Ракета для метеорологічних досліджень

Реферат: Винахід належить до ракетної техніки, а саме до метеорологічних ракет (МР). У даному винаході забезпечуються оптимальні умови для роботи науково-дослідницької апаратури, мінімальний вплив зовнішніх збурень на дослідницьку апаратуру та головну частину у цілому та підвищення точності виведення головної частини у апогей траєкторії, а також зменшення радіуса зони розсіювання падіння головної частини за рахунок встановлення у носовій частині з аеродинамічними рулями газодинамічної двигунної установки системи демпфування, орієнтації та стабілізації та їх сумісної роботи. UA 111883 C2 (12) UA 111883 C2 UA 111883 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 Винахід належить до ракетної техніки, а саме до метеорологічних ракет (МР). Як аналоги розглянуті найбільш сучасні ракетні комплекси метеорологічного призначення: МР-30 (РФ), REXUS (Швеція) і Terrier-Oriole (США). Стабілізація на позаатмосферній ділянці ракет комплексів REXUS і Terrier-Oriole за рахунок хвостових стабілізаторів, а на МР-30 також за допомогою АДР, розташованих у носовій частині. Найбільш близьким до заявленого є Шведська метеорологічна ракета (МР) REXUS (REXUS User Manual, Version 7.7, September 2012, EuroLaunch). Конструктивно ракета REXUS складається з ракетної частини (РЧ) та головної частини (ГЧ), що відділяється. У склад ракетної частини входить твердопаливний маршовий двигун та хвостовий відсік з чотириконсольним стабілізатором. У склад головної частини входить перехідний відсік з розташованою у ньому парашутною системою спасіння, приладовий відсік та відсік корисного вантажу. При польоті у щільних шарах атмосфери на висхідній гільці траєкторії підтримання первинної орієнтації повздовжньої осі ракети, заданої кутом нахилу до горизонту стріли пускової установки, і текуча стабілізація ракети відносно її центра мас відбувається шляхом обертання МР навколо повздовжньої осі. Після виходу МР з щільних шарів атмосфери відбувається відокремлення головної частини. ГЧ виконує некерований політ по балістичній траєкторії до задіяння парашутної системи спасіння (розкриття рятівного парашута). Недоліками аналогів і прототипу є: - вільна орієнтація ГЧ на позаатмосферній ділянці польоту, що не дозволяє забезпечити оптимальні умови для роботи дослідницької апаратури; - значний динамічний вплив на дослідницьку апаратуру на момент входу в щільні шари атмосфери через вільну орієнтацію ГЧ; - великий радіус зони розсіювання при падінні ГЧ через вільну орієнтацію ГЧ у момент входу у щільні шари атмосфери. Задача винаходу: - забезпечити оптимальні умови для роботи науково-дослідницької апаратури при проведенні метеорологічних вимірювань за рахунок забезпечення заданої орієнтації ГЧ на позаатмосферній ділянці польоту за допомогою розміщення у носовій частині ГЧ газодинамічної двигунної установки системи демпфування, орієнтації і стабілізації (ДУ СДОС); - забезпечити мінімальний динамічний вплив на дослідницьку апаратуру та рятівну головну частину у цілому за рахунок зниження факторів збурення роботою аеродинамічних рулів (АДР) та ДУ СДОС; - підвищити точність виведення ГЧ у апогей траєкторії, а також мінімізувати радіус зони розсіювання при падінні ГЧ за рахунок підвищення керованості і забезпечення заданої орієнтації ГЧ сумісною роботою ДУ СДОС та АДР. Таким чином, до суттєвих відмінностей можна віднести: - розміщення у носовій частині ГЧ газодинамічної ДУ СДОС, що дозволяє забезпечити стабілізацію польоту і задану орієнтацію ГЧ на позаатмосферній ділянці, а також виконати програмний розворот ГЧ перед входом у щільні шари атмосфери; - розміщення у носовій частині ГЧ ДУ СДОС з встановленими АДР, які забезпечують керованість на ділянці польоту у щільних шарах атмосфери та демпфування збурень при вході у щільні шари атмосфери на спадаючій ділянці траєкторії. Сукупність відомих суттєвих відзнак та нових відмінних відзнак дозволяє забезпечити рішення поставленої задачі. Для пояснення роботи метеорологічної ракети (МР) приведені креслення, на яких зображені: Фіг.1 Компонувальна схема МР, де: 1 - агрегатний відсік; 2 - ДУ СДОС; 3 - аеродинамічні рулі; 4 - приводи аеродинамічних рулів; 5 - приладовий відсік; 6 - система керування; 7 - відсік корисного вантажу; 8 - науково-дослідницька апаратура; 9 - перехідний відсік; 10 - система спасіння; 11 - маршовий двигун; 12 - консоль