способ спуска ускорителя ракеты космического назначения в посадочную зону и устройство для его осуществления

Формула изобретения

1. Способ спуска ускорителя ракеты космического назначения в посадочную зону, включающий этапы стабилизации, прицеливания и управляемого спуска с использованием аэродинамических сил, отличающийся тем, что отделяют ускоритель первой ступени вместе с панелями хвостового отсека второй ступени, на этапе стабилизации при достижении скоростных напоров 40 кг/м² тормозят и стабилизируют ускоритель первой ступени двигателем вперед симметричным относительно продольной оси ракеты попарно синхронным поворотом переднерасположенных аэродинамических рулей хвостового отсека второй ступени, на этапе прицеливания включают на борту радиолокатор и с помощью бортовой цифровой вычислительной машины определяют рассогласование по боку и дальности между расчетной точкой падения и расположением радиомаяка и с помощью электрогидромеханических приводов управляют положением аэродинамических рулей по тангажу и рысканью в зависимости от величины рассогласования.

2. Устройство для спуска ускорителя ракеты в посадочную зону, содержащее аэродинамические рули и электрогидромеханические приводы, отличающееся тем, что аэродинамические рули выполнены цельноповоротными и смонтированы на панелях хвостового отсека второй ступени, расположенных со смещением относительно боковых блоков первой ступени на пол-угла-шага и выполненных за одно целое с ускорителем первой ступени, и кинематически связаны с возможностью действия попарно синхронно симметрично продольной оси ракеты, а электрогидромеханические приводы связаны с радиолокатором с возможностью действия пропорционально величине рассогласования расчетной точки падения и положения радиомаяка.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для приведения отработавшего ускорителя первой ступени РКН "Протон-М" в ограниченный район падения для уменьшения воздействия РКН на экологическое состояние района эксплуатации.

Известны способы управления с использованием аэродинамических сил, действующих вдоль или поперек продольной оси ускорителя РКН и соответственно им несколько типов исполнительных органов [1]

Известен, взятый за прототип, способ спуска летательного аппарата космического назначения в посадочную зону, включающий этапы стабилизации, прицеливания и управляемого с использованием аэродинамических сил спуска в посадочную зону, применяемый на космических аппаратах "Восток", "Восход", "Союз", "Бор", "Спираль" и других [2]

Известен вариант управления аэродинамическими поверхностями по принципу тормозных интерцепторов [3] т.е. при помощи аэродинамических сил, действующих параллельно продольной оси ускорителя.

Данный способ управления спуском требует установки мощных гидроэлектромеханических приводов для поворота и удержания тормозных плоскостей. При этом главным недостатком является то, что плечо аэродинамических сил относительно центра тяжести (ЦТ) составляет не более 2,5 м т.е. в 5.6 раз меньше, чем в случае управления аэродинамическими силами в поперечной плоскости. Указанные отрицательные стороны работы таких исполнительных органов обусловливают низкую эффективность их использования на РКН.

Известен также вариант управления работающим ускорителем аэродинамическими силами в поперечной плоскости, реализованный в устройстве РН "Сатурн" (США) [4] и во взятом за прототип устройстве РН "V-2" (Германия) [5] при расположении аэродинамических рулей на хвостовой части ускорителя первой ступени.

Здесь малое плечо воздействия аэродинамических сил относительно ЦТ сухого ускорителя существенно (почти в шесть раз) ухудшает процесс стабилизации ускорителя при его вхождении в атмосферу и по этой причине управляемость ускорителя при больших скоростных напорах не эффективна, начиная с высоты около 25 км. Увеличение же площади аэродинамических рулей увеличивает массу ускорителя (более 6 раз) и эксплуатационные характеристики ракеты.

Целью изобретения является повышение точности приземления РКН на ограниченную площадь (для уменьшения размеров зон падения ускорителя РКН с гибкой системой управления) при минимальных весовых затратах.

Это достигается тем, что в способе спуска ускорителя ракеты космического назначения в посадочную зону с использованием аэродинамических сил, включающем этапы стабилизации, прицеливания и управляемого спуска, отделяют ускоритель первой ступени вместе с панелями хвостового отсека второй ступени, на этапе стабилизации при достижении скоростных напоров 48 кг/м² (на высоте около 36 км) тормозят и стабилизируют ускоритель первой ступени двигателем вперед симметричным относительно продольной оси РКН попарно синхронным поворотом переднерасположенных аэродинамических рулей хвостового отсека второй ступени, на этапе прицеливания в зоне падения ускорителя включают радиомаяк, а затем с помощью БЦВМ определяют рассогласование по боку и дальности между расчетной точкой падения и расположением радиомаяка и с помощью электрогидромеханических приводов управляют положением стабилизаторов по тангажу и рысканью в зависимости от величины рассогласования.

