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
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 15
- 230000000737 periodic effect Effects 0.000 claims abstract description 4
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 claims description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 9
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 3
- 230000014759 maintenance of location Effects 0.000 description 2
- 230000035945 sensitivity Effects 0.000 description 2
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
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 |
|---|---|---|
| CN110471450B (zh) | 在高度速度剖面内直接规划再入轨迹的方法 | |
| 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 | |
| RU2734364C2 (ru) | Автоматическое управление тягой в полёте | |
| US10507899B2 (en) | Motion control device and motion control method for ship | |
| AU2009305297B2 (en) | Method and system for controlling the automatic landing/take-off of a drone on or from a circular landing grid of a platform, in particular a naval platform | |
| EP4068042A1 (en) | Recovery control method and apparatus for rocket, electronic device and storage medium | |
| CN112461060B (zh) | 一种火箭末级离轨控制方法和装置 | |
| JP6720071B2 (ja) | 宇宙機、プログラム及び制御装置 | |
| JP6667590B1 (ja) | 航空機の着陸支援装置、航空機の着陸支援方法及び航空機の着陸支援プログラム | |
| CN110989650A (zh) | 一种基于火箭返回的着陆控制方法和装置 | |
| JP6073387B2 (ja) | 飛行経路探索装置及び飛行経路探索プログラム | |
| 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 | |
| CA2831216A1 (en) | Control computer for an unmanned vehicle | |
| CN104246641A (zh) | Uav的安全紧急降落 | |
| CN105353761A (zh) | 一种飞机的速度控制方法及装置 | |
| CN108121338B (zh) | 一种usv的航迹闭环控制方法 | |
| Wynn et al. | Visual servoing with feed-forward for precision shipboard landing of an autonomous multirotor | |
| JP5127284B2 (ja) | 飛翔体及び飛翔体の回転位置検出装置 | |
| JP2019064280A (ja) | 飛行装置 | |
| RU2495800C1 (ru) | Способ управления движением ракеты-носителя на начальном участке полета | |
| CN110895418A (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 | |
| 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 | |
| WO2017051732A1 (ja) | 飛行装置 | |
| JP4617990B2 (ja) | 自動飛行制御装置、自動飛行制御方法及び自動飛行制御プログラム |
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 |