Спосіб відводу з орбіти частини ракети, що відокремлюється

Номер патенту: 108255

Опубліковано: 11.07.2016

Автори: Хорольський Петро Георгійович, Іжко Віктор Олександрович

Завантажити PDF файл.

Формула / Реферат

Спосіб відводу з орбіти частини ракети, що відокремлюється, після відокремлення корисного навантаження гальмуванням руху шляхом випалювання очікуваних залишків палива власною некерованою двигунною установкою у визначеному напрямку, який відрізняється тим, що ракету з невимикним двигуном, яка відокремлює корисне навантаження по тягнучій схемі, після відокремлення цього навантаження розвертають у площині, перпендикулярній вихідній орбіті, до збігу вектора тяги з напрямком, протилежним до вектора швидкості, утримують її у цьому напрямку до досягнення заданого значення висоти перигею орбіти утилізації, після чого визначають напрямок, приріст швидкості у якому не змінює значень висот перигею та апогею орбіти утилізації, і розвертають її до збігу вектора тяги з цим напрямком і утримують у ньому до повного випалювання палива.

Текст

Реферат: Спосіб відводу з орбіти частини ракети, що відокремлюється, після відокремлення корисного навантаження гальмуванням руху шляхом випалювання очікуваних залишків палива власною некерованою двигунною установкою у визначеному напрямку. Ракету з невимикним двигуном, яка відокремлює корисне навантаження по тягнучій схемі, після відокремлення цього навантаження розвертають у площині, перпендикулярній вихідній орбіті, до збігу вектора тяги з напрямком, протилежним до вектора швидкості, утримують її у цьому напрямку до досягнення заданого значення висоти перигею орбіти утилізації, після чого визначають напрямок, приріст швидкості у якому не змінює значень висот перигею та апогею орбіти утилізації, і розвертають її до збігу вектора тяги з цим напрямком і утримують у ньому до повного випалювання палива. UA 108255 U (12) UA 108255 U UA 108255 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Корисна модель належить до ракетно-космічної техніки, конкретно - до способів забезпечення безпеки космічних польотів та очистки космічного простору від космічного сміття (КС). Відомий спосіб захисту космічного апарата (КА) [1], оснований на його відводі із небезпечної зони, скрізь яку проходить його орбіта, запуском ракетного двигуна. Його недоліки полягають в неможливості убезпечення від попадання в інший КО або падіння на землю з нанесенням шкоди людям, екології і т. д. внаслідок невизначеності напрямку імпульсу тяги та висоти перигею орбіти утилізації, а також непридатність для ракет з невимикними двигунами. Для ракет з такими двигунами та відокремленням корисного навантаження по тягнучій схемі таке рішення неоптимальне по енергетиці, бо в процесі переорієнтації вектора тяги у напрямку гальмування (зворотному до вектора швидкості) частина, що відокремлюється, спершу прирощує швидкість, а потім повинна витрачати паливо на гальмування цього додаткового приросту. Крім цього, при гальмуванні руху в одній площині орбіти з корисним навантаженням завжди є небезпека зіткнення з ним, тобто підвищена імовірність такого зіткнення. Відомий спосіб відводу КС з орбіти корисних навантажень (KB) [2] на основі переведення частини ракети-носія, розгінного блока на орбіту утилізації з використанням залишків палива власною двигунною установкою. Недоліками цього рішення є непридатність для використання в разі недостатності залишків палива для досягнення орбіти утилізації або їх надлишку, оскільки створює небезпеку для інших КО або наземної інфраструктури та людей, екології в цілому. Непридатність для ракет з невимикними двигунами внаслідок неможливості точного забезпечення параметрів орбіти. Для таких ракет та ще з відокремленням корисного навантаження по тягнучій схемі, зокрема, таке рішення неоптимальне по енергетиці і при