способ разгона и торможения частей летательного аппарата

Формула изобретения

Способ разгона и торможения частей летательного аппарата, включающий наложение и снятие связи между двумя частями летательного аппарата, ускорение или замедление относительного движения частей путем их взаимодействия через связь на орбите небесного тела в направлениях под углом к плоскости орбиты центра масс аппарата, отличающийся тем, что при разгоне одной из частей летательного аппарата ускорение относительного движения двух одинаковых по массе частей осуществляют в плоскости горизонта в направлении под углом 60^o к плоскости орбиты центра масс аппарата, а при торможении одной из частей летательного аппарата замедление ее движения относительно другой, равной ей по массе, части аппарата осуществляют в плоскости горизонта под углом 30^o к плоскости орбиты центра масс летательного аппарата.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к аэрокосмической технике и может быть использовано для обеспечения межорбитального маневрирования частей составного, преимущественно космического, летательного аппарата (ЛА).

Известно устройство, моделирующее относительное движение элементов сложного ЛА на орбите, в котором эти элементы пульсируют поперек орбиты ЛА (Авт.св. N 1180034; кл. A 63 H 27/00; 1985).

Недостатком известного технического решения является невозможность изменения орбиты центра масс ЛА, а перемещения его элементов являются ограниченными.

Наиболее близким аналогом изобретения служит способ разгона и торможения частей ЛА, включающий наложение и снятие связи между двумя частями ЛА, ускорение или замедление относительного движения частей путем их взаимодействия через связь на орбите небесного тела в направлениях под углом к плоскости орбиты центра масс аппарата (Итоги науки и техники. Сер. "Ракетостроение и космическая техника", т. 12//ВИНИТИ. М. 1991, с. 15-19; 56-57).

Недостатком технического решения-прототипа является неопределенность направлений ускорения или замедления частей ЛА, при которых достигаются оптимальные характеристики межорбитального маневрирования этих частей.

Техническим результатом настоящего изобретения является расширение области маневра одной из частей ЛА (включая сообщение ей скорости движения, большей второй космической, или снижение ее скорости от данного значения до орбитальной, в частности круговой) при минимальном изменении орбиты другой части ЛА.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе разгона и торможения ЛА при разгоне одной из частей ЛА ускорение относительно движения двух одинаковых по массе частей осуществляют в плоскости горизонта в направлении под углом 60^o к плоскости орбиты центра масс ЛА, а при торможении одной из частей ЛА замедление ее движения относительно другой, равной ей по массе, части ЛА осуществляют в плоскости горизонта под углом 30^o к плоскости орбиты центра масс ЛА.

На фиг. 1 показана схема изменения орбит и скоростей движения частей ЛА при их расталкивании; на фиг. 2 диаграмма векторного сложения скоростей частей ЛА при их относительном движении под углом 60^o к плоскости орбиты центра масс ЛА.

На орбиту 1 (фиг. 1) выводится космический ЛА 2, обращающийся вокруг небесного тела 3 и имеющий (в момент начала маневра) орбитальную скорость 4. ЛА содержит две части 5 и 6, которые расталкиваются (например, с помощью электромагнитного ускорителя) поперечно плоскости 7 орбиты центра масс ЛА 2. Ускоритель может содержать соленоид 8 на одной из частей ЛА и сердечник 9 на другой части.

Скорости 10 и 11 расталкивания (удаления) частей 5 и 6 относительно плоскости 7 орбиты центра масс ЛА складываются со скоростью 4 и порождают начальные скорости 12 и 13 движения частей 5 и 6 соответственно по орбитам (траекториям) 14 и 15.

При направлении расталкивания одинаковых по массе частей ЛА, ориентированном под углом 60^o к плоскости орбиты центра масс ЛА (фиг. 2), скорость орбитального движения одной из частей ЛА (например, 13)возрастает по величине, а скорость другой части ЛА (12) сперва убывает, а затем с ростом скоростей расталкивания 10 и 11 также возрастает и становится равной по величине орбитальной скорости 4 при достижении данного значения скоростями расталкивания 10 и 11.

В последнем случае орбита одной из частей ЛА (5) не меняет своей формы, но ее плоскость разворачивается на 60^o. Орбита другой части (6) превращается в гиперболическую траекторию, т. к. ее начальная скорость 13 становится в раз больше орбитальной скорости 4.

На одной или на обеих частях ЛА может размещаться полезная нагрузка, доставляемая в результате маневра на заданную орбиту (орбиты), причем последующие изменения орбиты (орбит) частей ЛА могут производиться посредством маневров ускорения и/или замедления согласно настоящему изобретению (при наличии нескольких ЛА с разделяющимися частями) либо традиционными средствами.

При торможении одной из частей ЛА (например, 13) показанная на фиг. 2 схема маневра обращается: вдоль направлений 10 и 11 осуществляется не расталкивание частей, а их торможение (например, с помощью троса, электромагнитной системы в режиме генератора электроэнергии и т.д.). При этом замедление одной части (например, 6) относительно другой (5, см. фиг.1) происходит под углом 30^o к плоскости орбиты центра масс ЛА.

В случае, обратном показанному на фиг. 2, ЛА возвращается после торможения частей на исходную орбиту (с орбитальной скоростью 4) этот случай может отвечать переводу некоторого объекта (полезного груза, автоматического зонда, небольшого астероида и т.д.) с межпланетной траектории на орбиту вокруг Земли, Луны и иного небесного тела.

Таким образом, использование настоящего изобретения позволяет осуществлять пространственные межорбительные маневры космических объектов (частей ЛА) с минимальным (идеально-нулевым) расходом рабочего тела при относительно небольшом изменении орбиты одного из объектов и существенном преобразовании орбиты другого объекта.