Головная часть космической ракеты-носителя и способ выведения космических аппаратов



Головная часть космической ракеты-носителя и способ выведения космических аппаратов
Головная часть космической ракеты-носителя и способ выведения космических аппаратов
Головная часть космической ракеты-носителя и способ выведения космических аппаратов
Головная часть космической ракеты-носителя и способ выведения космических аппаратов
Головная часть космической ракеты-носителя и способ выведения космических аппаратов
Головная часть космической ракеты-носителя и способ выведения космических аппаратов

Владельцы патента RU 2698838:

Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") (RU)

Группа изобретений относится к области ракетно-космической техники и может быть использована при проектно-конструкторской разработке высотных ступеней, предназначенных для выведения космических аппаратов - КА на околоземные орбиты. Технический результат - обеспечение возможности запуска нескольких однотипных или разнотипных КА с помощью одной ракеты-носителя – РН на собственные орбиты, увеличение площади наблюдения земной поверхности. Головная часть космической РН содержит два и более универсальных модуля с собственными двигательными установками – ДУ с четырьмя «толкающими» и четырьмя радиально расположенными управляющими соплами с рулевыми приводами для обеспечения возможности изменения углового положения модуля с КА. Система управления модуля выполнена унифицированной, электрически связанной с бортовой аппаратурой спутниковой навигации. При этом каждый модуль обеспечивает возможность набора дополнительной скорости по отношению к первоначальной скорости. Одни из модулей с КА обеспечены возможностью полета в одной плоскости орбиты, а другие - возможностью полета в плоскости орбиты, находящейся к базовой плоскости орбиты под расчетным углом. По способу при достижении спада давления в ДУ последней ступени ракеты-носителя до заданного уровня отстыковывают универсальные модули с космическим аппаратом. Включают ДУ этих модулей, обеспечивают набор заданной дополнительной скорости каждого модуля с КА по отношению к первоначальной скорости. При необходимости корректируют угол отклонения вектора тяги модуля и обеспечивают полет модуля КА в плоскости, находящейся под углом, который определяют по аналитическому выражению. За 20…30 с до момента отделения КА переключают ДУ модуля на пониженный режим тяги, величину которой снижают в 10…15 раз по сравнению с номинальным значением. Прекращают работу «толкающих» управляющих сопел. Задействуют радиально расположенные управляющие сопла. Обеспечивают управление угловым положением модуля с КА. Придают заданную ориентацию КА к моменту его отделения, обеспечивают нулевую тягу ДУ модуля и отделяют КА от модуля. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано при проектно-конструкторской разработке высотных ступеней, предназначенных для выведения космических аппаратов (КА) на околоземные орбиты.

В патенте «Ракета космического назначения RU 2025645 c1, 1994 г.» представлено описание конструкции высотной ступени, а в известной публикации: НТЦ «Комплекс-МИТ», Ю.С. Соломонов, А.П. Сухадольский и др. «Космические ракетные комплексы с твердотопливными ракетами «Старт» и «Старт-1», Москва, Универсум, 2000 г, представлено описание схемы выведения (КА) на околоземные орбиты космической ракетой-носителем (КРН).

КРН представляет собой четырехступенчатую твердотопливную ракету, способную осуществить выведение малогабаритных КА на околоземные орбиты.

Для удобства изложения материала высотную ступень с КА будем называть головной частью (ГЧ) КРН (что соответствует первоначальному названию).

Главной конструктивной особенностью КРН является наличие на ней ГЧ, содержащей головной блок с КА и ступенью выведения. ГЧ КРН, содержащая головной блок с КА и ступень выведения, принята авторами за прототип.

Была предложена ГЧ космической ракеты-носителя (РН), содержащая отсек с двигательной установкой (ДУ), соединенной с обтекателем, внутри которого на платформе посредством адаптера установлена полезная нагрузка, а во внутренней полости платформы подвешен герметичный приборный отсек с системой управления РН и аппаратурой системы измерения РН.

Способ выведения осуществляется следующим образом. После окончания основного участка работы ДУ последней ступени КРН задействуется ДУ ступени выведения, работающая с постоянной тягой до полного выгорания топлива, после чего включается газореактивная система ориентации, установленная в районе сопла ДУ последней ступени. После завершения ориентации последней ступени КА отделяется и продолжает полет по заданной орбите.

