Патент на изобретение №2210716
|
||||||||||||||||||||||||||
(54) СПОСОБ ПРИЦЕЛИВАНИЯ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ НА УЧАСТКЕ ПОЛЕТА 1-Й СТУПЕНИ
(57) Реферат: Изобретение относится к космонавтике, в частности к выведению ракет-носителей на заданную орбиту. Сущность изобретения заключается в том, что после грубого прицеливания ракеты-носителя на старте и окончания ее вертикального участка полета определяют координаты наклонного участка, генеральную линию и азимут плоскости траектории полета, после чего с помощью указанного азимута плоскости определяют положение гиростабилизатора и корректируют дальнейший полет ракеты-носителя. 2 ил., 2 табл. Заявляемый способ относится к области прицеливания ракет-носителей (РН) перед пуском. От точности прицеливания напрямую зависит точность выведения космического аппарата (КА) на заданную орбиту. Известно несколько способов прицеливания, классифицируемых по различным признакам, выбранных в качестве прототипа (см. Автоматизированные системы управления подготовкой и пуском ракет космического назначения: В.И. Полянский и др., С-Пб.: ВИККА, 1997. – С. 290-299). Эти способы имеют ряд недостатков, среди которых можно отметить следующие: – способы не учитывают погрешности в азимуте пуска, связанные с несоответствием моментов времени между запуском двигателей и отрывом РН от пускового стола; – дороговизна оборудования систем прицеливания; – низкая помехозащищенность в зависимости от состояния атмосферы. Предлагаемый ниже способ прицеливания РН в полете обеспечивает необходимую точность выведения КА по азимуту через определение азимута плоскости полета РН на участке 1-й ступени. Этот участок выбран ввиду необходимости установки на борт РН дополнительной аппаратуры, а это предпочтительнее делать на 1-й ступени, также при реализации способа желательно управление полетом РН осуществлять по жесткой траектории, что в перспективных РН, по-видимому, сохранится только на участке 1-й ступени. Последнее обстоятельство объясняется особой экономической выгодностью использования малых зон отчуждения для падения 1-х ступеней. Сущность предлагаемого способа заключается в следующем: 1. После грубого прицеливания наведением корпуса РН с погрешностями 0,5-1o (для падения 1-й ступени в выбранную зону отчуждения) и окончания вертикального участка полета 1-й ступени РН определяют координаты наклонного участка полета 1-й ступени РН, причем в течение наклонного участка полета сеансы определения координат проводят неоднократно от начала и до конца наклонного участка. 2. По координатам положения РН после их статистической обработки определяют генеральную линию траектории участка и азимут ее плоскости. 3. Полученный азимут используют для определения положения гиростабилизатора по азимуту и дальнейшего корректирования (при необходимости) полета РН на участке 1-й ступени и управления полетом остальных ступеней. Необходимая точность определения координат РН может быть получена исходя из достаточной точности определения азимута плоскости участка 1-й ступени и горизонтальной дальности наклонного участка полета 1-й ступени. Существующие системы прицеливания вместе с системами приведения гиростабилизаторов и с учетом погрешностей в положении гиростабилизаторов, вызванных разрывом между запуском двигателя 1-й ступени и отрывом РН от пусковой системы, дают погрешность в 30 и более угловых секунд. Погрешность в определении координат определяется по формуле: ![]() ![]() ![]() где ![]() L – горизонтальная дальность участка 1-й ступени; ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() х – сеансы связи со спутниковой навигационной системой; оj – проекции положения РН на поверхность Земли при сеансах связи; – – – – генеральная линия-проекция траектории участка полета 1-й ступени; — – — – средняя генеральная линия; { – зона окончания участка полета 1-й ступени по азимуту при грубом прицеливании; ![]() ![]() ![]() Ап – заданный азимут для прицеливания на стартовой позиции с предельной погрешностью; Ап j – реальный азимут пуска; ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() Формула изобретения Способ прицеливания ракеты-носителя (РН), основанный на доприцеливании ее после старта, отличающийся тем, что после грубого прицеливания РН на старте и окончания ее вертикального участка полета определяют координаты наклонного участка, генеральную линию и азимут плоскости траектории, после чего с помощью азимута плоскости определяют положение гиростабилизатора и корректируют дальнейший полет РН. РИСУНКИ
MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе
Дата прекращения действия патента: 19.02.2004
Извещение опубликовано: 27.09.2005 БИ: 27/2005
|
||||||||||||||||||||||||||