Спосіб запуску ракети-носія

Реферат: Спосіб запуску ракети-носія, оснований на її підготовці до пуску, визначенні умов можливості досягнення цілі місії, за яких може бути дозволений пуск, і пуску по їх реалізації. При підготовці до пуску попередньо визначають наявні космічні об'єкти та небесні тіла, прогнозують траєкторії руху та точність їх визначення ракети-носія, її корисного навантаження та цих космічних об'єктів і небесних тіл, визначають відносні відстані ракети-носія та її корисного навантаження з цими космічними об'єктами і небесними тілами, задають мінімальні безпечні відносні відстані їх зближення до ракети-носія та її корисних навантажень або допустимі ймовірності зіткнення згаданих об'єктів, або визначають їх, виходячи із точності прогнозу траєкторій, визначають безпеку польоту як кон'юнкцію відносин ймовірностей зіткнення в усіх можливих парах, утворених ракетою-носієм та кожним її корисним навантаженням, з одного боку, і кожним космічним об'єктом і небесним тілом, з іншого боку, і допустимих значень цієї імовірності або кон'юнкцію відносин відносних відстаней та згаданих відносних безпечних відстаней за заданий час або час місії ракети-носія та її корисного навантаження або їх час існування, і в разі істинного результату запускають ракету-носій. UA 83044 U (12) UA 83044 U UA 83044 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Корисна модель належить до космічної техніки, конкретно - до забезпечення безпеки запусків ракет-носіїв та очистки космічного простору від космічного сміття (КС). Відомий спосіб збільшення строків активного існування космічних апаратів (КА) [1] шляхом визначення небезпечного космічного об'єкта (КО) на шляху руху КА і переміщення його на безпечну орбіту. Недоліком цього рішення є зниження цільової ефективності внаслідок переміщення на нецільову орбіту і неможливість реалізації для вже запущених КА. Також воно не підходить для тих корисних навантажень (КН) РН, які направляють назустріч КО, наприклад, космічних сміттєзбиральників. Відомий спосіб [2] віддалення ракетними системами радіоактивних відходів, за яким КН запускають в складі РН та направляють назустріч космічному тілу. Його недолік полягає в непридатності для КН, що не потребують такої зустрічі. Крім того, він не вирішує проблеми безпеки польоту до зустрічі з ціллю. Відомий також спосіб за винаходом для запуску ракети з рухомої основи [3], що передбачає визначення умов пуску та видачу сигналу дозволу пуску при виконанні цих умов. Одначе цей спосіб не поліпшує безпеки ракет-носіїв і в цьому сенсі не поліпшує оцінки місії. Відомий також спосіб попередження зіткнення літальних апаратів (ЛА) з наземними перешкодами [4], за яким формують бази даних з характеристиками ЛА та перешкод, а потім формують маневр ухилення з використанням цих даних. Недолік його у тому, що він непридатний для космічних ракет-носіїв і подібних до них ЛА. Найбільш близьким аналогом є спосіб пуску ракети [5], оснований на її підготовці до пуску, визначенні умов можливості досягнення цілі місії, за яких може бути дозволений пуск, і пуску по їх реалізації. Його недоліки полягають у відсутності умов, що визначають безпеку місії РН і її ефективності. Не враховується безпека і ефективність місій її КН, а також безпека навколишнього середовища в цілому. Відсутня оптимізація результатів місії. В основу способу поставлена задача розробки способу запуску ракети-носія підвищеної ефективності місії, мінімальної доцільної складності, розширеної сфери застосування, підвищеної точності та адекватності небезпекам для РН, її КН, а з їх боку - для інших об'єктів космічної діяльності, інфраструктури Землі та інших небесних тіл. Поставлена задача вирішується тим, що у способі запуску ракети-носія, основаному на її підготовці до пуску, визначенні умов можливості досягнення цілі місії, за яких може бути дозволений пуск, і пуску по їх реалізації, при підготовці до пуску попередньо визначають наявні космічні об'єкти