Спосіб рятування літального апарата
Номер патенту: 98111
Опубліковано: 25.04.2012
Автори: Дронь Микола Михайлович, Хорольський Петро Георгійович
Формула / Реферат
Спосіб рятування частини літального апарата, що відокремлюється, переважно ступеня ракети-носія, що полягає у формуванні і виконанні при польоті в атмосфері заданої програми його орієнтації відносно набігаючого потоку, який відрізняється тим, що після відокремлення ступеня вимірюють його просторовий кут атаки і швидкість зміни цього кута, прогнозують промах ступеня, визначають кут атаки ступеня та/або швидкість його зміни чи швидкість зміни кута атаки, та/або момент зміни поточного значення цієї швидкості до визначеної величини, достатньої для компенсації промаху, і надають ступеню кутового руху з цими параметрами, а в разі неможливості виконання цього - перед входом в атмосферу надають ступеню обертання навколо поперечної осі з максимальною кутовою швидкістю.
Текст
Реферат: Винахід належить до ракетно-космічної техніки, зокрема до літальних апаратів, наприклад ракет-носіїв, які здійснюють політ в атмосфері. Винахід забезпечує високу точність попадання в район падіння. В способі рятування частини літального апарата, що відокремлюється, переважно ступеня ракети-носія, що полягає у формуванні і виконанні при польоті в атмосфері заданої програми його орієнтації відносно набігаючого потоку, після відокремлення ступеня вимірюють його просторовий кут атаки і швидкість зміни цього кута, прогнозують промах ступеня, визначають кут атаки ступеня та/або швидкість його зміни чи швидкість зміни кута атаки, та/або момент зміни поточного значення цієї швидкості до визначеної величини, достатньої для компенсації промаху, і надають ступеню кутового руху з цими параметрами, а в разі неможливості виконання цього - перед входом в атмосферу надають ступеню обертання навколо поперечної осі з максимальною кутовою швидкістю. UA 98111 C2 (12) UA 98111 C2 UA 98111 C2 5 10 15 Винахід належить до ракетно-космічної техніки, зокрема до літальних апаратів (ЛА), наприклад ракет-носіїв, які здійснюють спуск в атмосфері. Відомі способи рятування ступенів ракет шляхом підтримки їх заданої орієнтації відносно набігаючого потоку [1] - [3]. Найчастіше передбачається досягнення нульового значення кута атаки [3, с. 306]. Відомий спосіб керування літальним апаратом, що спускається в атмосфері, (СА) [4, с. 267], відповідно до якого СА орієнтують на задані кути атаки та крену, причому кут атаки формують в заданому діапазоні величин. Найбільш близьким аналогом є спосіб [5], що полягає у формуванні і виконанні при польоті в атмосфері заданої програми його орієнтації відносно набігаючого потоку (програми кута атаки). Недоліки всіх вищенаведених технічних рішень [1] - [5] полягають у тому, що у СА з малими або нульовими запасами статичної стійкості підтримання нульової програми просторового кута атаки потребує значних зусиль і керуючих органів відповідної потужності і маси, що знижує масову енергетичну ефективність літального апарата, який виводиться на орбіту і частиною якого вони являються або які він виводить. Звідси і відносно велика складність таких рішень. Якщо програма кута атаки П відтворюється в середньому, тобто програмним є середнє за період 20 25 30 35 40 45 50 55 коливань значення ~ П , то на практиці додаткових керуючих пристроїв не ~ ~ використовують. Тоді рівноймовірними є режими нульового П і головне - пікірування ( П 0), Ці останні два режими і призводять до промаху відносно точки кабрування ( П прицілювання. Чим більше висота, з якої починається режим пікірування або кабрування, тим більше промах. В основу винаходу поставлена задача розробки способу рятування частини літального апарата, що відокремлюється, при польоті в атмосфері мінімальної складності, високої масовоенергетичної ефективності ракети-носія в цілому із забезпеченням високої точності попадання в район падіння. Поставлена задача вирішується тим, що в способі рятування частини літального апарата, що