RU2242410C2 - Ступень ракеты-носителя для летно-конструкторских испытаний - Google Patents
Ступень ракеты-носителя для летно-конструкторских испытаний Download PDFInfo
- Publication number
- RU2242410C2 RU2242410C2 RU2002135239/11A RU2002135239A RU2242410C2 RU 2242410 C2 RU2242410 C2 RU 2242410C2 RU 2002135239/11 A RU2002135239/11 A RU 2002135239/11A RU 2002135239 A RU2002135239 A RU 2002135239A RU 2242410 C2 RU2242410 C2 RU 2242410C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- launch vehicle
- stage
- launch
- pressure container
- spacecraft
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Arrangements For Transmission Of Measured Signals (AREA)
Abstract
Изобретение относится к оборудованию ракет-носителей (РН) и космических аппаратов (КА), используемому при испытательных пусках. Предлагаемая ступень содержит системы управления и измерений параметров РН, адаптер с установленными на нем КА и дополнительную систему измерений. Последняя снабжена автономной системой питания и системой передачи данных на наземные пункты через сеть спутников. Данная дополнительная система выполнена в виде двух автономных подсистем, одна из которых установлена на одном из КА и связана с системой передачи данных этого КА на наземные пункты. Другая подсистема смонтирована в гермоконтейнере, связана с датчиками системы измерений параметров РН, имеет температурные датчики, смонтированные на торце гермоконтейнера, и датчики ускорений. Подсистема, установленная на КА, снабжена аппаратурой для определения координат ступени РН через навигационную спутниковую систему. Когда КА находится в составе ступени, эта подсистема связана с системой управления РН и ее химическим источником питания. Подсистема в гермоконтейнере дополнительно питается от солнечных батарей. КА и гермоконтейнер установлены на торце адаптера со стороны набегающего аэродинамического потока. Высота установки КА превышает высоту установки гермоконтейнера. Этим обеспечивается, после сброса обтекателя РН, экранирование конструкцией КА точки замера температуры воздушного потока. Технический результат изобретения состоит в увеличении объема и повышении точности получаемой информации. 4 ил.
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается ступеней ракет-носителей, предназначенных для проведения летно-конструкторских испытаний.
Как правило, все ракеты-носители снабжены системами телеметрических измерений, предназначенные для контроля ракеты-носителя в полете (см. книгу “Инженерный справочник по космической технике” под редакцией А.В.Солодова. Воениздат. МО СССР. Москва - 1977. - С. 309, параграф “Системы телеметрии ракет и космических аппаратов”).
Обычно ракеты-носители снабжены системами телеметрических измерений, включающих в свой состав как систему измерений, предназначенную для контроля бортовых систем ракеты-носителя, так и систему внешнетраекторных измерений для измерений параметров движения ракеты-носителя.
Одной из основных характеристик систем телеметрических измерений является объем измеряемых параметров. Особенно важно иметь большой объем телеметрических измерений при проведении летно-конструкторских испытаний ракет-носителей (см. книгу “Ракеты-носители” под общей редакцией проф. С.О.Осипова. Воениздат. МО СССР. Москва - 1981. - С. 236, п.7.3 “Система телеизмерений”).
Летно-конструкторские испытания ракет-носителей проводятся не только для вновь создаваемых ракетных комплексов, но и для ракет-носителей, длительное время находящихся на хранении. Целью таких летно-конструкторских испытаний является подтверждение возможности продления срока службы ракет-носителей. В подобных случаях пуски ракет-носителей и проводимые испытания называют контрольно-испытательными.
Основными требованиями к системе измерений при проведении контрольно-испытательного пуска ракеты-носителя являются:
- повышенный объем измерений параметров ракеты-носителя;
- получение информации на всем участке траектории выведения ракеты-носителя, включая участки полета вне зоны радиовидимости с наземных измерительных пунктов;
- надежность получения информации.
Требование по увеличению объема измерений при проведении контрольно-испытательных пусков связано со следующим.
1. Для большинства длительное время эксплуатируемых ракет-носителей приращение кажущейся скорости на участке работы двигателей второй ступени на режиме “малой” тяги при двухимпульсной схеме выведения и на интервале от команды “ГК2” (команда на выключение двигателя второй ступени) до “КО” (команда отделения космического аппарата) системой управления и системой измерений не контролируется. В связи с этим на точность выведения РН существенно влияют дополнительные импульсы управляющих сопел двигателя и основной камеры после прохождения команд “ГК2” и разброс тяги на режиме “малой” тяги. Знание уточненных значений данных параметров позволит их учесть при расчете траекторий выведения и тем самым повысить точность выведения серийных ракет-носителей.
