CS254402B1

CS254402B1 - Method for evoking conditions of microgravitation and apparatus to perform this method

Info

Publication number: CS254402B1
Application number: CS83852A
Authority: CS
Inventors: Bohuslav Krizek
Original assignee: Bohuslav Krizek
Priority date: 1983-02-08
Filing date: 1983-02-08
Publication date: 1988-01-15
Also published as: CS85283A1

Abstract

Řešení je určeno pro návozem podmínek mikrogravitace v blízkosti povrchu země. Podstata spočívá v automatické regulaci rychlosti nosného prostředku mikropočítačem, kdy na základě vyhotovených údajů z programové paměti, akcelerometru a snímače tlaku v nádrži pohonných hmot jsou předávány impulsy přes zesilovač k elektroventilům spojeným s nádrží pohodných hmot a motory nebo jsou impulsy určeny k zapálení raketových motorů. Řešení lze využít pro vědecké a experimentální účely s využitím raketové technikyThe solution is designed to guide microgravity conditions close to the ground surface. The essence is based on automatic control of the carrier device speed by a microcomputer, based on the generated data from the program memory, accelerometer and fuel tank pressure sensor, impulses are transmitted through the amplifier to the electrovalves connected to the tank of massive masses and motors or the pulses are intended to ignite the rocket motors. The solution can be used for scientific and experimental purposes using rocket technology

Description

Vynález se týká způsobu navození podmínek mikrogravitace pohybem v blízkosti země a zařízení k provádění tohoto způsobu.The invention relates to a method for inducing conditions of microgravity by moving near the ground and to an apparatus for carrying out the method.

Určité vědecké experimenty se dají provádět pouze v beztížném stavu. Dosažení téměř beztížného stavu v blízkosti země v prodlouženém intervalu je značně obtížné. Volně vržené těleso se v homogenním gravitačním poli a neodporujícím prostředí pohybuje po parabolické dráze, přičemž se nachází v dynamickém stavu beztíže. Jedná se o případ idealizovaný, protože gravitační pole sférického tělesa je sbíhavé a jeho intenzity ubývá se čtvercem vzdálenosti. V případě pohybu atmosférou, jejíž hustoty ubývá přibližně exponenciálně s výškou, přistupuje navíc vliv odporujícího prostředí. Parabolická dráha za ideálních podmínek je plně určena vektorem počáteční rychlosti. Působení poruchových vlivů, které nelze nikdy zcela vyloučit, způsobuje, že nikdy nenastává situace, aby tíhové zrychlení, měřené v soustavě pohybujícího se tělesa, bylo rovno přesně nule. Technické přiblížení ideálnímu stavu je označováno jako mikrogravitace, které se dosahuje tak, že nosný prostředek se pohybuje po balistické dráze, přičemž se mohou silovým působením kompenzovat rušivé vlivy. Dosud známé prostředky, kterými lze podmínky mikrogravitace pro experimentální využití navodil, jsou rychlozdviže, letouny, rakety nebo umělá kosmická tělesa. Tyto prostředky se vyznačují buď krátkou dobou trvání mikrogravitace, nebo značnou výškou dráhy. Trvalé navození mikrogravitace lze docílit výhradně na umělém kosmickém tělese. Přechodným typem mezi prostředky pozemskými a kosmickými je výšková raketa, která se pohybuje pasivně po balistické dráze ve velkých výškách. Každý způsob a prostředek jc charakterizován čtyřmi základními parametry. Jsou to doba trvání mikrogravitace v sekundách, kvalita mikrogravitace udávaná obvykle ve zlomcích normálního tíhového zrychlení g , výše nákladů v přepočtu na jeden experiment a velikost prostoru ohroženého pohybem použitého prostředku. Nevýhodou všech známých prostředků jsou vysoké náklady. K tomu přistupuje, mimo kosmických těles, krátká doba trvání řádu desítek sekund a nízká kvalita mikrogravitace řádu 10'¹ gQ, daná vlivem lidského činitele. Nevýhodou použití výškové rakety, kde je běžně dosahováno časů stovek sekund a kvalita lepší než 10~⁴ g je velký ohrožený prostor, daný potřebným dostupem, převyšujícím 100 km. Z praktického hlediska pak už není zásadní rozdíl mezi výškovou raketou a kosmickými prostředky. zCertain scientific experiments can only be carried out in a weightless state. Achieving an almost weightless state near the ground in an extended interval is quite difficult. The freely thrown body moves along a parabolic path in a homogeneous gravitational field and non-opposing environment, in a dynamic state of weightlessness. This is an idealized case because the gravitational field of a spherical body is convergent and its intensity decreases with a square of distance. In the case of movement through the atmosphere, the density of which decreases approximately exponentially with the height, there is also the influence of the opposing environment. The parabolic pathway under ideal conditions is fully determined by the initial velocity vector. The effect of failure effects, which can never be completely eliminated, means that there is never a situation where the gravity acceleration measured in the moving body system is exactly zero. The technical approximation to the ideal state is referred to as microgravity, which is achieved by moving the carrier means along a ballistic path, whereby disturbances can be compensated by force. Hitherto known means by which microgravity conditions can be induced for experimental use are fast-lifts, airplanes, rockets or artificial cosmic bodies. These means are characterized by either a short duration of microgravity or a considerable path height. Permanent induction of microgravity can only be achieved on an artificial cosmic body. A transitional type between ground and space means is a high-altitude rocket that moves passively on a ballistic orbit at high altitudes. Each method and composition is characterized by four basic parameters. These are the duration of the microgravity in seconds, the quality of the microgravity given usually in fractions of normal gravity acceleration g, the amount of costs per experiment and the amount of space threatened by the movement of the device used. The disadvantage of all known means is the high cost. Added to this, beyond the cosmic bodies, the short duration of the order of tens of seconds of microgravity and low quality of the order of 10 ^'1 GQ, given the influence of the human factor. The disadvantage of using a high-altitude rocket, where hundreds of seconds are commonly achieved and quality better than 10 ~ ⁴ g, is a large endangered area, given the necessary availability, exceeding 100 km. From a practical point of view, there is no longer a fundamental difference between a high-rise rocket and space assets. of

