Спосіб підготовки та проведення групового запуску супутників у космос однією ракетою

Реферат: Запропонований винахід стосується ракетної техніки. Це спосіб підготовки та проведення групового запуску супутників однією ракетою на орбіти призначення із заздалегідь визначеними, у тому числі істотно різними, параметрами. Для цього: формують корисне навантаження ракети з-поміж супутників з близькими строками виведення, визначають стратегію виведення супутників на задані для них орбіти і їх розведення на кожній орбіті, запроваджують почергове виведення супутників на орбіти призначення, згідно з визначеною стратегією, і згодом переводять її рух відповідно до планів подальшого польоту. Для забезпечення стабілізованого польоту ракети на етапі переходу на чергову орбіту обчислюють положення центру мас ракети після відокремлення супутників, і до включення ракетного двигуна забезпечують проходження його вектора тяги після запуску через розраховане положення центру мас. Технічним результатом пропонованого винаходу є забезпечення найбільш повного використання можливостей ракети, розширення можливостей створення умов руху супутників один відносно одного та їх кутової орієнтації при відокремленні від ракети. UA 87290 U (12) UA 87290 U UA 87290 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Пропонована корисна модель стосується ракетної техніки. Це спосіб підготовки та проведення одним пуском ракети групового запуску супутників на орбіти із заздалегідь визначеними, одночасно істотно різними параметрами. Відомі технічні рішення [1, 2] щодо конструкції ракети та способу групового виведення супутників у космічний простір. Відмітною особливістю цих пропозицій є рух ракети на етапі групового виведення супутників уздовж радіуса-вектора. Такий спосіб розведення супутників відповідно до теорії є енергетично та економічно максимально затратним, у зв'язку з чим організація виведення на віддалені одна від одної орбіти у цьому разі надто утруднена. На практиці запропонована схема не продуктивна та в разі гострої потреби її можна використовувати тільки для групового виведення супутників на близькі орбіти в безпосередній окіл базової орбіти. Крім того, для технічного рішення [1] орбіти частин ракети під час реалізації запропонованої схеми їх руху завжди в межах одного витка польоту двічі перетинаються, у зв'язку з чим існує підвищена ймовірність їх зіткнення. Найбільш наближеним до пропонованого технічного рішення є винахід за патентом Російської Федерації [3] "Способ отделения спутников и разведение их на орбите при групповом запуске одной ракетой". Суть цього винаходу подвійна - це "Способ отделения спутников…» і "Способ… разведения их на орбите при групповом запуске одной ракетой". До пропонованої корисної моделі відноситься друга частина відомого винаходу, при цьому істотними є такі його ознаки: 1. Визначення місць знаходження супутників на ракеті. 2. Виведення ракетою супутників на орбіту (важливо, що йдеться про виведення супутників на одну орбіту). 3. Установлення (після виконання п. 2) поздовжньої осі ракети перпендикулярно до вектора орбітальної швидкості. 4. Відокремлення супутників від ракети одночасно з однаковими швидкостями в радіальних напрямках переважно під кутом 90° до поздовжньої осі ракети після попереднього розвороту ракети навколо поздовжньої осі для реалізації різних відносних швидкостей польоту супутників із забезпеченням нульової суми проекцій швидкостей відокремлення супутників на будь-який напрямок - перпендикуляр до поздовжньої осі ракети. Ознаки за пп. 2-4 породжують ряд недоліків. У першу чергу, це стосується обмеження щодо виведення групи супутників тільки на одну орбіту при постійній наявності на ринку космічних послуг потреб до запуску супутників (груп супутників) на різні орбіти. У разі, коли вага групи супутників, які становлять корисне навантаження ракети, недостатня для використання повною мірою її енергетичних можливостей, собівартість виведення кожного супутника на цій ракеті не досягає найменшого можливого значення. Ознаки за пп. 3, 4 значною мірою обмежують варіанти створення космічного угруповання. У деяких випадках необхідною є спеціальна орієнтація тієї або іншої осі супутника перед відокремленням, наприклад, у бік Сонця. Цьому заважає ознака за п. 3. Такі ознаки за п. 4, як одночасне з однаковими швидкостями відокремлення супутників, породжують значну асиметрію розміщення супутників на ракеті в разі зростання їх кількості, наприклад, до дванадцяти, під час реалізації найбільш важливого варіанта - рівномірного розведення супутників по орбіті. Наслідком виконання вимоги щодо забезпечення нульової суми проекцій швидкостей відокремлення супутників у загальному вигляді є збурення кутового руху супутників різної ваги в результаті їх відокремлення (таке збурення відсутнє лише у двох випадках - під час відокремлення супутників рівної ваги або при знаходженні центру мас ракети у площині розміщення супутників відповідно до компоновок на Рис. 1-3). Цю вимогу в цьому винаході ніяк не обґрунтовано, невідомі також причини її