RU2481496C1 - Система изменения вектора тяги ракетных двигателей ракеты-носителя с управляемым углом отклонения - Google Patents
Система изменения вектора тяги ракетных двигателей ракеты-носителя с управляемым углом отклонения Download PDFInfo
- Publication number
- RU2481496C1 RU2481496C1 RU2012102153/11A RU2012102153A RU2481496C1 RU 2481496 C1 RU2481496 C1 RU 2481496C1 RU 2012102153/11 A RU2012102153/11 A RU 2012102153/11A RU 2012102153 A RU2012102153 A RU 2012102153A RU 2481496 C1 RU2481496 C1 RU 2481496C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engines
- rocket
- stage
- frame
- thrust
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано в ракетных комплексах на базе ракет-носителей несимметричного пакетного типа с жидкостными ракетными двигателями. Система изменения вектора тяги ракетных двигателей ракеты-носителя с управляемым углом отклонения содержит на корпусе ракеты-носителя подвижную раму с двигателями и одной степенью свободы с возможностью качания при парировании возникающих моментов сил тяги двигателей и управления ракетой. Ось поворота рамы относительно продольной оси первой ступени смещена в сторону второй ступени с возможностью использования в качестве усилия для поворота рамы тяги самих двигателей в процессе полета и управления поворотом рамы при помощи закрепленного на другом конце рамы привода. Изобретение позволяет свести к минимуму качания двигателей для уравновешивания моментов сил тяги двигателей первой и второй ступеней, упростить конструкции двигателей, упростить компоновки многодвигательных установок, сократить объем отработки двигателей. 3 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может найти применение при создании ракетных комплексов на базе ракет-носителей (РН) пакетного типа, в том числе с многоразовыми ступенями с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), предназначенных, в том числе, для выведения на орбиту различных космических объектов.
Из литературы известна система изменения вектора тяги ракетных двигателей с управляемым углом отклонения, содержащая элементы крепления двигателей на корпусе ракеты-носителя с возможностью их качания при парировании возникающих моментов сил тяги двигателей и управления ракетой-носителем (см., например, книгу «Основы проектирования летательных аппаратов (транспортные системы)», М., Машиностроение, 2005 г., стр. 18, 47, 49, 190 [1]), принятая в данной заявке за прототип.
Известная система изменения вектора тяги ракетных двигателей РН заключается в:
- установке двигателей первой ступени на корпусе РН под углом к продольной оси ракеты так, чтобы их векторы тяги в неотклоненном положении пересекались примерно в центре масс ракеты-носителя;
- качании двигателей (или их агрегатов) при парировании возникающих моментов сил тяги двигателей и управлении РН.
Известная система изменения вектора тяги ракетных двигателей РН для несимметричных пакетных схем РН имеет ряд недостатков. Так, например, для несимметричных пакетных схем РН требуется реализация значительных предельно реализуемых для современных двигателей потребных значений углов качания двигателей. Это, в свою очередь, требует усложнения исполнения двигателей и систем подачи топлива, способных обеспечить потребные углы качания, возрастает сложность компоновки многодвигательной установки с обеспечением потребных углов качания двигателей, возникает необходимость значительного объема отработки двигателей при их конструктивном и компоновочном усложнении.
Это связано с тем, что пакетное исполнение РН в ряде случаев предполагает несимметричную схему РН, запуск двигателей первой и второй ступеней с момента старта РН, различную скорость опорожнения топливных баков (или запаса топлива твердотопливных ускорителей) ступеней (к моменту полного расходования топлива первой ступени и ее отделения остаточная заправка топлива второй ступени должна быть достаточна для выведения второй ступени с полезной нагрузкой на орбиту после ее отделения от первой ступени). Эти обстоятельства, обусловленные несимметричной (пакетной) схемой РН, предполагают значительное изменение положения центра масс (ЦМ) РН в процессе совместной работы первой ступени и второй ступени при выработке топлива. Изменение положения центра масс (ЦМ) в процессе совместной работы первой и второй ступеней происходит в направлении, перпендикулярном продольной оси ракеты. Указанное изменение положения ЦМ РН в процессе совместной работы первой и второй ступеней в свою очередь определяет требования к ориентации векторов тяги двигателей ступеней для уравновешивания моментов сил тяги двигателей первой и второй ступеней, а следовательно, и к углам установки и (или) отклонения маршевых двигателей первой и второй ступеней. То есть углы установки и (или) отклонения маршевых двигателей первой и второй ступеней должны быть таковы, чтобы обеспечить нулевой момент сил тяги двигателей относительно ЦМ во все время совместной работы первой и второй ступеней.
