СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТОЙ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ
SPACE ROCKET CONTROL METHOD

Изобретение относится к области ракетной и космической техники.
Известна ракета-носитель с космической головной частью, полезная нагрузка которой содержит два и более универсальных модуля с твердотопливными двигательными установками с четырьмя толкающими и четырьмя радиально расположенными управляющими соплами с рулевыми приводами для обеспечения возможности изменения углового положения модуля с космическим аппаратом (патент № RU 2698838 С1).
Недостатком данного технического решения является то, что универсальные модули с двигательными установками отсоединяются от ракеты после отработки всех ступеней и разгонного блока, что приводит к уменьшению массы и габаритов выводимой полезной нагрузки. Их использование для ориентации и стабилизации головной части и ракеты-носителя нецелесообразно.
Технической задачей предлагаемого изобретения является увеличение массы выводимой полезной нагрузки.
Техническим решением поставленной задачи является способ управления ракетой космического назначения с маршевыми ступенями, космической головной частью с полезной нагрузкой, разгонным блоком и системой управления, с отделяемыми элементами, включающий последовательную отработку ступеней ракеты, вывод на заданную высоту, доразгон полезной нагрузки посредством разгонного блока и вывод полезной нагрузки на заданную орбиту, при этом на отделяемые элементы ракеты устанавливают автономные двигательные установки (ДУ) малой тяги многократного включения, в паузах между включениями маршевых ДУ ступеней ракеты по сигналу системы управления включают автономные ДУ малой тяги, ракетные двигатели которых создают тягу и управляющие моменты для стабилизации и ориентации ракеты, а после достижения заданной высоты, по команде системы управления посредством пироклапанов осуществляют разрыв связей ДУ и отделяемых элементов, на которых они установлены, с ракетой и осуществляют их сброс.
Автономные ДУ малой тяги многократного включения могут быть установлены на отделяемые элементы в составе космической головной части для реализации траектории с баллистической паузой на участке доразгона полезной нагрузки перед включением разгонного блока для обеспечения ориентированного положения космической головной части в пространстве.
Для пояснения способа представлены следующие графические материалы, где 1 - маршевые ступени, 2 - космическая головная часть, 3 - отделяемые элементы, 4 - автономная ДУ малой тяги, 5 - кабели, 6 - толкатель:
- на фигуре 1 представлен вид варианта ракеты;
- на фигуре 2 представлен вид варианта отделяемого элемента с установленной на нем автономной двигательной установкой;
- на фигуре 3 представлен вид варианта автономной двигательной установки.
Ракета космического назначения содержит маршевые ступени (поз. 1 на фиг. 1), космическую головную часть (поз. 2 на фиг. 1) с полезной нагрузкой, разгонный блок и отделяемые элементы (поз. 3 на фиг. 1). На отделяемых элементах ракеты установлены автономные ДУ малой тяги многократного включения (поз. 4 на фиг. 2), которые связаны с системой управления посредством кабельной сети (поз. 5 на фиг. 2). Для сброса отделяемых элементов после отработки автономных ДУ малой тяги установлены толкатели (поз. 6 на фиг. 2). Разрыв связей автономных ДУ малой тяги с ракетой осуществляется посредством пироклапанов.
Осуществляют последовательную отработку ступеней ракеты, вывод на заданную высоту, доразгон ПН посредством разгонного блока и вывод полезной нагрузки на заданную орбиту. Для осуществления стабилизации и ориентации ракеты в паузах между включениями маршевых ДУ ступеней ракеты (поз. 1 на фиг. 1) и (или) на участке доразгона полезной нагрузки перед включением разгонного блока, задействуют автономные ДУ малой тяги (поз. 4 на фиг. 2). По команде системы управления, передающейся по кабельной сети (поз. 5 на фиг. 2), включают автономные ДУ малой тяги, ракетные двигатели которых создают управляющие моменты в каналах тангажа, курса и крена. После отработки автономных ДУ малой тяги при достижении заданной высоты по команде системы управления срабатывают пироклапаны и разрывают связи с ракетой. Затем посредством толкателей (поз. 6 на фиг. 2) осуществляют сброс отделяемых элементов.
Техническим результатом является увеличение массы выводимой полезной нагрузки за счет сброса автономных ДУ сразу после их отработки.
Поканальное исполнение системы стабилизации и ориентации не требует наличия топливопроводов, кабельных сетей и других элементов, характерных для централизованной системы с двигательными установками.
Разделенное размещение ДУ на отделяемых элементах ракеты с целью их сброса непосредственно после отработки позволяет ограничиться только электрическими связями с ракетой (кабельная сеть) и не требует разрыва пневмогидромагистралей при сбросе (в случае применения жидкостной ДУ).
ДУ может быть оснащена жидкостными, либо электрическими ракетными двигателями.
Автономными ДУ может быть оснащена готовая ракета, что позволяет расширить диапазон реализуемых траекторий.