аеродинамічного стабілізатора; 13 - хвостовий відсік; фіг.2 Схема польоту метеорологічної ракети. Політ МР відбувається по наступній схемі: активна ділянка польоту ракети - ділянка польоту з додатним прискоренням ракети. За часом він співпадає з тривалістю роботи маршового двигуна (11) і складається з двох стадій - некерованої - рух по напрямних, та керованої - політ МР після сходу з напрямних. Первинна орієнтація повздовжньої осі ракети задається кутом нахилу до горизонту напрямних. Початкова динамічна стійкість ракети відносно центра мас забезпечується за допомогою АДР (3). Після сходу ракети з напрямних починається керована стадія активної ділянки траєкторії польоту ракети. 1 UA 111883 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 Первинна орієнтація повздовжньої осі ракети і текуча стабілізація ракети відносно її центра мас виконується шляхом подачі команд від системи керування (6), розташованої у приладовому відсіку (5), на рульові приводи АДР (4). Пасивна ділянка польоту ракети - це ділянка польоту ракети і головної частини з від'ємним або нульовим прискоренням. Починається пасивна ділянка з моменту припинення роботи маршового двигуна і продовжується до приземлення ГЧ. Складається пасивна ділянка з наступних стадій: - керований політ ракети у атмосфері; - керований політ ГЧ поза і при вході у атмосферу при задіянні парашуту (режим демпфування коливань); - некерований політ головної частини з парашутом. Після припинення роботи маршового двигуна ракета продовжує керований політ по інерції з номінальними програмними нульовими кутами атаки. При цьому повздовжня вісь ракети орієнтується по вектору швидкості за допомогою АДР (3), що керуються за командами системи керування (6) з урахуванням забезпечення аеродинамічної стійкості чотириконсольним стабілізаторм (12), розташованим на хвостовому відсіку ракети (13). На пасивній ділянці польоту ракети (у складі ГЧ та РЧ з відпрацьованим маршовим двигуном) приводиться у робочий стан дослідницька апаратура (8), що розташована у відсіку корисного вантажу (7). Відділення ГЧ від РЧ виконується після зменшення швидкісного напору до величини, при якій збурюючи аеродинамічні сили і моменти, що діють на ГЧ, стануть сумірні з наявними керуючими силами і моментами, які створюються соплами ДУ СДОС (2), тобто буде можливим автономний керований політ ГЧ. Після відділення ГЧ починається позаатмосферний керований пасивний політ ГЧ, на якому керування польотом здійснюється шляхом подачі команд від системи керування (6) на електропневмоклапани сопел ДУ СДОС (2), яка розташована у носовій частині ГЧ. Після досягнення апогею траєкторії починається рух до землі. У процесі керованого пасивного польоту ГЧ перед входом у щільні шари атмосфери за допомогою сопел ДУ СДОС (2) виконується поворот ГЧ, який забезпечує орієнтацію повздовжньої осі ГЧ уздовж вектора швидкості носовою частиною до землі. На перехідній ділянці у міру зростання швидкісного напору зростають збурюючи аеродинамічні сили та моменти. Для парирування цих збурень величин тяги ДУ СДОС (2) становить замало/тому поточна стабілізація ГЧ здійснюється шляхом сумісної роботи ДУ СДОС та АДР. Сумісна робота ДУ СДОС та АДР у процесі польоту забезпечує більш точний вхід у некерований спуск, що зменшує радіус зони падіння ГЧ. Після входу у щільні шари атмосфери подається команда від СК на систему спасіння (10), розташовану у перехідному відсіку (9), і починається некерований спуск з наступною посадкою ГЧ із заданою швидкістю. Досягнутий новий технічний результат полягає в забезпеченні оптимальних умов роботи науково-дослідницької апаратури; зниженні динамічного впливу на дослідницьку апаратуру та рятувану ГЧ; підвищення точності виведення ГЧ у апогей траєкторії та зменшення радіуса зони розсіювання падіння ГЧ за рахунок установки у носовій частині ГЧ газодинамічної двигунної установки системи демпфування, орієнтації і стабілізації (ДУ СДОС) та аеродинамічних рулів (АДР) та їх сумісної роботи. 45 ФОРМУЛА ВИНАХОДУ 50 Ракета для метеорологічних досліджень, яка складається з ракетної частини з маршовим двигуном і хвостовим відсіком і чотириконсольним стабілізатором та головної частини, що відділяється, яка відрізняється тим, що у носовій частині головної частини з аеродинамічними рулями додатково розташована газодинамічна двигунна установка системи демпфування, орієнтації та стабілізації. 2 UA 111883 C2 3