способ управления угловым движением ракеты космического назначения

Классы МПК:B64G1/26 с использованием реактивной силы
Автор(ы):,
Патентообладатель(и):Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" (RU)
Приоритеты:
подача заявки:
2011-07-29
публикация патента:

Изобретение относится к управлению движением изделий ракетно-космической техники. Способ осуществляется отклонением установленных по крестообразной схеме камер сгорания, расположенных в плоскостях стабилизации I, II, III и IV. При этом вырабатывают командные сигналы способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 по тангажу, рысканию и вращению соответственно, а также - управляющие сигналы способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 1, способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 2, способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 3, способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 4 отклонения указанных камер сгорания. Для создания момента тангажа поворачивают камеры, расположенные в полуплоскостях II и IV, для создания момента рыскания - камеры в полуплоскостях I и III, для создания момента вращения - камеры, создающие момент в плоскости чертежа на фиг.1. Результирующий угол отклонения каждой камеры сгорания формируется как алгебраическая сумма углов способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 . В случае превышения абсолютной величиной одного из управляющих сигналов способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 i (i=1, 2, 3, 4) своего максимально допустимого значения способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 max производят перераспределение сигналов между камерами по закону: способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 ; способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 ; jспособ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 i, где знак «+» используется, если j-я и i-я камеры являются смежными, а знак «-» - если эти камеры противоположны. Техническим результатом изобретения является улучшение характеристик устойчивости и управляемости ракеты в ее угловом движении за счет более полного использования возможностей двигательной установки по реализации требуемых управляющих моментов в каналах тангажа, рыскания и крена. 3 ил. способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428

способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428

Формула изобретения

Способ управления угловым движением ракеты космического назначения с помощью отклонения установленных по крестообразной схеме камер сгорания четырехкамерной двигательной установки, заключающийся в выработке трех командных сигналов способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 - по тангажу, рысканию и вращению соответственно, в выработке четырех управляющих сигналов способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 1, способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 2, способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 3, способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 4 на отклонение камер сгорания двигательной установки, расположенных в полуплоскостях I, II, III и IV соответственно, в повороте камер, расположенных в полуплоскостях II и IV, для создания момента тангажа, в повороте камер, расположенных в полуплоскостях I и III, для создания момента рыскания и в повороте камер сгорания для создания момента вращения, причем результирующий угол отклонения каждой камеры сгорания формируют как алгебраическую сумму углов способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , отличающийся тем, что в случае превышения абсолютной величиной одного из управляющих сигналов способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 i своего максимально-допустимого значения способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 max производят перераспределение управляющих сигналов между камерами по следующему закону

способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 ; способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 ; jспособ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 i,

где знак «+» используют, если j-я и i-я камеры являются смежными, а знак «-» - если j-я и i-я камеры противоположны.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к ракетам космического назначения (РКН).

В ракетной технике известны способы управления угловым движением ракет космического назначения, основанные на использовании газодинамических органов управления (поворотных маршевых и рулевых двигателей, газоструйных рулей и др.), а также аэродинамических органов управления и органов управления положением центра масс ([1], стр.65-75).

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является выбранный в качестве прототипа способ управления угловым движением ракеты космического назначения с помощью отклонения установленных по крестообразной схеме камер сгорания четырехкамерной двигательной установки, заключающийся в выработке трех командных сигналов способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 по тангажу, рысканию и вращению соответственно, в выработке четырех управляющих сигналов способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 1, способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 2, способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 3, способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 4 на отклонение камер сгорания двигателя, расположенных в полуплоскостях I, II, III и IV соответственно, в повороте камер, расположенных в полуплоскостях II и IV, для создания момента тангажа, в повороте камер, расположенных в полуплоскостях I и III, для создания момента рыскания, в повороте камер сгорания для создания момента вращения, причем результирующий угол отклонения каждой камеры сгорания формируется как алгебраическая сумма углов способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 ([1], стр.67, 70).

Недостатком известного способа является то обстоятельство, что при превышении абсолютной величиной управляющего сигнала |способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 i| своего максимально допустимого значения способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 max (т.е. при выходе сигнала способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 i «на упор» способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 max или -способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 max) командные сигналы способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 реализуются с ошибками, что ухудшает характеристики устойчивости и управляемости ракеты в угловом движении. При этом возможности двигательной установки по реализации требуемых управляющих моментов в каналах тангажа, рыскания и вращения используются не полностью.

