RU2477246C2 - Method of withdrawing accelerating rocket module from spaceship flight path - Google Patents

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: invention relates to control over separation of spacecraft and accelerating module. After separation, thrust pulse acts on accelerating module in plane crossing the module center of gravity, but crossing spacecraft outlines in jointed state, to make acute angle with accelerating module lengthwise axis. Pulse is applied with eccentricity relative to accelerating module center of gravity varying in the range of 0<δ≤R, where R is radius of accelerating module central cross-section. Thrust pulse make obtuse angle with straight line crossing pulse action direction and parallel about accelerating module lengthwise axis. Thrust pulse acting on accelerating module makes it change into precession-nutation motion whereat its accelerating module describes conical surface around direction of separation of spacecraft and accelerating module. This decreased power requirements to separation means and effects of accelerating module mid-flight engine aftereffects. Notably decreased are disturbances of spacecraft angular motion after separation. Higher safety of separation and efficiency of separated accelerating module braking in upper atmosphere. Spacecraft effective load is notable increased.

EFFECT: impact-free separation and guaranteed withdrawal in preset direction.

1 dwg

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно способам направленного увода разгонных ракетных блоков (РРБ) от отделившихся космических аппаратов (КА).The invention relates to rocket and space technology, namely, methods for the directional withdrawal of booster rocket blocks (RRB) from separated spacecraft (SC).

К системе отделения РРБ от КА, кроме выполнения основных функций, предъявляется дополнительное требование по уводу блока в заданном направлении от отделившегося КА. Это связано с тем, что на РРБ в течение длительного времени действует тяга последействия, обусловленная истечением из сопла двигателя РББ остатков испаряющихся компонентов, находящихся в тракте охлаждения корпуса двигателя. Величина этой тяги небольшая, но ее импульс достигает значительной величины. Под действием этой тяги РРБ приобретает дополнительную скорость в направлении КА, что может привести к их соударению. Кроме того, относительная траектория РРБ и КА должна формироваться таким образом, чтобы исключить затенение антенн связи КА с Землей.In addition to performing the basic functions, the system of separating the RRB from the spacecraft is subject to an additional requirement to remove the unit in a given direction from the separated spacecraft. This is due to the fact that for a long time the aftereffect thrust acts on the RRB due to the expiration of residual evaporating components from the engine nozzle of the RBB in the cooling path of the engine case. The magnitude of this thrust is small, but its momentum reaches a significant magnitude. Under the influence of this thrust, the RRB acquires additional speed in the direction of the spacecraft, which can lead to their collision. In addition, the relative trajectory of the RRB and the spacecraft should be formed in such a way as to prevent shadowing of the communication antennas of the spacecraft with the Earth.

Введение на РРБ специальных устройств для увода его от отделившегося КА позволяет отделить последний с минимальной относительной скоростью. Уменьшение относительной скорости отделения дает возможность использовать средства отделения с пониженными энергетическими и, как следствие, весовыми характеристиками. Это, кроме того, приводит к уменьшению возмущений углового движения КА и увеличению точности выведения на заданную орбиту.The introduction of special devices on the RBM to remove it from the separated spacecraft allows you to separate the latter with a minimum relative speed. A decrease in the relative separation rate makes it possible to use separation means with reduced energy and, as a consequence, weight characteristics. This, in addition, leads to a decrease in perturbations of the angular motion of the spacecraft and to an increase in the accuracy of launching into a given orbit.

Наиболее близким к предложенному является способ, обеспечивающий достижение относительной скорости разделившимся объектам за счет торможения отработавшей ступени («холодное» разделение) [1. с.12]. Недостатком данного способа является необходимость использования специальных, весьма значительных по массе средств торможения, например РДТТ. Кроме того, указанный способ не предусматривает реализацию стабилизирующей закрутки отработавшей ступени, а лишь ее соосный увод относительно активной части ракеты-носителя.Closest to the proposed one is a method that ensures the achievement of the relative speed of the divided objects by braking the spent stage ("cold" separation) [1. p.12]. The disadvantage of this method is the need to use special, very significant by weight of braking agents, such as solid propellant rocket motors. In addition, this method does not provide for the implementation of a stabilizing swirl of the spent stage, but only its coaxial withdrawal relative to the active part of the launch vehicle.