гальмуванні руху в одній площині орбіти з корисним навантаженням завжди є небезпека зіткнення з ним (див. вище). Підвищена імовірність зіткнення з KB внаслідок польоту в одній площині польоту. Є невизначеність висоти перигею орбіти утилізації внаслідок випадкового характеру залишків палива. Відомий спосіб відводу розгінного ракетного блока з траєкторії польоту КА [3], який включає орієнтацію і стабілізацію блока перед відокремленням KB та відвід його частини, що відокремлюється, в напрямку відокремлення KB. Недоліками цього рішення є підвищені імовірності зіткнення з KB (з-за польоту в одній з ним площині) та з іншими КО внаслідок неконтрольованої можливості виходу на орбіту зустрічі з ними або сходу з орбіти з попаданням в об'єкти наземної інфраструктури та людей із створенням небезпеки для екології в цілому внаслідок відсутності контролю реалізації висоти перигею. Особливо це стосується ракет з невимикними двигунами. В разі таких та відокремлення корисного навантаження по тягнучій схемі таке рішення неоптимальне по енергетиці (див. вище). Відомий спосіб спуска частини, що відокремлюється, ступеня ракети космічного призначення [4], що включає формування його орієнтації на різних ділянках позаатмосферного і атмосферного польоту як результат оптимізації заданого критерію (максимізації прирощення далекості падіння в пасивному польоті). Головний недолік цього рішення полягає в непридатності для ракет з невимикними двигунами, що спричиняє підвищену імовірність зіткнення з KB внаслідок руху в одній з ним площині та з іншими КО з-за критерію, що не враховує таку можливість. Крім цього, присутня невизначеність висоти перигею внаслідок відсутності її контролю. Відомий спосіб відводу частини, що відокремлюється, ступеня ракети-носія з орбіти KB [5] за рахунок залишків палива, що включає формування гальмівного імпульсу заданої величини. Недоліки цього рішення співпадають з вищенаведеними, оскільки відсутній контроль руху в одній площині, висоти перигею та можливості попадання в інший КА або КО та в об'єкти наземної інфраструктури та людей, створення небезпеки для екології в цілому та дії по убезпеченню від цього. Для ракет з невимикними двигунами присутня така ж небезпека зіткнення і не оптимальність по енергетиці (див. вище). Найбільш близьким аналогом є спосіб відводу частини, що відокремлюється, ступеня ракети-носія з орбіти KB [6], оснований на гальмуванні руху шляхом випалювання очікуваних залишків палива власною некерованою двигунною установкою у визначеному напрямку. Недоліки цього рішення знов ті ж самі. Принципово присутня небезпека виходу на орбіту зустрічі (зіткнення) з іншими КО або сходу з орбіти з попаданням в об'єкти наземної інфраструктури та людей, створення небезпеки для екології в цілому. Принципова непридатність для ракет з невимикними двигунами і відокремленням корисного навантаження по тягнучій схемі внаслідок підвищеної імовірності зіткнення з KB та КО з-за випадкового характеру значення гальмівного імпульсу. Це ж спричиняє невизначеність висоти перигею, що зокрема підвищує імовірність неконтрольованого сходу з орбіти та ураження людей, тварин, 1 UA 108255 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 наземних об'єктів та екологічної шкоди. Таке рішення неоптимальне по енергетиці, бо в процесі переорієнтації вектора тяги у напрямку гальмування (зворотному до вектора швидкості) частина, що відокремлюється, спершу прирощує швидкість, а потім повинна витрачати паливо на гальмування цього додаткового приросту. Крім цього, при гальмуванні руху в одній площині орбіти з корисним навантаженням завжди є небезпека зіткнення з ним. В основу корисної моделі поставлена задача розробки способу відводу з орбіти частини ракети, що відокремлюється, підвищеної ефективності, безпеки, економічності, точності, меншої вартості та мінімальної