Способ увода разгонного ракетного блока с траектории полета космического аппарата

Способ увода разгонного ракетного блока с траектории полета космического аппарата

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается разгонного ракетного блока (РРБ) и элементов его конструкции, предназначенных для его стабилизации и увода (сообщения дополнительной относительной скорости) от отделившегося космического аппарата (КА).

К системе отделения РРБ, кроме выполнения основных функций, предъявляется дополнительное требование по уводу блока в заданном направлении от отделившегося КА. Это связано с тем, что на РРБ в течение длительного времени действует тяга последействия, обусловленная истечением из сопла двигателя РРБ остатков испаряющихся компонентов, находящихся в тракте охлаждения корпуса двигателя. Величина этой тяги небольшая, но ее импульс достигает значительной величины. Под действием этой тяги РРБ приобретает дополнительную скорость в направлении КА, что может привести к их соударению. Кроме того, относительная траектория РРБ и КА должна формироваться таким образом, чтобы исключить затенение антенн связи КА с Землей.

Введение на РРБ специальных устройств для увода его от отделившегося КА позволяет отделить последний с минимальной относительной скоростью. Уменьшение относительной скорости отделения дает возможность использовать средства отделения с пониженными энергетическими и, как следствие, весовыми характеристиками. Это, кроме того, приводит к уменьшению возмущений углового движения КА и увеличению точности его выведения на заданную орбиту.

Наиболее близким к предложенному является способ, обеспечивающий достижение относительной скорости разделившимся объектам за счет торможения отработавшей ступени («холодное» разделение) [1, с.12]. Недостатком данного способа является необходимость использования специальных, весьма значительных по массе средств торможения, например РДТТ. Кроме того, указанный способ не предусматривает реализацию стабилизирующей закрутки отработавшей ступени, а лишь ее соосный увод относительно активной части ракеты-носителя.

Задачей изобретения является обеспечение безударного отделения РРБ и гарантированного увода его с траектории полета КА в заданном направлении.

Решение поставленной задачи обеспечивается за счет того, что после подачи команды на выключение ДУ РРБ с временной задержкой Δt₁ от нее подают команду на разделение РРБ и КА и сообщение им относительной скорости, а затем с временной задержкой Δt₂ от последней команды подают команду на включение системы увода РРБ от отделившегося КА, при этом предварительно при достижении заданных параметров полета КА совместно с РББ ориентируют относительно заданной поперечной оси в положение разделения и стабилизируют их в этом положении, а увод РРБ совмещают с одновременной стабилизирующей закруткой его относительно продольной оси, при этом величину временного интервала Δt₂ выбирают из условия где m_РРБ - масса РРБ, V_отн - расчетная относительная скорость РРБ и КА после срабатывания средств отделения, R_посл.1 - статистическая величина тяги последействия ДУ РРБ после реализации временной задержки Δt₁, обеспечивая на временном интервале Δt₂ максимальное расхождение разделившихся объектов и сохраняя при этом положительное значение скорости их относительного движения, а энергетические характеристики средств увода выбираются таким образом, чтобы на всем участке относительного движения выполнялись условия Р_СУ>R_посл, I_СУ>I_посл, где Р_СУ, I_СУ - тяга и импульс средств увода, а R_посл, I_посл - тяга и импульс тяги последействия ДУ РРБ.

На фиг.1 изображена последовательность указанных выше команд.

Следует отметить, что с точки зрения безударности относительного движения КА и РРБ временной интервал Δt₁ следует принимать как можно большим (~300÷500 с) с тем, чтобы в течение него R_посл упала бы практически до нуля. Однако, принимая во внимание требования по ориентации КА после разделения и учитывая тот факт, что КА совместно с РРБ после выключения ДУ последнего не имеют средств для их стабилизации, временной интервал Δt₁ следует делать как можно меньшим и на практике он не превышает 3÷5 сек. Уменьшение этого интервала приводит к заметному росту энергетических характеристик средств отделения и, следовательно, к увеличению их массы.

Обеспечение максимального расхождения разделившихся объектов на участке Δt₂ диктуется необходимостью уменьшения или полного исключения воздействия работающих средств увода РРБ, например струй газовых сопел на элементы конструкции КА.

Разработана техническая документация РРБ, реализующая предложенный авторами способ увода его с траектории полета КА. Предварительная ориентация КА совместно с РРБ в положение разделения и сообщение последнему дополнительной относительной скорости на увод от КА с одновременной его стабилизирующей закруткой относительно продольной оси позволит исключить их соударение при дальнейшем относительном движении, а также обеспечить устойчивость всех видов связи КА с Землей, которая может нарушаться при попадании в пространство между ними отделившегося РРБ при его орбитальном движении относительно КА. Кроме того, сообщение дополнительной относительной скорости РРБ за счет собственных средств увода приведет к уменьшению массы средств отделения и, как следствие, к возможному увеличению массы КА на ~14 кг. Обеспечение максимального расхождения разделившихся объектов диктуется необходимостью уменьшения или полного исключения воздействия работающих средств увода РРБ, например струи газовых сопел на элементы конструкции КА.

Литература

1. К.С.Колесников, В.В.Кокушкин, С.В.Борзых, Н.В.Панкова. Расчет и проектирование систем разделения ступеней ракет. Изд-во МГТУ им. Н.Э.Баумана, 373 стр., 2006 г.

Способ увода разгонного ракетного блока с траектории полета космического аппарата, включающий подачу команды на выключение двигательной установки разгонного ракетного блока и с временной задержкой Δt₁ подачу команды на разделение разгонного ракетного блока и космического аппарата с сообщением им относительной скорости, после чего с временной задержкой Δt₂ осуществляют подачу команды на включение системы увода разгонного ракетного блока от отделившегося космического аппарата, отличающийся тем, что до подачи команды на выключение двигательной установки разгонного ракетного блока при достижении заданных параметров полета космического аппарата последний совместно с разгонным ракетным блоком ориентируют относительно заданной поперечной оси в положение разделения, стабилизируют их в этом положении, а увод разгонного ракетного блока совмещают с одновременной стабилизирующей закруткой его относительно продольной оси, при этом величину временного интервала Δt₂ выбирают из условия ,где m_РРБ - масса разгонного ракетного блока, V_отн - расчетная относительная скорость разгонного ракетного блока и космического аппарата после срабатывания средств отделения, R_посл1 - статистическая величина тяги последействия двигательной установки разгонного ракетного блока после реализации временной задержки Δt₁, обеспечивая на временном интервале Δt₂ максимальное расхождение разделившихся объектов и сохраняя при этом положительное значение скорости их относительного движения, а энергетические характеристики средств увода выбирают таким образом, чтобы на всем участке их относительного движения выполнялись условия Р_су>R_посл, I_cу>I_посл, где Р_cу, I_су - тяга и импульс средств увода, a R_посл, I_посл - тяга и импульс тяги последействия двигательной установки разгонного ракетного блока после включения системы увода.