Задачей изобретения является обеспечение безударного отделения РРБ и гарантированного увода его с траектории полета КА в заданном направлении.The objective of the invention is to provide shock-free separation of the RRB and its guaranteed withdrawal from the flight path of the spacecraft in a given direction.

Решение поставленной задачи обеспечивается за счет того, что на РРБ после отделения от него КА воздействуют импульсом тяги в плоскости, проходящей через его ц.м. и не пересекающей обводы КА в исходном состыкованном с РРБ состоянии и составляющей с его продольной осью острый угол в направлении, проходящем с эксцентриситетом относительно ц.м. РРБ, лежащим в диапазоне, 0<δ≤R, где R - радиус поперечного сечения РРБ, проходящего через его ц.м., при этом импульс тяги образует тупой угол с прямой, пересекающей линию действия импульса тяги и параллельной продольной оси разгонного ракетного блока, осуществляя его закрутку и торможение.The solution to this problem is provided due to the fact that after separation from it, the spacecraft are affected by a thrust pulse in a plane passing through its meter. and not crossing the spacecraft contours in the initial state, coupled with the RBM and constituting an acute angle with its longitudinal axis in the direction passing with an eccentricity relative to the meter RRB lying in the range 0 <δ≤R, where R is the radius of the cross-section of the RRB passing through its meter, while the thrust impulse forms an obtuse angle with a straight line that intersects the thrust impulse and is parallel to the longitudinal axis of the booster rocket by spinning and braking it.

На фиг.1 изображен РРБ 1 в состыкованном с КА 2 и после отделения КА 2 состоянии. Кроме того, представлено направление воздействия импульса I на увод РРБ 1, который реализуется после отделения КА. При этом П1 - плоскость, проходящая через ц.м. РРБ 1 и не пересекающая обводы КА 2. Эта плоскость составляет с продольной осью острый угол α. В соответствии с ГОСТ 20058-80 эта ось направлена от хвостовой к носовой части летательного аппарата. П2 - центральная поперечная плоскость РРБ 1, δ - эксцентриситет линии действия импульса I относительно ц.м. РРБ 1,

- вектор угловой скорости РРБ 1. Для наглядности введена прямая x1 параллельная продольной оси х РРБ 1 и пересекающая линию действия импульса I, относительно которой фактически измеряется угол β, т.к. линия действия импульса I и продольная ось расположены на скрещивающихся прямых. Угол β определяет направление тормозного импульса относительно продольной оси (в данном случае ось x1).In Fig.1 shows RRB 1 docked with KA 2 and after separation of KA 2 condition. In addition, the direction of the impact of pulse I on the withdrawal of the RRS 1, which is realized after the separation of the spacecraft, is presented. In this case, P1 is the plane passing through the square meter RRB 1 and does not intersect the contours of KA 2. This plane makes an acute angle α with the longitudinal axis. In accordance with GOST 20058-80, this axis is directed from the tail to the nose of the aircraft. P2 is the central transverse plane of the RRB 1, δ is the eccentricity of the line of action of the pulse I relative to the meter RRB 1,

is the angular velocity vector RRB 1. For clarity, the straight line x1 is introduced parallel to the longitudinal axis x of the RRB 1 and intersects the line of action of the pulse I, relative to which the angle β is actually measured, because the line of action of the pulse I and the longitudinal axis are located on intersecting straight lines. The angle β determines the direction of the brake pulse relative to the longitudinal axis (in this case, the x1 axis).

Примером конкретной реализации предложенного способа может служить установка сопла 3 в плоскости П1 с направлением вектора регрессивной тяги по вектору I, противодействующего тяге последействия сопла 4 маршевой двигательной установки РРБ 1.An example of a specific implementation of the proposed method can be the installation of the nozzle 3 in the plane P1 with the direction of the vector of regressive thrust along the vector I, which counteracts the thrust of the aftereffect of the nozzle 4 of the main propulsion system RRB 1.

