Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
Патент на изобретение №2477246

(19)

RU

(11)

2477246

(13)

C2

(51) МПК B64G1/64 (2006.01)

(12) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ Статус: по данным на 06.03.2013 - нет данных Пошлина:

(21), (22) Заявка: 2011114472/11, 13.04.2011

(24) Дата начала отсчета срока действия патента:

13.04.2011

Приоритет(ы):

(22) Дата подачи заявки: 13.04.2011

(43) Дата публикации заявки: 20.10.2012

(45) Опубликовано: 10.03.2013

(56) Список документов, цитированных в отчете о

поиске: RU 2208558 С2, 20.07.2003. RU 2010131988 A, 29.07.2010. RU 2333454 С2, 10.09.2008. EP 01618039 B1, 18.07.2007.

Адрес для переписки:

141070, Московская обл., г. Королев, ул. Ленина, 4а, ОАО "РКК "Энергия", отдел интеллектуальной собственности

(72) Автор(ы):

Кокушкин Вячеслав Вячеславович (RU),

Борзых Сергей Васильевич (RU)

(73) Патентообладатель(и):

Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" (RU)

(54) СПОСОБ УВОДА РАЗГОННОГО РАКЕТНОГО БЛОКА С ТРАЕКТОРИИ ПОЛЕТА КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

(57) Реферат:

Изобретение относится к способам управления разделением космических аппаратов (КА), в частности КА и отделяемого от него разгонного ракетного блока (РРБ). После отделения КА от РРБ на РРБ воздействуют импульсом тяги в плоскости, проходящей через центр масс (ц.м.) РРБ, не пересекающей обводы КА в состыкованном с РРБ состоянии и составляющей с продольной осью РРБ острый угол. Импульс прикладывают с эксцентриситетом ( ) относительно ц.м. РРБ, лежащим в диапазоне 0< R, где R - радиус центрального поперечного сечения РРБ. Импульс тяги образует тупой угол с прямой, пересекающей линию действия этого импульса и параллельной продольной оси РРБ. В результате воздействия импульсом тяги на РРБ последний переходит в прецессионно-нутационное движение, в котором его продольная ось описывает коническую поверхность вокруг направления разделения (расхождения) КА и РРБ. Этим снижаются энергетические требования к средствам отделения, а также влияние тяги последействия маршевого двигателя РРБ. Существенно уменьшаются возмущения углового движения КА после отделения. Повышаются также безопасность разделения и эффективность торможения отделившегося РРБ в верхней атмосфере. Полезная масса КА м.б. заметно увеличена. Техническим результатом изобретения, кроме того, является обеспечение безударного отделения РРБ и гарантированного увода его с траектории полета КА в заданном направлении. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно способам направленного увода разгонных ракетных блоков (РРБ) от отделившихся космических аппаратов (КА).

К системе отделения РРБ от КА, 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 РББ 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 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 на РРБ после отделения от него КА воздействуют импульсом тяги в плоскости, проходящей через его ц.м. и не пересекающей обводы КА в исходном состыкованном с РРБ состоянии и составляющей с его продольной осью острый угол в направлении, проходящем с эксцентриситетом относительно ц.м. РРБ, лежащим в диапазоне, 0< R, где R - радиус поперечного сечения РРБ, проходящего через его ц.м., при этом импульс тяги образует тупой угол с прямой, пересекающей линию действия импульса тяги и параллельной продольной оси разгонного ракетного блока, осуществляя его закрутку и торможение.

На фиг.1 изображен РРБ 1 в состыкованном с КА 2 и после отделения КА 2 состоянии. Кроме того, представлено направление воздействия импульса I на увод РРБ 1, который реализуется после отделения КА. При этом П1 - плоскость, проходящая через ц.м. РРБ 1 и не пересекающая обводы КА 2. Эта плоскость составляет с продольной осью острый угол . В соответствии с ГОСТ 20058-80 эта ось направлена от хвостовой к носовой части летательного аппарата. П2 - центральная поперечная плоскость РРБ 1, - эксцентриситет линии действия импульса I относительно ц.м. РРБ 1, - вектор угловой скорости РРБ 1. Для наглядности введена прямая x1 параллельная продольной оси х РРБ 1 и пересекающая линию действия импульса I, относительно которой фактически измеряется угол , т.к. линия действия импульса I и продольная ось расположены на скрещивающихся прямых. Угол определяет направление тормозного импульса относительно продольной оси (в данном случае ось x1).

Примером конкретной реализации предложенного способа может служить установка сопла 3 в плоскости П1 с направлением вектора регрессивной тяги по вектору I, противодействующего тяге последействия сопла 4 маршевой двигательной установки РРБ 1.

Предлагаемый способ отделения реализуется следующим способом.

По достижении КА 2 заданных в программе траекторных параметров полета производится выключение ДУ 4. Затем с временной задержкой, определяемой характеристикой спада тяги ДУ 4, отделяется КА 2, а затем через интервал времени, определяемый конструктивным выполнением стыка РРБ 1 и КА 2 (наличие взаимного перекрытия) и характеристиками средств отделения КА 2, производится включение сопла увода 3. Под действием его тяги РРБ 1 закручивается и тормозится, покидая траекторию полета КА 2.

Разработана техническая документация, реализующая предложенный способ увода РРБ. Уменьшение энергетических характеристик средств отделения КА, кроме увеличения его массы на ~18 кг, позволит существенно (в несколько раз) уменьшить возмущения углового движения КА после отделения его от РРБ.

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.

Формула изобретения

Способ увода разгонного ракетного блока с траектории полета космического аппарата, включающий разделение и сообщение им относительной скорости, воздействие на разгонный ракетный блок после отделения от него космического аппарата импульсом тяги в плоскости, проходящей через его центр масс и не пересекающей обводы космического аппарата в исходном, состыкованном с разгонным ракетным блоком состоянии, отличающийся тем, что воздействие импульсом тяги осуществляют в плоскости, составляющей с продольной осью разгонного ракетного блока острый угол, в направлении, проходящем с эксцентриситетом относительно центра масс разгонного ракетного блока, лежащем в диапазоне 0< R, где R - радиус поперечного сечения разгонного ракетного блока, проходящего через его центр масс, при этом импульс тяги образует тупой угол с прямой, пересекающей линию действия импульса тяги и параллельной указанной оси разгонного ракетного блока, осуществляя его закрутку и торможение.

РИСУНКИ