відокремлюється, переважно ступеня ракети-носія, який полягає у формуванні і виконанні при польоті в атмосфері заданої програми його орієнтації відносно набігаючого потоку, після відокремлення ступеня вимірюють його просторовий кут атаки і швидкість зміни цього кута, прогнозують промах ступеня, визначають кут атаки ступеня та/або швидкість його зміни чи швидкість зміни кута атаки та/або момент зміни поточного значення цієї швидкості до визначеної величини, достатньої для компенсації промаху, і надають ступеню кутового руху з цими параметрами, а в разі неможливості виконання цього - перед входом в атмосферу надають ступеню обертання навколо поперечної осі з максимальною кутовою швидкістю. Ступінь (С) ракети є її основним агрегатом, що забезпечує виведення корисного вантажу на цільову орбіту. Після вироблення палива ступінь відокремлюється і по балістичній траєкторії спускається на землю. Її рятування можливе, зокрема, за умов зниження кінетичної енергії в момент зустрічі з поверхнею та високої точності попадання в район падіння, що полегшує її пошук та евакуацію. При русі в атмосфері СА попадають в режим коливань по просторовому куту атаки . Для СА з відносно великим запасом статичної стійкості максимальна амплітуда коливань із зменшенням висоти падає, а частота коливань зростає, тобто вони знаходяться у зворотно пропорційній залежності. Тоді як для СА з мінімальним або нульовим запасом статичної стійкості навпаки, максимальна амплітуда коливань α і частота коливань прямо пропорційні. Чим більше амплітуда коливань при вході в атмосферу, тим менше висота, на якій можлива поява режимів пікірування або кабрування, і відповідно менше буде очікуваний промах на місцевості. Вочевидь, що у безповітряному просторі, до входу в атмосферу, максимальне значення амплітуди коливань дорівнює 180 градусам і збільшити його неможливо. Але можливо збільшити частоту коливань, в чому і полягає ефект, який забезпечує запропоноване технічне рішення. Суть винаходу продемонстрована на кресленнях. На фіг. 1 зображено збурений рух ступеня, на фіг. 2-6 показані типові картини кутового руху ступеня на спуску в атмосфері, на фіг. 7 - керований рух ступеня за винаходом. Заявлений винахід реалізується в такий спосіб. Ракета із двох послідовних ступенів (фіг. 1), першою із яких є С 1, виводиться по траєкторії 2 до моменту розділення ступенів 3. Після відокремлення С 1 від другого ступеня 4 в точці траєкторії 3, останній рухається далі по своїй траєкторії виведення 5, а С 1 - по траєкторії 6 до попадання на землю з перельотом відносно точки прицілювання (далі - цілі) 7. При цьому траєкторія 6 проходить через границю атмосфери 8. 1 UA 98111 C2 5 10 15 20 25 30 35 Якщо параметри кутового руху на момент входу в атмосферу, тобто на її границі 8, є номінальними - просторовий кут атаки дорівнює нулю і кутова швидкість також дорівнює нулю, - то при номінальних параметрах ступеня і атмосфери промах також дорівнюватиме нулю. Ймовірність такого випадку також практично дорівнюватиме нулю і ступінь поцілить у точку прицілювання 7. Основною особливістю С, що відокремлена від ракети, є те, що вона статично нестійка в широкому діапазоні кутів атаки і чисел Маха М. У залежності від положення центра мас С її коливання можуть відбуватися відносно положення =180° або других положень, що відповідають нульовому запасу статичної стійкості. У цих положеннях рух С відбувається в режимах пікірування або кабрування. І це є головною причиною розсіювання точок падіння. При розрахунковому значенні коефіцієнта центра мас режими пікірування і кабрування відсутні і на всій траєкторії С робить коливання відносно положення =180°, як показано на фіг. 2. В дійсності навіть малі збурені значення 0 та/або 0 , бовтанка залишків рідкого палива в баках рідинних двигунів та інші фактори приводять до того, що ступеню притаманні кутові коливання, які призводить до зміни режимів кабрування та пікірування. Виникнення цих режимів є випадковою подією. Так, при одному