СПОСОБ СПУСКА ОТДЕЛЯЮЩЕЙСЯ ЧАСТИ СТУПЕНИ РАКЕТЫ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ Российский патент 2014 года по МПК B64G1/24 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к способам спуска отделяющихся частей (04) ракет космического назначения (РКП) с орбит полезных нагрузок.

Известен «Способ спуска ускорителя ракеты космического назначения в посадочную зону и устройство для его осуществления» по патенту RU №2043954 МПК B64G 1/24, В64С 17/00. По данному способу осуществляется стабилизация, прицеливание и управляемый спуск 04 в ограниченный район с использованием аэродинамических сил.

Устройство спуска ускорителя РКН в посадочную зону содержит аэродинамические рули и электрогидромеханические приводы, связанные с радиолокатором, установленным на борту ускорителя первой ступени, с возможностью действия пропорционально величине рассогласования расчетной точки падения и положения радиомаяка.

Применение данного способа и устройства для его осуществления вызывает ряд проблем, в том числе:

- сложность установки аэродинамических рулей и их приводов;

- значительные время и средства, требующиеся для отработки такой системы.

Наиболее близким к предлагаемому способу и устройству для его осуществления является изобретение «Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления» по патенту RU №2414391 МПК B64G 1/24, В64С 17/00, по которому осуществляется стабилизация, ориентация и управляемое движение ОЧ за счет энергетики, заключенной в невыработанных остатках компонентов жидкого топлива на основе их газификации и подачи в газовую ракетную двигательную установку спуска (ГРД). Управление движением ОЧ осуществляют отклонениями поворотных камер ГРД с обеспечением минимального угла атаки при входе ОЧ ступени РКН в плотные слои атмосферы и закручивают ОЧ вокруг ее продольной оси.

ОЧ ступени РКН на жидких компонентах топлива, включающая в свой состав систему управления и навигации, систему газификации, двигательную установку спуска, на верхнем днище топливного отсека установлены четыре камеры, каждая из которых оснащена приводом. Система газификации имеет автономный газогенератор с мембранной системой подачи компонентов топлива. Возбудители акустических колебаний размещены на штуцерах ввода теплоносителя в топливные баки.

Указанный выше способ и устройство для его осуществления обладают следующими недостатками:

- при спуске орбитальных ОЧ с орбит выведения космических аппаратов (КА) происходит разрушение ОЧ;

- разброс несгоревших и долетевших до Земли фрагментов ОЧ достигает значительных площадей.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является минимизация площадей районов падения фрагментов ОЧ ступени РКН, повышение экологической безопасности ракетно-космической деятельности.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе спуска ОЧ ступени РКН, основанном на ориентации, стабилизации и управляемом движении ОЧ ступени РКН за счет энергетики, заключенной в невыработанных остатках компонентов жидкого топлива в баках ОЧ на основе их газификации и подачи в поворотные камеры ГРД, при этом управление движением центра масс и вокруг центра масс ОЧ осуществляют отклонениями поворотных камер ГРД с помощью приложения импульса скорости, согласно заявляемому изобретению осуществляют членение конструкции ОЧ по месту соединения маршевой двигательной установки (ДУ) с остальными отсеками ОЧ с помощью направленного взрыва. Импульс скорости, прикладываемый к центру масс ОЧ ступени РКН, рассчитывают из условия спуска маршевой ДУ в заданную точку прицеливания на поверхности Земли, по формуле:

, где

r_π - радиус перигея орбиты спуска маршевой двигательной установки ОЧ,

r_α - радиус апогея орбиты спуска маршевой двигательной установки ОЧ,

µ - гравитационная постоянная Земли 3,986·10⁵ км³/с².

В части устройства указанный технический результат достигается тем, что ОЧ ступени РКН на жидких компонентах ракетного топлива, включающая в свой состав топливный отсек, силовой отсек, на верхнем днище которого установлены поворотные камеры ГРД, а на нижнем днище установлена маршевая ДУ, согласно заявляемому изобретению, по периметру стыка маршевой ДУ и остальными отсеками ОЧ ступени РКН размещен удлиненный кумулятивный заряд, соединенный электрической связью через коммутирующее устройство с источником питания.

Сущность заявляемого технического решения поясняется чертежами, где на фиг.1. схематично изображена ОЧ ступени РКН, на фиг.2. - траектория спуска ОЧ на поверхность Земли.

Устройство, для реализации предлагаемого способа, включает топливный отсек 1, силовой отсек 2, на верхнем днище 3 силового отсека 2 установлены поворотные камеры газового ракетного двигателя (ГРД) 4, а на нижнем днище 5 силового отсека 2 установлена маршевая ДУ 6. Дополнительно, по периметру стыка маршевой ДУ и остальными отсеками ОЧ ступени РКН размещен удлиненный кумулятивный заряд (УКЗ) 7, соединенный электрической связью через коммутирующее устройство с источником питания. УКЗ 7 предназначен для осуществления механического разрыва всех связей между маршевой ДУ 6 и остальными отсеками ОЧ ступени РКН (Удлиненный заряд. Советская военная энциклопедия / Под ред. Гречко А.А. - М.: Воениздат, 1976. - Т.8. - 690 с.).

Способ спуска ОЧ ступени РКН осуществляется следующим образом.

Осуществляют ориентацию и стабилизацию ОЧ ступени РКН.

Управление движением центра масс и вокруг центра масс ОЧ осуществляют отклонениями поворотных камер ГРД за счет энергетики, заключенной в невыработанных остатках компонентов жидкого топлива на основе их газификации и подачи в поворотные камеры ГРД 4.