Как показал анализ материалов прототипа, ГЧ КРН имеет некоторые недостатки, связанные с конструктивно-компоновочной схемой:

1. В связи с ограниченными энергетическими возможностями ДУ ДС (масса топлива ДУ ГЧ составляет примерно 4…5% от общей массы ГЧ КРН) после окончания работы ДУ последней ступени КРН на участке работы ДУ ГЧ приращение скорости незначительно (1…1,5%), что не позволяет варьировать параметры орбиты (высоту, наклонение и др.). Это положение сохраняется для случая, когда предстоит запустить не один, а несколько малогабаритных КА, т.к. каждый из них будет иметь одну и ту же конечную скорость;

и схемой функционирования прототипа в полете:

1. В случае если КА относится к типу спутников, исследующих земную поверхность, то один КА сможет обеспечить ограниченную зону наблюдения земной поверхности;

2. Для того, чтобы запустить на орбиту несколько разнотипных КА, т.е. имеющие различные целевые назначения, при заданной массе им высоте запуска, потребуется соответствующее количество КРН, что приведет к увеличению финансовых затрат.

Задачей изобретения является обеспечение возможности запуска нескольких однотипных или разнотипных КА с помощью одной ракеты-носителя на собственные орбиты. В нем решаются также технические задачи по созданию более рациональной компоновки ГЧ КРН, повышению ее энергетических возможностей, позволяющих улучшить параметры орбиты (высоту, наклонение и др.), увеличить площадь наблюдения земной поверхности.

Решение поставленной задачи достигается тем, что известная головная часть космической ракеты-носителя (РН), содержащая отсек с двигательной установкой, соединенной с обтекателем, внутри которого на платформе посредством адаптера установлена полезная нагрузка, а во внутренней полости платформы подвешен герметичный приборный отсек с системой управления ракеты-носителя и аппаратурой системы измерения ракеты-носителя, отличается тем, что полезная нагрузка содержит два и более универсальных модуля с собственными двигательными установками (ДУ) с четырьмя «толкающими» и четырьмя радиально расположенными управляющими соплами с рулевыми приводами, с системой управления, электрически связанной с бортовой аппаратурой спутниковой навигации (БАСН), антенны которой установлены по базам I и III и системой измерения и контроля, кроме того, ракета-носитель снабжена собственным БАСН, кроме того, универсальные модули закреплены на центральном основании с помощью пирозамковых устройств.

Устройство поясняется чертежами:

- Фиг. 1 - общий вид ступени выведения КА,

- Фиг. 2, 3 - фрагменты компоновки ступени,

- Фиг. 4 - схема разведения 2-х КА, выводимых одной РН.

Головная часть содержит обтекатель (1), два или три КА (2), каждый из которых снабжен универсальным модулем, состоящим из последовательно расположенных адаптера (3), герметичного приборного отсека (ГПО) с бесплатформенной системой управления (СУ) (4), электрически связанной с бортовой аппаратурой спутниковой навигации (БАСН) (5), отсека (6) с ДУ глубокого регулирования (7), снабженной четырьмя управляющими «толкающими» соплами (8) и четырьмя радиальными соплами (9) и рулевым приводом, аппаратуры системы измерений (СИ), расположенной на внешней поверхности отсека АО (10), КА с универсальными модулями, установленным на центральном основании (11) с помощью пирозамков (12), хвостовая часть (13) которого крепится к отсеку РН, на этой хвостовой части установлена БАСН РН (14)

Данное устройство реализует заявленный способ выведения КА за счет того, что в известном способе, при котором при достижении спада давления в ДУ последней ступени ракеты-носителя (РН) до уровня, близкого к нулю, задействуют ДУ модуля, в процессе работы которой система управления модуля определяет потребное время работы ДУ, обеспечивают приращение кажущейся скорости до первой космической, при достижении спада давления в ДУ до уровня, близкого к нулю, задействуют газореактивную систему ориентации (ГРСО), с помощью которой достигают заданной ориентации КА к моменту его отделения, отделяют КА от последней ступени РН, отличающимся тем, что, при достижении спада давления в ДУ последней ступени РН до уровня, равного 1…2 кг/см2 отстыковывают универсальные модули с КА, включают ДУ этих модулей, обеспечивают набор дополнительной скорости каждого модуля с КА примерно 3,5…4 процента по отношению к первоначальной скорости, при необходимости корректируют угол отклонения вектора тяги модуля и обеспечивают полет так, что модуль КА-1 продолжает полет в плоскости орбиты (15), модуль КА-2 в плоскости орбиты (16), находящихся к базовой плоскости орбиты (17) под углами dFi и -dFi соответственно, при этом точками пересечения указанных плоскостей орбит с плоскостью экватора (18) являются точки (19) и (20) соответственно. Угол dFi определяется по формуле:

