RU2495800C1 - Способ управления движением ракеты-носителя на начальном участке полета - Google Patents
Способ управления движением ракеты-носителя на начальном участке полета Download PDFInfo
- Publication number
- RU2495800C1 RU2495800C1 RU2012134716/11A RU2012134716A RU2495800C1 RU 2495800 C1 RU2495800 C1 RU 2495800C1 RU 2012134716/11 A RU2012134716/11 A RU 2012134716/11A RU 2012134716 A RU2012134716 A RU 2012134716A RU 2495800 C1 RU2495800 C1 RU 2495800C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- deflection
- deviation
- engine
- plane
- launch vehicle
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ управления движением ракеты-носителя на начальном участке полета заключается в отклонении качающейся части маршевого двигателя в заданной плоскости увода струи с учетом периодического вычисления командного сигнала на отклонение качающейся части маршевого двигателя ракеты-носителя в зависимости от программного угла, отклонения и скорости отклонения характерной точки ракеты-носителя от вертикальной оси пускового устройства, угла и угловой скорости тангажа ракеты-носителя и в одновременной стабилизации углового положения ракеты-носителя в плоскости, перпендикулярной заданной. Отклонение качающейся части маршевого двигателя осуществляют, принимая упомянутый программный угол отклонения качающейся части маршевого двигателя и коэффициенты усиления командного сигнала по отклонению и скорости отклонения характерной точки ракеты-носителя от вертикальной оси пускового устройства по заранее выбранным зависимостям от периодически измеряемой высоты подъема над горизонтальной плоскостью пускового устройства характерной точки ракеты-носителя, в качестве которой берут центр качания качающейся части маршевого двигателя. Достигается увеличение ресурса конструкции пускового устройства. 4 ил.
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к способам управления движением ракет-носителей (РН) на начальном участке полета, обеспечивающим защиту сооружений стартового комплекса от газодинамического воздействия струй реактивных двигателей.
В ракетной технике известен выбранный в качестве аналога способ защиты стартовых сооружений от газодинамического воздействия струй двигателей ракеты [1], заключающийся в выполнении маневра углового разворота ракеты по заранее введенной в систему управления (СУ) программе, при этом за определенное время до старта ракеты измеряют скорость и направление горизонтального осредненного ветра в районе пускового устройства (ПУ), затем рассчитывают программные зависимости изменения углов тангажа и рыскания, обеспечивающие с учетом действия ветра желаемое положение следов струй ракетных двигателей на горизонтальной плоскости ПУ, после чего вводят рассчитанные программные зависимости в полетное задание.
Одним из недостатков этого способа является сложность его реализации, связанная с необходимостью измерения и введения в бортовую СУ информации о ветре.
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является выбранный в качестве прототипа способ управления движением ракеты-носителя на начальном участке полета [2], заключающийся в отклонении качающейся части маршевого двигателя в заданной плоскости увода струи с учетом периодического вычисления командного сигнала на отклонение качающейся части маршевого двигателя ракеты-носителя в зависимости от программного угла, отклонения и скорости отклонения характерной точки ракеты носителя от вертикальной оси пускового устройства, угла и угловой скорости тангажа ракеты-носителя и в одновременной стабилизации углового положения ракеты-носителя в плоскости, перпендикулярной заданной.
Недостатком данного способа является его чувствительность к отклонениям от номинальных значений (разбросам) ряда характеристик ракеты-носителя, таких как тяга двигателя, масса ракеты и др., так как в способе-прототипе коэффициенты закона управления и программный угол отклонения качающейся части двигателя являются заранее рассчитанными функциями времени. Кроме того, общим недостатком аналога и прототипа является то, что они рассчитаны на защиту от воздействия газодинамических струй двигателей только определенных зон на горизонтальной плоскости ПУ (плоскости «нулевой отметки»), и не обеспечивают достаточную защиту элементов конструкции кабель-заправочной башни, располагающихся на различных высотах, таких как фермы удержания с блоками разъемных соединений (БРС), площадки обслуживания и др.