складності. Технічним результатом є підвищення ефективності, безпеки, економічності, точності, мінімізації вартості та складності відводу з орбіти частини ракети, що відокремлюється. Поставлена задача вирішується тим, що в способі відводу з орбіти частини ракети, що відокремлюється, після відокремлення корисного навантаження гальмуванням руху шляхом випалювання очікуваних залишків палива власною некерованою двигунною установкою у визначеному напрямку, ракету з невимикним двигуном, яка відокремлює корисне навантаження по тягнучій схемі, після відокремлення цього навантаження розвертають у площині, перпендикулярній вихідній орбіті, до збігу вектора тяги з напрямком, протилежним до вектора швидкості, утримують її у цьому напрямку до досягнення заданого значення висоти перигею орбіти утилізації, після чого визначають напрямок, приріст швидкості у якому не змінює значень висот перигею та апогею орбіти утилізації, і розвертають її до збігу вектора тяги з цим напрямком і утримують у ньому до повного випалювання палива. Так вирішена поставлена технічна задача розробки способу відводу з орбіти частини ракети, що відокремлюється, підвищених ефективності, безпеки, економічності, точності, мінімізації вартості та складності. Підвищення ефективності відводу з орбіти частини ракети, що відокремлюється (ВЧР), забезпечується у сукупності підвищенням ефективності, безпеки, економічності, точності, мінімізації вартості та складності в цілому. Підвищення безпеки забезпечується зниженням імовірності зіткнення з KB поворотом площини орбіти подальшого руху ВЧР після відокремлення KB за рахунок орієнтації вектору тяги у площині, перпендикулярній до вихідної площини. Крім цього, внаслідок повороту орбіти утилізації відносно орбіти КН ці орбіти вперше перетинаються через півперіоду обертання, тоді як у найбільш близькому аналогу це може відбутися після згаданої компенсації приросту швидкості. Також точно забезпечуються висоти апогею та перигею вихідної для подальшого пасивного руху орбіти, чим знижується імовірність зіткнення з іншими КО. Одночасно забезпечується визначеність часу існування ВЧР, що зменшує імовірність ураження наземних об'єктів внаслідок більшої визначеності моменту часу сходу з орбіти та точки падіння. Економічність забезпечується відсутністю витрат палива на компенсацію надлишкового набору швидкості при переорієнтації, бо він йде саме на неї, а звідсивідпадає потреба витрати палива на додатковий поворот орбіти. Підвищення точності забезпечується рухом у інваріантних до зміни контрольованих параметрів руху напрямах - висот апогею та перигею, тобто забезпечується контроль та визначеність цих параметрів, а з ними - часу існування ВЧР. Мінімізація складності реалізації процесу забезпечується найменшим числом необхідних дій. Мінімізації вартості забезпечується максимізацією безпеки, економією енергетики (палива), максимальною простотою реалізації. При більш детальному аналізі заявленого рішення цей список переваг можна продовжити. Суть корисної моделі пояснює креслення. На кресленні зображено реалізацію способу. Ракета (Р) 1 виводить КН 2 по траєкторії 3 в напрямку 4. В позиції 5 Р 1 відокремлює КН 2. КН 2 далі рухається по орбіті 6 в одній з попередньою траєкторією 3 площині 7. А ВЧР 8 з моменту відокремлення уходить вбік, розвертається в площині 9, перпендикулярній пл. 7. На розвороті 10 ВЧР 8 отримує приріст швидкості 11 до попереднього вектору швидкості 12 (вектору швидкості КН 2). В поз. 13, де напрямок тяги 14 уперше стає протилежним напрямку швидкості 15 ВЧР 8, розворот закінчується. І ВЧР 8 утримують в цьому напрямку 14 до досягнення заданого значення висоти перигею орбіти утилізації. Рух відбувається в площині орбіти 16, що знаходиться під кутом 17 до площини 7 орбіти КН 2. Після досягнення заданого значення висоти перигею орбіти