Об адаптации бифункциональных систем управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя к современным способам и системам управления движением космических ступеней ракет
Цель данной статьи – показать легкую адаптацию бифункциональных систем управления вектором тяги ракетного двигателя к современным системам управления движением космических ступеней ракет с изменяемой в полете массовой асимметрией. Рассмотрена бифункциональная система управления вектором тяги, основа...
Збережено в:
| Опубліковано в: : | Техническая механика |
|---|---|
| Дата: | 2017 |
| Автори: | , , |
| Формат: | Стаття |
| Мова: | Russian |
| Опубліковано: |
Інститут технічної механіки НАН України і НКА України
2017
|
| Онлайн доступ: | https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/141268 |
| Теги: |
Додати тег
Немає тегів, Будьте першим, хто поставить тег для цього запису!
|
| Назва журналу: | Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine |
| Цитувати: | Об адаптации бифункциональных систем управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя к современным способам и системам управления движением космических ступеней ракет / Т.А. Коваленко, Н.П. Сироткина, Ю.Д. Шептун // Техническая механика. — 2017. — № 3. — С. 45-52. — Бібліогр.: 10 назв. — рос. |
Репозитарії
Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine| id |
nasplib_isofts_kiev_ua-123456789-141268 |
|---|---|
| record_format |
dspace |
| spelling |
Коваленко, Т.А. Сироткина, Н.П. Шептун, Ю.Д. 2018-08-29T16:26:07Z 2018-08-29T16:26:07Z 2017 Об адаптации бифункциональных систем управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя к современным способам и системам управления движением космических ступеней ракет / Т.А. Коваленко, Н.П. Сироткина, Ю.Д. Шептун // Техническая механика. — 2017. — № 3. — С. 45-52. — Бібліогр.: 10 назв. — рос. 1561-9184 https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/141268 629.78.533.6.013:621.45 Цель данной статьи – показать легкую адаптацию бифункциональных систем управления вектором тяги ракетного двигателя к современным системам управления движением космических ступеней ракет с изменяемой в полете массовой асимметрией. Рассмотрена бифункциональная система управления вектором тяги, основанная на раздельном парировании случайных и детерминированных возмущающих факторов. Показано, что ее адаптация к современным системам управления ступенями ракет позволяет существенно увеличить диапазон управляющих усилий исполнительных органов при малых энергозатратах на управление и сохранении высоких динамических качеств и точности систем управления, повысить надежность и эксплуатационные характеристики исполнительных органов, снизить энергозатраты на управление полетом ракеты космического назначения. Мета цієї статті – показати легку адаптацію біфункціональних систем управління вектором тяги ракетного двигуна до сучасних систем управління рухом космічних ступенів ракет з масовою асиметрією, що змінюється у польоті. Розглянута біфункціональна система управління вектором тяги, яка основана на окремому парируванні випадкових і детермінованих збурюючих факторів. Показано, що її адаптація до сучасних систем управління ступенями ракет дозволяє істотно збільшити діапазон керуючих зусиль виконавчих органів при малих енерговитратах на управління і збереженні високих динамічних якостей і точності систем управління, підвищити надійність і експлуатаційні характеристики виконавчих органів, понизити енерговитрати на управління польотом ракети космічного призначення. The aim of this paper is to demonstrate that bifunctional rocket trust vector control systems can easily be adapted to modern flight control systems of space rocket stages with mass asymmetry that changes during the flight. A bifunctional thrust vector control system based on separate counteraction to random and deterministic disturbing factors is considered. It is shown that its adaptation to modern rocket stage control systems significantly widens the range of actuator control efforts at low power consumption for control without affecting high dynamic qualities and the accuracy of control systems, increases the reliability and performance characteristics of actuators, and reduces the power consumption for space rocket flight control. ru Інститут технічної механіки НАН України і НКА України Техническая механика Об адаптации бифункциональных систем управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя к современным способам и системам управления движением космических ступеней ракет Про адаптацію біфункціональних систем керування вектором тяги рідинного ракетного двигуна до сучасних способів і систем керування рухом космічних ступенів ракет On the adaptation of bifunctional systems of liquid-propellant rocket thrust vector control to modern methods and systems of space rocket stage flight control Article published earlier |
| institution |
Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine |
| collection |
DSpace DC |
| title |