В этой связи возникает потребность как дублирования существующей системы измерений, так и обеспечения более точных измерений траекторных параметров ракеты-носителя.
2. Как известно, на момент сброса головного аэродинамического обтекателя ракеты-носителя присутствует остаточный аэродинамический напор, который действует на космический аппарат. Для некоторых космических аппаратов данный напор может быть неприемлем, так как приводит к нагреву элементов космического аппарата до недопустимых пределов. Одним из решений данной проблемы является экранирование критичных элементов космического аппарата элементами конструкции адаптера (например, штанга, устанавливаемая выше критичного элемента и отклоняемая часть аэродинамического потока от него или другой космический аппарат).
Задача расчета величины нагрева элементов космического аппарата после сброса обтекателя в разреженных средах при больших скоростях при наличии экранирующих конструкций является достаточно сложной. Поэтому ставится задача измерения действительных значений температуры набегающего аэродинамического потока на элементы конструкции космических аппаратов после сброса обтекателя при установке экранирующих конструкций.
Основной проблемой при реализации данных требований является то, что система измерений штатной ракеты-носителя имеет ограничения по объему измерений параметров ракеты-носителя. Доработка штатной системы измерений технически возможна, но экономически нецелесообразна. Решением данной проблемы является установка на ступень ракеты-носителя дополнительных автономных средств измерений.
Особенно важно получить телеметрическую информацию с борта ступени ракеты-носителя в случае аварийного пуска или в случае отказа в работе самой системы измерений. При штатной работе системы измерений в зоне радиовидимости на наземные измерительные пункты происходит передача информации в режиме радиопередачи. При выходе ступени ракеты-носителя из зоны радиовидимости происходит запоминание информации и при повторном входе в зону радиовидимости на втором орбитальном витке осуществляется сброс информации на наземные измерительные пункты.
При аварийном пуске ракеты-носителя ступень ракеты-носителя из-за недостатка энергетических возможностей может не выйти на второй орбитальный виток и сгореть в атмосфере, что приведет к потере информации и невыяснению причин аварии ракеты-носителя. Поэтому в подобных случаях очень важно получить информацию о работе систем ракеты-носителя.
При проведении контрольно-испытательных пусков ракет-носителей увеличение объема измерений достигается тем, что помимо существующей штатной системы измерений используется дополнительная система измерений, которая, как правило, устанавливается в головном блоке ракеты-носителя.
Наиболее близким техническим решением к заявляемому является ступень ракеты-носителя, снабженная основной системой измерений, установленной на ракете-носителе, и дополнительной системой измерений. Дополнительная система измерений монтируется на адаптере, пристыкованном к ступени ракеты-носителя и на котором установлены космические аппараты. Дополнительная система измерений выполнена в виде автономного неотделяемого от ракеты-носителя измерительного блока, снабженного автономным источником питания на основе химических батарей, собственной системой измерений некоторых параметров ракеты-носителя и системой передачи данных через сеть спутников, с которых данные транслируются на Землю (см. журнал “Новости космонавтики”, сентябрь 2000 г., №9, стр. 29-33). Измерительный блок функционирует в составе последней ступени ракеты-носителя после отделения от нее космических аппаратов. Данная ступень взята за прототип.
Ступень ракеты-носителя по прототипу характеризуется тем, что измерительный блок с дополнительной системой измерений не связан с основной системой измерений ракеты-носителя и не контролирует работу систем ракеты-носителя (т.е. информация с телеметрических датчиков ракеты-носителя не поступает в измерительный блок). Проводить внешнетраекторные измерения ракеты-носителя при помощи такого измерительного блока также невозможно, поскольку установленная на нем аппаратура использует спутники, предназначенные только для трансляции данных на Землю. Данные обстоятельства являются недостатком, поскольку объем измерений практически не увеличивается, не обеспечиваются более точное измерение параметров траектории второй ступени ракеты-носителя, надежность измерений параметров ракеты-носителя штатной системой остается прежней. Кроме того, собственная система измерений измерительного блока не позволяет измерять параметры траектории движения ракеты-носителя на участке выведения. Установленная в измерительном блоке система питания на основе химических батарей ограничивает срок службы измерительного блока.
Целью заявляемого решения является увеличение объема измеряемой и получаемой информации, повышение надежности ее получения, а также повышение точности измерений параметров ракеты-носителя.