та небесні тіла, прогнозують траєкторії руху та точність їх визначення ракетиносія, її корисного навантаження та цих космічних об'єктів і небесних тіл, визначають відносні відстані ракети-носія та її корисного навантаження з цими космічними об'єктами і небесними тілами, задають мінімальні безпечні відносні відстані їх зближення до ракети-носія та її корисних навантажень або допустимі ймовірності зіткнення згаданих об'єктів, або визначають їх, виходячи із точності прогнозу траєкторій, визначають безпеку польоту як кон'юнкцію відносин ймовірностей зіткнення в усіх можливих парах, утворених ракетою-носієм та кожним її корисним навантаженням, з одного боку, і кожним космічним об'єктом і небесним тілом, з іншого боку, і допустимих значень цієї імовірності або кон'юнкцію відносин відносних відстаней та згаданих відносних безпечних відстаней за заданий час або час місії ракети-носія та її корисного навантаження або їх час існування, і в разі істинного результату запускають ракету-носій. Попередньо прогнозують згаданим чином моменти часу, коли запуск може бути дозволений, формують з них інтервали дозволеного для запуску часу, якщо момент часу запуску попадає в згадані інтервали часу для пуску, дають дозвіл на пуск і здійснюють його. Суть способу продемонстрована на кресленні. На фіг. 1 зображено реалізацію запуску без виконання відмітних операцій способу, на фіг. 2 зображено реалізацію запуску відповідно до способу. Заявлений винахід реалізується таким чином. РН 1 та її КН 2 готують до запуску. При цій підготовці визначають доречні характеристики ракети-носія і зовнішнього середовища. Контролюють космічний простір за допомогою засобу наземної інфраструктури системи контролю космічного простору та керування КН (ЗНІСККПККН) 3, по інформації якого виявляють та супроводжують КО 4…6 та небесне тіло (НТ) 7, визначають дані щодо їх траєкторій руху (орбіт) 8…10 та 11 відповідно. Іншими шляхами, наприклад пошуком в ЗМІ, знаходять або визначають дані щодо можливих запусків інших ЛА 12 і їх КН 13 та їх траєкторій руху 14. Створюють щонайменше одну базу даних (БД) 15, що містить щонайменше характеристики РН 1, що запускають, її КН 2 та доречної до них області простору 16, що характеризує 1 UA 83044 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 невизначеність позиціонування (точність знання координат) КН 2 і тому просторово вміщає їх в собі, а також доречного об'єкту - ЗНІСККПККН 3. Створюють також: - щонайменше одну БД КО 17, що містить щонайменше характеристики, необхідні для визначення їх траєкторій руху; - за необхідністю (якщо є якийсь вплив на РН 1 та/або КН 2) - щонайменше одну БД 18 НТ 7 з характеристиками, що відповідають потребі урахування НТ - в нашому разі для прогнозування можливого зіткнення; - за необхідністю (якщо є якийсь вплив на РН 1 та/або КН 2) - щонайменше одну БД 19 інших ЛА 12 та їх КН 13; - базу знань (БЗ) 20 щодо визначення значень згаданих характеристик для РН 1 та КН 2 та механізм виведення (MB) 21 значень цих характеристик; - БЗ 22 щодо визначення значень згаданих характеристик для НТ 7 та MB 23 значень цих характеристик; - БЗ 24 щодо визначення значень згаданих характеристик для КО 4…6 та MB 25 значень цих характеристик; - БЗ 26 щодо визначення значень згаданих характеристик для ЛА 12 та його КН 13 та MB 27 значень цих характеристик. І, головне, створюють БЗ 28 для визначення можливості пуску РН 1 та MB 29 для визначення рішення щодо можливості пуску РН 1. В нашому випадку БЗ 28 використовує дані БД 15, 17…19.  