SU1819804A1

SU1819804A1 - Method of control of launch vehicles of wrap-around arrangement by pitching and yawing axes

Info

Publication number: SU1819804A1
Application number: SU914915424A
Authority: SU
Inventors: Yurij A Smirnov; Vladimir F Reentovich
Original assignee: Yurij A Smirnov; Vladimir F Reentovich
Priority date: 1991-02-28
Filing date: 1991-02-28
Publication date: 1993-06-07

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для создания управляющих моментов для управления ракет, в особенности ракетносителей (PH), собранных в пакет.The invention relates to rocket and space technology and can be used to create control moments for controlling rockets, especially rocket launchers (PH), assembled in a package.

В качестве маршевых и управляющих двигателей современных ракет используют ракетные двигатели. Основная движущая сила ракет - тяга ракетного двигателя создается за счет сгорания топлива в камере сгорания и выброса продуктов сгорания через сопло.As marching and control engines of modern rockets, rocket engines are used. The main driving force of rockets - the thrust of a rocket engine is created due to the combustion of fuel in the combustion chamber and the emission of combustion products through the nozzle.

Цель изобретения - увеличение веса выводимой PH полезной нагрузки и повышение надежности выведения.The purpose of the invention is to increase the weight of the output PH of the payload and increase the reliability of elimination.

Сущность изобретения состоит в том, что основную управляющую силу, позволяющую целенаправленно изменять траекторию полета PH, создают маршевые ДУ, жестко закрепленные в боковых ракетных блоках, вследствие чего устраняется такой недостаток, как перекос тяги й, следовательно, увеличиваются тяговооруженность, а, значит, и масса выводимого полезного груза. При этом управления Рн по осям тангажа и рыскания целенаправленно создают благодаря тому, что боковые ракетные блоки перемещают по периметру Рн и параллельно ее продольной оси на одну сторону Рн по силовым поясам (синхронно по ВСП и НСП) в соответствии с командами от системы управления. Эффективное управление по вращению осуществляют известными традиционными способами.The essence of the invention lies in the fact that the main control force, which allows you to purposefully change the flight path PH, is created by marching remote control rigidly fixed in the side rocket blocks, as a result of which such a disadvantage as a skew thrust is eliminated, therefore, the thrust ratio, and, therefore, mass of payload. At the same time, the control of Rn along the axes of pitch and yaw is purposefully created due to the fact that the lateral rocket blocks are moved along the perimeter of Rn and parallel to its longitudinal axis to one side of Rn along power belts (synchronously along the VSP and NSP) in accordance with commands from the control system. Effective rotation control is carried out by known conventional methods.

Предлагаемое изобретение позволяет повысить надежность задачи выведения за счет эффективного использования боковых ракетных блоков Рн при возникновении аварийных нештатных ситуаций (НШС) и расширить, варьируя количеством БРБ, диапазон веса выводимого Рн полезного груза.The present invention improves the reliability of the elimination task due to the effective use of side rocket blocks RN in the event of emergency situations (NS) and to expand, varying the number of ballistic missiles, the weight range of the RN payload.

Проведенный патентный поиск показал, что введенные действия, будучи известными, в такой совокупности не применялись, придают Рн новое качество управления и достигают положительного эффекта - увеличивают вес выводимой по1819804 А1 лезной нагрузки вследствие устранения перекоса тяги, получают возможность расширить его диапазон, повышают надежность и живучесть Рн. Поэтому решение может быть признано обладающим существенными отличиями.The patent search showed that the introduced actions, being known, were not applied in such a combination, give Rn a new quality of control and achieve a positive effect - they increase the weight of the applied load due to elimination of skew distortion, are able to expand its range, increase reliability and survivability PH Therefore, a solution can be recognized as having significant differences.

Конечно, отмеченные качества управления Рн приобретает при достаточно совершенном бортовом вычислительном комплексе, включенном в логику работы системы управления.Of course, the acquired control qualities of the Rn are acquired with a fairly perfect on-board computer system included in the logic of the control system.

Рассмотрим подробное описание способа управления по осям тангажа и рыскания ракет-носителей пакетной схемы на примере его возможной реализации. Способ поясняется фиг. 1 и 2.Let us consider a detailed description of the control method along the axes of pitch and yaw of launch vehicles of the packet scheme using an example of its possible implementation. The method is illustrated in FIG. 1 and 2.