Поставленная цель достигается тем, что дополнительная система измерений выполнена в виде двух автономных подсистем, при этом одна из подсистем установлена на одном из космических аппаратов и функционально, и электрически связана с системой передачи данных космического аппарата на наземные приемные пункты, а другая подсистема смонтирована в гермокентейнере, посредством системы измерений параметров ракеты-носителя функционально и электрически связана с датчиковой аппаратурой системы измерений ракеты-носителя и снабжена дополнительными температурными датчиками, смонтированными на торце гермоконтейнера, и датчиками ускорений, при этом подсистема дополнительной системы измерений, смонтированная на космическом аппарате, имеет аппаратуру для определения координат движения ступени ракеты-носителя при помощи навигационной спутниковой системы и связана с системой управления ракеты-носителя и ее химическим источником питания, а другая подсистема измерений, смонтированная в гермоконтейнере, имеет аппаратуру передачи данных через сеть спутников и снабжена дополнительным источником питания на основе солнечных батарей, причем космический аппарат и гермоконтейнер с подсистемами измерений установлены на торце адаптера со стороны набегающего аэродинамического потока, а высота космических аппаратов превышает высоту гермоконтейнера.
Заявляемое решение поясняется чертежами, где показано:
- на фиг.1 - общий вид верхней части ступени ракеты-носителя;
- на фиг.2 - вид сверху на ступень ракеты-носителя;
- на фиг.3 - общий вид гермоконтейнера с дополнительной аппаратурой системы измерений;
- на фиг.4 - схема функционирования ступени ракеты-носителя.
Ступень ракеты-носителя содержит корпус (не показан) и головной блок 1. В состав головного блока 1 входит адаптер в виде цилиндрического корпуса 2 и платформы 3, космические аппараты 4, 5 и гермоконтейнер 6, установленные на платформе 3. Головной блок 1 установлен на раме последней ступени 7 ракеты-носителя под головным аэродинамическим обтекателем 8. Дополнительная система измерений выполнена в виде двух автономных подсистем 9 и 10. Одна подсистема измерений 9 содержит аппаратуру для определения координат движения ступени ракеты-носителя при помощи навигационной спутниковой системы и установлена на космическом аппарате 4. Другая подсистема измерений 10, расположенная в гермоконтейнере 6, имеет аппаратуру передачи данных через сеть спутников и содержит датчики для измерений ускорений ракеты-носителя (не показано) и температурные датчики 11, расположенные на торцевой части гермрконтейнера 6.
Ступень ракеты-носителя содержит также систему управления 12, систему измерений 13 и источник питания системы измерений 14, расположенные в приборном отсеке ступени (показаны условно). Система измерений ракеты-носителя 13 подразделяется на систему внешнетраекторных измерений и систему для измерения параметров ракеты-носителя посредством датчиковой аппаратуры.
Подсистема измерений 9, содержащая аппаратуру для определения координат движения ступени ракеты-носителя при помощи навигационной спутниковой системы, связана с системой управления 12 ракеты-носителя и ее химическим источником питания 14 и выполнена с возможностью передачи измеренных координат на наземные приемные пункты через систему передачи данных космического аппарата.
Подсистема измерений 10 посредством системы измерений 13 функционально и электрически связана с датчиковой аппаратурой системы измерений ракеты-носителя.
На гермоконтейнере 6 установлена система питания, включающая в себя химические источники тока (не показаны) и панели солнечных батарей 15 для их подзарядки, а также антенны 16.
Установка температурных датчиков 11 на гермоконтейнере 6 выполнена таким образом, чтобы они по высоте располагались ниже космических аппаратов 4, 5. Это позволяет оценить температуру нагрева от набегающего потока после сброса обтекателя с учетом экранирования точки замера элементами конструкции космических аппаратов.
На схеме, иллюстрирующей функционирование головного блока, изображены ракета-носитель 17, вторая ступень 18 с головным блоком 1, траектория выведения 19 ракеты-носителя, зона радиовидимости 20 с наземных измерительных пунктов, космический аппарат 21 спутниковой системы связи и космический аппарат 22 навигационной спутниковой системы.
Функционирование заявляемой ступени осуществляется следующим образом.
