Патент на изобретение №2346857

(54) СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ СБРОСОМ БЛОКА АВТОНОМНОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ ОТ РАЗГОННОГО РАКЕТНОГО БЛОКА С МАРШЕВОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКОЙ МНОГОКРАТНОГО ЗАПУСКА

(57) Реферат:

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к системам управления процессами отделения и сброса пассивных элементов конструкции от разгонных ракетных блоков с маршевой двигательной установкой многократного запуска, предназначенных для выведения космических объектов на заданные орбиты. Система содержит датчик и задатчик времени, блок включения маршевой двигательной установки многократного запуска, блок выключения автономной двигательной установки, блок включения исполнительных элементов системы сброса, соединенный с исполнительными элементами, датчики и задатчики давления в камерах сгорания маршевой и автономной двигательных установках, счетчик и задатчик числа запусков маршевой двигательной установки многократного запуска, схемы «И» и блоки сравнения. Взаимосвязь между этими элементами позволяет на основе сопоставления величин тяги обоих двигательных установок осуществить сброс блоков автономной двигательной установки через минимальный интервал времени после команды на ее выключение. Техническим результатом изобретения является увеличение массы выводимого на заданную орбиту космического объекта. 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к системам управления процессами отделения и сброса пассивных элементов конструкции от разгонных ракетных блоков, предназначенных для выведения космических объектов (полезных грузов) на заданные орбиты.

Современные разгонные ракетные блоки могут выполнять большой объем задач, связанных с доразгоном выводимого на орбиту ракетой-носителем полезного груза, перевода и выведения его на промежуточные и окончательные орбиты. С целью оптимизации траектории разгонного ракетного блока на него устанавливают маршевую двигательную установку многократного запуска и вспомогательную автономную двигательную установку малой тяги (состоящую из нескольких блоков), которая используется для управления и стабилизации разгонного ракетного блока с маршевой двигательной установкой многократного запуска на пассивных участках его траектории, а также для создания осевой перегрузки, необходимой для нормального запуска маршевой двигательной установки многократного запуска. На пассивном участке траектории жидкие компоненты топлива в баках разгонного ракетного блока могут занимать произвольное положение. С целью обеспечения их прилива к заборным устройствам баков разгонного ракетного блока автономная двигательная установка запускается за несколько минут до запуска маршевой двигательной установки многократного запуска. Создаваемое ею ускорение в направлении оси разгонного ракетного блока обеспечивает к моменту очередного запуска его маршевой двигательной установки многократного запуска перемещение компонентов топлива к нижним днищам баков, где и расположены заборные устройства.

В состав каждого из блоков вспомогательной двигательной установки входят топливные баки, система их наддува и заправки, автоматика управления и элементы крепления к разгонному ракетному блоку и средства отделения от него. После последнего запуска маршевой двигательной установки многократного запуска блоки автономной двигательной установки по команде системы управления сбрасываются как исчерпавшие свое функциональное назначение, причем с целью увеличения массы выводимого полезного груза этот процесс желательно осуществить через минимальный временной интервал по отношению к команде на последний запуск маршевой двигательной установки многократного запуска.

Следует также отметить, что отделение блоков автономной двигательной установки производится при работающей маршевой двигательной установки многократного запуска. Кроме того, учитывая плотную компоновку нижней части разгонного ракетного блока, отделение можно производить только в поперечном направлении, исключающем соударение блоков автономной двигательной установки с элементами конструкции, находящимися во внутренней полости хвостового отсека разгонного ракетного блока. В этом случае наиболее целесообразным представляется введение в состав каждого из блоков отделяемой автономной двигательной установки оси вращения.

Известна система отделения створок хвостового отсека от ракетного блока [1], которая предусматривает использование осей вращения на каждой из створок. При ее реализации команда на раскрытие продольного стыка хвостового отсека является опережающей по отношению к команде на раскрытие его поперечного стыка. При этом предусматривается импульс на отделение, который реализуется по достижении номинального установившегося значения тяги маршевого двигателя ракетного блока.

Недостатком данной системы является необходимость получения величины поперечной составляющей относительной скорости створок хвостового отсека, гарантирующей их безударное отделение. Реализация этого требования возможна лишь при установившейся полной тяге двигательной установки ракетного блока, что ведет к затягиванию процесса отделения и, как следствие, к уменьшению массы выводимого полезного груза.