Далі прогнозують траєкторії руху - радіус-вектори - r t  та точності її визначення для РН 1 та/або її КН 2 або областей невизначеності 16 та такої ж області 30 для ЛА 12, а також орбіти згаданих КО 4…6 та НТ 7. Визначають їх наслідки для згаданої місії, наприклад, її цільової ефективності, в даному прикладі - можливість зіткнення з РН 1 та її КН 2: - ЛА 12 в точці 31; - КО 4, 6 в точках 32, 33 відповідно; - НТ 7 в точці 34. Як оцінки місії прийнята її цільова ефективність. Цільова ефективність може мати багато складових. З моменту запуску до закінчення місії, тобто до моменту досягнення мети, цілі польоту, є актуальною безпека РН та КН. Безпека польоту визначається також множиною чинників. Зовнішніми учасниками руху (до яких відносяться також області простору, в тому числі об'єкти наземної, до якої відноситься ЗНІСККПККН 3 і земна територія 35, і надземної (повітряної) інфраструктури (що не показано)), визначається та група чинників, яка пов'язана з так званими "механічними конфліктами", тобто можливими не бажаними зіткненнями з ними РН 1 та її КН 2. Місією однієї із КН 2 РН 1, а саме тої, що позначена поз. 36, є зустріч з КО 5. Прогноз показує, що до моменту зустрічі з цим КО 5 для КН 36 проблема безпеки польоту (БП) є такою ж актуальною і невирішеною, як і для інших КН 2. Оцінкою компоненти цільової ефективності, пов'язана з БП, може бути ймовірність безконфліктного польоту, тобто зближення з іншими учасниками руху на відстань не менше заданої або тої, що визначається відомим чином:   ri t   rj t   ij t  t  0, T , і   1 КН 2 / КН 36 PH , і , , t  0, Tі , і  PH 1, КН 36 і  PH 1, КН 2 , де  - абсолютне значення радіус-вектора;  ri - радіус-вектори центрів мас РН 1 та КН 2;  rj - радіус-вектори центрів мас КО, НТ або центрів областей простору, або їх характерних центрів, чи проекції центру мас рухомого об'єкту на границю області простору; t - прогнозований поточний час з початком, тобто "0", в момент запуску; Tі - момент часу досягнення мети місії;  - задана дозволена безпечна відстань, яка визначається БЗ 28 із залученням знань БЗ 20, 22, 24, 26. Величина  може бути обрахована різним чином, наприклад: - як сума характерних розмірів у парі конфліктних об'єктів або областей; - як сума характерних найбільших відстаней від центрів мас двох конфліктних об'єктів до їх границь; 2 UA 83044 U 5 10 - як сума характерних розмірів областей простору, кожний з яких заключає у собі конфліктні об'єкти або області; - як сума, алгебраїчна або геометрична, параметрів невизначеності, наприклад - граничних відхилень положень двох конфліктних об'єктів або областей, або тих і тих. Якщо оцінка місії РН 1 та/або КН 2 потребує врахування їх руху після закінчення саме місії, Tі може дорівнювати часу існування цих об'єктів і навіть більше, щоб врахувати екологічні то наслідки після падіння на Землю.     ri , rj розподілені по нормальному закону, то величина відстань ri t   rj t  розподілена Якщо по несиметричному закону Максвела. Ймовірність безконфліктного польоту у будь-якій парі (і, j) дорівнюватиме     Йij t   Й ri t   rj t     1  Й ri t   rj t    ,   Й x, , t     , де Й - ймовірність;   - вектор параметрів закону розподілу відстані;  x,  - щільність закону розподілу відстані (у нас - несиметричного закону Максвела). Якщо оцінка місії потребує врахування наслідків специфічних дій РН 1 та КН 2, то вираз Й   повинен це враховувати, але у нашому випадку це непотрібно. Далі розраховують функцію безпеки     зад    Йij t   Йij t  J I Ti j1i1t 0 20    xt , t dx  15  де  - світовий час; ,  - знак кон'юнкції; зад Йij t  - задане значення відповідної ймовірності;   , , , ,  - знак відносини. Для РН 1 та всіх КН 2, окрім КН 36 в момент 25 30 35 40 45  TiКН 36  ,    , а для КН 36 в момент T   Йзад2\КН 36j TiКН36  (тобто задана ймовірність безпечного Йзад КН і КН 36j iКН36 польоту для КН 36 у вказаний момент досягнення його цілі польоту повинна бути мінімальною, бо він повинен влучити у КО 5). Правилом продукційної БЗ 28 щодо можливості запуску РН 1 є ЯКЩО ((+)=ІСТИНА) ТО "ЗАПУСК РН 1", , де  - випереджальний проміжок часу;  - затримка запуску, яка приймає значення, не менше того, що дорівнює часу від подачі команди на пуск до його здійснення. В кожний поточний момент часу  визначають (+), (+) і, коли (+)=ІСТИНА, то в момент (+-) подають команду на запуск РН 1. Як варіант, попередньо визначають проміжки часу 37, коли запуск