походження. У цілому відомий винахід стосується операцій, що провадяться безпосередньо на етапі групового виведення супутників на одну орбіту та їх розведення на цій орбіті. У пропонованій корисній моделі ці операції поширюються на етапи формування корисного навантаження ракети у складі супутників з різними орбітами призначення та їх виведення на ці орбіти. Суть корисної моделі полягає у здійсненні операцій і їх послідовності, які забезпечують максимальне зниження собівартості групового виведення однією ракетою супутників у космос. Технічним результатом корисної моделі є забезпечення найбільш повного використання можливостей ракети завдяки формуванню, у разі потреби, корисного навантаження ракети із супутників з різними орбітами призначення, максимального розширення, у разі потреби, умов руху супутників один відносно одного та їх кутової орієнтації при відокремленні на кожній орбіті. 1 UA 87290 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Зазначений технічний результат досягається використанням сумарно: - однієї ознаки відомого винаходу, яка стосується групового виведення супутників на одну орбіту; - нижченаведених відмінних ознак корисної моделі: - на стадії підготовки ракети до пуску до її корисного навантаження включають супутники незалежно від їх орбіт призначення та ваги; - визначають стратегію почергового виведення супутників (груп супутників) на орбіти призначення та місця їх розміщення на ракеті залежно від послідовності виведення ракети на задані орбіти й необхідного місцезнаходження супутників один відносно одного в автономному польоті після відокремлення; - установлюють супутники на ракеті; - супутники (групи супутників) почергово виводять однією ракетою на визначені для них орбіти з урахуванням зміщення параметрів орбіти космічного угруповання у складі відокремлених на черговій орбіті супутників, яке є наслідком їх відокремлення; - після досягнення чергової орбіти ракету встановлюють у визначене заздалегідь кутове положення та відокремлюють супутники всі одночасно або послідовно один за одним у заздалегідь визначених напрямках і із заздалегідь визначеними швидкостями; - далі, забезпечують проходження вектора сумарної тяги двигунів через центр мас ракети; - згодом у певний час належним чином орієнтують ракету та відводять її від орбіт супутників, що знаходяться в автономному польоті; - у необхідний час переводять рух ракети на досягнення наступної орбіти; - після відокремлення всіх супутників, що становили корисне навантаження, у заздалегідь визначений час переводять рух ракети відповідно до планів подальшого польоту (захоронення). Більш детально пояснено суть пропонованого винаходу за допомогою креслень і їх опису: Фіг. 1 - загальний вигляд ракети, що складається з блока двигунів (поз. 1), ферми (поз. 2) для розміщення супутників (поз. 3, 4) на бічній поверхні на ярусах (поз. А, В, С) та платформи (поз. 5) для розміщення супутників (поз. 6) на торці ферми; Фіг. 2 - умовна схема польоту ракети під час здійснення групового запуску супутників у космос: N, S - Північний та Південний полюси Землі; Е - лінія екватора; пунктирними лініями перехідні орбіти; поз. 1 та 2 - перша та друга орбіти для виведення супутників; поз. 3 - перехідна орбіта падіння ракети в зазначеному районі; поз. 4-10 - динамічні операції ракети на першій орбіті; поз. 11-13 - динамічні операції ракети на другій орбіті; Фіг. 3 - положення ракети, при якому її поздовжню вісь X1 встановлено перпендикулярно до площини орбіти, ракета рухається в заданому напрямку і зі швидкістю V і повернута навколо осі Х1 на кут α відносно вектора швидкості V (платформу для встановлення супутників на торці ферми (поз. 2) не показано). Супутники (поз. 3, 4) відокремлюються від ракети в площинах І, II, І ІІ ІІІ IV III, IV зі швидкостями V , V , V , V , що є відмінними за ярусами (дивися таблицю). Надалі групове виведення супутників здійснюється для такого варіанта. Для виведення на орбіту з меншою висотою було знайдено вісім супутників, чотири з котрих необхідно вивести з орієнтуванням однієї з осей переважно на Сонце, а іншісупутники мають бути виведені на орбіту один за одним у певному порядку. Це зумовило розміщення першої групи супутників (Фіг. 1, поз. 6) на торці ферми, а другої групи (Фіг. 1, поз. 3) на ярусі А ферми. Для виведення на більш високу орбіту дібрано групу із восьми супутників, які необхідно було рівномірно розмістити на орбіті один за одним у певному порядку. Супутники цієї групи (Фіг. 1, поз. 4) встановлено на яруси В і С. Таким чином, корисне навантаження ракети (Фіг. 1) складається з 16 супутників, розміщених на фермі - 4 супутники встановлені на її торцевій поверхні (поз. 6) та 12 - на бічній поверхні трьома ярусами (поз. 3, 4), по 4 супутники на кожному ярусі у площинах І, II, III, IV з кутом 90° між ними. Стратегія почергового виведення супутників і груп супутників у цьому випадку полягає в такому: - супутники виводять на дві самостійні орбіти, на першій орбіті (Фіг. 1, поз. 1) відокремлюються супутники з торцевої поверхні та супутники ярусу А; на