В качестве прототипа взята система управления, реализующая “горячий” способ разделения ступеней [2]. Эта система предусматривает в конце работы, например, первой ступени выдачи команды на запуск двигательной установки второй ступени. При этом двигательная установка первой ступени работает на режиме полной или установившемся режиме промежуточной тяги. После выхода на установившийся режим промежуточной или полной тяги двигательной установки второй ступени, система управления подает команду на выключение двигательной установки отработавшей первой ступени, а затем с заданной временной задержкой от предыдущей команды, величина которой зависит от темпа спада тяги последействия, подается команда на разделение ступеней. Величина этой задержки определяется из условия достижения таких величин тяг двигательных установок обоих ступеней, при которых ускорение второй ступени в направлении ее продольной оси будет гарантированно превышать аналогичное ускорение первой ступени. Это требование является основным при разработке системы управления, проектировании и расчете “горячего” разделения ступеней.

Система управления, реализованная при «горячем» способе разделения ступеней, содержит:

блок включения двигательной установки второй ступени;

блок выключения двигательной установки отработавшей первой ступени;

задатчик времени выключения двигательной установки отработавшей первой ступени;

задатчик времени на подачу команды на разделение ступеней.

Система управления, описанная в прототипе, предусматривает выдачу в заданной жесткой последовательности команд на запуск двигательной установки второй ступени, выключение двигательной установки отработавшей первой ступени и на раскрытие поперечного стыка между ступенями по достижении заданных значений тяг двигательных установок обеих ступеней.

Следует отметить, что рассмотренная система управления может быть использована только на ступенях ракет с двигательными установками одноразового запуска и жесткой последовательностью прохождения команд, формирующих процесс разделения. Кроме того, величина тяги двигательной установки отработавшей первой ступени после ее выключения (тяга последействия) имеет большой разброс, величину которого невозможно подтвердить экспериментально, т.к. отделение первой ступени производится обычно за пределами атмосферы, а испытание двигателей – в наземных условиях. Вследствие этого при определении времени подачи команды на разделение используются ее предельные максимальные расчетные значения. Это приводит к затягиванию процесса разделения и, как следствие, к потере массы полезного груза.

Задачей предлагаемого изобретения является разработка системы управления, которая обеспечивает сброс блока автономной двигательной установки от разгонного ракетного блока с маршевой двигательной установкой многократного запуска после ее последнего включения во временном интервале, обеспечивающем минимальные потери массы полезного груза.

Предложена система управления сбросом блока автономной двигательной установки от разгонного ракетного блока с маршевой двигательной установкой многократного запуска, содержащая временное устройство, блок включения маршевой двигательной установки многократного запуска, блок выключения автономной двигательной установки, блок включения исполнительных элементов системы сброса блока автономной двигательной установки, соединенный с исполнительными элементами системы сброса, кроме того, в ее состав введены задатчик времени включения маршевой двигательной установки многократного запуска, первый блок сравнения, один вход которого соединен с задатчиком времени включения маршевой двигательной установки многократного запуска, второй – с временным устройством, а выход – с блоком включения маршевой двигательной установки многократного запуска, датчик и задатчик давления в камере сгорания маршевой двигательной установки многократного запуска, выходы которых соединены со вторым блоком сравнения, первая схема “И”, один вход которой соединен с блоком выключения маршевой двигательной установки многократного запуска, а другой – с выходом второго блока сравнения, при этом ее первый выход соединен с блоком выключения автономной двигательной установки, а второй выход – со счетчиком числа запусков маршевой двигательной установки многократного запуска, третий блок сравнения, первый вход которого соединен со счетчиком числа запусков маршевой двигательной установки многократного запуска, а второй вход – с задатчиком числа запусков маршевой двигательной установки многократного запуска, четвертый блок сравнения, первый вход которого соединен с задатчиком давления в камере сгорания блока автономной двигательной установки, а второй вход – с датчиком давления в камере сгорания блока автономной двигательной установки, вторая схема “И”, первый вход которой соединен с выходом третьего блока сравнения, второй вход – с блоком выключения автономной двигательной установки, а третий вход – с выходом четвертого блока сравнения, а выход второй схемы «И» соединен с блоком включения исполнительных элементов системы сброса, который выдает сигнал на исполнительные элементы системы сброса.

Предлагаемая система управления позволяет осуществить сброс каждого из блоков автономной двигательной установки после последнего запуска маршевой двигательной установки многократного запуска и исключить их соударение с элементами конструкции разгонного ракетного блока в процессе относительного движения. Кроме того, она гарантирует проведение сброса через минимально допустимый интервал времени после команды на выключение автономной двигательной установки, что в итоге приведет к увеличению массы выводимого на заданную орбиту полезного груза.

На фиг.1 схематично изображена нижняя по отношению к направлению полета часть разгонного ракетного блока с установленными на нем двумя блоками автономной двигательной установки;

на фиг.2 приведена траектория относительного движения ц.м. и траектория «опасной» точки, т.е. той точки, которая в процессе относительного движения при отделении блока автономной двигательной установки имеет минимальный зазор с элементами конструкции разгонного ракетного блока;

на фиг.3 приведена последовательность команд, выдаваемых системой управления при отделении блоков автономной двигательной установки, где Р_РРБ – тяга маршевой двигательной установки многократного запуска,

Р_АДУ – тяга автономной двигательной установки,

t₁ – временная задержка на подачу команды на выключение автономной двигательной установки, отсчитываемая от команды на запуск маршевой двигательной установки многократного запуска,

t₂ – временная задержка на подачу команды на отделение автономной двигательной установки, отсчитываемая от команды на ее выключение,

на фиг.4 изображена блок-схема системы управления отделением блока автономной двигательной установки.