Задачей предложенного изобретения является разработка способа управления движением ракеты-носителя на начальном участке полета обеспечивающего защиту от воздействия струй элементов конструкции кабель-заправочной башни на заданной высоте и заданных зон на плоскости «нулевой отметки» ПУ в условиях действия ветровых возмущений и с учетом разбросов на характеристики ракеты-носителя.
Техническим результатом предлагаемого изобретения является увеличение ресурса конструкции пускового устройства и снижение расходов на его эксплуатацию.
Указанный технический результат достигается тем, что в способе управления движением ракеты-носителя на начальном участке полета, заключающемся в отклонении качающейся части маршевого двигателя в заданной плоскости увода струи с учетом периодического вычисления командного сигнала на отклонение качающейся части маршевого двигателя ракеты-носителя в зависимости от программного угла, отклонения и скорости отклонения характерной точки ракеты-носителя от вертикальной оси пускового устройства, угла и угловой скорости тангажа ракеты-носителя, в одновременной стабилизации углового положения ракеты-носителя в плоскости, перпендикулярной заданной, в соответствии с изобретением отклонение качающейся части маршевого двигателя осуществляют, принимая упомянутый программный угол отклонения качающейся части маршевого двигателя и коэффициенты усиления командного сигнала по отклонению и скорости отклонения характерной точки ракеты-носителя от вертикальной оси пускового устройства по заранее выбранным зависимостям от периодически измеряемой высоты подъема над горизонтальной плоскостью пускового устройства характерной точки ракеты-носителя, в качестве которой берут центр качания качающейся части маршевого двигателя.
Сущность предлагаемого изобретения иллюстрируется фиг.1-4.
Фиг.1 - Параметры движения РН на начальном участке.
Фиг.2 - Расположение РН на пусковом устройстве и направление увода.
Фиг.3 - Типичные зависимости от высоты программного отклонения и программной скорости отклонения характерной точки РН.
Фиг.4 - Типичные зависимости от высоты коэффициентов закона управления.
После отрыва РН от стартового стола РН начинает движение в заданной вертикальной плоскости увода. Плоскость увода выбирается заранее исходя из требования минимального воздействия струи двигателя на сооружения стартового комплекса. Направление увода РН выбирается в сторону от высотных конструкций стартового комплекса (кабель-мачты или кабель-заправочной башни). В качестве примера рассмотрим одну из РН легкого класса, разрабатываемых в ГКНПЦ им. М.В. Хруничева. Расположение РН на пусковом устройстве и типичное направление увода показаны на фиг.2. В плоскости увода след струи двигателя на горизонтальной плоскости пускового устройства характеризуется параметром s - удалением следа оси струи от вертикали, проходящей через центр ПУ, а положение «факела» - отклонением l центра качания двигателя от вертикали и углом отклонения качающейся части двигателя.
В процессе подъема РН характерная точка РН (в соответствии с изобретением - центр качания качающейся части маршевого двигателя) движется по программе, заданной в функции высоты подъема h. Высота подъема определяется на борту РН двойным интегрированием вертикального ускорения РН. Командный сигнал на отклонение качающейся части маршевого двигателя ракеты в заданной плоскости увода струи периодически вычисляется в виде
где Vl - горизонтальная скорость удаления в этой плоскости характерной точки ракеты-носителя; ϑ, ω - соответственно угол и угловая скорость отклонения ракеты-носителя от вертикали в указанной плоскости; δпр - программный угол отклонения качающейся части маршевого двигателя; Kl, 
,Kϑ, Kω - коэффициенты усиления. При этом в соответствии с изобретением программный угол отклонения качающейся части маршевого двигателя периодически вычисляют по формуле 
, где lпр(h) и Vlпр(h) - заранее определенные зависимости от высоты подъема характерной точки.
Типичные зависимости от высоты программного отклонения l пр(h) и программной скорости отклонения Vlпр(h) характерной точки РН от вертикали в заданной плоскости увода струи показаны на фиг.3. При выборе данных программных зависимостей учтено наличие на определенной высоте кабель-заправочной башни (КЗБ) ферм удержания с БРС.
