RO128775A2 - Vector suborbital, cu sistem comandă gazodinamic hibrid - Google Patents

Abstract

Invenţia se referă la un vector suborbital, pentru sondare, cu sistem de comandă gazodinamic bazat pe micromotoare rachetă cu combustibil hibrid. Vectorul conform invenţiei este alcătuit din două motoare () largabile, cu combustibil solid, din două sisteme () de cuplare/decuplare a treptelor cu siguranţă pirotehnică, dintr-un motor () principal, de marş, cu combustibil hibrid, dintr-un sistem () de comandă gazodinamic, dintr-un sistem () de navigaţie inerţială şi dintr-o sarcină () utilă, amplasată într-un compartiment frontal, treptele 1 şi 2 fiind prevăzute cu un ampenaj () stabilizator, sistemul () de comandă gazodinamic fiind compus dintr-un rezervor () de oxidant, un distribuitor () de oxidant şi nişte micromotoare () cu rachetă cu combustibil hibrid.

Description

Invenția se referă o racheta suborbitală de sondaj dedicata ridicării unor sarcini utile de mici dimensiuni la înălțimi cuprinse între 10 și 100 km in scopul efectuării de experimente științifice sau testări de aparatura si echipamente cu destinație spațială sau meteorologică.

Aceste tipuri de rachete sunt rachete cu două sau trei trepte cu combustibil solid, care funcționează continuu fără timp de întârziere la decuplarea treptelor, ceea ce asigură o evoluție previzibilă a acestora fără împrăștieri semnificative ale elementelor rachetei sau a sarcinii utile. Această abordare conduce la un preț de cost scăzut al sistemului dar cu performante modeste in ceea ce privește înălțimea atinsă. O soluție in vederea îmbunătățirii performantelor este indicată în brevetul RU2108539C - înregistrat in Federația Rusa, destinat unei rachete meteorologice in trepte, care propune startarea cu întârziere a celui de al doilea motor (întârzierea decuplării treptelor), ceea ce conduce la un câștig important în înălțime. Brevetul respectiv stabilește chiar o relație de calcul ce leagă masa treptelor și diametrul si durata de întârziere. în condițiile in care racheta este nedirijată, această soluție întârziere a startării treptei a doua poate conduce la împrăștiere mare a punctului de căderea a elementelor rachetei (etajul inferior) și a sarcinii utile, cu repercusiuni negative asupra dimensiunii zonelor de siguranță aferente unei lansări. în țară nu există un brevet de referință dedicat rachetelor de sondaj suborbital.

Vectorul propus (fig. 1) conține două sisteme importante care asigură mărirea înălțimii finale si micșorarea zonei de risc: un sistem de întârziere decuplării treptelor (5), prevăzut cu un dispozitiv de siguranță inerțial si un întârzietor electronic, ceea ce permite reglarea și creșterea înălțimii maxime la care poate ajunge sarcina utilă (1) și un sistem de comandă gazodinamic (3), care asigură împreună cu sistemul de navigație inerțială (2) menținerea sub control a împrăștierii traiectoriei rachetei. Propulsia este asigurată de două motoare cu combustibil solid (6) largabile si de motorul principal de marș (4) aferent ultimei trepte.

Soluția tehnică adoptată pentru sistemul de comandă gazodinamic adoptat (fig. 2) este bazată pe 8 micromotoare cu combustibil hibrid (10) (oxidant gazos, carburant solid) care 4 asigură controlul orientării rachetei pe canalul de ruliu și câte 2 pe canalele longitudinale (tangaj, girație). Acest lucru se realizează pentru fiecare pereche de motoare prin funcționarea la parametri nominali numai a celui dorit, cele inactiv funcționând în regim minimal. Avantajul si necesitatea utilizării micromotoarelor cu combustibil hibrid (10) constă în aceea că regimul de funcționare al acestora poate fi controlat prin debitul de oxidant, care este reglat prin distribuitorul (9). Pentru a asigura un sistem eficient de comandă se va utiliza un rezervor de oxidant unic (8) ce furnizează oxidantul necesar întregului sistem. Prin controlul debitului de oxidant se poate realiza un control optim a traiectoriei treptei superioare asigurându-se o precizie crescută a acesteia.

Vectorul propus poate asigura ridicarea unei sarcini utile de pană la 10 kg la înălțime cuprinse între 10 și 100 Km cu o împrăștiere redusă de cădere a elementelor rachetei și a sarcinii utile.

Vectorul de sondaj cu sistem de comandă gazodinamic conform invenției permite:

- lansarea la înălțime dorită prin funcționarea controlată a timpului de întârziere a desprinderii treptelor;

A- 2 O 1 1 - O 1 2 2 5 - 2 4 -11- 2011

- asigurarea unei împrăștieri minime a punctelor de cădere a elementelor treptelor rachetei după desprindere si a punctului de expulzare a sarcinii utile.

- acționarea unei parașute care să asigure o durată mare de cădere a sarcinii utile pentru efectuarea de măsurători în condiții optime.

Se dă, în continuare, un exemplu de realizare a invenției, în legătură cu fig. 1 și 2 care reprezintă după cum urmează:

- fig. 1 Vector suborbital cu sistem comandă gazodinamic hibrid

- fig. 2 Sistem de comandă gazodinamic

Vectorul suborbital cu sistem comandă gazodinamic hibrid, conform invenției este alcătuit din 2 motoare de cu combustibil solid, largabile (6) , sisteme de cuplare/decuplare (5) a treptelor prevăzute cu elemente de întârziere a decuplării și pornirii motorului superior, motor principal de marș de tip motor racheta hibrid (4), sistem de comandă gazodinamic (3), sistem de navigație inerțială (2) și sarcina utilă (1). Compartimentul sarcinii utile este supra calibru asigurând o mărire a volumului de stocare. Treapta 1 și 2 sunt prevăzute cu ampenaj (7) care asigură stabilitatea vectorului în straturile dense ale atmosferei. Treapta 3, deoarece va funcționa în straturile superioare nu are ampenaj, stabilizarea rachetei fiind asigurată de sistemul gazodinamic de comandă împreună cu sistemul de navigație inerțială care are in compunere traductori de accelerație unghiulară si de accelerație liniară.

Claims (1)

1. Revendicare

   Vector suborbital cu sistem comandă gazodinarriic hibrid, caracterizat prin aceea că asigură ridicarea sarcinii utile la înălțimi cuprinse între 5 și 100 km prin reglarea timpilor de decuplare a treptelor și a funcționării motorului de marș asigurând un control al împrăștierii traiectoriei de zbor și a punctelor de cădere e elementelor rachetei prin sistemul de comandă gazodinamic bazat pe micromotoare hibride, fiind constituit în principal din 2 motoare cu combustibil solid (6) cu ampenaj stabilizator (7), două sisteme de cuplare/decuplare a treptelor echipate cu sisteme de întârziere a desprinderii (5), un motor principal de marș cu combustibil hibrid (4), un sistem de comandă gazodinamic (3), un sistem de navigație inerțială (2), și o un compartiment pentru sarcina utila (1). Sistemul de comandă gazodinamic este compus dintr-un rezervor de oxidant principal (8), un distribuitor de oxidant (9) și 8 micromotoare hibride pentru controlul canalului de ruliu, și a canalelor longitudinale (tangaj, girație) (10).