Для пакетных схем РН, известных, например, из [2] (журнал «Авиакосмическая техника и технологии», 2010 г., №1, стр.8) и [3] (С.П.Уманский «Ракеты-носители. Космодромы», изд. «Рестарт+», М., 2001 г., стр. 112-113), предполагают значительно большую степень несимметрии, то есть с большими потребными углами отклонения двигателей, чем, например, МТКК «Спейс Шаттл» [1]. При этом значения углов отклонения ЖРД первой ступени, потребных для уравновешивания моментов сил тяги двигателей первой и второй ступеней, сопоставимы с реализуемыми современными двигателями предельными углами их качания. При этом реализуемый диапазон углов качания маршевых двигателей необходим современным РН тандемной или пакетной симметричной схемы только для реализации программного управления РН и парирования возмущений на участке работы первой ступени. Таким образом, известная система для несимметричных РН пакетной схемы становится трудно реализуемой, так как запаса углов качания современных маршевых двигателей первой ступени может оказаться недостаточно для одновременного уравновешивания моментов сил тяги двигателей первой и второй ступеней и управления РН и парирования возмущений. Это в свою очередь потребует увеличения углов качания маршевых двигателей (или их агрегатов) до значений, существенно усложняющих как конструктивное исполнение единичного двигателя и пакета многодвигательных маршевых установок (или многокамерных двигателей) первой ступени, так и объем отработки двигателей и их установок.
Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является создание системы изменения вектора тяги ракетных двигателей РН несимметричной пакетной схемы с достижением технического результата, заключающегося в том, чтобы исключить (или свести к минимуму) необходимость качания двигателей для уравновешивания моментов сил тяги двигателей первой и второй ступеней, упростить конструкцию двигателей за счет сокращения потребных значений углов качания двигателей, упростить компоновку многодвигательной установки, сократить объем отработки двигателей за счет упрощения их конструкции.
Эта задача решается таким образом, что в известной системе изменения вектора тяги ракетных двигателей ракеты-носителя с управляемым углом отклонения, содержащей элементы крепления двигателей на корпусе ракеты-носителя с возможностью их качания при парировании возникающих моментов сил тяги двигателей и управления ракетой-носителем, в соответствии с изобретением элементы крепления двигателей первой ступени на корпусе ракеты-носителя несимметричной пакетной схемы выполнены в виде рамы, установленной на корпусе первой ступени ракеты-носителя подвижно, имея одну степень подвижности, при этом ось поворота подвижной рамы относительно продольной оси первой ступени смещена в сторону второй ступени с возможностью использования в качестве усилия для поворота рамы тяги самих двигателей в процессе полета и управления поворотом рамы при помощи привода, закрепленного на другом, относительно поворотной оси, конце рамы.
Далее предложенное техническое решение поясняется более подробно с использованием схем, где на фиг. 1 показано схематичное положение ЦМ на момент старта ракеты-носителя пакетной схемы и на момент разделения ступеней, на фиг. 2 показана установка маршевых двигателей на подвижной раме, на фиг. 3 показано схематично положение ЦМ и соответствующие положения подвижной рамы на момент старта РН и на момент разделения ступеней.
Суть предлагаемого изобретения сводится к следующему.