Задачей предложенного изобретения является разработка способа управления угловым движением РКН, обеспечивающего повышение точности реализации командных сигналов способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 при превышении абсолютной величиной одного из управляющих сигналов |способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 i| своего максимально допустимого значения способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 max (т.е. при выходе сигнала способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 i «на упор» способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 max или -способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 max).

Техническим результатом предлагаемого изобретения является улучшение характеристик устойчивости и управляемости ракеты в угловом движении за счет полного использования возможностей двигательной установки по реализации требуемых управляющих моментов в каналах тангажа, рыскания и вращения.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе управления угловым движением ракеты космического назначения с помощью отклонения установленных по крестообразной схеме камер сгорания четырехкамерной двигательной установки, заключающемся в выработке трех командных сигналов способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 по тангажу, рысканию и вращению соответственно, в выработке четырех управляющих сигналов способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 1, способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 2, способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 3, способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 4 на отклонение камер сгорания двигателя, расположенных в полуплоскостях I, II, III и IV соответственно, в повороте камер, расположенных в полуплоскостях II и IV, для создания момента тангажа, в повороте камер, расположенных в полуплоскостях I и III, для создания момента рыскания, в повороте камер сгорания для создания момента вращения, причем результирующий угол отклонения каждой камеры сгорания формируют как алгебраическую сумму углов способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , в соответствии с изобретением в случае превышения абсолютной величиной одного из управляющих сигналов способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 i своего максимально допустимого значения способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 max производят перераспределение управляющих сигналов между камерами по следующему закону:

способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 ; способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 ; jспособ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 i,

где знак «+» используют, если j-я и i-я камеры являются смежными, а знак «-» - если j-я и i-я камеры противоположны.

Сущность предлагаемого изобретения иллюстрируется чертежами.

Фиг.1 - Схема расположения камер двигателя.

Фиг.2 - Области реализуемых углов отклонения обобщенных органов управления с ошибкой способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 =0° и способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 *=0°.

Фиг.3 - Области реализуемых углов отклонения обобщенных органов управления с ошибкой способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 <0,5° и способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 *<0,5°.

На фиг.1 показано расположение по крестообразной схеме камер сгорания четырехкамерного двигателя. Предполагается, что камеры могут отклоняться от нейтрального положения в обе стороны в тангенциальном направлении, причем абсолютная величина отклонения каждой камеры не может превосходить максимального значения способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 max. На фиг.1 указаны также принятые в данном изобретении положительные направления отклонения камер.

Для создания момента тангажа (момента относительно связанной оси OZ) необходимо отклонять камеры, установленные в полуплоскостях II и IV. При отклонении этих камер на углы способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 2 и способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 4 соответственно на РКН подействует момент тангажа относительно центра масс (ЦМ) РКН MZ=Pl(sinспособ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 2-sinспособ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 4), где Р - сила тяги, создаваемая одной камерой, l - расстояние от ЦМ РКН до плоскости, проходящей через центры качания камер. Углы отклонения камер обычно малы, поэтому M Zспособ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 Pl(способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 2-способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 4). Для создания этого же момента потребуется отклонение двух камер на одинаковый угол способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 : MZ=2Plспособ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 . Следовательно, выражение для угла отклонения обобщенного органа управления в канале тангажа имеет вид

способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 .

Аналогично можно получить формулы для углов отклонения обобщенных органов управления в каналах рыскания и вращения:

способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428

В способе-прототипе система управления вырабатывает командные сигналы на отклонение обобщенных органов управления способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 . В идеале фактические углы отклонения обобщенных органов должны совпасть с командными:

способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428

Для этого в способе-прототипе управляющие сигналы на отклонение камер сгорания формируются как алгебраические суммы углов способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , т.е. суммы, в которые слагаемые могут входить со знаками «+» или «-». Учитывая, что камеры расположены симметрично относительно плоскостей симметрии и продольной оси РКН и, кроме того, что камеры, расположенные в плоскости I-III, не создают при своем отклонении момента тангажа, а камеры, расположенные в плоскости II-IV, не создают при своем отклонении момента рыскания, получим, что указанные алгебраические суммы имеют вид

способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428

Если абсолютная величина отклонения ни одной из камер не превосходит максимального значения способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 max, то при использовании алгебраических сумм (5) условия (4) точно выполняются, т.е. способ-прототип обеспечивает точную реализацию командных сигналов способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 . Однако, если хотя бы один из управляющих сигналов способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 i выходит «на упор» способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 max или -способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 max, точность реализации командных сигналов нарушается. Приведем численный пример. Предположим, что командные сигналы на отклонение обобщенных органов управления равны способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 ; способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , а максимальное значение абсолютной величины угла отклонения камеры составляет способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 max=4°. По формулам (5) определим необходимые углы отклонения камер: способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 1=1°; способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 2=-0,9°; способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 3=3°; способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 4=4,9°. Однако из-за наличия ограничения на максимальный угол отклонения камеры фактический угол отклонения камеры, расположенной в IV полуплоскости, составит не 4,9°, а 4°. При этом, как это следует из формул (1)-(3), реализованные углы обобщенных органов управления составят: способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 =2,45°; способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 =1°; способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 =1,775°. Ошибка в реализации командного сигнала тангажа составляет 0,45°, ошибка реализации командного сигнала вращения 0,225°.

В соответствии с данным изобретением в случае в случае превышения абсолютной величиной одного из управляющих сигналов способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 i своего максимально допустимого значения способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 max производят перераспределение управляющих сигналов между камерами по следующему закону

способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428

где знак «+» используется, если j-я и i-я камеры являются смежными, а знак «-» - если j-я и i-я камеры противоположны. Например, если |способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 4|>способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 max, т.е. i=4, то управляющие сигналы перераспределяются следующим образом:

способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 ;

способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 ;

способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 ;

способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 .

При этом если способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , i=1, 2, 3, то точно реализуются все 3 командных угла на отклонение обобщенных органов управления в каналах тангажа, рыскания и вращения:

способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428

способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428

способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 .

В частности, в рассмотренном выше примере способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 ; способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 1=1°; способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 2=-0,9°; способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 3=3°; способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 4=4,9°. Угол способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 4 превысил максимально допустимое значение способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 max=4°. После перераспределения управляющих сигналов получим способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 ; способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 ; способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 ; способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 . При этом способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 ; способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 ; способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , т.е. командные сигналы на обобщенные органы управления реализовались точно.

Если после перераспределения управляющих сигналов (способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 i в способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 ) условия способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 выполняются не всех значении i, то командные сигналы способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 реализуются с ошибками, суммарную величину которых можно оценить выражением способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 . В идеале при точной реализации способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 *=0. Расчеты показали, что при использовании предлагаемого в изобретении способа управления ошибка реализации способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 меньше или равна, чем соответствующая ошибка способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , реализуемая способом-прототипом. Это утверждение иллюстрируется фиг.2 и фиг.3, на которых в плоскости командных сигналов способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 , способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 (командный сигнал способ управления угловым движением ракеты космического назначения, патент № 2475428 фиксирован и для примера равен 2°) показаны области командных сигналов, которые реализуются с ошибкой 0 (фиг.2) и с ошибкой не более 0,5°, как при использовании способа-прототипа (область обозначена точками), так и при использовании предлагаемого способа (дополнительная к возможностям прототипа область обозначена штриховкой). Из сравнения этих областей видно, что предлагаемый способ позволяет повысить точность отработки командных сигналов и тем самым улучшает характеристики устойчивости и управляемости движения РКН за счет полного использования возможностей двигательной установки по реализации требуемых управляющих моментов.

Источники информации

1. Г.Н.Разоренов, Э.А.Бахрамов, Ю.Ф. Титов. Системы управления летательными аппаратами (баллистическими ракетами и их головными частями). М.: Машиностроение, 2003 г.

Класс B64G1/26 с использованием реактивной силы

летательный аппарат -  патент 2521145 (27.06.2014)
средство для перемещения в космическом пространстве -  патент 2520856 (27.06.2014)
способ управления выведением космического аппарата на орбиту искусственного спутника планеты -  патент 2520629 (27.06.2014)
способ увода отделившейся части ступени ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и устройство для его реализации -  патент 2518918 (10.06.2014)
способ управления движением ракеты-носителя на начальном участке полета -  патент 2495800 (20.10.2013)
способ управления движением активного космического объекта, стыкуемого с пассивным космическим объектом -  патент 2490181 (20.08.2013)
способ увода отделяющейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и устройство для его реализации -  патент 2482034 (20.05.2013)
способ безопасного старта ракеты с многодвигательной первой ступенью -  патент 2481251 (10.05.2013)
способ увода разгонного ракетного блока с траектории полета космического аппарата -  патент 2478064 (27.03.2013)
способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения -  патент 2475429 (20.02.2013)
Наверх