СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТОЙ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ, ПЕРЕОБОРУДОВАННОЙ ИЗ МНОГОСТУПЕНЧАТОЙ ЖИДКОСТНОЙ БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ РАКЕТЫ
METHOD FOR CONTROLLING SPACE-PURPOSE ROCKET CONVERTED FROM MULTISTAGE LIQUID BALLISTIC ROCKET

Изобретение относится к области ракетной и космической техники и, в частности, к ракетам-носителям для выведения полезных нагрузок (ПН) на околоземные орбиты.
Создание новой ракеты космического назначения (РКН) является сложным, трудоемким и затратным процессом, включающим в себя научно-исследовательские, проектные и опытно-конструкторские работы, разработку документации, проведение наземных и летных испытаний и другие этапы разработки. При наличии имеющейся высоконадежной материальной базы, уже прошедшей данные этапы (например, выводимые из эксплуатации межконтинентальные баллистические ракеты) целесообразно ее использование для создания ракет космического назначения с проведением соответствующей доработки. При этом существует необходимость максимального расширения диапазона орбит ПН, выводимых доработанными ракетами.
Наиболее близким аналогом является способ переоборудования жидкостных ракет («Космический ракетный комплекс «Днепр». Справочник пользователя», вып. №2, стр. 17, 2001 год), заключающийся в том, что баллистическая ракета, выводимая из эксплуатации, оснащается космической головной частью и служит ракетой-носителем для выведения космических аппаратов (КА) на околоземные орбиты.
Недостатком указанного решения является то, что для достижения рабочей орбиты используется схема прямого выведения без баллистической паузы. При переоборудовании базовой ракеты предложенным способом из-за отсутствия баллистической паузы располагаемый диапазон высот орбит ограничен.
Технической задачей предлагаемого изобретения является реализация способа управления ракетой комического назначения на базе жидкостной баллистической ракеты, обладающей расширенным диапазоном высот орбит ПН за счет баллистических пауз заданной длительности на активном участке траектории полета, с обеспечением безотказного включения маршевой двигательной установки ступени после паузы.
Техническим решением поставленной задачи является способ управления ракетой космического назначения, переоборудованной из многоступенчатой жидкостной баллистической ракеты, при котором выведенную из эксплуатации ракету оснащают космической головной частью, содержащей полезную нагрузку (ПН) и разгонный блок, выводят на заданную высоту, осуществляют последовательную отработку ступеней ракеты, доразгон ПН посредством разгонного блока и вывод полезной нагрузки на заданную орбиту, при этом для расширения располагаемого диапазона орбит выведения полезной нагрузки ракету оснащают отсеком с двигательной установкой ориентации и стабилизации малой тяги многократного включения для реализации траектории с баллистической паузой, включают ее по команде системы управления, размещенной в космической головной части, после отделения отработавшей ступени ракеты и до включения маршевого двигателя следующей ступени, создают тягу для создания ориентированного положения ракеты в пространстве и поддержания постоянной перегрузки, обеспечивая безотказное включение маршевой двигательной установки следующей ступени ракеты.
На участке доразгона полезной нагрузки перед включением разгонного блока может быть реализована баллистическая пауза, при которой задействуют двигательную установку ориентации и стабилизации малой тяги многократного включения, установленную на космической головной части, для обеспечения ее ориентированного положения в пространстве.
Двигательная установка ориентации и стабилизации малой тяги многократного включения может содержать электрические или жидкостные ракетные двигатели.
В качестве разгонного блока из состава космической головной части может быть использован блок разведения многоступенчатой жидкостной баллистической ракеты.
Для пояснения способа представлены следующие графические материалы, где 1 - первая ступень, 2 - вторая ступень, 3 - приборный отсек, 4 - космическая головная часть, 5 - отсек с ДУ ориентации и стабилизации, 6- траектория ПН, 7- траектория падения отработавшей первой ступени РКН, 8- траектория падения отработавшей второй ступени РКН:
- на фигуре 1 представлен вариант ракеты космического назначения;
- на фигуре 2 представлен вариант траектории движения в вертикальной плоскости ракеты космического назначения.
Основу предлагаемой ракеты космического назначения составляют элементы выведенной из эксплуатации баллистической ракеты без доработки (например, блок ускорителей (поз. 1, 2 на фиг. 1), приборный отсек (поз. 3 на фиг. 1) и другие элементы). Ракету снабжают космической головной частью (поз. 4 на фиг. 1), содержащей полезную нагрузку с разгонным блоком, и отсеком с двигательной установкой стабилизации и ориентации малой тяги многократного включения. Отсек с ДУ ориентации и стабилизации (поз. 5 на фиг. 1) может входить в состав космической головной части, либо иметь другое расположение на ракете (например, располагаться между ступенями ракеты).
Осуществляют запуск первой ступени РКН (т. А на фиг. 2), ее отработку (участок АВ на фиг. 2) и отделение (т. В на фиг. 2). Затем реализуют баллистическую паузу (участок ВС на фиг. 2), во время которой по команде системы управления, размещенной в космической головной части ракеты, включают двигательную установку стабилизации и ориентации и с ее помощью создают управляющие моменты в каналах тангажа, рыскания и курса, а также поддерживают постоянную перегрузку за счет продольной составляющей вектора тяги, направленной параллельно оси РКН. Поддержание перегрузки необходимо для поджатия топлива с целью обеспечения безотказного включения маршевой двигательной установки следующей ступени ракеты (т. С на фиг. 2).
После баллистической паузы задействуется вторая ступень РКН (участок CD на фиг. 2), которая сбрасывается после ее отработки (т. D на фиг. 2). На участке DE (фиг. 2) происходит доразгон полезной нагрузки. На данном участке перед включением разгонного блока также может быть реализована баллистическая пауза, в случае которой ДУ ориентации и стабилизации обеспечивает ориентированное положение космической головной части в пространстве и затем сбрасывается перед включением разгонного блока, с помощью которого ПН выводится в заданную область, где осуществляется ее отделение (т. Е на фиг. 2) и движение по орбите (поз. 6 на фиг. 2).
Изобретение позволяет со значительной технико-экономической отдачей, при минимальной доработке использовать для запуска ПН компоненты высоконадежных жидкостных баллистических ракет.
Способ позволяет расширить диапазон орбит выведения полезной нагрузки за счет реализации баллистической паузы заданной длительности.
Ракета космического назначения может быть создана в сжатые сроки при относительной дешевизне.
Наличие отсека с двигательной установкой ориентации и стабилизации малой тяги многократного включения позволяет не задействовать для обеспечения паузы двигательные установки маршевой ступени и разгонного блока, тем самым сохраняя их ресурс и запасы топлива. В частности, позволяет расширить возможности ракет с маршевыми установками однократного включения.
Задействование отсека с двигательной установкой ориентации и стабилизации малой тяги многократного включения во время баллистических пауз обеспечивает поддержание перегрузки, необходимой для поджатия топлива и обеспечения безотказного включения маршевой двигательной установки следующей ступени ракеты