В связи с тем, что специфической проблемой несимметричной пакетной схемы РН является необходимость уравновешивания моментов сил тяги двигателей первой и второй ступеней, возникающих при изменении положения ЦМ в направлении, перпендикулярном продольной оси ракеты (по координате Y на фиг. 1), маршевые двигатели первой ступени установлены на подвижной раме 1 (см. фиг. 2), имеющей одну степень подвижности и совершающей разовый за полет РН поворот. При этом ось 2 поворота подвижной рамы относительно продольной оси, например, первой ступени 3 смещена в сторону, например, второй ступени 4, а усилием для поворота рамы с двигателями является тяга самих двигателей. Управление поворотом рамы в процессе полета производится при помощи привода 5, закрепленного на другом, относительно поворотной оси, конце рамы (как вариант путем управляемого или программного стравливания давления гидравлического привода). Для многоразовой ступени приведение рамы в исходное (стартовое) положение производится на земле в процессе межполетного обслуживания.
Уравновешивание моментов сил тяги двигателей первой и второй ступеней РН относительно ЦМ 6 (см. фиг. 2) в процессе полета РН при этом обеспечивается равенством:
где RΣ1 - суммарная тяга двигателей первой ступени;
RΣ2 - суммарная тяга двигателей второй ступени;
a1 - плечо RΣ1 относительно ЦМ;
а2 - плечо RΣ2 относительно ЦМ.
На фиг. 3 схематично показаны положения ЦМ 6 и соответствующие положения подвижной рамы 1 на момент старта РН и на момент разделения ступеней РН, обеспечивающие уравновешивание моментов сил тяги двигателей первой ступени 3 и второй ступени 4 при выработке топлива 7. Направление сил тяги двигателей первой ступени схематично показано на текущее положение ЦМ.
Заявляемая система изменения вектора тяги ракетных двигателей РН несимметричной пакетной схемы на подвижной раме позволяет обеспечивать уравновешивание моментов сил тяги двигателей первой и второй ступеней за счет изменения направления вектора тяги двигателей при повороте подвижной рамы, а программное управление РН и парирование возмущений - за счет качания двигателей в пределах, не превышающих возможности двигателя.
Claims (1)
- Система изменения вектора тяги ракетных двигателей ракеты-носителя с управляемым углом отклонения, содержащая элементы крепления двигателей на корпусе ракеты-носителя с возможностью их качания при парировании возникающих моментов сил тяги двигателей и управления ракетой-носителем, отличающаяся тем, что элементы крепления двигателей первой ступени ракеты-носителя несимметричной пакетной схемы выполнены в виде рамы, установленной на корпусе первой ступени ракеты-носителя подвижно, имея одну степень подвижности, при этом ось поворота подвижной рамы относительно продольной оси первой ступени смещена в сторону второй ступени с возможностью использования в качестве усилия для поворота рамы тяги самих двигателей в процессе полета и управления поворотом рамы при помощи привода, закрепленного на другом относительно поворотной оси конце рамы.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012102153/11A RU2481496C1 (ru) | 2012-01-24 | 2012-01-24 | Система изменения вектора тяги ракетных двигателей ракеты-носителя с управляемым углом отклонения |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012102153/11A RU2481496C1 (ru) | 2012-01-24 | 2012-01-24 | Система изменения вектора тяги ракетных двигателей ракеты-носителя с управляемым углом отклонения |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2481496C1 true RU2481496C1 (ru) | 2013-05-10 |
Family
ID=48789555
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012102153/11A RU2481496C1 (ru) | 2012-01-24 | 2012-01-24 | Система изменения вектора тяги ракетных двигателей ракеты-носителя с управляемым углом отклонения |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2481496C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2633973C1 (ru) * | 2016-03-17 | 2017-10-20 | Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") | Ракетный двигатель твердого топлива с однократно изменяемым вектором тяги |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2243398C2 (ru) * | 1999-01-29 | 2004-12-27 | Сосьете Насьональ Д`Этюд Е Де Конструксьон Де Мотор Д`Авиасьон-С.Н.Е.К.М.А. | Поворотное сопло с управляемым вектором тяги реактивного двигателя с использованием нескольких разнесенных по окружности эластичных устройств |