Коэффициенты закона управления Кl и
также выбираются в функции высоты подъема характерной точки h. Типичные зависимости коэффициентов от h представлены на фиг.4. Использование зависимостей программных значений и коэффициентов от высоты (а не от времени, как в способе-прототипе) позволяет уменьшить чувствительность предлагаемого способа управления к отклонениям от номинальных значений ряда физических параметров, которые известны при разработке системы управления с определенной точностью. Так, например, масса РН известна на этапе проектирования с точностью около 1%, тяга маршевого двигателя с точностью около 3% и т.д. Эти и другие разбросы приводят к отличию высоты подъема в заданный момент времени от номинального значения. Использование в законе управления вычисленного значения фактической (а не программной) высоты подъема характерной точки ракеты (центра качания качающейся части маршевого двигателя) позволяет повысить точность управления положением струй двигателя относительно элементов конструкции КЗБ с учетом разбросов физических параметров и других возмущающих факторов. Кроме того, проведенное статистическое моделирование показало, что при использовании предлагаемого способа управления уменьшаются также размеры областей, в которых располагаются следы осей струй на горизонтальной плоскости ПУ, при действии ветра и с учетом разбросов физических параметров РКН и термодинамических параметров атмосферы.
Таким образом, благодаря реализации предложенного в изобретении технического решения решается задача обеспечения защиты от воздействия струй элементов конструкции кабель-заправочной башни на заданной высоте и заданных зон на плоскости «нулевой отметки» ПУ в условиях действия ветровых возмущений и с учетом разбросов на характеристики ракеты-носителя. Этим достигается технический результат предлагаемого изобретения - увеличение ресурса конструкции пускового устройства и снижение расходов на его эксплуатацию.
Источники информации:
1. Способ защиты стартовых сооружений от газодинамического воздействия струй двигателей ракеты. Патент на изобретение №2407680, заявка №2009125704.
2. А.Ш. Альтшулер, В.Д. Володин. Управление движением ракеты космического назначения на начальном участке полета с учетом требований по снижению газодинамического воздействия струй двигателей на сооружения стартового комплекса. Авиакосмическая техника и технология, 2007 г., №2.
Claims (1)
- Способ управления движением ракеты-носителя на начальном участке полета, заключающийся в отклонении качающейся части маршевого двигателя в заданной плоскости увода струи с учетом периодического вычисления командного сигнала на отклонение качающейся части маршевого двигателя ракеты-носителя в зависимости от программного угла, отклонения и скорости отклонения характерной точки ракеты-носителя от вертикальной оси пускового устройства, угла и угловой скорости тангажа ракеты-носителя, в одновременной стабилизации углового положения ракеты-носителя в плоскости, перпендикулярной заданной, отличающийся тем, что отклонение качающейся части маршевого двигателя осуществляют, принимая упомянутый программный угол отклонения качающейся части маршевого двигателя и коэффициенты усиления командного сигнала по отклонению и скорости отклонения характерной точки ракеты-носителя от вертикальной оси пускового устройства по заранее выбранным зависимостям от периодически измеряемой высоты подъема над горизонтальной плоскостью пускового устройства характерной точки ракеты-носителя, в качестве которой берут центр качания качающейся части маршевого двигателя.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012134716/11A RU2495800C1 (ru) | 2012-08-15 | 2012-08-15 | Способ управления движением ракеты-носителя на начальном участке полета |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012134716/11A RU2495800C1 (ru) | 2012-08-15 | 2012-08-15 | Способ управления движением ракеты-носителя на начальном участке полета |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2495800C1 true RU2495800C1 (ru) | 2013-10-20 |