дозволений. В проміжки часу 38 цього робити неможна. Заборонені проміжки часу 38 показані лінією товщою за дозволені проміжки часу 37. На фіг. 1 показана прогнозована ситуація неможливого запуску, бо РН 1 та всі КН 2 окрім КН 36 вражаються ЛА 12, КО 4, 6, НТ 7, а КН 36 не зустрічається з КО 5. Тут функція безпеки (+) прийняла значення "Хиба". На фіг. 2 зображений результат запуску у проміжку часу, коли функція безпеки (+) прийняла значення "Істина". Дійсно РН 1 та КН 2 безпечно досягають мети своєї місії, зокрема, КН 36 влучає у КО 5. Склад необхідних даних для прогнозу траєкторій руху та визначення інших необхідних параметрів, зокрема виконання самого прогнозу та визначення цільової ефективності, відомі із рівня техніки, наприклад, [6, 7, 8]. Все необхідне для побудови БД, створення БЗ, MB та експертних систем також відоме із рівня техніки і представлено, наприклад, у [9, 10]. Але всі ці TiКН 36     3 UA 83044 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 вказані елементи і системи разом із умовою видачі дозволу на пуск в сукупності створюють новий ефект, який не може бути досягнутий кожним із них окремо, а саме - рішення поставленої вище технічної задачі: - розробки способу запуску ракети-носія підвищеної ефективності, мінімальної доцільної складності, розширеної сфери застосування, підвищеної точності та адекватності небезпекам для РН, її КН, а з їх боку - для інших об'єктів космічної діяльності, інфраструктури Землі та інших небесних тіл; - повнотою сфери застосування, простотою, максимально можливою точністю і практично повною адекватністю, як це буде розкрито нижче; - раціональним визначенням умов запуску, що забезпечується відповідністю поточному рівню знань, у тому числі математики, фізики і техніки; - створенням необхідних баз даних та знань, необхідного обсягу та структури, опробуванню і використанню цих даних і знань; - забезпеченням безпеки польотів усіх учасників руху, оптимізує рішення в цьому плані усіх суб'єктів космічної діяльності, в тому числі за рахунок урахування усіх можливих наслідків місії для всіх можливих об'єктів і суб'єктів космічної діяльності та їх доречних інтересів; - мінімумом витрат на реалізацію, не потребує додаткових витрат енергетики, формування додаткових маневрів, мінімізує завантаження виконавчих органів системи управління, обчислювальних засобів, трафік, зменшує вагові витрати на захист РН, спрощує подальші рішення по забезпеченню безпеки польоту. Сфера застосування способу, що заявляється, розширена завдяки придатності для будьяких космічних ЛА - як тих, що направляються назустріч КО, небесних тіл або РН, чи сторонніх ЛА, так і для тих, яким зустріч із сторонніми ЛА, КО, РН, НТ створює аварійну ситуацію. А також для будь-яких ділянок польоту усіх ЛА, що запускаються, незалежно від їх місії. Складність мінімізується завдяки простому визначенню умов дозволу та його виразу запуску та попередньому формуванню інтервалів часу, в який запуск дозволений. А також завдяки відповідності даних ситуації, що складатиметься, та визначення умов дозволу запуску. Доцільність визначається обсягом і сукупністю даних, знань та дій, їх зв'язками та послідовністю і забезпечується вибором, визначенням та доречністю умов дозволу запуску та обсягом і складом даних, знань та дій. Точність способу, що заявляється, підвищена завдяки урахуванню щонайменшого впливу усіх об'єктів середовища, простору, де відбувається рух РН, ЛА, що запускаються, та завдяки добуванню та використанню максимально необхідного обсягу та складу даних і добуванню необхідних знань, їх доречністю. Адекватність способу, що заявляється, підвищується завдяки урахуванню максимуму небезпек для РН, її КН, а з їх боку - для інших об'єктів космічної діяльності, інфраструктури Землі та інших небесних тіл, в тому числі - за рахунок розширення сфери застосування і підвищення точності. А також завдяки отриманню необхідних даних та знань адекватних реальності, добуванню, зберіганню та використанню отриманого досвіду, їх доречністю. При більш детальному аналізі заявленого рішення цей список переваг можна продовжити. Таким чином, вирішена поставлена задача розробки способу запуску ракети-носія підвищеної ефективності місії, розширеної сфери застосування, підвищеної точності та адекватності небезпекам для РН, її КН, а з їх боку - для інших об'єктів космічної діяльності, інфраструктури Землі та інших небесних тіл. Джерела інформації: 1. Пат. № 2137682 Росія МПК В64G 1/56. Способ увеличения сроков активного существования космических аппаратов // А.