за 20…30 секунд до момента отделения КА переключают ДУ модуля на пониженный режим тяги, величина которой снижается в 10…15 раз по сравнению с номинальным значением, прекращают работу «толкающих» управляющих сопел, задействуют радиально расположенные управляющие сопла, обеспечивают управление угловым положением модуля с КА, придают заданную ориентацию КА к моменту его отделения, обеспечивают нулевую тягу ДУ модуля, отделяют КА от модуля, где:

dVДУ - запас характеристической скорости ДУ одного модуля с КА (определяется по формуле Циолковского);

V1 - скорость движения КА по базовой орбите.

Анализ показывает, что величина такого угла составляет 2…2,5 градусов. Если в состав ступени выведения входят два модуля с КА, то суммарный угол между плоскостями орбит за счет маневра в противоположных направлениях составит 4…5 градусов. На поверхности Земли наибольшее расстояние, при этом, составит 470…500 км. Таким образом, можно существенно увеличить площадь обзора (обслуживания) земной поверхности по сравнению с одиночным КА, при запуске одной и той же РН.

Таким образом, предлагаемое изобретение, в котором ГЧ содержит два и более универсальных модуля с собственными двигательными установками с четырьмя «толкающими» и четырьмя радиально расположенными управляющими соплами с рулевыми приводами с системой управления, электрически связанной с бортовой аппаратурой спутниковой навигации, с системой измерения и контроля, при этом РН снабжена собственной БАСН, позволяет решить поставленную задачу, как в части конструкции, так и в части способа и является дальнейшим развитием возможностей существующих КРН, позволяющих с использованием одной ракеты-носителя произвести запуск нескольких малогабаритных КА на собственные околоземные орбиты, что приводит к существенному сокращению финансовых затрат.

1. Головная часть космической ракеты-носителя, содержащая отсек с твердотопливной установкой, соединенной с обтекателем, внутри которого на платформе посредством адаптера установлена полезная нагрузка, а во внутренней полости платформы подвешен герметичный приборный отсек с системой управления ракеты-носителя и аппаратурой системы измерения ракеты-носителя, отличающаяся тем, что полезная нагрузка содержит два и более универсальных модуля с твердотопливными двигательными установками - ДУ с четырьмя толкающими и четырьмя радиально расположенными управляющими соплами с рулевыми приводами для обеспечения возможности изменения углового положения модуля с космическим аппаратом - КА. система управления модуля выполнена унифицированной, электрически связанной с бортовой аппаратурой спутниковой навигации, при этом каждый модуль обеспечивает возможность набора дополнительной скорости по отношению к первоначальной скорости, одни из модулей с КА обеспечены возможностью полета в одной плоскости орбиты, а другие - возможностью полета в плоскости орбиты, находящейся к базовой плоскости орбиты под расчетным углом.

2. Головная часть космической ракеты-носителя по п. 1, отличающаяся тем, что универсальные модули закреплены на центральном основании с помощью пирозамковых устройств.

