способ выведения нескольких объектов в верхнюю атмосферу с помощью неуправляемой ракеты

Формула изобретения

СПОСОБ ВЫВЕДЕНИЯ НЕСКОЛЬКИХ ОБЪЕКТОВ В ВЕРХНЮЮ АТМОСФЕРУ С ПОМОЩЬЮ НЕУПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ,прецессирующей в полете, включающий отделение объектов от ракеты и разведение их в пространстве на заданные расстояния, отличающийся тем, что перед выведением объектов определяют параметры прецессии ракеты - угол и период, объекты отделяют от ракеты с дополнительными расчетными скоростями в заданной последовательности через выбранные промежутки времени в течение одного или нескольких периодов прецессии ракеты при достижении осью ракеты заданных направлений разведения объектов в пространстве.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетной технике, а точнее - к способам выведения в верхнюю атмосферу различных исследовательских объектов с помощью ракет; может быть использовано в геофизических экспериментах, проводимых в верхней атмосфере.

Известен способ, где выводятся в верхнюю атмосферу одной неуправляемой ракетой разнофункциональные объекты, заключающийся в совместной доставке их в расчетный участок траектории, отделении их с последующим разведением на разные траектории полета и заданное расстояние, которое производят путем сложных манипуляций с выводимыми объектами (изменения скоростей вращений, углового положения относительно друг друга), что требует соответствующих устройств и приводит к увеличению затрат на эксперимент.

Существует техническая задача исследований в верхней атмосфере, заключающаяся в том, что необходимо вывести в верхнюю атмосферу генератор искусственных образований (ИО) и несколько устройств для фиксации эффектов воздействия ИО, которые должны находиться в пространстве на разных расстояниях от генератора и друг от друга в момент образования ИО (для исследования потоков частиц ИО в различных участках).

Поставленная задача решается тем, что в известном способе выведения прецессирующей в полете неуправляемой ракетой нескольких объектов в верхнюю атмосферу, включающем отделение объектов от ракеты и разведение их на заданные расстояния, перед выведением объектов определяют параметры прецессии ракеты - угол отклонения оси ракеты от траектории полета и период кругового движения оси ракеты, в полете ракеты, исходя из потребных расстояний разведения объектов в пространстве, отделяют объекты от ракеты с приданием дополнительных расчетных скоростей через выбранные промежутки времени в течение периода прецессии ракеты (при необходимости используя последующие периоды прецессии) при достижении осью ракеты заданных направлений разведения объектов в пространстве.

Таким образом, достигается разведение добъектов в пространстве на различные заданные расстояния друг от друга как по высотам полета, так и по горизонтальным (азимутальным) направлениям.

Технический результат при осуществлении предлагаемого способа выражается в простоте средств и операций для разведения нескольких объектов в пространстве на заданные расстояния при проведении экспериментов в верхней атмосфере с помощью неуправляемой ракеты.

На фиг.1 показана схема реализации эксперимента по данному способу; на фиг.2 - головная часть ракеты МП-12 с объектами выведения в виде устройств, например, для фиксации эффекта воздействия искусственного образования, создаваемого генератором; на фиг.3 - вид А на фиг.1.

В головной части ракеты (фиг.2) размещен генератор 1 ИО, отделяемый от ракеты вместе с носовым обтекателем с помощью пиротехнического механизма 2, а в корпусе головной части установлены друг над другом три устройства 3 для фиксации эффекта воздействия ИО, каждое из которых снабжено пиротехническим механизмом 4 отделения.

Последовательность действий при реализации эксперимента следующая (фиг. 1): I - старт ракеты; II - отделение от ракеты носового обтекателя с генератором; III - отделение от ракеты 1-го устройства; IV - отделение от ракеты 2-го устройства; V - отделение от ракеты 3-го устройства; VI - положение устройств для фиксации и генератора в пространстве перед созданием искусственного образования; VII - создание искусственного образования.

Полет неуправляемой исследовательской ракеты, закручиваемой вокруг своей продольной оси, что необходимо для осреднения технологических погрешностей изготовления и асимметрии тяги двигателя при полете в атмосфере, а также придания гироскопической устойчивости ракете на внеатмосферном участке, характеризуется также наличием прецессии. Прецессия вызывается наличием угла атаки ракеты и различными возмущениями в процессе полета, а также влиянием асимметрий масс-центровочных характеристик различных узлов ракеты. Физически прецессия выражается в том, что полуось ракеты (от центра масс до вершины носового обтекателя) описывает в пространстве конус с вершиной в центре масс. Так, на ракетах МР-12, МР-20 угол полураствора конуса прецессии составляет 10-15^о, а период прецессии (время кругового движения вершины носового обтекателя) - 10-15 с. Более точно конкретные прецессии в каждом пуске определяются конкретными масс-центровочными характеристиками узлов ракеты.