Uvedené nevýhody v podstatě odstraňuje způsob navození podmínek mikrogravitace a zařízení: k provádění tohoto způsobu podle tohoto vynálezu, jehož podstata· spočívá v tom, že automatická regulace, řízená mikropočítačem na základě údajů v pevné programové paměti, akcelerometru jako snímače regulované veličiny a snímače tlaku v nádrži pohonných hmot při dosažení potřebné počáteční rychlosti, odpovídající zadané době trvání mikrogravitace, vycházející ze vztahu vyšle impuls otevírající elektroventily, z nichž se přivádí pohonná směs do motorů, případně se přivede impuls k zapálení raketových motorů, přičemž reaktivním tahem těchto motorů se eliminují ztrátové složky rychlosti, způsobené odporem prostředí, náhodných rušivých vlivů způsobených rozptylem technických parametrů nosného prostředku a odchylkami stavu atmosféry, čímž se dociluje lineárního průběhu rychlosti nosného prostředku, při níž dochází k prodloužené mikrogravitaci. Automatická regulace obsahuje paměť, která je připojena na vstup k mikropočítači, k jehož vstupu je současně napojen akcelerometr jako snímač regulované veličiny a snímač, pohonných hmot, umístěný v nádrži pohonných hmot, přičemž výstupy mikropočítače jsou napojeny na vstupy zesilovače. Výstupy zesilovače jsou spojeny se vstupy ventilů, které jsou jednak spojeny s nádrží pohonných hmot a jednak s motory. Výstupy zesilovače jsou připojeny na vstupy raketových motorů.In principle, the method of inducing microgravity conditions and apparatus for carrying out the method according to the invention is based on the fact that the automatic control, controlled by a microcomputer based on data in the fixed program memory, an accelerometer as a control variable and a pressure sensor the fuel tank when reaching the required initial velocity corresponding to the specified duration of microgravity, based on the relationship emits impulse opening electrovalves from which the fuel mixture is fed to the engines, or a pulse to ignite rocket engines is applied, reactive pull of these engines eliminating loss components velocity due to environmental resistance, accidental disturbances due to dispersion of the carrier's technical parameters and variations in the atmosphere state, resulting in a linear course of the carrier velocity a composition which results in prolonged microgravity. The automatic control comprises a memory which is connected to an input to a microcomputer, to which an accelerometer as a controlled quantity sensor and a fuel sensor located in the fuel tank are connected at the same time, the microcomputer outputs being connected to the amplifier inputs. The amplifier outputs are connected to the valve inputs, which are connected both to the fuel tank and to the motors. The amplifier outputs are connected to rocket motor inputs.

