Головная часть космической ракеты-носителя и способ выведения космических аппаратов Российский патент 2019 года по МПК F42B15/01 B64G1/24 

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 dF_i и -dF_i соответственно, при этом точками пересечения указанных плоскостей орбит с плоскостью экватора (18) являются точки (19) и (20) соответственно. Угол dF_i 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:

dV_ДУ - 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.

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.

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 dF_i по отношению к базовой плоскости, определяемым по формуле:

,

где dV_ДУ - 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.