утилізації визначають напрямок 18, приріст швидкості у якому не змінює значень висот перигею та апогею орбіти утилізації. Напрямок 18 утворює з площиною попереднього руху ВЧР 8 кут 19. В момент досягнення заданого значення висот перигею та 2 UA 108255 U 5 10 15 20 25 апогею орбіти утилізації в поз. 20 ВЧР 8 розвертають у напрямок 18 по траєкторії 20 до збігу вектора тяги з цим напрямком і утримують у ньому до повного випалювання палива. Таким чином вирішена поставлена технічна задача розробки способу відводу з орбіти частини ракети, що відокремлюється, підвищених ефективності, безпеки, економічності, точності, мінімізації вартості та складності. Джерела інформації: 1. Пат. № 2209161 Росія МПК7 B64G 1/56, B64G 1/68. Способ защиты космического аппарата и устройство для его осуществления // Янулевич Э.М., Назаров Ю.П., Шувалов С.М., Дьяконова О.С. - 2001116261/28. Заявл. 19.06.2001; опубл. 27.07.2003. 2. Пат. № 2 462 399 Росія МПК B64D 37/00. Способ увода космического мусора с орбит полезных нагрузок на основе использования отделившейся части ракеты-носителя, разгонного блока и устройство для его реализации// Куденцов В.Ю., Шатров Я.Т., Макаров Ю.Н. 2010119972/11. Заявл. 18.05.2010; опубл. 27.11.2011. 3. Пат. № 2 478 064 Росія МПК B64G 1/00. Способ увода разгонного ракетного блока с траектории полета космического аппарата // Кокушкин В.В., Борзых С.В. - 2011114479/11. Заявл. 13.04.2011; опубл. 20.10.2012. 4. Заявка на изобретение 2011 127 432 Росія МПК B64G 1/26. Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения // Трушляков В.И. (RU), Куденцов В.Ю., Ситников Д.В. - 2011127432/11. Заявл. 04.07.2011; опубл. 10.01.2013. 5. Пат. № 2 518 918 Росія МПК F02K 9/42, B64G 1/26. Способ увода отделившейся части ступени ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и устройство для его реализации // Трушляков В.И., Лемперт Д.Б., Лесняк И.Ю. -2012136307/06. Заявл. 22.08.2012; опубл. 27.02.2014. 6. Пат. № 2 406 856 Росія МПК F02K 9/42, B64G 1/26. Способ увода отделившейся части ступени ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и двигательная установка для его осуществления// Шалай В.В., Трушляков В.И., Куденцов В.Ю., Одинцов П.В. - 20081 14727/06. Заявл. 11.06.2008; опубл. 20.12.2010. ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 30 35 40 Спосіб відводу з орбіти частини ракети, що відокремлюється, після відокремлення корисного навантаження гальмуванням руху шляхом випалювання очікуваних залишків палива власною некерованою двигунною установкою у визначеному напрямку, який відрізняється тим, що ракету з невимикним двигуном, яка відокремлює корисне навантаження по тягнучій схемі, після відокремлення цього навантаження розвертають у площині, перпендикулярній вихідній орбіті, до збігу вектора тяги з напрямком, протилежним до вектора швидкості, утримують її у цьому напрямку до досягнення заданого значення висоти перигею орбіти утилізації, після чого визначають напрямок, приріст швидкості у якому не змінює значень висот перигею та апогею орбіти утилізації, і розвертають її до збігу вектора тяги з цим напрямком і утримують у ньому до повного випалювання палива. 3 UA 108255 U Комп’ютерна верстка А. Крижанівський Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Василя Липківського, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут інтелектуальної власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 4

Дивитися

Додаткова інформація

МПК / Мітки

МПК: B64G 1/56, B64G 1/68, B64G 1/00, B64G 99/00

Мітки: орбіти, ракети, відокремлюється, частини, спосіб, відводу

Код посилання

<a href="http://uapatents.com/6-108255-sposib-vidvodu-z-orbiti-chastini-raketi-shho-vidokremlyuehtsya.html" target="_blank" rel="follow" title="База патентів України">Спосіб відводу з орбіти частини ракети, що відокремлюється</a>

Подібні патенти