1 – блок автономной двигательной установки,

2 – нижняя часть разгонного ракетного блока,

3 – маршевая двигательная установка многократного запуска,

4 – средства крепления и отделения,

5 – узел разворота,

6 – временное устройство,

7 – задатчик времени включения маршевой двигательной установки многократного запуска,

8 – первый блок сравнения,

9 – блок включения маршевой двигательной установки многократного запуска,

10 – датчик давления в камере сгорания маршевой двигательной установки многократного запуска,

11 – задатчик давления в камере сгорания маршевой двигательной установки многократного запуска,

12 – второй блок сравнения,

13 – первая схема “И”,

14 – блок выключения автономной двигательной установки,

15 – счетчик числа запусков маршевой двигательной установки многократного запуска,

16 – задатчик числа запусков маршевой двигательной установки многократного запуска,

17 – третий блок сравнения,

18 – вторая схема “И”,

19 – датчик давления в камере сгорания блока автономной двигательной установки,

20 – задатчик давления в камере сгорания блока автономной двигательной установки,

21 – четвертый блок сравнения,

22 – блок включения исполнительных элементов системы сброса,

23 – исполнительные элементы системы сброса.

Покажем сущность изобретения. Отделяемая автономная двигательная установка (см. фиг.1) состоит из двух идентичных блоков 1, которые установлены в нижней части разгонного ракетного блока 2. В состав каждого из блоков входят средства крепления и отделения 4, например пироболт и пружинный толкатель, а также узел разворота 5.

Автономная двигательная установка, входящая в состав разгонного ракетного блока, предназначена, во-первых, для обеспечения запуска его маршевой двигательной установки многократного запуска 3 в условиях невесомости и, во-вторых, для стабилизации и ориентации разгонного ракетного блока совместно с полезным грузом на пассивных участках его траектории. Жидкие компоненты топлива в баках разгонного ракетного блока на пассивных участках его траектории занимают произвольное положение в баках. С целью их перемещения к заборным устройствам автономная двигательная установка, тяга одного из сопел которой параллельна продольной оси разгонного ракетного блока, включается за несколько минут до очередного включения маршевой двигательной установки многократного запуска. После того как под действием осевой перегрузки, создаваемой автономной двигательной установкой, компоненты топлива маршевой двигательной установки многократного запуска заполнят заборные устройства, подается команда на ее последний запуск. С временной задержкой t₁, гарантирующей начало роста тяги маршевой двигательной установки многократного запуска, подается команда на выключение автономной двигательной установки, а через временной интервал t₂, отсчитываемый от предыдущей команды, подается команда на отделение. По этой команде срабатывают средства крепления и отделения 4 блоков автономной двигательной установки к нижней части разгонного ракетного блока 2. Величина задержки t₂ выбирается таким образом, чтобы в момент подачи команды на отделение автономной двигательной установки на каждый из ее блоков 1 относительно осей их разворота 5 активные моменты от сил пружинных толкателей 4 и инерционных сил, обусловленных тягой Р_РРБ, были равны или превышали моменты сопротивления относительно тех же осей 5 остаточной тяги Р_АДУ. Как видно из фиг.3, с течением времени с ростом Р_РРБ сумма активных моментов увеличивается, а момент сопротивления с падением Р_АДУ уменьшается. После срабатывания средств крепления и отделения 4 блоки автономной двигательной установки совершают вращательное движение относительно узлов разворота 5, а после их раскрытия на заданном угле освободившиеся блоки автономной двигательной установки совершают свободное относительное движение. Траектории центра масс и «опасной» точки, т.е. точки, наиболее приближенной к элементам конструкции разгонного ракетного блока, например к камере сгорания маршевой двигательной установки многократного запуска, приведена на фиг.2.

