RU2475429C1

RU2475429C1 - Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения

Info

Publication number: RU2475429C1
Application number: RU2011127432/11A
Authority: RU
Inventors: Валерий Иванович Трушляков; Владимир Юрьевич Куденцов; Дмитрий Владимирович Ситников
Original assignee: Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Образования И Науки Российской Федерации
Priority date: 2011-07-04
Filing date: 2011-07-04
Publication date: 2013-02-20

Abstract

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для программного смещения координат точек падения отделяющихся частей (ОЧ) ступеней ракет космического назначения. Программу управления работой газовых ракетных двигателей и движением ОЧ ступеней ракет космического назначения разделяют на внеатмосферный и атмосферный участки. Участки разбивают на конечное число интервалов времени и определяют программу углового разворота и движения ОЧ на каждом интервале. Изобретение обеспечивает полную выработку жидких остатков компонентов ракетного топлива в топливных баках ОЧ, изменение и снижение точек падения ОЧ. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для приведения отработавшего ускорителя - отделяющейся части первой (ОЧ) ступени ракеты космического назначения (РКН) в ограниченный район падения для уменьшения воздействия РКН на экологическое состояние района эксплуатации.

Известен способ спуска ускорителя РКН в посадочную зону по патенту RU №2043954, B64G 1/24 по заявке №5035363/23 от 01.04.1992 г., где ОЧ после отделения стабилизируют ОЧ двигателем вперед, осуществляют управление с помощью аэродинамических рулей в каналах тангажа и рыскания, устанавливают радиолокатор на борту ОЧ, радиомаяк в точке падения и т.д.

Использование такого технического решения сопряжено с техническими и эксплуатационными проблемами, которые, в конечном итоге, делают этот подход экономически затратным и нецелесообразным, по крайней мере, на современном уровне развития ракетно-космической техники.

Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является способ возвращения на космодром многоразовой первой ступени ракеты по патенту RU №2309089, B64G 1/14 по заявке №2006110150/11 от 29.03.2006 г., где спуск ОЧ ступени РКН в район космодрома осуществляется за счет многократного включения маршевых и рулевых двигателей ОЧ первой ступени КРН.

Использование этого технического решения связано со значительными затратами жидких компонентов ракетного топлива (КРТ), проблемами многократного запуска маршевого ЖРД и т.д.

Целью предлагаемого изобретения является уменьшение воздействия РКН на экологическое состояние района эксплуатации путем повышения эффективности управления спуском ОЧ в заданный район ее падения и полной выработки остатков КРТ.

Поставленная цель изобретения достигается тем, что в известном способе спуска ОЧ, основанном на развороте ОЧ в статически устойчивое положение после ее отделения от РКН, приложении импульса к ОЧ, аэродинамическом торможении при спуске, добавляют следующие действия, а именно:

1.1. Программу углового движения (угла тангажа, рыскания) ОЧ на участке спуска после ее разворота на направления приложения импульса разделяют на участки внеатмосферного и атмосферного полета, движение на внеатмосферном участке траектории полета разбивают на конечное число S_вн интервалов времени, и программу углового разворота ОЧ на каждом i-м интервале времени (i=1, 2…S_вн) определяют из условия максимального изменения приращения дальности точки падения ОЧ в пассивном полете от конца i-го текущего интервала времени по формуле:

где

ΔV_i - импульс скорости, приложенный под углом ϑ_i на i-ом интервале времени 4 рулевыми камерами газового ракетного двигателя (ГРД), y₀, V_x0, V_y0, g₀ - значения координаты, скоростей центра масс ОЧ и ускорения поля тяготения Земли на начало i-го интервала времени.

1.2. Движение на атмосферном участке траектории полета разбивают на конечное S_ат число интервалов времени, и программу углового разворота ОЧ на каждом j-ом интервале времени (j=1, 2…S_ат) определяют из условия создания аэродинамического момента, не превышающего, например, управляющий момент рулевых камер ГРД, условий прочности и т.д., и обеспечивающего максимальное изменение приращения дальности точки падения ОЧ в пассивном полете от конца текущего j-го интервала времени до точки падения ОЧ, которое определяют по формуле:

где y_jк, V_xj, V_yjк, g_jк - значения координаты скоростей центра масс ОЧ и ускорения поля тяготения Земли на конец j-го интервала времени.