Výhodou navrhovaného způsobu podle vynálezu je to, že umožňuje start po vertikále a zvyšováním počáteční rychlosti lze dobu letu libovolně prodlužovat, přičemž doba trvání mikrogravitace může dosáhnout až několikanásobku hodnot běžných u pozemských prostředků, a to s přijatelnými nároky na střelecký prostor. Nosný prostředek podle vynálezu může podle potřeby být dostatečně malý, jednoduchý, levný a v provozu trvale k dispozici.The advantage of the proposed method according to the invention is that it allows vertical launch and by increasing the initial velocity the flight time can be arbitrarily extended, while the duration of microgravity can reach several times the values common to ground means with acceptable shooting space requirements. The support means according to the invention may be sufficiently small, simple, inexpensive and permanently available in operation as required.

Způsob a zařízení k navození mikrogravitace je blíže objasněn na přiložených zobrazeních, kde na obr. 1 je uveden teoretický vztah mezi rychlostí, výškou a dobou letu, na obr. 2 je průběh rychlosti v(t) a zrychlení a(t), na obr. 3 je uveden teoretický průběh tahu · P(t) letového motoru a obr. 4 představuje blokové schéma zařízení automatické regulace tahu letového motoru.The method and apparatus for inducing microgravity is explained in more detail in the accompanying drawings, in which Fig. 1 shows the theoretical relationship between speed, altitude and flight time, Fig. 2 shows the course of velocity v (t) and acceleration a (t). Fig. 3 shows the theoretical thrust curve · P (t) of the flight engine, and Fig. 4 is a block diagram of the automatic thrust control device of the flight engine.

Způsob ' navození podmínek mikrogravitace spočívá v tom, že během pohybu po balistické dráze je reaktivním tahem automaticky ovládána rychlost, přičemž požadovaného lineárního průběhu rychlosti se dosahuje kompenzací ztrátové složky rychlosti, způsobené odporem prostředí a eliminací náhodných rušivých vlivů, způsobených rozptylem technických parametrů nosného prostředku a odchylkami stavu atmosféry. Změna,rychlosti v(t) probíhá pak podle přímky dané rovnicí v = v - gt, kde v. je daná počáteční rychlost vrhu a g normální gravitační zrychlení. Po celou dobu, kdy se změna rychlosti řídí tímto lineárním zákonem, panují v experimentálním bloku (resp. v souřadné soustavě pohybujícího sfc tělesa) podmínky mikrogravitace s odchylkami od nulové hodnoty nepřevyšujícími zadané meze ± Z\ a jak je ukázáno v detailu na obr. 2. Potřebný teoretický průběh tahu P(t) letového motoru je ukázán na obr. 3, a to pro polovinu celkové doby trvání mikrogravitace T. Průběh tahu je symetrický podle osy symetrie procházející bodem T/2, kde je tah nulový. Srafované sloupce označené I a II v grafu představují možnost pokrytí podstatné části požadovaného celkového impulsu činností svazku mikromotorů s TPH (tuhou pohonnou hmotou). Potřebné počáteční rychlosti v , odpovídající zadané době trvání mikrogravitace podle tabulky na obr. 1, je možno dosáhnout buď raketovým motorem (který je částí nosného prostředku), nebo pozemním zařízením, a to buď působením tlaku plynů nebo elektromagneticky. V tabulce na obr. 1 j.e dále ještě uvedena celková výška vrhu Y v metrech, která je dále vyznačena šrafovanou plochou trojúhelníka v diagramu v -1 na obr. 2.The method of inducing microgravity conditions is that during movement along the ballistic path, the speed is automatically controlled by the reactive pull, the desired linear velocity course being achieved by compensating for the loss of velocity due to environmental resistance and eliminating accidental disturbances caused by dispersal of variations in the atmosphere. The change, velocities v (t) then follows the line given by the equation v = v - gt, where v. Is the given initial litter velocity and g the normal gravitational acceleration. As long as the velocity change is governed by this linear law, there are microgravity conditions in the experimental block (or in the coordinate system of the moving sfc body) with deviations from zero value not exceeding the specified limits ± Z \ and as shown in detail in Fig. 2 The necessary theoretical course of thrust P (t) of the flight engine is shown in Figure 3 for half the total duration of microgravity T. The thrust is symmetrical about the symmetry axis passing through the point T / 2 where thrust is zero. The hatched bars marked I and II in the graph represent the possibility of covering a substantial part of the required total impulse of the TPH (solid propellant) beam operation. The necessary initial velocities v, corresponding to the specified duration of microgravity according to the table in Fig. 1, can be achieved either by a rocket engine (which is part of the vehicle) or by ground equipment, either by gas pressure or electromagnetically. The table in FIG. 1 also shows the total height of the litter Y in meters, which is further indicated by the shaded area of the triangle in the diagram at -1 in FIG. 2.