Предлагаемый способ отделения реализуется следующим способом.The proposed separation method is implemented as follows.

По достижении КА 2 заданных в программе траекторных параметров полета производится выключение ДУ 4. Затем с временной задержкой, определяемой характеристикой спада тяги ДУ 4, отделяется КА 2, а затем через интервал времени, определяемый конструктивным выполнением стыка РРБ 1 и КА 2 (наличие взаимного перекрытия) и характеристиками средств отделения КА 2, производится включение сопла увода 3. Под действием его тяги РРБ 1 закручивается и тормозится, покидая траекторию полета КА 2.When spacecraft 2 reaches the trajectory flight parameters specified in the program, the remote control 4 is turned off. Then, spacecraft 2 is separated with a delay time determined by the characteristic of the thrust drop of the remote control 4, and then after a time interval determined by the design of the joint between RRB 1 and spacecraft 2 (mutual overlap ) and the characteristics of the spacecraft separation means 2, the withdrawal nozzle 3 is turned on. Under the influence of its thrust, the RRB 1 is twisted and braked, leaving the flight path of the spacecraft 2.

Разработана техническая документация, реализующая предложенный способ увода РРБ. Уменьшение энергетических характеристик средств отделения КА, кроме увеличения его массы на ~18 кг, позволит существенно (в несколько раз) уменьшить возмущения углового движения КА после отделения его от РРБ.Technical documentation has been developed that implements the proposed method for the removal of RRB. The decrease in the energy characteristics of the spacecraft separation means, in addition to increasing its mass by ~ 18 kg, will significantly (several times) reduce the perturbations of the angular motion of the spacecraft after its separation from the RB.

ЛитератураLiterature

1. К.С.Колесников, В.В.Кокушкин, С.В.Борзых, Н.В.Панкова. Расчет и проектирование систем разделения ступеней ракет. Изд-во МГТУ им. Н.Э.Баумана, 373, стр. 2006 г.1.K.S. Kolesnikov, V.V. Kokushkin, S.V. Borzykh, N.V. Pankova. Calculation and design of rocket stage separation systems. Publishing House of MSTU. N.E.Bauman, 373, p. 2006

Claims (1)

Способ увода разгонного ракетного блока с траектории полета космического аппарата, включающий разделение и сообщение им относительной скорости, воздействие на разгонный ракетный блок после отделения от него космического аппарата импульсом тяги в плоскости, проходящей через его центр масс и не пересекающей обводы космического аппарата в исходном, состыкованном с разгонным ракетным блоком состоянии, отличающийся тем, что воздействие импульсом тяги осуществляют в плоскости, составляющей с продольной осью разгонного ракетного блока острый угол, в направлении, проходящем с эксцентриситетом относительно центра масс разгонного ракетного блока, лежащем в диапазоне 0<δ≤R, где R - радиус поперечного сечения разгонного ракетного блока, проходящего через его центр масс, при этом импульс тяги образует тупой угол с прямой, пересекающей линию действия импульса тяги и параллельной указанной оси разгонного ракетного блока, осуществляя его закрутку и торможение. A method for moving an accelerating rocket block from the flight path of a spacecraft, including dividing and communicating relative speed to it, affecting the upper rocket block after the spacecraft is separated from it by a thrust impulse in a plane passing through its center of mass and not intersecting the contours of the spacecraft in the initial docked with a booster rocket block state, characterized in that the impact of the thrust pulse is carried out in a plane that constitutes with the longitudinal axis of the booster rocket block angle in the direction that goes with eccentricity relative to the center of mass of the booster rocket block, lying in the range 0 <δ≤R, where R is the radius of the cross section of the booster rocket block passing through its center of mass, and the thrust impulse forms an obtuse angle with a straight crossing the line of action of the thrust impulse and parallel to the specified axis of the booster rocket, twisting and braking it.

Images