3. Способ выведения космического аппарата на орбиту, при котором при достижении спада давления в двигательной установке - ДУ последней ступени ракеты-носителя - РН до уровня, близкого к нулю, задействуют ДУ модуля, в процессе работы которой система управления модуля определяет потребное время работы ДУ, обеспечивают приращение кажущейся скорости до первой космической, при достижении спада давления в ДУ до уровня, близкого к нулю, задействуют газореактивную систему ориентации - ГРСО, с помощью которой достигают заданной ориентации космического аппарата - КА к моменту его отделения, отделяют КА от последней ступени РН, отличающийся тем, что, при достижении спада давления в ДУ последней ступени РН до уровня, равного 1…2 кг/см2, отстыковывают универсальные модули с КА, включают ДУ этих модулей, обеспечивают набор дополнительной скорости каждого модуля с КА примерно (3,5…4)% по отношению к первоначальной скорости, при необходимости корректируют угол отклонения вектора тяги модуля и обеспечивают полет модуля КА в плоскости, находящейся под углом dFi по отношению к базовой плоскости, определяемым по формуле:

,

где dVДУ - запас характеристической скорости ДУ одного модуля с КА;

V1 - скорость движения КА по базовой орбите,

за 20…30 с до момента отделения КА переключают ДУ модуля на пониженный режим тяги, величину которой снижают в 10…15 раз по сравнению с номинальным значением, прекращают работу «толкающих» управляющих сопел, задействуют радиально расположенные управляющие сопла, обеспечивают управление угловым положением модуля с КА, придают заданную ориентацию КА к моменту его отделения, обеспечивают нулевую тягу ДУ модуля, отделяют КА от модуля.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способам поражения подводных целей с применением реактивных противолодочных систем. Определяют координаты и параметры движения цели, решают задачу встречи снаряда с целью в упрежденной точке с учетом времени запаздывания на полет ракеты на воздушном участке траектории, наводят пусковую установку, выстреливают ракету в упрежденную точку и поражают цель.
Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в системах управления и наведения беспилотных летательных аппаратов: управляемых ракет, корректируемых авиабомб и других аппаратов класса «воздух - поверхность».

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА), предназначенным для борьбы с защищенными целями, обладающими высокоэффективными средствами противоракетной и противовоздушной обороны (ПРО/ПВО).

Группа изобретений относится к области применения управляемого ракетного вооружения и может быть использована в многоканальных комплексах, имеющих средства обнаружения, сопровождения целей и пеленгации ракет.
Изобретение относится к военной технике и может быть применено для создания дальнобойных артиллерийских боеприпасов. Способ повышения дальности стрельбы корректируемыми артиллерийскими боеприпасами заключается в том, что в головной взрыватель вычислительного устройства снаряда перед выстрелом вводят количество импульсных коррекций и алгоритм их включения.

Изобретение относится к ракетам, использующим для создания воздушной реактивной тяги и полета электрическую энергию бортового источника электроэнергии. Технический результат - повышение маневренности ракеты, точности наведения на цель и надежности работы.

Изобретение относится к артиллерийскому вооружению и более конкретно к снарядам систем залпового огня. Перед выстрелом в устройство управления снарядом вводят данные для выполнения команд управления, угол возвышения α.

Группа изобретений относится к области высокоточного оружия - управляемых снарядов. Технический результат - увеличение дальности полета управляемых снарядов.

Изобретение относится к артиллерийским боеприпасам и может быть использовано для коррекции управляемых артиллерийских снарядов. Технический результат – повышение эффективности применения ствольной артиллерии.

Изобретение относится к области летательных аппаратов (ЛА), а именно к способам фиксации рулей от поворота до начала работы рулевых приводов. Способ фиксации аэродинамического руля летательного аппарата включает размещение подпружиненного штока фиксатора в подвижном и неподвижном элементах летательного аппарата.

Изобретение относится к космической технике, а более конкретно к ЖРД. Электротермический жидкостной реактивный двигатель включает электромагнитный топливный клапан, термическое сопротивление, камеру нагревания (КН) с катализатором, электронагревателем-газообразователем (ЭГ), сопло и теплоизоляцию.

Изобретение относится к области наблюдения и слежения за полётом космических аппаратов (КА) при их движении вокруг тяготеющего небесного тела (Земли, Луны, Солнца и т.д.).

Изобретение относится к пространственным манёврам космических аппаратов (КА) в нецентральном гравитационном поле Земли при сближении с объектами космического мусора (ОКМ).

Изобретение относится к пространственным манёврам космических аппаратов (КА) в нецентральном гравитационном поле Земли при сближении с объектами космического мусора (ОКМ).

Изобретение относится к управлению движением вращающейся связки космических аппаратов (КА). Способ включает переориентацию в пространстве маршевой двигательной установки (МДУ), расположенной в центре вращения связки и связанной тросами с КА.