нерозрахунковому значенні коефіцієнта центра мас у відповідному діапазоні висот Н може спостерігатися режим кабрування, на інших висотах С робить коливання відносно положення =180° як на фіг. 3. При другому збуреному значенні коефіцієнта центра мас спостерігається режим пікірування - див. фіг. 4. Із зростанням початкового (на момент входу в атмосферу) кута атаки 0 картина ще більше погіршується з точки зору можливого промаху, як це видно на фіг. 5. Якщо С входить в атмосферу з великим початковим кутом атаки, то картина руху може мати вигляд як на фіг. 6. Таким чином, на траєкторії спуску С умовно може бути виділено три ділянки. На першій із них С робить коливання відносно положення =180°. На другій ділянці характерне різке збільшення балансувального кута атаки і рух С відбувається в режимі або кабрування, або пікірування. На цій же ділянці формується основна складова розсіювання точки падіння. На третій ділянці, у залежності від значень , 0 на границі атмосфери 8, С робить коливання або відносно положення =180°, або відносно положення, що відповідає нульовому запасу статичної стійкості. Режими пікірування і кабрування практично рівноймовірні, а відповідні їм відхилення по абсолютному значенню практично збігаються. Як наслідок, усунення одного з них скорочує промах приблизно в 2 рази. Тому, відповідно до заявленого способу, після відокремлення С вимірюють його кут атаки і швидкість зміни цього кута. Далі прогнозують характеристики промаху ступеня на місцевості, наприклад: L( t ) L L ( t ) П ( t ) ( t ) П ( t ), П П (1) 40 де: L ( t ) - поточне значення похідної промаху L по поточному значению П ; П L ( t ) - поточне значення похідної промаху L по поточному значенню П . П 45 Потім визначають кут атаки та/або швидкість його зміни на момент входу в атмосферу, чим забезпечують компенсацію промаху, наприклад із у мови: L L 0 0 0, 0 0 (2) наприклад при 0 = 0 v 0 = 0 v 0 max v 0 П ( t ) min v 0 П ( t ) min . 50 Визначають кут атаки (t) та/або швидкість обертання ступеня (t) чи швидкість обертання (t) та момент зміни поточного значення цієї швидкості до визначеної величини t , що 2 UA 98111 C2 забезпечують на моменту входження в атмосферу значення цих параметрів, визначені для компенсації промаху, наприклад як вирішення системи рівнянь: 0 ( t ) ( t ) 0 ( t ) ( t ) 5 15 20 25 (3) 0 t 0, t 0 t 0; t (4) або 0 ( t ) ( t ) 0 ( t ) ( t ) 10 0 ( t ) ( t ) 0, 0 ( t ) ( t ) 0; Надають ступеню кутового руху з цими параметрами, а в разі неможливості виконання цього - перед входом в атмосферу надають ступеню обертання навколо центра мас з максимальною кутовою швидкістю 0 . Дійсно, при русі в атмосфері причини, що визивають коливання, приведуть кутову швидкість навіть до зміни знаку. Це, як показано вище, може привести до виникнення режимів пікірування і кабрування і збільшення промаху. Але чим більше буде початкова швидкість, тим пізніше, тобто нижче по висоті, виникнуть ці режими і промах буде менше, оскільки часу польоту до землі буде менше (похідні L ( t ) та П L ( t ) - відповідно будуть меншими). Для зменшення промаху П головне - це "проскочити" висоту, де формуються режими пікірування і кабрування, або порушити умови їх виникнення. Цього, як показано вище, можна досягти максимальним збільшенням 0 , тобто максимально забезпечити відтворення якісної картини руху, показаної на фіг. 2. Керований рух ступеня за винаходом показаний на фіг. 7. Після відокремлення С 1 рухається з точки траєкторії 3 далі по своїй траєкторії виведення траєкторії 6. При цьому вимірюють його просторовий кут атаки П і П , прогнозують промах ступеня t по формулі (1). По формулах (2), (3) визначають кут атаки ступеня (t) та/або (t) для поточного моменту t, достатні для компенсації промаху. Інакше, визначають по формулах (2), (3) швидкість зміни кута атаки * та/або момент зміни (t+ t ) поточного значення цієї швидкості до визначеної величини * , достатні для компенсації промаху. В точці траєкторії, поз. 9 (для (t) та/або (t) - це 30 35 40 