Ракета-носитель, где реализуют предлагаемый способ, содержит (см. фиг. 1) центральный блок 1, боковые ракетные блоки 2, ВСП 3 и НСП 4 шестеренчатого типа, причем В СП 3 имеет силовой желоб 5. по которому перемещают водило 6, связывающее боковые ракетные блоки 2 с центральным 1. причем боковые ракетные блоки 2 по силовым поясам 3 и 4 перемещают по периметру Рн и параллельно ее продольной оси на одну сторону Рн с помощью механизма поворота 7 по командам от системы управления.The launch vehicle, which implements the proposed method, contains (see Fig. 1) a central unit 1, side rocket units 2, VSP 3 and gear NSP 4, moreover, SP 3 has a power chute 5. on which carrier 6 is moved, connecting side rocket blocks 2 with a central 1. moreover, the side rocket blocks 2 along power belts 3 and 4 are moved along the perimeter of Rn and parallel to its longitudinal axis to one side of Rn using the rotation mechanism 7 on commands from the control system.

Ракета-носитель, где реализуют предлагаемый способ, функционирует следующим образом.The launch vehicle, where they implement the proposed method, operates as follows.

При старте сначала запускают маршевые ДУ боковых ракетных блоков 2, затем ДУ центрального блока 1. В случае отказа любой из двигательных установок происходит автоматическое выключение всех ДУ.At start, the marching remote control of the side rocket blocks 2 is launched first, then the remote control of the central block 1. In the event of failure of any of the propulsion systems, all remote control switches off automatically.

В полете для управления движением ракеты на участке выведения СУ выдает команды в соответствующие механизмы поворота 7 боковых ракетных блоков2. В соответствии с этими командными сигналами (см. фиг. 2: виде хвоста; управление по углам тангажа, рыскания) силовые органы управления, исполняющие.волю” как автомата стабилизации, так и системы наведения, перемещают боковые ракетные блоки 2 по силовым поясам 3 и 4 по периметру Рн и параллельно ее продольной оей на одну сторону Рн, Силовой направляющий желоб 5 и перемещающееся по нему водило 6, воспринимают как осевую силу, так и обеспечивают кинематическую неизменяемость пакета, воспринимая также поперечные нагрузки совместно с ВСП 3 и НСП 4.In flight, to control the movement of the rocket at the launch site, the SU issues commands to the corresponding turning mechanisms of 7 side rocket blocks2. In accordance with these command signals (see Fig. 2: tail view; pitch and yaw control), power control units that execute the “wave” of both the stabilization machine and the guidance system move the side rocket blocks 2 along the power belts 3 and 4 along the perimeter of Rn and parallel to its longitudinal axis on one side of Rn, the Power guiding trough 5 and carrier 6 moving along it, perceive both axial force and provide kinematic immutability of the packet, also taking transverse loads together with VSP 3 and NSP 4.

При возникновении нештатных ситуаций ДУ любого БРБ 2 выключают, возмущения компенсируют соответствующим раствором оставшихся БРБ 2. Топливные компоненты БРБ 2, где произошла нештатная ситуация, вырабатывают для нужд ДУ центрального 1 и боковых ракетных блоков 2 до полного израсходования запаса топлива.In the event of an emergency, the remote control of any BRD 2 is turned off, the disturbances are compensated by the appropriate solution of the remaining BRD 2. The fuel components of the BRD 2, where an emergency occurred, are developed for the needs of the remote control of the central 1 and side missile units 2 until the fuel reserve is exhausted.

Для отделения БРБ 2, ставшего бесполезной пассивной массой, ДУ всех блоков переводят на режим’ пониженной тяги, разрывают пирозарядами водило 6, запускают пороховые двигатели увода. В результате возникает реактивная сила, достаточная, чтобы отделяемый БРБ 2 сошел с шестеренчатых силовых поясов 3 и 4 и был полностью отведен на безопасное расстояние.To separate the BRB 2, which has become a useless passive mass, the control units of all units are switched to the ’reduced traction mode, they are driven off with droplets of droplets 6, and the powder propulsion engines are started. The result is a reactive force sufficient to detachable BRB 2 came off the gear power belts 3 and 4 and was completely withdrawn to a safe distance.

Таким образом технико-экономический эффект от использования изобретения определяется значительным увеличением веса ’ выводимой РН полезной нагрузки, возможностью расширить его диапазон и существенным повышением надежности . выведения КА в целом, при выполнении РН тех же функций, что и прототип.Thus, the technical and economic effect of the use of the invention is determined by a significant increase in the weight of the displayed payload, the ability to expand its range and a significant increase in reliability. the launch of the spacecraft as a whole, when the launch vehicle has the same functions as the prototype.

Claims

Claim

The control method of the launch vehicles of the packet scheme along the axes of pitch and yaw, based on the creation of a control reactive force due to the difference in traction relative to the center of mass of the launch vehicle, characterized in that. that, in order to increase the weight of the output payload and increase the reliability of the launch, the difference in thrusts is created by moving the side rocket blocks along the perimeter of the launch vehicle and parallel to its longitudinal axis on one side of the launch vehicle according to the corresponding control system commands.

Figure 1

Tanga #