Указанная цель достигается также тем, что в устройстве спуска ускорителя РКН в посадочную зону, содержащем аэродинамические рули и электрогидромеханические приводы, аэродинамические рули выполнены цельноповоротными и смонтированы на панелях хвостового отсека второй ступени, расположенных со смещением относительно боковых блоков первой ступени на полуглашага и выполненных за одно целое с ускорителем первой ступени и кинематически связаны с возможностью действия попарно синхронно симметрично продольной оси РКН, а электрогидромеханические приводы, связаны с бортовым радиолокатором или головкой самонаведения с возможностью действия пропорционально величине рассогласования расчетной точки падения и положения радиомаяка.

Предлагаемый способ иллюстрируется схемой полета фиг. 1.

Способ спуска ускорителя РКН в посадочную зону с использованием аэродинамических сил, действующих как вдоль, так и поперек оси ускорителя, включает этапы стабилизации, прицеливания и управляемого спуска.

Особенности предлагаемого способа заключаются в том, что для повышения точности приземления на ограниченную площадь, после окончания активного участка 1 выведения ускорителя первой ступени осуществляют его отделение 2 вместе с хвостовым отсеком второй ступени. При входе в атмосферу, на этапе стабилизации (на высоте около 36 км) в зоне 3 достижения скоростного напора 40 кг/м² тормозят и стабилизируют ускоритель 4 первой ступени двигателем вперед симметричным относительно продольной оси РКН попарно синхронным поворотом аэродинамических рулей, хвостового отсека второй ступени, действующих вдоль оси ускорителя.

На этапе прицеливания 5 в зоне падения 6 ускорителя включают радиомаяк 7, а затем с помощью БЦВМ определяют (рассчитывают) рассогласование по боку и дальности между расчетной точкой падения 8 и расположением радиомаяка 7 и на участке падения 9 с помощью электрогидромеханических приводов управляют положением аэродинамических рулей по тангажу и рысканью в зависимости от величины рассогласования, аэродинамическими силами в поперечной плоскости, исходя при этом из того, что необходимо выбрать предельную ошибку разброса ускорителя первой ступени при падении, площадь которой имеет форму эллипса с полуосями около 16 и 8 км.

На фиг. 1 для сравнения показаны зона падения 6 без применения предлагаемого способа и зона падения 10 по предложенному способу.

На фиг. 2-4 изображено устройство, общий вид; на фиг. 5 узлы и фрагмент блок схемы СУ.

Хвостовой отсек 11 (фиг. 2) ДУ второй ступени выполнен вместе с отработавшим ускорителем первой ступени 12 как единое целое. Панели 13 хвостового отсека 11 ДУ второй ступени закомпонованы с исполнительными органами шестью аэродинамическими рулями 14. Они расположены в передней части двигательного отсека второй ступени, который разделяется со своей ступенью по направляющим и уводится вместе с ускорителем первой ступени. Аэродинамические рули 14 расположены относительно подвесных баков "Г" 15 первой ступени со смещением на 30^о. При выведении орбитального груза плоскости аэродинамических рулей расположены по потоку (положение 16).

Примерно через 30.40 с после отделения отработавшего ускорителя первой ступени от второй, плоскости рулей устанавливаются в крайне повернутом положении (60^о) положение 17, при этом три плоскости аэродинамических рулей поворачиваются в одну сторону и три плоскости в противоположную, соблюдая симметрично продольной оси ускорителя. В таком положении они при входе в верхние слои атмосферы работают как тормозные щитки, способствуют быстрой стабилизации ускорителя 12 в процессе поворота и пассивного полета двигателями 18 вперед.

На высотах около 30 км аэродинамические рули 14 устанавливаются вдоль потока 16 и в соответствии с полученной информацией (сопоставления сигналов маяка 7, установленного в зоне падения 6, и анализа расчетной ошибки места приземления 10 от места 19 расположения маяка). При помощи изменения угла 20 установки рулей, изменяющих угол атаки соответствующих оперений, создается аэродинамическая сила управления на плече 21 от ЦТ 22 не менее половины длины ступени (пятнадцати метров для РН "Протон").

Каждая плоскость аэродинамического руля 14 имеет площадь около 7% площади миделя (1,5 кв. м. для РН "Протон") и смонтирована с возможностью вращения вокруг оси 23 на угол (20) плюс-минус 60о относительно продольной оси 24 ускорителя. Ось вращения 25 проходит на расстоянии 50% хорды оперения, которое имеет правильную форму трапеции с размахом около 20% диаметра миделя (1,5 м для РН "Протон").

На фиг. 2 приведены основные геометрические соотношения отделяемого ускорителя первой ступени с двигательным отсеком второй ступени, на котором установлены аэродинамические рули.

