СПОСОБ УВОДА РАЗГОННОГО РАКЕТНОГО БЛОКА С ТРАЕКТОРИИ ПОЛЕТА КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
METHOD OF WITHDRAWING ACCELERATING ROCKET MODULE FROM SPACESHIP FLIGHT PATH

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается разгонного ракетного блока (РРБ) и элементов его конструкции, предназначенных для его стабилизации и увода (сообщения дополнительной относительной скорости) от отделившегося космического аппарата (КА).
К системе отделения РРБ, 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 РРБ 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.
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 его выведения на заданную орбиту.
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.
Задачей изобретения является обеспечение безударного отделения РРБ и гарантированного увода его с траектории полета КА в заданном направлении.
1
2
2
РРБ
отн
посл.1
1
2
СУ
посл
СУ
посл
СУ
СУ
посл
посл
Решение поставленной задачи обеспечивается за счет того, что после подачи команды на выключение ДУ РРБ с временной задержкой Δt от нее подают команду на разделение РРБ и КА и сообщение им относительной скорости, а затем с временной задержкой Δt от последней команды подают команду на включение системы увода РРБ от отделившегося КА, при этом предварительно при достижении заданных параметров полета КА совместно с РББ ориентируют относительно заданной поперечной оси в положение разделения и стабилизируют их в этом положении, а увод РРБ совмещают с одновременной стабилизирующей закруткой его относительно продольной оси, при этом величину временного интервала Δt выбирают из условия  где m - масса РРБ, V - расчетная относительная скорость РРБ и КА после срабатывания средств отделения, R - статистическая величина тяги последействия ДУ РРБ после реализации временной задержки Δt, обеспечивая на временном интервале Δt максимальное расхождение разделившихся объектов и сохраняя при этом положительное значение скорости их относительного движения, а энергетические характеристики средств увода выбираются таким образом, чтобы на всем участке относительного движения выполнялись условия Р>R, I>I, где Р, I - тяга и импульс средств увода, а R, I - тяга и импульс тяги последействия ДУ РРБ.
На фиг.1 изображена последовательность указанных выше команд.
1
посл
1
Следует отметить, что с точки зрения безударности относительного движения КА и РРБ временной интервал Δt следует принимать как можно большим (~300÷500 с) с тем, чтобы в течение него R упала бы практически до нуля. Однако, принимая во внимание требования по ориентации КА после разделения и учитывая тот факт, что КА совместно с РРБ после выключения ДУ последнего не имеют средств для их стабилизации, временной интервал Δt следует делать как можно меньшим и на практике он не превышает 3÷5 сек. Уменьшение этого интервала приводит к заметному росту энергетических характеристик средств отделения и, следовательно, к увеличению их массы.
2
Обеспечение максимального расхождения разделившихся объектов на участке Δt диктуется необходимостью уменьшения или полного исключения воздействия работающих средств увода РРБ, например струй газовых сопел на элементы конструкции КА.
Разработана техническая документация РРБ, реализующая предложенный авторами способ увода его с траектории полета КА. Предварительная ориентация КА совместно с РРБ в положение разделения и сообщение последнему дополнительной относительной скорости на увод от КА с одновременной его стабилизирующей закруткой относительно продольной оси позволит исключить их соударение при дальнейшем относительном движении, а также обеспечить устойчивость всех видов связи КА с Землей, которая может нарушаться при попадании в пространство между ними отделившегося РРБ при его орбитальном движении относительно КА. Кроме того, сообщение дополнительной относительной скорости РРБ за счет собственных средств увода приведет к уменьшению массы средств отделения и, как следствие, к возможному увеличению массы КА на ~14 кг. Обеспечение максимального расхождения разделившихся объектов диктуется необходимостью уменьшения или полного исключения воздействия работающих средств увода РРБ, например струи газовых сопел на элементы конструкции КА.
Литература
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.