Об адаптации бифункциональных систем управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя к современным способам и системам управления движением космических ступеней ракет |
| spellingShingle |
Об адаптации бифункциональных систем управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя к современным способам и системам управления движением космических ступеней ракет Коваленко, Т.А. Сироткина, Н.П. Шептун, Ю.Д. |
| title_short |
Об адаптации бифункциональных систем управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя к современным способам и системам управления движением космических ступеней ракет |
| title_full |
Об адаптации бифункциональных систем управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя к современным способам и системам управления движением космических ступеней ракет |
| title_fullStr |
Об адаптации бифункциональных систем управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя к современным способам и системам управления движением космических ступеней ракет |
| title_full_unstemmed |
Об адаптации бифункциональных систем управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя к современным способам и системам управления движением космических ступеней ракет |
| title_sort |
об адаптации бифункциональных систем управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя к современным способам и системам управления движением космических ступеней ракет |
| author |
Коваленко, Т.А. Сироткина, Н.П. Шептун, Ю.Д. |
| author_facet |
Коваленко, Т.А. Сироткина, Н.П. Шептун, Ю.Д. |
| publishDate |
2017 |
| language |
Russian |
| container_title |
Техническая механика |
| publisher |
Інститут технічної механіки НАН України і НКА України |
| format |
Article |
| title_alt |
Про адаптацію біфункціональних систем керування вектором тяги рідинного ракетного двигуна до сучасних способів і систем керування рухом космічних ступенів ракет On the adaptation of bifunctional systems of liquid-propellant rocket thrust vector control to modern methods and systems of space rocket stage flight control |
| description |
Цель данной статьи – показать легкую адаптацию бифункциональных систем управления вектором тяги ракетного двигателя к современным системам управления движением космических ступеней ракет с изменяемой в полете массовой асимметрией. Рассмотрена бифункциональная система управления вектором тяги, основанная на раздельном парировании случайных и детерминированных возмущающих факторов. Показано, что ее адаптация к современным системам управления ступенями ракет позволяет существенно увеличить диапазон управляющих усилий исполнительных органов при малых энергозатратах на управление и сохранении высоких динамических качеств и точности систем управления, повысить надежность и эксплуатационные характеристики исполнительных органов, снизить энергозатраты на управление полетом ракеты космического назначения.
Мета цієї статті – показати легку адаптацію біфункціональних систем управління вектором тяги ракетного двигуна до сучасних систем управління рухом космічних ступенів ракет з масовою асиметрією, що змінюється у польоті. Розглянута біфункціональна система управління вектором тяги, яка основана на окремому парируванні випадкових і детермінованих збурюючих факторів. Показано, що її адаптація до сучасних систем управління ступенями ракет дозволяє істотно збільшити діапазон керуючих зусиль виконавчих органів при малих енерговитратах на управління і збереженні високих динамічних якостей і точності систем управління, підвищити надійність і експлуатаційні характеристики виконавчих органів, понизити енерговитрати на управління польотом ракети космічного призначення.
The aim of this paper is to demonstrate that bifunctional rocket trust vector control systems can easily be adapted to modern flight control systems of space rocket stages with mass asymmetry that changes during the flight. A bifunctional thrust vector control system based on separate counteraction to random and deterministic disturbing factors is considered. It is shown that its adaptation to modern rocket stage control systems significantly widens the range of actuator control efforts at low power consumption for control without affecting high dynamic qualities and the accuracy of control systems, increases the reliability and performance characteristics of actuators, and reduces the power consumption for space rocket flight control.
|
| issn |
1561-9184 |
| url |
https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/141268 |
| citation_txt |
Об адаптации бифункциональных систем управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя к современным способам и системам управления движением космических ступеней ракет / Т.А. Коваленко, Н.П. Сироткина, Ю.Д. Шептун // Техническая механика. — 2017. — № 3. — С. 45-52. — Бібліогр.: 10 назв. — рос. |
| work_keys_str_mv |