1.3. Суммарную длину участков управления и соотношение их длительностей:

τ_I - длительность участков управления;

- невыработанные остатки жидкого топлива в баках ОЧ, которые газифицируются и подаются в ГРД, каждая камера которого установлена в управляемый привод;

- массовый секундный расход газифицированного топлива через ГРД определяют из условия достижения максимальной дальности точки падения ОЧ.

2. Сущность предлагаемых действий способа поясняется следующими материалами.

2.1. Разделение траектории полета ОЧ на участки управления приведено на фиг.1:

- Разворот ОЧ на направление разгона (поз.0-1),

- внеатмосферного (поз.1-2),

- атмосферного (поз.2-3).

На фиг.2 приведено размещение камер ГРД для отработки управляющих воздействий, каждая из которых установлена в управляемый одностепенной привод.

Для создания управляющих воздействий в канале тангажа (M_z1) камеры 8, 9 отклоняются в плоскостях, параллельных плоскости Y₁O₁X₁.

Для создания управляющих воздействий в канале рыскания (M_y1) камеры 10, 11, отклоняются в плоскостях, параллельных плоскости X₁O₁Z₁.

Для создания управляющих воздействий в канале крена (Mx₁) используются все камеры 8-11.

Величина δL(1) для оценки величины приращения дальности полета (поз. 4, 5 на фиг.1) ОЧ от точки с координатами x₀, y₀, V_x0, V_y0 на участке разгона (поз. 1-2 на фиг.1) получена на основе аналитического решения системы уравнений, описывающего пассивный полет ОЧ при допущениях: g=g₀=const (Земля плоская), атмосфера отсутствует (см. кн.1 Ю.Г.Сихарулидзе. Баллистика летательных аппаратов. М.: Наука, 1982, стр.69).

В соответствии с действиями предлагаемого способа осуществляется разделение траектории участка (поз. 1-2 на фиг.1) на S_вн интервалов времени Δτ_i. На каждом интервале времени Δτ_i с помощью ГРД прилагается импульс ΔV_i.

С начальными условиями:

определяется дальность в пассивном полете ОЧ и, соответственно, приращение дальности (2), полученное за счет придания импульса ΔV_i с ориентацией ϑ_i. Решая численно тригонометрическое уравнение (1), определяется оптимальное значение ϑ_iopt. Далее осуществляется переход к следующему интервалу времени Δτ₂, и процедура определения ϑ_iopt повторяется до окончания участка разгона. Уравнение (1) в раскрытом виде из-за его громоздкости не приводится.

Условие максимума приращения дальности точки падения ОЧ используется при оценке возможности максимального смещения дальности точки падения ОЧ при полной выработке топлива (5).

2.2. Определение углового движения на атмосферном участке полета определяют по принципу, аналогичному определению углового движения на внеатмосферном участке со следующими отличиями:

- определение угловой ориентации ОЧ на каждом интервале времени Δτ_j на атмосферном участке полета ОЧ осуществляют в соответствии с формулой:

где α - значение оптимального угла атаки (скольжения), которое варьируется при определении ориентации ОЧ (6), например, последовательным перебором в интервале:

при этом должно удовлетворяться условие на всем интервале Δτ_j по прочности, тепловому нагружению, управляемости ОЧ:

- начало атмосферного участка управления (поз.2 на фиг.1) выбирают из условия максимального приращения дальности за счет аэродинамического маневра;

- с выбранным текущим значением угла атаки из (7) и тангажа (6) интегрируют полное уравнение движения ОЧ (кн.1, стр.100) на интервале времени Δτ_j;

- после окончания интегрирования при значениях координат и скоростей в момент окончания интервала Δτ_j с различными углами атаки осуществляют оценку изменения приращения дальности на основе аналитического решения (3).