Ф. Гуров - 96124535/28. Заявл. 25.12.1996; опубл. 20.09.1999. 2. Пат. № 47320А Україна МПК G21F 9/04, F42В 15/00. Спосіб віддалення ракетними системами радіоактивних відходів // С.Μ. Конюхов, Μ.Μ. Слюняєв, Є.І. Репетя.-2001117779/23. Заявл. 11.12.91; опубл. 20.10.1995. 3. Пат. № 2467280 Росія МПК F41G 3/22. Устройство для запуска ракеты с подвижного основания // Л.Н. Трифонова.-2011128926/28. Заявл. 12.07.11; опубл. 20.11.2012. 4. Пат. № 2375757 Росія МПК G08G 5/04. Способ и устройство оповещения и предупреждения столкновения летательных аппаратов с наземными препятствиями // Буше Кристоф, Демортье Жан-Пьер.-2007122395/11. Заявл. 10.11.2005; Опубл. 10.12.2009. 5. Пат. № 65061А Україна МПК В64G 5/00. В63В 39/00. Спосіб підготовки і пуску ракети з корабельної установки // С.Μ. Конюхов, А.В. Агарков, О.Е. Арлєкінова та ін.-2003054665. Заявл. 22.05.2003; Опубл. 15.03.2004. 4 UA 83044 U 5 10 6. Аппазов Р.Ф. Методы проектирования траекторий носителей и спутников Земли / Р.Ф. Аппазов, О.Г. Сытин. - М.: Наука, ГРФМЛ.-1987.-440 с. 7. Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов / Ю.Г. Сихарулидзе. М.: БИНОМ. Лаборатория знаний, 2011.-407 с. 8. Serdyuk V.К. Space Transportation System Design: training manual for higher education students / V.K. Serdyuk / edited by A.A. Medvedev. - Moscow: Mashinostroenie, 2009.-504 p. 9. Люгер Д.Ф. Искусственный интеллект и методы решения сложных проблем / Д.Ф. Люгер. М.: Издательский дом "Вильямc", 2003.-864 с. 10. Гаврилова Т.А. Базы знаний интеллектуальных систем / Т.А. Гаврилова, В.Ф. Хорошевский. - СПб.: Питер, 2001.-384 с. ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 15 20 25 30 1. Спосіб запуску ракети-носія, оснований на її підготовці до пуску, визначенні умов можливості досягнення цілі місії, за яких може бути дозволений пуск, і пуску по їх реалізації, який відрізняється тим, що при підготовці до пуску попередньо визначають наявні космічні об'єкти та небесні тіла, прогнозують траєкторії руху та точність їх визначення ракети-носія, її корисного навантаження та цих космічних об'єктів і небесних тіл, визначають відносні відстані ракети-носія та її корисного навантаження з цими космічними об'єктами і небесними тілами, задають мінімальні безпечні відносні відстані їх зближення до ракети-носія та її корисних навантажень або допустимі ймовірності зіткнення згаданих об'єктів, або визначають їх, виходячи із точності прогнозу траєкторій, визначають безпеку польоту як кон'юнкцію відносин ймовірностей зіткнення в усіх можливих парах, утворених ракетою-носієм та кожним її корисним навантаженням, з одного боку, і кожним космічним об'єктом і небесним тілом, з іншого боку, і допустимих значень цієї імовірності або кон'юнкцію відносин відносних відстаней та згаданих відносних безпечних відстаней за заданий час або час місії ракети-носія та її корисного навантаження або їх час існування, і в разі істинного результату запускають ракету-носій. 2. Спосіб запуску ракети-носія за п. 1, який відрізняється тим, що попередньо прогнозують згаданим в п. 1 чином моменти часу, коли запуск може бути дозволений, формують з них інтервали дозволеного для запуску часу, і, якщо момент часу запуску попадає в згадані інтервали часу для пуску, дають дозвіл на пуск і здійснюють його. 5 UA 83044 U Комп’ютерна верстка Л. Бурлак 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 6