US20080061559A1 (en) * | 2004-11-16 | 2008-03-13 | Israel Hirshberg | Use of Air Internal Energy and Devices |
RU2344387C1 (ru) * | 2007-09-25 | 2009-01-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" | Способ определения вектора тяги при испытании ракетного двигателя и устройство для определения боковых составляющих вектора тяги |
RU2378527C1 (ru) * | 2008-10-28 | 2010-01-10 | Николай Борисович Болотин | Регулируемый жидкостный ракетный двигатель |
-
2012
- 2012-01-24 RU RU2012102153/11A patent/RU2481496C1/ru active IP Right Revival
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2243398C2 (ru) * | 1999-01-29 | 2004-12-27 | Сосьете Насьональ Д`Этюд Е Де Конструксьон Де Мотор Д`Авиасьон-С.Н.Е.К.М.А. | Поворотное сопло с управляемым вектором тяги реактивного двигателя с использованием нескольких разнесенных по окружности эластичных устройств |
US20080061559A1 (en) * | 2004-11-16 | 2008-03-13 | Israel Hirshberg | Use of Air Internal Energy and Devices |
RU2344387C1 (ru) * | 2007-09-25 | 2009-01-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" | Способ определения вектора тяги при испытании ракетного двигателя и устройство для определения боковых составляющих вектора тяги |
RU2378527C1 (ru) * | 2008-10-28 | 2010-01-10 | Николай Борисович Болотин | Регулируемый жидкостный ракетный двигатель |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2633973C1 (ru) * | 2016-03-17 | 2017-10-20 | Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") | Ракетный двигатель твердого топлива с однократно изменяемым вектором тяги |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2765039C2 (ru) | Обслуживающий спутник для обеспечения орбитальных услуг, использующий переменное управление двигателями | |
US10829249B2 (en) | Satellite constellation forming method and forming device | |
EP2676026B1 (en) | Propulsion and maneuvering system with axial thrusters and method for axial divert attitude and control | |
RU2020107468A (ru) | Обслуживающие устройства космического аппарата и соответствующие узлы, системы и способы | |
JP6453774B2 (ja) | 電気推進力と固体燃料化学推進力の両方を有する宇宙推進モジュール | |
US9919792B2 (en) | Vehicle attitude control using jet paddles and/or movable mass | |
RU2011130510A (ru) | Модуль многоразового применения для ракеты-носителя | |
US8800913B2 (en) | Methods and apparatus for a tandem divert and attitude control system | |
KR101927564B1 (ko) | 비행체의 비행중 자세제어 및 직접추력 비행제어 시스템과 이러한 시스템을 포함하는 비행체 | |
CN104898680A (zh) | 一种基于固体游动发动机的固体运载火箭姿态控制方法 | |
Brophy | The Dawn ion propulsion system | |
WO2018029839A1 (ja) | 輸送方法、輸送船及び輸送船の製造方法 | |
JP3842207B2 (ja) | 再使用型の宇宙輸送機システム | |
RU2481496C1 (ru) | Система изменения вектора тяги ракетных двигателей ракеты-носителя с управляемым углом отклонения | |
US9500456B2 (en) | Combined steering and drag-reduction device | |
US9403605B2 (en) | Multiple stage tractor propulsion vehicle | |
US10850870B1 (en) | Optimized propulsion device for controlling the orbit and attitude of a satellite | |
EA201800476A2 (ru) | Космическая платформа | |
RU2746471C1 (ru) | Многоразовая ступень ракеты-носителя | |
RU150686U1 (ru) | Ракета-носитель для лёгких нагрузок | |
RU93522U1 (ru) | Баллистическая ракета | |
RU2751729C1 (ru) | Способ управления ракетой космического назначения | |
RU2795894C1 (ru) | Обслуживающий спутник для обеспечения орбитальных услуг, использующий переменное управление двигателями | |
RU2772500C2 (ru) | Обслуживающий спутник для обеспечения орбитальных услуг, использующий переменное управление двигателями | |
RU2787259C1 (ru) | Способ дозаправки жидким топливом космического объекта в космическом пространстве |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160125 |
|
NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20170619 |
|
PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20200212 |