Использование этого решения для проведения сравнительных оценок различных управлений на малых интервалах времени Δτ_j (до 10 сек) вполне приемлемо (поз.6, 7 на фиг.1).

2.3. Определение длительностей участков (4) и оптимального их соотношения осуществляют на основе итерационной процедуры при определении программ тангажа (рыскания) при оптимизации критериев, например, приращения дальности простым перебором значений ζ, например, в диапазоне: 0,1<ζ<1.

Условие (4) соответствует полной выработке остатков жидких КРТ, запасы которых могут достигать до 3% от начальных объемов заправок топлива ОЧ, и является одним из основных экологических требований к программе управления спуском ОЧ в район падения.

Реализация процесса выработки жидких остатков КРТ обеспечивается за счет их газификации с последующей отработкой импульса с помощью ГРД, что достаточно полно описано в литературе, например:

- Способ очистки отделяющейся части ракеты от жидких токсичных остатков компонентов ракетного топлива и устройство для его осуществления / патент RU №2359876. Опубл. 27.06.2009. Бюл. №18,

- Способ увода отделившейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и двигательная установка для его осуществления / патент RU №2406856. Опубл. 20.12.2010. Бюл. №35.

Дополнительными преимуществами предлагаемого способа управления спуском являются:

- возможность изменения координат точки падения ОЧ за счет использования энергетики, заключенной в невыработанных остатках жидкого топлива в баках;

- снижение разбросов точек падения ОЧ за счет управляемого спуска ОЧ ступени РКН даже в плотных слоях атмосферы;

- полная выработка жидких остатков КРТ в топливных баках ОЧ к моменту подлета в район падения.

Масса элементов конструкции, обеспечивающая реализацию данного способа, не превышает 0,5% массы сухой конструкции ОЧ.

На фиг.1, 2 приведены схемы, поясняющие действия способа.

Claims

1. Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения с жидкостным ракетным двигателем, основанный на развороте отделяющейся части после ее отделения от ракеты космического назначения в статически устойчивое положение, приложении импульса, использовании аэродинамического качества при спуске, отличающийся тем, что программу управления движением отделяющейся части ступени на участке спуска разделяют на внеатмосферный и атмосферный полет, движение на внеатмосферном участке траектории полета разбивают на конечное число S_вн интервалов времени и программу углового разворота отделяющейся части на каждом i-м интервале времени (i=1, 2…S_вн) определяют из условия максимального изменения приращения дальности точки падения отделяющейся части в пассивном полете от конца i-го текущего интервала времени по формуле:

где

ΔV_i - импульс скорости, приложенный под углом ϑ_i, на i-м интервале времени 4 рулевыми камерами газового ракетного двигателя, y₀, V_x0, V_y0, g₀ - значения координаты, скоростей центра масс отделяющейся части и ускорения поля тяготения Земли на начало i-го интервала времени, движение отделяющейся части на атмосферном участке траектории полета разбивают на конечное S_ат число интервалов времени и программу углового движения отделяющейся части на каждом j-м интервале времени (j=1, 2…S_ат) определяют из условия создания аэродинамического момента, не превышающего, например, управляющего момента рулевых камер газового ракетного двигателя, условий прочности и обеспечивающей максимальное изменения приращения дальности точки падения отделяющейся части в пассивном полете от конца текущего j-го интервала времени до точки падения отделяющейся части, которое определяют по формуле:

где y_jк, V_xj, V_yjк, g_jк - значения координаты, скоростей центра масс отделяющейся части и ускорения поля тяготения Земли на конец j-го интервала времени.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что суммарную длину участков управления, на которых работает газовый ракетный двигатель, и их соотношение определяют по формуле:

где τ_i - длительность участков управления;

- невыработанные остатки жидкого топлива в баках отделяющейся части, которые газифицируются и подаются в камеры газового ракетного двигателя, каждая камера которого установлена в управляемый привод;

- массовый секундный расход газифицированного топлива через камеры газового ракетного двигателя, определяют из условия достижения максимальной дальности точки падения отделяющейся части.