонный блок снабжен устройствами управления ракетой-носителем, которые при отделении полезной нагрузки от разгонного блока дистанционно управляют служебными системами полезной нагрузки, запасом топлива для увода полезной нагрузки с рабочей орбиты, устройствами электропитания полезной нагрузки, механической системой стыковки с полезной нагрузкой на рабочей орбите и манипулятором для технического обслуживания и установки полезной нагрузки на разгонном блоке или полезная нагрузка выполнена неотделяемой от разгонного блока.

2. Способ функционирования ракетно-космического комплекса, включающий управляемые полет ракеты-носителя, отделение разгонного блока с автоматической полезной нагрузкой, выведение полезной нагрузки на рабочую орбиту и отделение от разгонного блока, целевую работу полезной нагрузки на рабочей орбите с последующим уводом с нее, отличающийся тем, что полет ракеты-носителя, отделение разгонного блока с полезной нагрузкой, работу служебных систем полезной нагрузки осуществляют по командам системы управления, размещенной на разгонном блоке, разгонный блок после отделения от него полезной нагрузки перемещают на заданное место орбиты для дистанционного управления служебными системами полезной нагрузки, а для технического обслуживания полезной нагрузки и увода с рабочей орбиты после завершения целевой работы осуществляют маневр сближения разгонного блока и стыковку с ней, электропитание полезной нагрузки осуществляют с использованием оборудования, доставляемого разгонным блоком или штатных бортовых систем разгонного блока, увод полезной нагрузки с рабочей орбиты осуществляют разгонным блоком.



 

Похожие патенты:

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.

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 конструкции и сборке космических объектов, например орбитальных станций. Строительный модуль (в составе платформы) в виде полой 6-гранной или 4-гранной призмы (1) снабжён дополнительными плоскими элементами (2).

Группа изобретений относится преимущественно к внешнему оборудованию спутников (солнечным батареям, антеннам и т.п.). Устройство содержит упруго трансформируемые ленты («рулетки») (31а, 31b, 31c), согнутые U–образно и закрепленные на гибкой плёнке или полотне (30).

Группа изобретений относится преимущественно к внешнему оборудованию спутников (солнечным батареям, антеннам и т.п.). Устройство содержит упруго трансформируемые ленты («рулетки») (31а, 31b, 31c), согнутые U–образно и закрепленные на гибкой плёнке или полотне (30).

Изобретение относится к оборудованию многофункциональных космических аппаратов (МКА), предназначенных для калибровки и юстировки радиолокационных станций (РЛС), а также для дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ).

Изобретение относится к устройствам для экспериментов в условиях микрогравитации. Устройство для обеспечения свободной ориентации сферы относительно внешних силовых полей содержит поддерживающую конструкцию, сферу, два блокирующих элемента, действующих с противоположных сторон на сферу и предназначенных для удерживания сферы в правильном положении во время нерабочей фазы устройства, по меньшей мере четыре средства обеспечения капель, расположенные симметрично вокруг сферы и выполненные с возможностью образования капель и сохранения их с требуемой температурой, и изоляционную герметизированную конструкцию, предназначенную для изоляции упомянутых устройств от окружающей среды и для предотвращения осаждения пыли на поверхность сферы и на четыре полученные капли, и средство охлаждения, предназначенное для сохранения сферы с температурой ниже чем температура капель.

Изобретение относится к космической технике. Способ изготовления космического аппарата (КА) включает изготовление комплектующих, сборку КА, содержащего систему электропитания, проведение испытаний КА.

Изобретение относится к средствам перевода трансформируемых конструкций (например, солнечных батарей) космического аппарата из сложенного положения в раскрытое.

Изобретение относится к конструкции космического аппарата (КА), в частности к узлу крепления топливного бака. Узел содержит внутреннюю и внешнюю части и два комплекта крепежных элементов.

Изобретение относится к космической отрасли, в частности к конструкции космических аппаратов (КА) и их компоновке при производстве. Универсальная платформа космического аппарата (ПКА) представляет собой конструктивно и функционально обособленный модуль для построения КА.

Изобретение относится к бортовому оборудованию геостационарных космических аппаратов (КА) для ретрансляции данных между низкоорбитальными КА и центрами управления и приема сообщений.

Изобретение относится к приводам для разворота оборудования относительно корпуса космического аппарата (КА). Привод для разворота оборудования на космическом носителе, не создающий реактивного момента, включает в свой состав двигатель привода, статор которого укреплен на корпусе космического носителя, а ротор связан с разворачиваемым оборудованием, систему управления двигателем и маховик-компенсатор реактивного момента. Крепление статора двигателя привода к корпусу носителя осуществляется посредством подшипников таким образом, чтобы статор под действием реактивного момента мог свободно вращаться вокруг оси вращения ротора. Управляющий электрический ток подается на обмотки двигателя через скользящие токоподводы. Статор двигателя может быть либо непосредственно, либо через редуктор связан с маховиком-компенсатором реактивного момента. Техническим результатом изобретения является обеспечение отсутствия приводного реактивного момента, возмущающего космический носитель. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений относится к средствам и методам выведения, работы на орбите и увода с орбиты автоматических полезных нагрузок с помощью беспилотного ракетно-космического комплекса. В состав РКК входит разгонный блок с устройствами управления ракетой-носителем, которые при отделении ПН от РБ дистанционно управляют служебными системами ПН, запасом топлива для увода ПН, системой стыковки с ПН на рабочей орбите и манипулятором для технического обслуживания и установки ПН на РБ. ПН может быть выполнена и неотделяемой от РБ. Для дистанционного управления ПН, после её отделения, РБ перемещают в заданное место орбиты. Электропитание ПН осуществляют с использованием оборудования, доставляемого РБ, или от штатных бортовых систем РБ. Увод ПН осуществляют с помощью РБ, после его сближения и стыковки с ней. Техническим результатом являются минимизация состава управляющих и энергетических систем РКК, упрощение процесса выведения на орбиту, возможность полной последующей утилизации компонентов РКК. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх