RU2698838C1 - Головная часть космической ракеты-носителя и способ выведения космических аппаратов - Google Patents
Головная часть космической ракеты-носителя и способ выведения космических аппаратов Download PDFInfo
- Publication number
- RU2698838C1 RU2698838C1 RU2018115078A RU2018115078A RU2698838C1 RU 2698838 C1 RU2698838 C1 RU 2698838C1 RU 2018115078 A RU2018115078 A RU 2018115078A RU 2018115078 A RU2018115078 A RU 2018115078A RU 2698838 C1 RU2698838 C1 RU 2698838C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- module
- modules
- remote control
- orbit
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
- F42B15/01—Arrangements thereon for guidance or control
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Группа изобретений относится к области ракетно-космической техники и может быть использована при проектно-конструкторской разработке высотных ступеней, предназначенных для выведения космических аппаратов - КА на околоземные орбиты. Технический результат - обеспечение возможности запуска нескольких однотипных или разнотипных КА с помощью одной ракеты-носителя – РН на собственные орбиты, увеличение площади наблюдения земной поверхности. Головная часть космической РН содержит два и более универсальных модуля с собственными двигательными установками – ДУ с четырьмя «толкающими» и четырьмя радиально расположенными управляющими соплами с рулевыми приводами для обеспечения возможности изменения углового положения модуля с КА. Система управления модуля выполнена унифицированной, электрически связанной с бортовой аппаратурой спутниковой навигации. При этом каждый модуль обеспечивает возможность набора дополнительной скорости по отношению к первоначальной скорости. Одни из модулей с КА обеспечены возможностью полета в одной плоскости орбиты, а другие - возможностью полета в плоскости орбиты, находящейся к базовой плоскости орбиты под расчетным углом. По способу при достижении спада давления в ДУ последней ступени ракеты-носителя до заданного уровня отстыковывают универсальные модули с космическим аппаратом. Включают ДУ этих модулей, обеспечивают набор заданной дополнительной скорости каждого модуля с КА по отношению к первоначальной скорости. При необходимости корректируют угол отклонения вектора тяги модуля и обеспечивают полет модуля КА в плоскости, находящейся под углом, который определяют по аналитическому выражению. За 20…30 с до момента отделения КА переключают ДУ модуля на пониженный режим тяги, величину которой снижают в 10…15 раз по сравнению с номинальным значением. Прекращают работу «толкающих» управляющих сопел. Задействуют радиально расположенные управляющие сопла. Обеспечивают управление угловым положением модуля с КА. Придают заданную ориентацию КА к моменту его отделения, обеспечивают нулевую тягу ДУ модуля и отделяют КА от модуля. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Предлагаемое изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано при проектно-конструкторской разработке высотных ступеней, предназначенных для выведения космических аппаратов (КА) на околоземные орбиты.
В патенте «Ракета космического назначения RU 2025645 c1, 1994 г.» представлено описание конструкции высотной ступени, а в известной публикации: НТЦ «Комплекс-МИТ», Ю.С. Соломонов, А.П. Сухадольский и др. «Космические ракетные комплексы с твердотопливными ракетами «Старт» и «Старт-1», Москва, Универсум, 2000 г, представлено описание схемы выведения (КА) на околоземные орбиты космической ракетой-носителем (КРН).
КРН представляет собой четырехступенчатую твердотопливную ракету, способную осуществить выведение малогабаритных КА на околоземные орбиты.
Для удобства изложения материала высотную ступень с КА будем называть головной частью (ГЧ) КРН (что соответствует первоначальному названию).
Главной конструктивной особенностью КРН является наличие на ней ГЧ, содержащей головной блок с КА и ступенью выведения. ГЧ КРН, содержащая головной блок с КА и ступень выведения, принята авторами за прототип.
Была предложена ГЧ космической ракеты-носителя (РН), содержащая отсек с двигательной установкой (ДУ), соединенной с обтекателем, внутри которого на платформе посредством адаптера установлена полезная нагрузка, а во внутренней полости платформы подвешен герметичный приборный отсек с системой управления РН и аппаратурой системы измерения РН.
Способ выведения осуществляется следующим образом. После окончания основного участка работы ДУ последней ступени КРН задействуется ДУ ступени выведения, работающая с постоянной тягой до полного выгорания топлива, после чего включается газореактивная система ориентации, установленная в районе сопла ДУ последней ступени. После завершения ориентации последней ступени КА отделяется и продолжает полет по заданной орбите.
Как показал анализ материалов прототипа, ГЧ КРН имеет некоторые недостатки, связанные с конструктивно-компоновочной схемой:
1. В связи с ограниченными энергетическими возможностями ДУ ДС (масса топлива ДУ ГЧ составляет примерно 4…5% от общей массы ГЧ КРН) после окончания работы ДУ последней ступени КРН на участке работы ДУ ГЧ приращение скорости незначительно (1…1,5%), что не позволяет варьировать параметры орбиты (высоту, наклонение и др.). Это положение сохраняется для случая, когда предстоит запустить не один, а несколько малогабаритных КА, т.к. каждый из них будет иметь одну и ту же конечную скорость;
и схемой функционирования прототипа в полете:
1. В случае если КА относится к типу спутников, исследующих земную поверхность, то один КА сможет обеспечить ограниченную зону наблюдения земной поверхности;
2. Для того, чтобы запустить на орбиту несколько разнотипных КА, т.е. имеющие различные целевые назначения, при заданной массе им высоте запуска, потребуется соответствующее количество КРН, что приведет к увеличению финансовых затрат.
Задачей изобретения является обеспечение возможности запуска нескольких однотипных или разнотипных КА с помощью одной ракеты-носителя на собственные орбиты. В нем решаются также технические задачи по созданию более рациональной компоновки ГЧ КРН, повышению ее энергетических возможностей, позволяющих улучшить параметры орбиты (высоту, наклонение и др.), увеличить площадь наблюдения земной поверхности.
Решение поставленной задачи достигается тем, что известная головная часть космической ракеты-носителя (РН), содержащая отсек с двигательной установкой, соединенной с обтекателем, внутри которого на платформе посредством адаптера установлена полезная нагрузка, а во внутренней полости платформы подвешен герметичный приборный отсек с системой управления ракеты-носителя и аппаратурой системы измерения ракеты-носителя, отличается тем, что полезная нагрузка содержит два и более универсальных модуля с собственными двигательными установками (ДУ) с четырьмя «толкающими» и четырьмя радиально расположенными управляющими соплами с рулевыми приводами, с системой управления, электрически связанной с бортовой аппаратурой спутниковой навигации (БАСН), антенны которой установлены по базам I и III и системой измерения и контроля, кроме того, ракета-носитель снабжена собственным БАСН, кроме того, универсальные модули закреплены на центральном основании с помощью пирозамковых устройств.
Устройство поясняется чертежами:
- Фиг. 1 - общий вид ступени выведения КА,
- Фиг. 2, 3 - фрагменты компоновки ступени,
- Фиг. 4 - схема разведения 2-х КА, выводимых одной РН.
Головная часть содержит обтекатель (1), два или три КА (2), каждый из которых снабжен универсальным модулем, состоящим из последовательно расположенных адаптера (3), герметичного приборного отсека (ГПО) с бесплатформенной системой управления (СУ) (4), электрически связанной с бортовой аппаратурой спутниковой навигации (БАСН) (5), отсека (6) с ДУ глубокого регулирования (7), снабженной четырьмя управляющими «толкающими» соплами (8) и четырьмя радиальными соплами (9) и рулевым приводом, аппаратуры системы измерений (СИ), расположенной на внешней поверхности отсека АО (10), КА с универсальными модулями, установленным на центральном основании (11) с помощью пирозамков (12), хвостовая часть (13) которого крепится к отсеку РН, на этой хвостовой части установлена БАСН РН (14)
Данное устройство реализует заявленный способ выведения КА за счет того, что в известном способе, при котором при достижении спада давления в ДУ последней ступени ракеты-носителя (РН) до уровня, близкого к нулю, задействуют ДУ модуля, в процессе работы которой система управления модуля определяет потребное время работы ДУ, обеспечивают приращение кажущейся скорости до первой космической, при достижении спада давления в ДУ до уровня, близкого к нулю, задействуют газореактивную систему ориентации (ГРСО), с помощью которой достигают заданной ориентации КА к моменту его отделения, отделяют КА от последней ступени РН, отличающимся тем, что, при достижении спада давления в ДУ последней ступени РН до уровня, равного 1…2 кг/см2 отстыковывают универсальные модули с КА, включают ДУ этих модулей, обеспечивают набор дополнительной скорости каждого модуля с КА примерно 3,5…4 процента по отношению к первоначальной скорости, при необходимости корректируют угол отклонения вектора тяги модуля и обеспечивают полет так, что модуль КА-1 продолжает полет в плоскости орбиты (15), модуль КА-2 в плоскости орбиты (16), находящихся к базовой плоскости орбиты (17) под углами dFi и -dFi соответственно, при этом точками пересечения указанных плоскостей орбит с плоскостью экватора (18) являются точки (19) и (20) соответственно. Угол dFi определяется по формуле:
за 20…30 секунд до момента отделения КА переключают ДУ модуля на пониженный режим тяги, величина которой снижается в 10…15 раз по сравнению с номинальным значением, прекращают работу «толкающих» управляющих сопел, задействуют радиально расположенные управляющие сопла, обеспечивают управление угловым положением модуля с КА, придают заданную ориентацию КА к моменту его отделения, обеспечивают нулевую тягу ДУ модуля, отделяют КА от модуля, где:
dVДУ - запас характеристической скорости ДУ одного модуля с КА (определяется по формуле Циолковского);
V1 - скорость движения КА по базовой орбите.
Анализ показывает, что величина такого угла составляет 2…2,5 градусов. Если в состав ступени выведения входят два модуля с КА, то суммарный угол между плоскостями орбит за счет маневра в противоположных направлениях составит 4…5 градусов. На поверхности Земли наибольшее расстояние, при этом, составит 470…500 км. Таким образом, можно существенно увеличить площадь обзора (обслуживания) земной поверхности по сравнению с одиночным КА, при запуске одной и той же РН.
Таким образом, предлагаемое изобретение, в котором ГЧ содержит два и более универсальных модуля с собственными двигательными установками с четырьмя «толкающими» и четырьмя радиально расположенными управляющими соплами с рулевыми приводами с системой управления, электрически связанной с бортовой аппаратурой спутниковой навигации, с системой измерения и контроля, при этом РН снабжена собственной БАСН, позволяет решить поставленную задачу, как в части конструкции, так и в части способа и является дальнейшим развитием возможностей существующих КРН, позволяющих с использованием одной ракеты-носителя произвести запуск нескольких малогабаритных КА на собственные околоземные орбиты, что приводит к существенному сокращению финансовых затрат.
Claims (7)
1. Головная часть космической ракеты-носителя, содержащая отсек с твердотопливной установкой, соединенной с обтекателем, внутри которого на платформе посредством адаптера установлена полезная нагрузка, а во внутренней полости платформы подвешен герметичный приборный отсек с системой управления ракеты-носителя и аппаратурой системы измерения ракеты-носителя, отличающаяся тем, что полезная нагрузка содержит два и более универсальных модуля с твердотопливными двигательными установками - ДУ с четырьмя толкающими и четырьмя радиально расположенными управляющими соплами с рулевыми приводами для обеспечения возможности изменения углового положения модуля с космическим аппаратом - КА. система управления модуля выполнена унифицированной, электрически связанной с бортовой аппаратурой спутниковой навигации, при этом каждый модуль обеспечивает возможность набора дополнительной скорости по отношению к первоначальной скорости, одни из модулей с КА обеспечены возможностью полета в одной плоскости орбиты, а другие - возможностью полета в плоскости орбиты, находящейся к базовой плоскости орбиты под расчетным углом.
2. Головная часть космической ракеты-носителя по п. 1, отличающаяся тем, что универсальные модули закреплены на центральном основании с помощью пирозамковых устройств.
3. Способ выведения космического аппарата на орбиту, при котором при достижении спада давления в двигательной установке - ДУ последней ступени ракеты-носителя - РН до уровня, близкого к нулю, задействуют ДУ модуля, в процессе работы которой система управления модуля определяет потребное время работы ДУ, обеспечивают приращение кажущейся скорости до первой космической, при достижении спада давления в ДУ до уровня, близкого к нулю, задействуют газореактивную систему ориентации - ГРСО, с помощью которой достигают заданной ориентации космического аппарата - КА к моменту его отделения, отделяют КА от последней ступени РН, отличающийся тем, что, при достижении спада давления в ДУ последней ступени РН до уровня, равного 1…2 кг/см2 , отстыковывают универсальные модули с КА, включают ДУ этих модулей, обеспечивают набор дополнительной скорости каждого модуля с КА примерно (3,5…4)% по отношению к первоначальной скорости, при необходимости корректируют угол отклонения вектора тяги модуля и обеспечивают полет модуля КА в плоскости, находящейся под углом dFi по отношению к базовой плоскости, определяемым по формуле:
где dVДУ - запас характеристической скорости ДУ одного модуля с КА;
V1 - скорость движения КА по базовой орбите,
за 20…30 с до момента отделения КА переключают ДУ модуля на пониженный режим тяги, величину которой снижают в 10…15 раз по сравнению с номинальным значением, прекращают работу «толкающих» управляющих сопел, задействуют радиально расположенные управляющие сопла, обеспечивают управление угловым положением модуля с КА, придают заданную ориентацию КА к моменту его отделения, обеспечивают нулевую тягу ДУ модуля, отделяют КА от модуля.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018115078A RU2698838C1 (ru) | 2018-04-24 | 2018-04-24 | Головная часть космической ракеты-носителя и способ выведения космических аппаратов |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018115078A RU2698838C1 (ru) | 2018-04-24 | 2018-04-24 | Головная часть космической ракеты-носителя и способ выведения космических аппаратов |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2698838C1 true RU2698838C1 (ru) | 2019-08-30 |
Family
ID=67851715