Изобретение относится к управлению движением вращающейся связки космических аппаратов (КА). Способ включает переориентацию в пространстве маршевой двигательной установки (МДУ), расположенной в центре вращения связки и связанной тросами с КА.

Изобретение относится к области космической техники. В способе ориентации навигационного космического аппарата (КА) при проведении упреждающих программных разворотов по информации звездного прибора в процессе проведения упреждающего программного разворота на каждом цикле управления вычисляют кватернион перехода от солнечно-земной системы координат на момент начала упреждающего разворота к смещенной солнечно-земной системе координат, определяемой с использованием эталонной модели упреждающего программного разворота.

Система восстановления курсовой ориентации (ВО) космического аппарата (КА) с использованием орбитального гирокомпаса (ОГК) содержит прибор ориентации по Земле (ПОЗ), блок гироскопических измерителей угловых скоростей (БИУС), навигационно-баллистический блок (НББ), содержащий центральный бортовой компьютер (ЦБК) и аппаратуру спутниковой навигации (АСН), девять сумматоров, три модуля усиления и преобразования (МУП1, МУП2, МУП3), косинусный (КПУ) и синусный (СПУ) преобразователи углов, четыре блока компенсации взаимовлияния каналов ориентации (БКВК), три интегратора, модуль логического нуля (МЛН), модуль вычисления курсового угла (МВКУ), модуль формирования команды (МФК), модуль расчета программного поворота (МРПП), пять нормально-замкнутых ключей (КНЗ1÷КНЗ5), пять нормально-разомкнутых ключей (КНР1÷КНР5), систему стабилизации (СС).

Изобретение относится к космической технике. Способ построения ориентации космического объекта (КО), отделяемого от другого космического объекта (ДКО), включает выполнение импульсов для разворота связки ДКО и КО в необходимую ориентацию, используя для определения параметров разворота данные об ориентации ДКО и ориентации КО в составе связки.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает ориентацию первой оси КА на центр Земли путем разворотов относительно второй и третьей осей по информации с прибора ориентации на Землю, а также ориентацию панелей СБ на Солнце путем разворота КА относительно первой оси до совмещения второй оси КА с плоскостью Солнце - КА - Земля по информации с прибора ориентации на Солнце (ПОС).

Группа изобретений относится к области ракетно-космической техники и может быть использована при проектно-конструкторской разработке высотных ступеней, предназначенных для выведения космических аппаратов - КА на околоземные орбиты. Технический результат - обеспечение возможности запуска нескольких однотипных или разнотипных КА с помощью одной ракеты-носителя – РН на собственные орбиты, увеличение площади наблюдения земной поверхности. Головная часть космической РН содержит два и более универсальных модуля с собственными двигательными установками – ДУ с четырьмя «толкающими» и четырьмя радиально расположенными управляющими соплами с рулевыми приводами для обеспечения возможности изменения углового положения модуля с КА. Система управления модуля выполнена унифицированной, электрически связанной с бортовой аппаратурой спутниковой навигации. При этом каждый модуль обеспечивает возможность набора дополнительной скорости по отношению к первоначальной скорости. Одни из модулей с КА обеспечены возможностью полета в одной плоскости орбиты, а другие - возможностью полета в плоскости орбиты, находящейся к базовой плоскости орбиты под расчетным углом. По способу при достижении спада давления в ДУ последней ступени ракеты-носителя до заданного уровня отстыковывают универсальные модули с космическим аппаратом. Включают ДУ этих модулей, обеспечивают набор заданной дополнительной скорости каждого модуля с КА по отношению к первоначальной скорости. При необходимости корректируют угол отклонения вектора тяги модуля и обеспечивают полет модуля КА в плоскости, находящейся под углом, который определяют по аналитическому выражению. За 20…30 с до момента отделения КА переключают ДУ модуля на пониженный режим тяги, величину которой снижают в 10…15 раз по сравнению с номинальным значением. Прекращают работу «толкающих» управляющих сопел. Задействуют радиально расположенные управляющие сопла. Обеспечивают управление угловым положением модуля с КА. Придают заданную ориентацию КА к моменту его отделения, обеспечивают нулевую тягу ДУ модуля и отделяют КА от модуля. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх