RU2231747C2 - Способ разделения ступеней ракеты (варианты) - Google Patents
Способ разделения ступеней ракеты (варианты) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2231747C2 RU2231747C2 RU2001131372/11A RU2001131372A RU2231747C2 RU 2231747 C2 RU2231747 C2 RU 2231747C2 RU 2001131372/11 A RU2001131372/11 A RU 2001131372/11A RU 2001131372 A RU2001131372 A RU 2001131372A RU 2231747 C2 RU2231747 C2 RU 2231747C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- command
- stage
- time section
- emergency
- Prior art date
Links
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетно-космической технике и, в частности, к системам разделения частей ракет-носителей. Предложенный способ включает выдачу команды на разделение ступеней и задействование средств разведения. При этом вводят временной участок от указанной команды до момента снижения угловых отклонений отделяемой последующей ступени до предельно допустимых значений. Превышение последних (в обычном режиме) вызывает команду на аварийное выключение двигателей или аварийный подрыв ракеты. По первому варианту при отсутствии ограничений углов отклонения рамок трехстепенной гироплатформы системы управления ракетой блокируют исполнение указанных аварийных команд на данном временном участке. По второму варианту при наличии ограничений угловых отклонений рамок трехстепенной гироплатформы на данном временном участке увеличивают указанные предельно допустимые угловые отклонения отделяемой ступени до значений, определяемых конструктивными особенностями гироплатформы. По прохождении указанного временного участка возвращаются в обычный режим управления ракетой. Технический результат изобретения состоит в повышении надежности разделения частей ракеты и, в целом, в выполнении программы выведения полезной нагрузки. 2 с.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к системам (устройствам и способам) разделения ступеней ракеты, разгонных блоков и полезных нагрузок (частей ракеты).
Наиболее близким к заявленному способу является способ разделения ступеней ракеты, заключающийся в выдаче команд на разделение ступеней и задействовании средств разведения (см., например: Ракета-носитель /Под редакцией С.О. Осипова. - М.: Воениздат, стр. 238-239).
Недостатками указанного способа разделения ступеней являются:
- негарантированное разделение ступеней в случае возможного отказа только одного из нескольких силовых элементов разделения (СЭР) стыка (пироболта, пиро- или пневмозамка, механического замка или др.). Надежность разделения ступеней ракеты при этом может быть недостаточной. Например, если на ракете имеется три стыка с 10-ю СЭР в каждом, то даже при надежности каждого СЭР Р=0,9999 надежность систем разделения ракеты, обусловленная только этими элементами разделения, составит 0,997, что недостаточно для современных и перспективных ракет, которые должны иметь полетную надежность не ниже 0,98-0,99;
- дополнительные угловые возмущения последующей отделяемой ступени в случае механического разрушения отказавшего СЭР или другого элемента стыка.
Угловые возмущения последующей ступени могут привести к потере ракеты при аварийном прекращении полета по команде системы управления (СУ РН) или системы безопасности носителя (СБН) на аварийное выключение двигателя (АВД) или аварийный подрыв ракеты (АПР) при достижении ступенью предельно допустимых угловых отклонений, что описано, например, в журнале "Ракетная и космическая техника", №22 за 1967 г., стр. 12-13.
Задачей изобретения является создание способа разделения ступеней ракеты с техническим результатом в виде повышения надежности разделения частей ракеты за счет устранения неблагоприятных последствий возмущенного движения отделяемой последующей ступени ракеты, вызванного, в частности, отказом одного из СЭР стыка с последующим механическим разрушением одного из конструктивных элементов стыка.
Решение этой задачи достигается тем, что в способе разделения ступеней ракеты, заключающемся в выдаче команд на разделение ступеней ракеты и задействовании средств разведения, в соответствии с вариантом 1 изобретения вводят временной участок от команды на разделение ступеней до снижения угловых отклонений отделяемой последующей ступени до предельно допустимых значений. При этом в случае отсутствия в трехстепенной гироплатформе системы управления ракетой ограничений по угловым отклонениям блокируют на указанное время исполнение команды АВД (или АПР) по угловым отклонениям отделяемой последующей ступени при превышении ею предельно допустимых угловых отклонений.
В способе разделения ступеней в соответствии с вариантом 2 изобретения вводят временной участок от команды на разделение ступеней до снижения угловых отклонений отделяемой последующей ступени до предельно допустимых значений. При этом в случае наличия угловых ограничений в конструкции гироплатформы на указанном временном участке увеличиваются предельно допустимые углы отклонения отделяемой последующей ступени до углов отклонения, определяемых конструктивными особенностями гироплатформы.
Заявленные варианты способов разделения поясняются с использованием графика изменения углового отклонения α последующей отделяемой ступени ракеты по времени полета τ.
При достижении ракетой расчетных значений параметров траектории выдается команда на разделение ступеней и задействование средств разведения (точка (1) на графике), после которой вводится дополнительный временной участок траектории до снижения угловых отклонений отделяемой последующей ступени до предельно допустимых значений (2).
На этом участке полета в зависимости от конструктивных особенностей трехстепенной гироплатформы разделение ступеней осуществляют следующим образом.
В способе по варианту 1 при отсутствии угловых ограничений отклонения рамок гироплатформы блокируют исполнение команды АВД (АПР), выдаваемой при превышении отделяемой последующей ступенью допустимого углового отклонения (2). Блокирование исполнения команды АВД (АПР) продолжается до расчетного времени (3) возвращения ступени в зону допустимых угловых отклонений. После выполнения команды на разделение ступеней при отказе одного из СЭР ступени начинают разворачиваться относительно отказавшего СЭР. Отделяемая последующая ступень разворачивается на угол (4), при котором разрушается один из элементов стыка и ступень получает угловую скорость, характеризуемую наклоном линии (5) - движением ступени без стабилизации. Однако отделяемая последующая ступень, имея резерв времени при блокировании исполнения команды АВД (АПР), стабилизируется, например, с помощью рулевого двигателя и через время, меньшее времени (3), возвращается в зону предельно допустимых угловых отклонений - кривая (6). Следовательно, аварийная ракета с отказавшим СЭР восстанавливает работоспособность и может продолжать выполнение программы полета.
В способе по варианту 2 при наличии в гироплатформе угловых ограничений отклонения рамок на указанном выше временном участке увеличивают значения предельно допустимых отклонений отделяемой последующей ступени до углов, определяемых конструкцией гироплатформы (7).
Увеличение продолжительности временного участка может привести к невыполнению аварийной программы по другим параметрам аварийности и падению агрегатов аварийной ракеты вне выделенных полей отчуждения.
В качестве примера определена продолжительность временного участка для верхней ступени, разделяющейся с работающими рулевыми двигателями при перегрузке порядка 0,04, которая составляет 8-12 секунд.
Применение предложенного способа разделения ступеней ракеты дает возможность спасти ракету при отказе одного любого силового элемента системы разделения и уменьшить вероятность потери ракеты из-за такого отказа для рассмотренного выше примера более чем в 300 раз.
Claims (2)
1. Способ разделения ступеней ракеты, заключающийся в выдаче команды на разделение ступеней и задействовании средств разведения, отличающийся тем, что вводят временной участок от указанной команды до момента снижения угловых отклонений отделяемой последующей ступени до предельно допустимых значений, в течение которого при отсутствии ограничений угловых отклонений рамок трехстепенной гироплатформы системы управления ракетой блокируют исполнение команды на аварийное выключение двигателей или аварийный подрыв ракеты по угловым отклонениям отделяемой ступени, превышающим указанные предельно допустимые.
2. Способ разделения ступеней ракеты, заключающийся в выдаче команды на разделение ступеней и задействовании средств разведения, отличающийся тем, что вводят временной участок от указанной команды до момента снижения угловых отклонений отделяемой последующей ступени до предельно допустимых значений, превышение которых вызывает команду на аварийное выключение двигателей или аварийный подрыв ракеты, причем в течение данного временного участка при наличии ограничений угловых отклонений рамок трехстепенной гироплатформы системы управления ракетой увеличивают указанные предельно допустимые значения угловых отклонений до углов, определяемых конструктивными особенностями гироплатформы.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001131372/11A RU2231747C2 (ru) | 2001-11-22 | 2001-11-22 | Способ разделения ступеней ракеты (варианты) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001131372/11A RU2231747C2 (ru) | 2001-11-22 | 2001-11-22 | Способ разделения ступеней ракеты (варианты) |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2001131372A RU2001131372A (ru) | 2003-08-20 |
| RU2231747C2 true RU2231747C2 (ru) | 2004-06-27 |
Family
ID=32845397
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2001131372/11A RU2231747C2 (ru) | 2001-11-22 | 2001-11-22 | Способ разделения ступеней ракеты (варианты) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2231747C2 (ru) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2540898C1 (ru) * | 2013-10-01 | 2015-02-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Способ управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения |
| RU2635812C2 (ru) * | 2015-12-10 | 2017-11-16 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Устройство разделения ступеней двухступенчатой ракеты |
| CN116499321A (zh) * | 2023-02-03 | 2023-07-28 | 彭昆雅 | 一种固体捆绑运载火箭助推器的分离控制方法、装置及设备 |
-
2001
- 2001-11-22 RU RU2001131372/11A patent/RU2231747C2/ru active IP Right Revival
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2540898C1 (ru) * | 2013-10-01 | 2015-02-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Способ управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения |
| RU2635812C2 (ru) * | 2015-12-10 | 2017-11-16 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Устройство разделения ступеней двухступенчатой ракеты |
| CN116499321A (zh) * | 2023-02-03 | 2023-07-28 | 彭昆雅 | 一种固体捆绑运载火箭助推器的分离控制方法、装置及设备 |
| CN116499321B (zh) * | 2023-02-03 | 2024-01-23 | 彭昆雅 | 一种固体捆绑运载火箭助推器的分离控制方法、装置及设备 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4096802A (en) | Motion-induced stimuli initiation system | |
| US7367738B2 (en) | Apparatus and method for releaseably joining elements | |
| RU2231747C2 (ru) | Способ разделения ступеней ракеты (варианты) | |
| JP6513472B2 (ja) | ロケットのペイロード緊急脱出システム | |
| US8727283B2 (en) | Launch abort and orbital maneuver system | |
| US6142424A (en) | Method of steering a vehicle and vehicle allowing implementation of the method | |
| RU2446081C1 (ru) | Способ старта ракеты | |
| US5568904A (en) | Steered perigee velocity augmentation | |
| RU2521082C2 (ru) | Способ стыковки космических аппаратов | |
| RU2170194C1 (ru) | Способ старта ракеты | |
| RU2489329C1 (ru) | Ракета-носитель | |
| RU2191343C2 (ru) | Способ управления ракетой | |
| Davidson et al. | Crew exploration vehicle ascent abort overview | |
| US4465249A (en) | Lateral acceleration control method for missile and corresponding weapon systems | |
| RU2068169C1 (ru) | Способ выполнения старта ракеты с самолета | |
| JPH0487900A (ja) | 飛しょう体の締結分離装置 | |
| RU2670359C2 (ru) | Способ отделения от ракеты-носителя группы космических аппаратов и устройство для его осуществления | |
| RU2001131372A (ru) | Способ разделения ступеней ракеты (варианты) | |
| US5115710A (en) | Load-reducing rocket nozzle operation method | |
| Schmidgall | Space Shuttle Ascent Aborts | |
| RU2346857C2 (ru) | Система управления сбросом блока автономной двигательной установки от разгонного ракетного блока с маршевой двигательной установкой многократного запуска | |
| RU2148777C1 (ru) | Способ стрельбы управляемой ракетой с разделяющимися ступенями и ракетный комплекс для его реализации | |
| US6415717B1 (en) | Line charge assembly and system for use in shallow-water clearing operations | |
| US6415716B1 (en) | Line charge assembly and system for use in shallow-water clearing operations | |
| Xu et al. | Nonlinear autopilot design for agile interceptors via command filtered backstepping and dynamic control allocation |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20151123 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20170616 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20181123 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20200305 |
|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20210205 |