Zařízení k provádění způsobu je tvořené nosným prostředkem v podobě kompaktního aerodynamického tělesa tvaru střely se stabilizačními plochami a návratovým zařízením, obsahující vlastní experimentální blok a letový motor s automatickou regulací tahu podle blokového schématu na obr. 4. Letový motor s automatickou regulací se skládá z pevné programové paměti ROM, akcelcrometru A jako snímače regulované veličiny a snímače tlaku S v nádrži PH (pohonných hmot) spojených svými výstupy s palubním mikropočítačem MP, jehož výstupy jsou prostřednictvím zesilovače ZES spojeny s elektroventily EV jednotlivých komor RM letového motoru. Při použití energeticky bohatších a cenově výhodnějších mikromotorů RM TPH pro pokrytí větší části potřebného celkového impulsu je pak mikropočítač MP svými výstupy prostřednictvím zesilovače ZES připojen k zažehovačům mikromotorů RM TPH. Pohonnou hmotou letového motoru pak může být např. stlačený plyn. Přesná regulace tahu (musí představovat pouze rozdíl mezi tahem skupiny mikromotorů a celkovým požadovaným tahem) je v tomto případě technicky nejméně náročná.The apparatus for carrying out the method consists of a carrier means in the form of a compact bullet-shaped aerodynamic body with stabilizing surfaces and a returning device, comprising its own experimental block and an automatic thrust flight engine according to the block diagram in Fig. 4. program memory ROM, accelerometer A as the control variable and pressure sensor S in the PH (fuel) tank connected by its outputs to the on-board microcomputer MP, the outputs of which are connected to the electric valves EV of individual chambers RM of the flight engine. When using energy richer and more cost-effective RM TPH micromotors to cover most of the required total pulse, the MP microcomputer is connected to the RM TPH micromotor outputs via its ZES amplifier. The fuel of the flight engine can then be, for example, compressed gas. Precise thrust control (must only represent the difference between the thrust of the micromotor group and the total thrust required) is technically the least demanding in this case.

Způsob a zařízení podle vynálezu je určeno k navození podmínek mikrogravitace pohybem v blízkósti povrchu země, zejména pro experimentální využití.The method and apparatus of the present invention are intended to induce microgravity conditions by motion near the ground surface, particularly for experimental use.

Claims

1. A method of inducing microgravity conditions in proximity to a ground surface by a rocket launcher with speed control by means of automatic regulation, characterized in that automatic regulation, controlled by a microcomputer based on data in fixed program memory, an accelerometer as controlled quantity sensor and fuel tank pressure sensor reaching the required initial speed corresponding to the specified duration

254 402 microgravity, based on the relation T through the amplifier, sends an impulse opening electrovalves from which the fuel mixture is fed to the motors or impulses to ignite the rocket engines, the reactive thrust of these motors eliminating the loss of velocity caused by environmental resistance, accidental disturbances caused by dispersion of the technical parameters of the carrier and variations in the state of the atmosphere, thereby achieving a linear course of the speed of the carrier at which prolonged microgravity occurs.

2. Apparatus for carrying out the method according to claim 1, comprising a rocket launcher comprising a carrier engine, stabilization surfaces, an experimental block, a flight engine with speed control by means of automatic regulation, characterized in that the automatic regulation comprises a fixed program memory (ROM). which is connected to the input to the microcomputer (MP) to which the accelerometer (A) is connected simultaneously as a controlled quantity sensor and the fuel sensor (S) located in the fuel tank, the microcomputer outputs (MP) being connected to amplifier inputs (ZES), amplifier outputs (ZES) are connected to inputs of electric valves (EV), which are connected to fuel tank (PH) and motors (RM).

3. Device according to claim 2, characterized in that the outputs of the amplifier (ZES) are connected to the inputs of rocket motors (RM TPH).

3 drawings

254 402

T [8] Y [m] _χ v _y Em s J 1 1,25 4.9 5 50.7 24.5 '10 122.6 49, v 15 Dec 275.9 75.6 20 May 490.5 98.1. 50 1105.6 147.2 40 1962 196.2 50 5065 245.5 60 4415 294.5 100 ALIGN! 12262 490, - 120 17658 588.6 180 59750 882.9

Giant. 1