Параметры прецессии ракеты в полете могут быть определены с достаточной точностью расчетным путем, а при необходимости могут быть скорректированы путем искусственного создания асимметрий масс-центровочных характеристик ее отдельных элементов (научной и служебной аппаратуры, механизмов и т.д.).

Зная угол и период прецессии, в результате несложных расчетов можно определить, в какие моменты периода прецессии какие дополнительные скорости нужно придать отделяемым объектам при их отделении от ракеты и какие траектории полета будут у отделяемых объектов, а следовательно, на какие расстояния разойдутся объекты, а по времени отделения - на каких они будут высотах.

Таким образом, задав через временной механизм время срабатывания механизмов отделения объектов, соответствующее моменту периода прецессии, определяющему заданное экспериментом расстояние разведения отделяемых объектов, можно реализовать задачи эксперимента.

Пример конкретного выполнения способа на ракете МР-12.

Перед началом эксперимента, исходя из известных масс-центровочных характеристик конкретной компоновки узлов ракеты, определяют возможные параметры прецессии: угол прецессии оси ракеты (например, 10^о) и период прецессии (10 с), а также задают расстояние разведения в пространстве объектов, отделяемых от ракеты: генератора ИО и устройств для фиксации эффектов воздействия его, при этом необходимо создать ИО на высоте 150 км, а устройства фиксации должны быть удалены от генератора на расстояния: 60, 160 и 260 м.

После старта ракеты на 100-й секунде полета отделяют от ракеты носовой обтекатель с генератором, придавая дополнительную скорость 6 м/с. На 140-й секунде полета отделяют 1-е устройство 3 для фиксации от прецессирующей ракеты вдоль ее продольной оси (направление отклонения оси ракеты для первого отделения объекта безразлично), с дополнительной скоростью 30 м/с, при этом отделенный объект получает направление полета под углом 10^о относительно траектории полета ракеты. Через 3 с отделяют от ракеты 2-е устройство 3 для фиксирования с приданием дополнительной скорости 26 м/с, при этом отделенный объект также получает направление полета под углом 10^о относительно траектории полета ракеты, но уже в другом направлении по азимуту, чем 1-й, за счет другого положения оси ракеты в конусе прецессии. Затем еще через 3 с отделяют от ракеты 3-е устройство 3 для фиксации с приданием дополнительной скорости 16 м/с, при этом отделенный объект получает направление полета под углом 10^о в направлении, отличном от первых двух. Таким образом, в течение времени периода прецессии проведено отделение трех объектов в разные стороны (примерно под 120^о друг от друга) с разными дополнительными скоростями. Далее через 4 с (на 150 секунде полета) расположение объектов в пространстве будет следующим: генератор удален от ракеты на расстояние 6 м/с х 50 с = 330 м, посланные вдогонку ему объекты находятся на удалении от ракеты: 1-й на 30-6 м/с х 150-140 с =240 м; 2-й на 26-6 м/с х 150-143 с = 140 м; 3-й на 16-6 м/с х 150-140 с = 40 м, т.е. от генератора объекты будут удалены: 1-й 300-240 м = 60; 2-й на 300-140 м = 160 м; 3-й на 300-40 м = 260 м. Друг от друга объекты при виде сверху (фиг. 3) в этот момент будут удалены примерно на равные угловые величины ( 120^о) относительно ракеты, а расстояние объектов от ракеты составляет: 1-го 240 м х sin 10^о = 40 м; 2-го - 140 м х sin 10^о = 15 м; 3-го - 40 м х sin 10^о = 7 м.

В этот момент (150 м полета) создают генератором искусственное образование, которое воздействует на устройства для фиксирования, находящееся на разных расстояниях и в различных участках потока частиц искусственного образования.

При необходимости использовать другие циклы прецессии ракеты в полете и, выбирая моменты времени отделения объектов, получать заданные расстояния разведения отдельных объектов в пространстве на заданных высотах.

По сравнению с прототипом заявляемое изобретение позволяет значительно упростить реализацию задач экспериментов, связанных с выведением нескольких объектов в атмосферу, и тем самым сократить расходы на проведение таких экспериментов.