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2018115078A RU2698838C1 (ru) | 2018-04-24 | 2018-04-24 | Головная часть космической ракеты-носителя и способ выведения космических аппаратов |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2698838C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2751729C1 (ru) * | 2020-10-29 | 2021-07-16 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Способ управления ракетой космического назначения |
RU2776622C1 (ru) * | 2021-12-20 | 2022-07-22 | Игорь Владимирович Догадкин | Способ уничтожения подземной цели ракетой |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5613653A (en) * | 1994-03-22 | 1997-03-25 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Multisatellite distributor for launcher |
RU2428358C1 (ru) * | 2010-01-22 | 2011-09-10 | Федеральное государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МО РФ | Космическая головная часть для группового запуска спутников |
RU2478533C1 (ru) * | 2011-08-04 | 2013-04-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Космическая головная часть |
RU2481247C1 (ru) * | 2011-12-27 | 2013-05-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Способ выведения на орбиту ракеты космического назначения пакетной схемы на участке полета до отделения боковых блоков |
RU2569966C1 (ru) * | 2014-12-01 | 2015-12-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Федеральное космическое агентство | Космическая головная часть |
-
2018
- 2018-04-24 RU RU2018115078A patent/RU2698838C1/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5613653A (en) * | 1994-03-22 | 1997-03-25 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Multisatellite distributor for launcher |
RU2428358C1 (ru) * | 2010-01-22 | 2011-09-10 | Федеральное государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МО РФ | Космическая головная часть для группового запуска спутников |
RU2478533C1 (ru) * | 2011-08-04 | 2013-04-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Космическая головная часть |
RU2481247C1 (ru) * | 2011-12-27 | 2013-05-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Способ выведения на орбиту ракеты космического назначения пакетной схемы на участке полета до отделения боковых блоков |
RU2569966C1 (ru) * | 2014-12-01 | 2015-12-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Федеральное космическое агентство | Космическая головная часть |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
СОЛОМОНОВ Ю. С. и др., Космические ракетные комплексы с твердотопливными ракетами Старт и Старт-1, Москва, Юниверсум, 2000. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2751729C1 (ru) * | 2020-10-29 | 2021-07-16 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Способ управления ракетой космического назначения |
RU2776622C1 (ru) * | 2021-12-20 | 2022-07-22 | Игорь Владимирович Догадкин | Способ уничтожения подземной цели ракетой |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Braun et al. | Design of the ARES Mars airplane and mission architecture | |
US4964340A (en) | Overlapping stage burn for multistage launch vehicles | |
US4901949A (en) | Rocket-powered, air-deployed, lift-assisted booster vehicle for orbital, supraorbital and suborbital flight | |
JP5508017B2 (ja) | 航空力学的および宇宙的飛行を行う飛行機およびそれに関係した操縦方法 | |
US6029928A (en) | Space launch vehicles configured as gliders and towed to launch altitude by conventional aircraft | |
US4884770A (en) | Earth-to-orbit vehicle providing a reusable orbital stage | |
US8955791B2 (en) | First and second stage aircraft coupled in tandem | |
US3929306A (en) | Space vehicle system | |
US20070012820A1 (en) | Reusable upper stage | |
US3289974A (en) | Manned spacecraft with staged re-entry | |
US20020171011A1 (en) | System for the delivery and orbital maintenance of micro satellites and small space-based instruments | |
Christian et al. | Extension of traditional entry, descent, and landing technologies for human Mars exploration | |
RU2698838C1 (ru) | Головная часть космической ракеты-носителя и способ выведения космических аппаратов | |
US9403605B2 (en) | Multiple stage tractor propulsion vehicle | |
Chen et al. | Responsive air launch using F-15 global strike eagle | |
CN103253372A (zh) | 飞碟航天器 | |
RU2619486C2 (ru) | Способ выведения космического аппарата на геостационарную орбиту с помощью электрореактивных двигателей | |
Christian et al. | Sizing of an entry, descent, and landing system for human Mars exploration | |
RU2129508C1 (ru) | Авиационный пусковой комплекс | |
Lee et al. | Preliminary design of the hybrid air-launching rocket for Nanosat | |
Murbach et al. | Options for Returning Payloads from the ISS after the Termination of STS Flights | |
RU2485025C1 (ru) | Двухступенчатая баллистическая многоразовая транспортная космическая система | |
RU2193510C2 (ru) | Орбитальный самолет | |
RU2657113C1 (ru) | Многоразовая воздушно-космическая система (мвкс), атмосферно-авиационная система (аас) и способы функционирования мвкс и аас (варианты) | |
Lindberg et al. | Pegasus air-launched space booster |