Система управления сбросом блока автономной двигательной установки работает следующем образом (см. фиг.4). Сигналы с временного устройства 6 в первом блоке сравнения 8 сравниваются с временем, заложенным в задатчике времени включения маршевой двигательной установки многократного запуска 7 (временная метка в устройство 7 вводится, как правило, непосредственно перед стартом) и по их совпадению сигнал из первого блока сравнения 8 поступает в блок включения маршевой двигательной установки многократного запуска 9, который производит запуск маршевой двигательной установки многократного запуска и выдает сигнал на первый вход первой схемы “И” 13. На второй вход этой схемы приходит сигнал со второго блока сравнения 12. По совпадению сигналов с датчика давления в камере сгорания маршевой двигательной установки многократного запуска 10 и задатчика давления в камере сгорания маршевой двигательной установки многократного запуска 11 первая схема “И” 13 выдает два выходных сигнала, один из которых поступает на блок выключения автономной двигательной установки 14, а второй – на счетчик числа запусков маршевой двигательной установки многократного запуска 15. Блок выключения автономной двигательной установки 14 выдает команду на ее выключение и сигнал на первый вход второй схемы “И” 18. Сигналы со счетчика числа запусков маршевой двигательной установки многократного запуска 15 и с задатчика числа ее запусков 16 поступают в третий блок сравнения 17, выходной сигнал из которого является вторым входом во вторую схему “И” 18. Третьим входом этой схемы является сигнал с четвертого блока сравнения 21, выдаваемый по совпадению сигналов с датчика давления в камере сгорания блока автономной двигательной установки 19 и задатчика давления в камере сгорания этого же блока 20. Вторая схема “И” 18 выдает сигнал на блок включения исполнительных элементов системы сброса 22, который в свою очередь выдает команду на срабатывание исполнительного элемента системы сброса 23, например пироболт.

Параметры маршевой двигательной установки многократного запуска Р_РРБ на участке выхода ее на режим полной тяги и блока автономной двигательной установки Р_АДУ на режиме спада ее тяги имеют большие разбросы по времени, вследствие чего обеспечение гарантированного отделения блока автономной двигательной установки приведет к необходимости затягивания этого процесса по времени и, как следствие, к потере массы полезного груза, составляющей ˜15 кг.

Основным критерием, определяющим выбор последовательности выдаваемых предлагаемой системой управления команд, является определение таких уровней тяг маршевой Р_РРБ двигательной установки многократного запуска и автономной двигательной установки Р_АДУ, при котором они в совокупности с силами средств отделения создают положительный момент относительно оси вращения блока автономной двигательной установки в узле разворота, что гарантирует его безударное отделение.

В упомянутом описании элементы, входящие в систему управления сбросом блока автономной двигательной установки от разгонного ракетного блока с маршевой двигательной установкой многократного запуска, датчики и задатчики выполняются по стандартным схемам, освоенным промышленностью, схемы «И» и блоки сравнения реализуют Булевые функции и выпускаются по известным схемам в автоматике, блоки включения и выключения могут быть выполнены в виде релейных или тригерных схем, исполнительные элементы системы сброса являются стандартными пиросредствами, например пироболтами.

Литература

1. Кокушкин В.В., Ковригин А.П., Ососов Н.С., Борзых СВ., Щиблев Ю.Н. Патент РФ 2208567 от 20.07.2003.

2. Колесников К.С., Козлов В.И., Кокушкин В.В. Динамика разделения ступеней летательных аппаратов. – М.: Машиностроение, 1977.

Формула изобретения

Система управления сбросом блока автономной двигательной установки от разгонного ракетного блока с маршевой двигательной установкой многократного запуска, содержащая временное устройство, блок включения маршевой двигательной установки многократного запуска, блок выключения автономной двигательной установки, блок включения исполнительных элементов системы сброса, соединенный с исполнительными элементами системы сброса, отличающаяся тем, что в нее введены задатчик времени включения маршевой двигательной установки многократного запуска и первый блок сравнения, один вход которого соединен с задатчиком времени включения маршевой двигательной установки многократного запуска, второй – с временным устройством, а выход с блоком включения маршевой двигательной установки многократного запуска, датчик и задатчик давления в камере сгорания маршевой двигательной установки многократного запуска, выходы которых соединены со вторым блоком сравнения, первая схема “И”, один вход которой соединен с блоком включения маршевой двигательной установки многократного запуска, а другой – с выходом второго блока сравнения, при этом ее первый выход соединен с блоком выключения автономной двигательной установки, а второй выход – со счетчиком числа запусков маршевой двигательной установки многократного запуска, третий блок сравнения, первый вход которого соединен со счетчиком числа запусков маршевой двигательной установки многократного запуска, а второй вход – с задатчиком числа запусков маршевой двигательной установки многократного запуска, четвертый блок сравнения, первый вход которого соединен с задатчиком давления в камере сгорания блока автономной двигательной установки, а второй вход – с датчиком давления в камере сгорания блока автономной двигательной установки, вторая схема “И”, первый вход которой соединен с выходом третьего блока сравнения, второй вход – с блоком выключения автономной двигательной установки, а третий вход – с выходом четвертого блока сравнения, а выход второй схемы “И” соединен с блоком включения исполнительных элементов системы сброса, который выдает сигналы на исполнительные элементы системы сброса.

РИСУНКИ