При старте ракеты-носителя происходит включение в работу измерительной системы 13 ракеты-носителя, а также дополнительной подсистемы измерений 10. После сброса головного аэродинамического обтекателя 8 на начальном участке полета второй ступени ракеты-носителя происходит включение от системы управления 12 и источника питания 14 подсистемы измерений 9, расположенной на космическом аппарате 4. Подсистема измерений 9, когда космический аппарат 4 находится в составе ступени ракеты-носителя, при помощи навигационных спутников 22 осуществляет измерение параметров траектории выведения 19 (участок А). Данные параметры передаются на наземные измерительные пункты спутником 4 при помощи своей системы передачи данных (радиолинии) при входе в зону радиовидимости 20 (участок В). Подсистема измерений 10 автономно измеряет продольные ускорения ракеты-носителя на участке выведения 19 при помощи датчиков ускорения, а также температуру набегающего потока при помощи датчиков 11. Кроме того, подсистема измерений 10 получает и запоминает показания датчиковой аппаратуры от основной системы измерений 13 ракеты-носителя. Данная информация с использованием антенн 16 гермоконтейнера 6 передается на спутники 21 спутниковой системы связи (участок Б). Спутники 21 при входе в зону радиовидимости 20 сбрасывают информацию на наземные измерительные пункты. Поскольку ступень ракеты-носителя с подсистемой измерений 10 после отделения от нее космических аппаратов 4, 5 находится в неориентированном положении и к тому же вращается, то нельзя гарантировать сброс информации на спутники 21 за короткое время. Поэтому для продления срока активного существования подсистемы измерений 10 используются солнечные батареи 15, расположенные вокруг гермоконтейнера 6 и предназначенные для подзарядки химических батарей подсистемы измерений.
Заявляемая ступень для проведения летно-конструкторских испытаний ракет-носителей (или проведения контрольно-испытательных пусков ракет-носителей, длительное время находящихся на хранении) по сравнению с прототипом позволяет:
увеличить объем измеряемой и получаемой на наземных измерительных пунктах информации о параметрах ракеты-носителя за счет:
- установки аппаратуры измерений на космическом аппарате, позволяющей определять траекторные параметры ступени ракеты-носителя при помощи навигационной спутниковой системы на всем участке полета второй ступени, включая участки полета на “малой” тяге и на участке полета от команды “ГК-2” до “КО”;
- установки дополнительной датчиковой аппаратуры вне гермоконтейнера с измерительным блоком;
повысить надежность получения телеметрической информации за счет:
- сброса траекторией информации как через радиолинию ракеты-носителя, так и радиолинию спутника, выводимого ракетой-носителем;
- сброса телеметрической информации через радиолинию ракеты-носителя, радиолинию измерительного блока и радиолинию спутника спутниковой системы связи;
- дублирования измеряемой системой измерений ракеты-носителя параметров с помощью измерительного блока и аппаратуры, установленной на космическом аппарате;
повысить точность внешнетраекторных измерений ступени ракеты-носителя за счет их измерений при помощи измерительной системы самой ракеты-носителя, аппаратуры измерительного блока (косвенно по датчикам ускорений, но для всех участков полета второй ступени) и использования высокоточной навигационной спутниковой системы;
измерить параметры набегающего аэродинамического потока после сброса головного аэродинамического обтекателя с учетом экранирования точки замера потока элементами конструкции космических аппаратов.
Эффективность заявляемой ступени подтверждена при проведении наземной экспериментальной отработки электрического интерфейса ступени и дополнительной системы измерений.
Claims (1)
- Ступень ракеты-носителя для летно-конструкторских испытаний, содержащая систему управления, систему измерений параметров ракеты-носителя, адаптер, неразъемно соединенный с последней ступенью ракеты-носителя, установленные на адаптер космические аппараты и дополнительную систему измерений, снабженную автономной системой питания и системой передачи данных на наземные приемные пункты через сеть спутников, отличающаяся тем, что дополнительная система измерений выполнена в виде двух автономных подсистем, одна из которых установлена на одном из указанных космических аппаратов и функционально и электрически связана с системой передачи данных космического аппарата на наземные приемные пункты, а другая подсистема смонтирована в гермоконтейнере, связана функционально и электрически посредством системы измерений параметров ракеты-носителя с датчиковой аппаратурой данной системы измерений, снабжена дополнительными температурными датчиками, смонтированными на торце гермоконтейнера, и датчиками ускорений, при этом подсистема, установленная на космическом аппарате, снабжена аппаратурой для определения координат движения ступени ракеты-носителя при помощи навигационной спутниковой системы и связана, когда космический аппарат находится в составе ступени, с системой управления ракеты-носителя и ее химическим источником питания, а подсистема, смонтированная в гермоконтейнере, снабжена дополнительным источником питания на основе солнечных батарей, причем указанные космические аппараты и гермоконтейнер установлены на торце адаптера со стороны набегающего аэродинамического потока так, что высота космических аппаратов превышает высоту гермоконтейнера.