В момент времени t, с помощью поворотных камер ГРД 4, к центру масс ОЧ ступени РКН прикладывают импульс скорости AV.

Включают источник питания (после приложения импульса скорости) и подают напряжение на УКЗ 7, в результате чего происходит направленный взрыв, обеспечивающий членение конструкции ОЧ по месту расположения УКЗ на фрагменты: ДУ и остальные отсеки ОЧ ступени РКН (топливный отсек, силовой отсек).

Членение конструкции ОЧ на фрагменты приводит к увеличению площади соприкосновения с набегающим аэродинамическим потоком и, соответственно, к увеличению конвективных тепловых потоков.

Величину импульса ДГ определяют из условия спуска отсека ДУ в заданную точку прицеливания 8 на поверхности Земли, при движении ОЧ по траектории спуска на внеатмосферном 9 и атмосферном 10 участках. На фиг.2 позиция 11 означает границу внеатмосферного участка.

V_кр - круговая скорость орбиты спуска ОЧ,

V_α - апогейная скорость орбиты спуска ОЧ.

V_кр и V_α определяются по формулам:

µ - гравитационная постоянная Земли 3,986·10⁵ км³/с²,

r₀ - радиус круговой орбиты ОЧ, в рассматриваемом случае равен r_α

α - большая полуось орбиты спуска отделяющейся части,

r_α - радиус апогея орбиты спуска маршевой двигательной установки ОЧ.

Преобразуя выражение (1) с учетом (2), (3), получим

r_π - радиус перигея орбиты спуска маршевой двигательной установки ОЧ,

r_α - радиус апогея орбиты спуска маршевой двигательной установки ОЧ,

µ - гравитационная постоянная Земли 3,986·10⁵ км³/с².

r_π - выбирают из условия спуска ОЧ в заданную точку прицеливания (υ - угол истинной аномалии) 8, как пересечение орбиты спуска 9 и 10 с поверхностью Земли.

На внеатмосферном участке движения 9 по траектории спуска разделенные фрагменты ОЧ будут двигаться как одна цель, а при движении на атмосферном участке 10 параметры их движения будут существенно различаться за счет различных аэродинамических коэффициентов, моментно-центровочных и массовых характеристик.

Например, при спуске ОЧ ступени РКН с круговой орбиты 200 км по орбите с параметрами r_α=6571 км, r_π=6000 км. в соответствии с предложенным расчетом, ΔV~180 м/с, что соответствует углу истинной аномалии точки падения двигателя υ~200°.

Членение конструкции ОЧ ступени РКН на фрагменты: ДУ и остальные отсеки ОЧ приводит к:

- значительному сокращению района падения ОЧ ступени РКН.

- увеличению площади соприкосновения с набегающим аэродинамическим потоком и, соответственно, к увеличению конвективных тепловых потоков;

- обеспечению оперативного и безопасного увода ОЧ ступени РКН с орбиты, тем самым повышению экологической безопасности ракетно-космической деятельности;

- повышению вероятности сгорания в атмосфере топливного отсека;

- повышению достоверности и точности прогноза точки падения отсека ДУ (двигатель, турбонасосный агрегат), имеющей практически мало изменяющиеся аэродинамические характеристики.

Предлагаемое изобретение позволяет обеспечить оперативный и безопасный спуск ОЧ ступени РКН с орбиты, тем самым повысить экологическую безопасность ракетно-космической деятельности.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для спуска отделяющихся частей (ОЧ) ракет космического назначения (РКН) с орбит полезных нагрузок. ОЧ РКН содержит топливный отсек, силовой отсек с днищами. На верхнем днище установлены поворотные камеры газового ракетного двигателя, на нижнем - маршевая двигательная установка (МДУ) с удлиненным зарядом, соединенным электрической связью через коммутирующее устройство с источником питания. ОЧ РКН ориентируют и стабилизируют за счет энергетики газифицированных остатков компонентов жидкого топлива, прикладывают импульс скорости, зависящий от радиусов апогея и перигея орбиты спуска МДУ ОЧ. Изобретение позволяет уменьшить площадь района падения фрагментов ОЧ ступени РКН. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения, основанный на ориентации, стабилизации и управляемом движении отделяющейся части за счет энергетики, заключенной в невыработанных остатках компонентов жидкого топлива в баках отделяющейся части на основе их газификации и подачи в газовую ракетную двигательную установку спуска, при этом управление движением центра масс и вокруг центра масс отделяющейся части осуществляют отклонениями поворотных камер газовой реактивной двигательной установки с помощью приложения импульса скорости, отличающийся тем, что после приложения импульса скорости осуществляют членение конструкции отделяющейся части, по месту соединения маршевой двигательной установки с остальными отсеками отделяющейся части, с помощью направленного взрыва.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что импульс скорости, прикладываемый к центру масс отделяющейся части ступени ракеты космического назначения, рассчитывают из условия спуска отсека маршевой двигательной установки в заданную точку прицеливания на поверхности Земли по формуле:
,
где
µ - гравитационная постоянная Земли ,
r_α, r_π - соответственно радиусы апогея и перигея орбиты спуска маршевой двигательной установки отделяющейся части.

3. Отделяющаяся часть ступени ракеты космического назначения на жидких компонентах ракетного топлива, включающая в свой состав топливный отсек, силовой отсек, на верхнем днище которого установлены поворотные камеры газового ракетного двигателя, а на нижнем днище установлена маршевая двигательная установка, отличающаяся тем, что на нижнем днище силового отсека размещен удлиненный кумулятивный заряд, соединенный электрической связью через коммутирующее устройство с источником питания.