другій орбіті (Фіг. 2, поз. 2) відокремлюються всі супутники ярусів В і С; - після відокремлення супутників рух ракети переводять на траєкторію її падіння у зазначеному районі (Фіг. 2, поз. 3). Послідовність операцій, яку виконують після виведення ракети на першу орбіту (Фіг. 2, поз. 4), така. 1. Проводять відповідну кутову орієнтацію ракети з урахуванням вимоги щодо направлення однієї осі супутників, що розміщені на торцевій поверхні ферми (Фіг. 1, поз. 6), у бік Сонця, відокремлюють перші 2 супутники з торцевої поверхні з різними швидкостями і затримкою в часі 2 UA 87290 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 для їх розходження в автономному польоті (Фіг. 2, поз. 5), після розвороту ракети по тангажу на 180° таким же чином відокремлюють останні 2 супутники з торцевої поверхні (Фіг. 2, поз. 6). 2. Після орієнтації поздовжньої осі Х1 ракети перпендикулярно до площини орбіти з боковин ракети (Фіг. 1, поз. 3, ярус А) одночасно відокремлюють у напрямку швидкості ракети й у протилежний бік (Фіг. 2, поз. 7) по одному супутнику, згодом після повороту ракети навколо поздовжньої осі Х1 на кут 90° у такому ж порядку відокремлюють ще 2 супутники з того ж ярусу (Фіг. 2, поз. 8). 3. У разі, коли після відокремлення супутників (Фіг. 1, поз. 7) центр мас ракети зміщується в напрямку, перпендикулярному до поздовжньої осі ракети (Фіг. 1, поз. 8), виставляють вісь Х 1' двигуна (Фіг. 1, поз. 9) для забезпечення проходження ракетної тяги через нове положення центру мас. 4. Далі ракету відводять (Фіг. 2, поз. 9) за допомогою двигунів з орбіт супутників ярусу А для зменшення газодинамічного впливу двигунів на супутники в автономному польоті та переводять на траєкторію польоту до наступної орбіти (Фіг. 2, поз. 10). 5. На наступній орбіті (Фіг. 2, поз. 11) встановлюють поздовжню вісь Х 1 ракети перпендикулярно до площини орбіти (Фіг. 3), розвертають навколо поздовжньої осі X1 на оптимальний кут α відносно вектора швидкості ракети V і відокремлюють одночасно або послідовно із затримкою в часі всі супутники ярусів В і С з необхідними швидкостями. 6. Проводять операції за пп. 3 та 4. 7. Згодом ракету відводять з орбіт супутників (Фіг. 2, поз. 12) і через деякий час переводять її рух відповідно до планів подальшого польоту (на орбіту падіння в зазначеному районі, на орбіту постійного перебування, інше). Пропонована корисна модель є промислово придатною і базується на досягненнях сучасної ракетної техніки, у тому числі: - на груповому виведенні супутників однією ракетою на орбіту; - на здійсненні в заданий час необхідної кутової орієнтації ракети; - на відокремленні супутників від ракети з різними швидкостями; - на багаторазовому включенні-виключенні двигунів ракети, і постійній наявності на ринку космічних послуг значної кількості підготовлених до запуску супутників з різними орбітами призначення. Очікуваний економічний ефект від реалізації пропонованої корисної моделі визначається зменшенням кількості ракет для виведення заданої кількості супутників з різними орбітами призначення. Перелік посилань: 1. USA, № 3907225 F42B 15/00, Spacecraft for deploying objects into selected flight paths. 2. USA, № 3652042 B64G 1/10, Spacecraft for deploying multiple objects. 3. РФ, № 2111901 МПК B64G 1/10 "Способ отделения спутников и разведение их на орбите при групповом запуске одной ракетой". ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 1. Спосіб підготовки та проведення групового запуску супутників у космос однією ракетою, який охоплює визначення місць розміщення супутників на ракеті, пуск ракети для виведення супутників на орбіти, який відрізняється тим, що до корисного навантаження ракети включають супутники незалежно від їх орбіт призначення та ваги, далі визначають стратегію почергового виведення супутників на орбіти призначення, обчислюють зміщення параметрів орбіти космічного угруповання, потім розміщують супутники на ракеті з урахуванням орбіт призначення і їх розташування на кожній орбіті, далі, згідно з визначеною стратегією та з урахуванням зміщення параметрів орбіти космічного угруповання, виводять ракету на кожну орбіту, після досягнення ракетою кожної з орбіт призначення належним чином орієнтують ракету, супутники відокремлюють одночасно або з відповідними затримками в часі та з наданням необхідних швидкостей, після відокремлення супутників на кожній орбіті відводять ракету з траєкторій руху супутників і переводять рух ракети на досягнення наступної орбіти. 2. Спосіб за п. 1, який відрізняється тим, що обчислюють координати центру мас ракети за станом після відокремлення супутників і забезпечують проходження вектора тяги її двигунів через обчислене положення центру мас після їх включення. 3. Спосіб за пп. 1 та 2, який відрізняється тим, що після закінчення виведення супутників на призначені орбіти в розрахунковий час проводять необхідну орієнтацію ракети та переводять її рух відповідно до планів подальшого польоту. 3 UA 87290 U 4 UA 87290 U 5 UA 87290 U Комп’ютерна верстка Л. Литвиненко 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