Ось вращения 25 руля, которая является продолжением лонжерона 26, крепится на двух опорах 27 и 28 с подшипниками 29 и 30 игольного типа. Усилия на опорах 27 и 29, действующих от аэродинамических сил на рули 14, воспринимаются корневой 28 опорой и крайней опорой 27. Усилие на корневой опоре 28 передается силовой коробке 31, установленной с внешней стороны 32 (в шести местах) передней зоны отсека ДУ второй ступени.

При этом усиливается обшивка 33, стрингеры и шпангоуты этой зоны отсека, особенно в местах установки силовых коробок 31 и опорных узлов для крайней опоры 27 руля 14.

При помощи электрогидромеханического привода 34, который связан качалкой 35, установленной на оси оперения, производится автономный поворот каждого аэродинамического руля по сигналам СУ.

Каждый привод 34 обеспечивает усилие на качалку 35 руля ориентировочно до 8 т. Все приводы (их 6 шт.) работают автономно от аккумуляторов 36 давления баллонного типа (от 3 до 6 шт.), закольцованных между собой с начальным давлением примерно 200.250 атм.

Для управления золотниковой системой 37 привода при помощи электрических сигналов необходимая электроэнергия обеспечивается имеющимися БХБ 38 на борту ускорителя первой ступени.

Управление приведением ускорителя первой ступени на ограниченную площадь падения осуществляется следующим способом.

Угол атаки (фиг. 2) ускорителя первой ступени в момент разделения ступеней примерно равен 0^о, в то время как устойчивое равновесие достигается при угле атаки 180^о. От любых возмущений после разделения ускоритель 12 начинает вращаться по тангажу и рысканию, стремясь занять устойчивое положение. По данным моделирования угловая скорость достигает 65^оС.

Такое вращение длится около 160 с до момента входа в плотные слои атмосферы (q около 600 кг/м², Н около 30 км), где за счет статической устойчивости вращение переходит в колебания относительно балансировочного положения. Управление рулями 14 в режиме демпфирования позволяет достаточно быстро погасить эти колебания, т.е. обеспечить малые углы между продольной осью и вектором скорости. Согласно предварительным исходным данным, эффективность рулей 14 достаточна для вывода ускорителя на угол атаки в диапазоне 180 плюс-минус 30^о. Траекторные расчеты показывают, что при устойчивом управляемом полете с высоты около 36 км и с истинным углом атаки 180 плюс-минус 25^о точка падения может быть отклонена на величину (дельта) плюс-минус 4 км. Это и определяет предельные маневренные возможности на нисходящем участке траектории.

Работа устройства системы наведения.

Для обеспечения управляемого полета необходимо (помимо угловой стабилизации) определять на борту координаты ускорителя относительно прицельной точки падения 10. Использование для этого традиционной инерционной гидросистемы исключается из-за недопустимо больших углов и угловых скоростей изделия, возникающих после разделения, а известной бесплатформенной инерциальной системе нужны очень точные (дорогие) измерительные приборы и БЦВМ.

Предложено использование перспективной по весу и стоимости радиолокационной системы, состоящей из неподвижной пассивной головки самонаведения или радиолокатора 40 на борту ускорителя и активного радиомаяка 7 в посадочной зоне с полусферической диаграммой направленности, которая и применена в предлагаемом способе устройстве. В головке самонаведения (радиолокаторе) 40 осуществляется электронное сканирование в двух ортогональных плоскостях для определения углов между продольной осью 24 ступени и направлением 41 на радиомаяк. Начальная точность оценки этих углов должна быть порядка 0,5^о.

В канале крена должно быть обеспечено только демпфирование, т.е. допускается медленный разворот ускорителя по углу крена в процессе наведения.

Устройство имеет следующий приборный состав (без учета резервирования):

для системы угловой стабилизации 42:

три датчика угловых скоростей 43 (ДУС типа БДГ-36) по одному в каждом канале,

может потребоваться два акселерометра 44 для стабилизации по тангажу и рысканию, необходимость в которых определяется позднее при анализе уточненных аэродинамических характеристик с учетом допусков;

для системы наведения 45:

неподвижный радиолокатор или пассивная головка самонаведения 40 с достаточно широкой диаграммой направленности и аппаратура 46 обработки сигнала и выработки рассогласования по направлению движения. Для обеих систем требуется простое бортовое вычислительное устройство 47. Общий вес дополнительной аппаратуры примерно 30.40 кг.

Термическая система управления ракетой по предлагаемому способу уменьшит разброс параметров траектории пассивного полета отработавшего ускорителя первой ступени на высотах входа его в плотные слои атмосферы (Н около 36 км).

В связи с этим можно ожидать, что на участке полета от Н около 35 км до земли (Н= 0), с учетом воздействия на ускоритель внешних факторов, аэродинамические рули 14 с принятыми геометрическими соотношениями, отклоняемые по результатам вычислений управляющих сигналов на борту ускорителя с использованием измеренных радиолокатором рассогласований, могут обеспечить приведение ускорителя на ограниченную площадь падения с радиусом разброса (дельта) не более 0,6 км.