Спосіб керування ракетою з багатокамерним двигуном на стартовому відрізку траєкторії, стартуючої з рухомої основи

Спосіб керування ракетою з багатокамерним двигуном на початковому відрізку траєкторії, що стартує з рухомої основи, який включаює операції визначення висоти підйому ракети, кутового та ЛІНІЙНОГО пересування ракети і видачі команд на виконавчі органи керування ракетою для відпрацьовування збурень, який відрізняється тим, що здійснюють програмний доворот усіх керуючих камер згоряння двигуна ракети до площини, яка перпендикулярна «небезпечному напрямку» на кут 5 n (t), який визначають, виходячи з можливостей рульового приводу, при цьому результуючий кут відхилення керуючих органів визначають за формулою SKci =f(S K cHi)+S n (t), ДЄ 5КС| - результуючий кут відхилення І-ОІ камери згоряння, SKCHI ' КУТ відхилення І-ОІ керуючої камери згоряння, 5n(t) - потрібний кут довороту І-ОІ керуючої камери згоряння о Пропонуємий винахід належить до ракетної техніки, а більш конкретно до способів керування ракетою на стартовому відрізку траєкторії при її пусках зі стартової системи рухомого пускового комплексу переважно заглибленого типу і може бути застосовано при проектуванні ракет-носмв (РН) Відомий спосіб керування ракетою при її пусках зі стартової системи стаціонарного наземного комплексу (наприклад, Н Ф Герасюта, А В Новиков, Н Г Белецкая «Динамика полета Основные задачи динамического проектирования ракет», Днепропетровск, 1998г) є аналогом і прототипом винаходу Цей спосіб включає операції - визначення висоти підйому ракети, - визначення кутового та ЛІНІЙНОГО пересування ракети, - видачі команд на виконавчі органи керування ракетою для відпрацьовування збурень При цьому кути відхилення камер двигуна визначають, за формулою Оксі ~~ Т (ОКСНІ)І Де 5КСі - результуючий кут відхилення І-ОІ камери згоряння, SKCHI - кут відхилення І-ОІ керуючої камери згоряння, потрібний для відбивання збурень, визначається системой керування по поточній інформації про рух центру мас ракети та навколо и центру мас Вадою цього способу є те, що він не дозволяє знизити газодинамічний, тепловий і віброакустичний вплив на елементи конструкції стартового комплексу й ракети при старті ракети з рухомої основи Однією З особливостей рухомого пускового комплексу, наприклад, морської стартової платформи, є обмеження на габарити та вагу елементів стартового спорудження У зв'язку з цим виникають проблеми їх захисту від газодинамічного, теплового і віброакустичного впливу струменів двигуна Аналогічний захист потрібен також і для обладнання та приладів, розташованих на самій ракеті у блоці корисного вантажу (особливо від відбитих акустичних хвиль) Указаний вище спосіб не дозволяє вирішити 00 ю ю 51758 ряння, потрібний для відбивання збурень, визначається системой керування по поточній інформації про рух центру мас ракети та навколо центру мас, 5n(t) - потрібний кут довороту І-ОІ керуючої камери згоряння як функція часу або висоти підйому ракети, визначається до пуску ракети та запроваджується у систему керування як програмна функція Суттєва ознака «програмний доворот кожної камери згоряння» тільки у сукупності з відомими ознаками «визначення висоти підйому ракети» та «визначення кутового та ЛІНІЙНОГО пересування ракети» надають можливості забезпечити технічний результат відхилення траєкторій СЛІДІВ струменів камер згоряння двигуна на поверхні рухомої основи в бік від «небезпечного напрямку» Таким В основу винаходу поставлено задачу захисту чином, траєкторії СЛІДІВ струменів камер згоряння елементів рухомого стартового комплексу від двигуна на поверхні рухомої основи не досягають впливу струменів двигуна шляхом додаткового розташованого на ній обладнання, і захист елемезапровадження спеціального керування рухом нтів рухомого стартового комплексу від газодинакеруючих органів ракети мічного, теплового і віброакустичного впливу ВІДМІННОЮ суттєвою ознакою запропонованого струменів двигуна забезпечується способу є програмний доворот усіх керуючих камер згоряння двигуна ракети до площини, яка пеПропонуємий у винаході спосіб керування рарпендикулярна «небезпечному напрямку» на кут кетою здійснюється слідуючим чином спочатку 5n(t), який визначають, сходячи з можливостей визначають висоту підйому ракети, кутові та ЛІНІЙНІ рульового приводу її пересування Потім визначають кут повороту камер згоряння двигуна на поточний момент часу Спосіб керування ракетою з багатокамерним Після ЦЬОГО на виконавчі органи керування ракедвигуном на початковому відрізку траєкторії, яка тою подають сигнал, який містить в собі дві скластартує з рухомої основи, включає операції дові, одна з яких потрібна для відпрацьовування - визначення висоти підйому ракети, збурень, а друга - для програмного довороту ка- визначення кутового та ЛІНІЙНОГО пересуванмер згоряння двигуна ракети Результуючий кут ня ракети, відхилення керуючих органів відповідає формулі - видачі команд на виконавчі органи керування (1) Таким чином, захист елементів стартового ракетою для відпрацьовування збурень, комплексу від газодинамічного, теплового і віброа- програмний доворот кожної камери згоряння кустичного впливу струменів двигуна ракети зана кут 5n(t), який заздалегідь визначено, наприбезпечується клад шляхом моделювання Пропонуємий винахід використай при усіх пусПри цьому результуючий кут відхилення керуках ракети-носія при реалізації програми Sea ючих органів визначають за формулою Launch Його використання забезпечило зменшен5кс, = f (5ксн,) + 5n(t), (1) ня впливу струменів камер згоряння двигуна на Де 5КСі - результуючий кут відхилення І-ОІ каелементи морської стартової платформи мери згоряння, SKCHI - кут відхилення І-ОІ керуючої камери зго проблеми захисту елементів рухомого стартового комплексу від газодинамічного, теплового і віброакустичного впливу струменів двигуна, тому що на першому ступені ракети камери згоряння у робочому положенні повернені на деякий кут у радіальній площині зрізами сопел від подовжній осі ракети, і при збільшенні висоти підйому ракети траєкторії СЛІДІВ струменів камер згоряння двигуна на поверхні рухомої основи мають розтікаючийся вигляд Таким чином, при збільшенні висоти підйому ракети площа впливу струменів на площині рухомої основи буде постійно збільшуватись, і елементи пускового комплексу треба розташовувати на значній відстані від пускового пристрою, що не можливо зробити на поверхні рухомої основи ДП «Український інститут промислової власності» (Укрпатент) вул Сім'ї Хохлових, 15, м Київ, 04119, Україна ( 0 4 4 ) 4 5 6 - 2 0 - 90 ТОВ "Міжнародний науковий комітет" вул Артема, 77, м Київ, 04050, Україна (044)216-32-71