Family
ID=49357141
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012134716/11A RU2495800C1 (ru) | 2012-08-15 | 2012-08-15 | Способ управления движением ракеты-носителя на начальном участке полета |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2495800C1 (ru) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5873549A (en) * | 1996-09-25 | 1999-02-23 | Mcdonnell Douglas Corporation | Vehicle rotation and control mechanism |
| RU2282568C1 (ru) * | 2005-02-16 | 2006-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Способ формирования программы ориентации разгонного блока при терминальном управлении его наведением на заданную орбиту |
| US20090050745A1 (en) * | 2002-11-06 | 2009-02-26 | Kistler Aerospace Corporation | Commercial external re-entry testing from orbit |
| RU2407680C1 (ru) * | 2009-07-08 | 2010-12-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Способ защиты стартовых сооружений от газодинамического воздействия струй двигателей ракеты |
-
2012
- 2012-08-15 RU RU2012134716/11A patent/RU2495800C1/ru active IP Right Revival
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5873549A (en) * | 1996-09-25 | 1999-02-23 | Mcdonnell Douglas Corporation | Vehicle rotation and control mechanism |
| US20090050745A1 (en) * | 2002-11-06 | 2009-02-26 | Kistler Aerospace Corporation | Commercial external re-entry testing from orbit |
| RU2282568C1 (ru) * | 2005-02-16 | 2006-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Способ формирования программы ориентации разгонного блока при терминальном управлении его наведением на заданную орбиту |
| RU2407680C1 (ru) * | 2009-07-08 | 2010-12-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Способ защиты стартовых сооружений от газодинамического воздействия струй двигателей ракеты |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| KR101644589B1 (ko) | 플래트홈, 특히 군함 플랫폼의 원형 상륙격자에 무인비행체의 자동 착륙/이륙을 제어하는 방법 및 시스템 | |
| JP5822676B2 (ja) | 多段式ロケット誘導装置、多段式ロケット誘導プログラム、多段式ロケット誘導方法および多段式ロケット誘導システム | |
| US8165733B2 (en) | Stall, buffeting, low speed and high attitude protection system | |
| CN110989650A (zh) | 一种基于火箭返回的着陆控制方法和装置 | |
| JP5822675B2 (ja) | 多段式ロケット誘導装置、多段式ロケット誘導プログラム、多段式ロケット誘導方法および多段式ロケット誘導システム | |
| US20180290719A1 (en) | Motion control device and motion control method for ship | |
| JP6073387B2 (ja) | 飛行経路探索装置及び飛行経路探索プログラム | |
| JP5479577B2 (ja) | 移動体の軌道の概算方法および概算用システム | |
| WO2018123885A1 (ja) | 宇宙機及び制御装置 | |
| JP6457923B2 (ja) | 下降アルゴリズムを実行する航空機電子機器を使用して航空機の下降段階を自動的に制御する方法 | |
| JP2007245797A (ja) | 飛行制御装置及び飛行制御装置を備えた飛行体 | |
| EP4068042A1 (en) | Recovery control method and apparatus for rocket, electronic device and storage medium | |
| JP2007232443A (ja) | 慣性航法装置およびその誤差補正方法 | |
| JP2017061298A (ja) | 飛行装置 | |
| JP2019064280A (ja) | 飛行装置 | |
| JP2016164060A5 (ru) | ||
| CN110895418B (zh) | 补偿舵机动力学滞后的低速旋转飞行器控制方法及系统 | |
| CN113758383A (zh) | 一种用于验证垂直起降技术的可重复使用火箭及验证方法 | |
| JP2008261529A (ja) | 飛翔体及び飛翔体の回転位置検出装置 | |
| RU2495800C1 (ru) | Способ управления движением ракеты-носителя на начальном участке полета | |
| RU2407680C1 (ru) | Способ защиты стартовых сооружений от газодинамического воздействия струй двигателей ракеты | |
| CN110032199B (zh) | 火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿方法和装置 | |
| EP3526650A1 (en) | Method for automatically controlling the mooring maneuvers of a boat with respect to an object and related system | |
| JP2008224114A (ja) | 飛しょう体の誘導装置 | |
| CN114200828B (zh) | 一种超音速大机动靶标持续大过载防失速方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180816 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20200304 |
|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20200727 |