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002135239/11A RU2242410C2 (ru) | 2002-12-24 | 2002-12-24 | Ступень ракеты-носителя для летно-конструкторских испытаний |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002135239/11A RU2242410C2 (ru) | 2002-12-24 | 2002-12-24 | Ступень ракеты-носителя для летно-конструкторских испытаний |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2002135239A RU2002135239A (ru) | 2004-06-27 |
| RU2242410C2 true RU2242410C2 (ru) | 2004-12-20 |
Family
ID=34387416
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2002135239/11A RU2242410C2 (ru) | 2002-12-24 | 2002-12-24 | Ступень ракеты-носителя для летно-конструкторских испытаний |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2242410C2 (ru) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113766676A (zh) * | 2021-08-19 | 2021-12-07 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种基于无线自组网的运载器电气系统及其组网方法 |
| CN114442534A (zh) * | 2022-01-26 | 2022-05-06 | 航天科工火箭技术有限公司 | 一种运载火箭控制系统及方法 |
| CN116119031A (zh) * | 2023-04-18 | 2023-05-16 | 银河航天(北京)网络技术有限公司 | 一种星箭分离控制系统、方法及存储介质 |
-
2002
- 2002-12-24 RU RU2002135239/11A patent/RU2242410C2/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Новости космонавтики. - 2000, №9 (212), с.29-33. МАКСИМОВ Г.Ю. Теоретические основы разработки космических аппаратов. - М.: Наука, 1980, с.176-182. Летные испытания ракет и космических аппаратов./Под ред. Е.И.КРИНЕЦКОГО. - М.: Машиностроение, 1979, с.168-210. * |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113766676A (zh) * | 2021-08-19 | 2021-12-07 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种基于无线自组网的运载器电气系统及其组网方法 |
| CN113766676B (zh) * | 2021-08-19 | 2024-04-19 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种基于无线自组网的运载器电气系统及其组网方法 |
| CN114442534A (zh) * | 2022-01-26 | 2022-05-06 | 航天科工火箭技术有限公司 | 一种运载火箭控制系统及方法 |
| CN116119031A (zh) * | 2023-04-18 | 2023-05-16 | 银河航天(北京)网络技术有限公司 | 一种星箭分离控制系统、方法及存储介质 |
| CN116119031B (zh) * | 2023-04-18 | 2023-06-13 | 银河航天(北京)网络技术有限公司 | 一种星箭分离控制系统、方法及存储介质 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN107074375B (zh) | 故障安全飞机监控和追踪 | |
| US6237496B1 (en) | GPS guided munition | |
| US5943009A (en) | GPS guided munition | |
| US11807401B2 (en) | Emergency deorbit device and emergency deorbit method | |
| US20040015273A1 (en) | System, bypass apparatus and method of operating a store of a first predetermined type | |
| Holmberg | Viking'75 Spacecraft Design and Test Summary | |
| RU2242410C2 (ru) | Ступень ракеты-носителя для летно-конструкторских испытаний | |
| US5397079A (en) | Process for the autonomous positional control of guided missiles | |
| CN108639386B (zh) | 空间救援飞行器以及包含该救援飞行器的空间飞行器 | |
| Ghisi et al. | Drag-free attitude and orbit control system performance of ESA’s GOCE mission during low orbit operations and de-orbiting | |
| Karlgaard et al. | Reconstruction of the advanced supersonic parachute inflation research experiment sounding rocket flight tests with strengthened disk-gap-band parachute | |
| Kubota et al. | Touchdown dynamics for sample collection in Hayabusa mission | |
| Bordogna et al. | MUSCAT experiment: Active free falling units for in situ measurements of temperature and density in the middle atmosphere | |
| RU2002135239A (ru) | Ступень ракеты-носителя для летно-конструкторских испытаний | |
| Johnson et al. | Propulsive Small Expendable Deployer System (ProSEDS) Experiment: Mission Overview & Status | |
| Yamazaki et al. | Sensor. Actuators A | |
| Hollestelle et al. | The electrical architecture of a Parafoil Technology Demonstrator | |
| Nichols | Geodetic SECOR satellite | |
| Mermagen | HARP 250mc Telemetry Experiments, June-October 1964 | |
| Oleson et al. | COMPASS Final Report: Advanced Long-Life Lander Investigating the Venus Environment (ALIVE) | |
| Robillard | Explorer Rocket Research Program | |
| Fife et al. | Preliminary orbital performance analysis of the Air Force Electric Propulsion Space Experiment (ESEX) ammonia arcjet | |
| Otey et al. | High-0 Re-entry Vehicle Recovery | |
| Schulman | Landsat-an unmanned space platform | |
| Beuf et al. | Earth entry flight test of Mars entry vehicles. |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20151225 |