45 момент t, а для * - це момент (t+ t ) і точка поз. 10) придають ступеню кутовий рух з цими параметрами. А якщо неможливо провести вимірювання або визначити (t), (t) або * , (t+ t ), чи виконати кутовий рух з цими параметрами, то перед входом в атмосферу в точці поз. 10 надають ступеню обертання навколо поперечної осі з максимальною кутовою швидкістю переважно в площині польоту. При подальшому русі С 1 продовжує обертатися як на поз. 11. Внаслідок атмосферного гальмування швидкість кутового руху зменшується, його амплітуда падає і С 1 переходить від обертання до коливань з великою амплітудою на поз. 12. На поз. 13 та 14 амплітуда послідовно зменшується до попадання в ціль в точці 7 - поз. 15. Для руху С 1 з визначеними вище параметрами забезпечується його попадання в ціль 7 завдяки розрахунковому характеру кутового руху. А у випадку реалізації максимально можливої для даної реалізації С 1 кутової швидкості самий такий характер обертання і потім коливань призводить до осереднення відхилень центра мас ступеня від розрахункової траєкторії. І це відбувається тим краще, чим більше ця швидкість, і, відповідно, тим ближче до нуля кінцевий промах С 1. Вказана закрутка ступеня відбувається поза атмосферою і тому може бути забезпечена одноразово встановленими на С ракетними двигунами відносно малої потужності і, відповідно, маси на відміну від потужних пристроїв, що забезпечують керування в атмосфері весь час спуску в ній в умовах великих швидкісних напорів. Це зменшує складність конструкції, підвищує масово-енергетичну ефективність ракети-носія в цілому і підвищує при цьому точність попадання. Таким чином, вирішена задача розробки способу рятування частини літального апарата, що відокремлюється, при польоті в атмосфері мінімальної складності, масово-енергетичної 3 UA 98111 C2 5 10 ефективності ракети-носія в цілому із забезпеченням високої точності попадання в район падіння. Джерела інформації: 1) US 6076771 А, В64G 1/62. 2) RU 2043954 С1, В64G 1/24. 3) Герасюта Н.Ф., Новиков А.В., Белецкая Н.Г. Динамика полета. Основные задачи динамического проектирования ракет. - Днепропетровск: ГКБ "Южное", НПЦ "ЭКОСИГидрофизнка", 1998.-366 с. 4) Сихарулидзе Ю. Г. Баллистика летательных аппаратов. - М.: Наука, 1982.-352 с. 5) Пат. UA 20362, МПК В64 G 1/00, F42 В 15/00. ФОРМУЛА ВИНАХОДУ 15 20 Спосіб рятування частини літального апарата, що відокремлюється, переважно ступеня ракетиносія, що полягає у формуванні і виконанні при польоті в атмосфері заданої програми його орієнтації відносно набігаючого потоку, який відрізняється тим, що після відокремлення ступеня вимірюють його просторовий кут атаки і швидкість зміни цього кута, прогнозують промах ступеня, визначають кут атаки ступеня та/або швидкість його зміни чи швидкість зміни кута атаки, та/або момент зміни поточного значення цієї швидкості до визначеної величини, достатньої для компенсації промаху, і надають ступеню кутового руху з цими параметрами, а в разі неможливості виконання цього - перед входом в атмосферу надають ступеню обертання навколо поперечної осі з максимальною кутовою швидкістю. 4 UA 98111 C2 Комп’ютерна верстка А. Крижанівський Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 5
ДивитисяДодаткова інформація
Назва патенту англійськоюMethod of aircraft rescue
Автори англійськоюDron Mykola Mykhailovych, Khorolskyi Petro Heorhiiovych
Назва патенту російськоюСпособ спасения летательного аппарата
Автори російськоюДронь Николай Михайлович, Хорольский Петр Георгиевич
МПК / Мітки
МПК: B64G 1/62, F42B 10/00
Мітки: апарата, літального, рятування, спосіб
Код посилання
<a href="https://ua.patents.su/7-98111-sposib-ryatuvannya-litalnogo-aparata.html" target="_blank" rel="follow" title="База патентів України">Спосіб рятування літального апарата</a>
Попередній патент: Спосіб лікування діастазу прямих м’язів живота
Наступний патент: Будівельний модуль або блок із системою закладних з’єднувачів
Випадковий патент: Ланка гусеничного ланцюга транспортного засобу