AT kovalenkota obadaptaciibifunkcionalʹnyhsistemupravleniâvektoromtâgižidkostnogoraketnogodvigatelâksovremennymsposobamisistemamupravleniâdviženiemkosmičeskihstupeneiraket AT sirotkinanp obadaptaciibifunkcionalʹnyhsistemupravleniâvektoromtâgižidkostnogoraketnogodvigatelâksovremennymsposobamisistemamupravleniâdviženiemkosmičeskihstupeneiraket AT šeptunûd obadaptaciibifunkcionalʹnyhsistemupravleniâvektoromtâgižidkostnogoraketnogodvigatelâksovremennymsposobamisistemamupravleniâdviženiemkosmičeskihstupeneiraket AT kovalenkota proadaptacíûbífunkcíonalʹnihsistemkeruvannâvektoromtâgirídinnogoraketnogodvigunadosučasnihsposobívísistemkeruvannâruhomkosmíčnihstupenívraket AT sirotkinanp proadaptacíûbífunkcíonalʹnihsistemkeruvannâvektoromtâgirídinnogoraketnogodvigunadosučasnihsposobívísistemkeruvannâruhomkosmíčnihstupenívraket AT šeptunûd proadaptacíûbífunkcíonalʹnihsistemkeruvannâvektoromtâgirídinnogoraketnogodvigunadosučasnihsposobívísistemkeruvannâruhomkosmíčnihstupenívraket AT kovalenkota ontheadaptationofbifunctionalsystemsofliquidpropellantrocketthrustvectorcontroltomodernmethodsandsystemsofspacerocketstageflightcontrol AT sirotkinanp ontheadaptationofbifunctionalsystemsofliquidpropellantrocketthrustvectorcontroltomodernmethodsandsystemsofspacerocketstageflightcontrol AT šeptunûd ontheadaptationofbifunctionalsystemsofliquidpropellantrocketthrustvectorcontroltomodernmethodsandsystemsofspacerocketstageflightcontrol |
| first_indexed |
2025-11-26T01:39:38Z |
| last_indexed |
2025-11-26T01:39:38Z |
| _version_ |
1850603427906715648 |
| fulltext |
45
УДК 629.78.533.6.013:621.45
Т. А. КОВАЛЕНКО1, Н. П. СИРОТКИНА1, Ю. Д. ШЕПТУН2
ОБ АДАПТАЦИИ БИФУНКЦИОНАЛЬНЫХ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ
ВЕКТОРОМ ТЯГИ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ К
СОВРЕМЕННЫМ СПОСОБАМ И СИСТЕМАМ УПРАВЛЕНИЯ
ДВИЖЕНИЕМ КОСМИЧЕСКИХ СТУПЕНЕЙ РАКЕТ
1Институт технической механики
Национальной академии наук Украины и Государственного космического агентства Украины,
ул. Лешко-Попеля, 15, 49005, Днепр, Украина; e-mail: kovnd@ukr.net
2Днепропетровский национальный университет им. Олеся Гончара,
пр. Гагарина, 72, 49010, Днепр, Украина; е-mail: udsheptun@rambler.ru
Мета цієї статті – показати легку адаптацію біфункціональних систем управління вектором тяги ра-
кетного двигуна до сучасних систем управління рухом космічних ступенів ракет з масовою асиметрією,
що змінюється у польоті. Розглянута біфункціональна система управління вектором тяги, яка основана на
окремому парируванні випадкових і детермінованих збурюючих факторів. Показано, що її адаптація до
сучасних систем управління ступенями ракет дозволяє істотно збільшити діапазон керуючих зусиль вико-
навчих органів при малих енерговитратах на управління і збереженні високих динамічних якостей і точ-
ності систем управління, підвищити надійність і експлуатаційні характеристики виконавчих органів,
понизити енерговитрати на управління польотом ракети космічного призначення.
Цель данной статьи – показать легкую адаптацию бифункциональных систем управления вектором
тяги ракетного двигателя к современным системам управления движением космических ступеней ракет с
изменяемой в полете массовой асимметрией. Рассмотрена бифункциональная система управления векто-
ром тяги, основанная на раздельном парировании случайных и детерминированных возмущающих факто-
ров. Показано, что ее адаптация к современным системам управления ступенями ракет позволяет суще-
ственно увеличить диапазон управляющих усилий исполнительных органов при малых энергозатратах на
управление и сохранении высоких динамических качеств и точности систем управления, повысить
надежность и эксплуатационные характеристики исполнительных органов, снизить энергозатраты на
управление полетом ракеты космического назначения.
The aim of this paper is to demonstrate that bifunctional rocket trust vector control systems can easily be
adapted to modern flight control systems of space rocket stages with mass asymmetry that changes during the
flight. A bifunctional thrust vector control system based on separate counteraction to random and deterministic
disturbing factors is considered. It is shown that its adaptation to modern rocket stage control systems significant-
ly widens the range of actuator control efforts at low power consumption for control without affecting high dy-
namic qualities and the accuracy of control systems, increases the reliability and performance characteristics of
actuators, and reduces the power consumption for space rocket flight control.
Ключевые слова: газодинамическая и механическая системы управления
вектором тяги; снижение энергозатрат; повышение надежности; диапазон
регулирования.
Введение. При проектировании верхних космических ступеней ракет
одной из важнейших задач обеспечения управляемости является выбор типа
и эффективности исполнительных органов (ИО) управления вектором тяги
(ВТ) ракетного двигателя (РД) 1.
Необходимый для обеспечения полета управляющий момент Мупр , со-
здаваемый ИО, рассматривается как арифметическая сумма трех слагаемых
Мупр = Мпрогр + Мвозм + Мстаб ,
где Мпрогр – программный управляющий момент, необходимый для ведения
ракеты по программной траектории; Мвозм – момент для парирования (отра-
ботки) возмущений; Мстаб – момент, развиваемый органами управления для
обеспечения стабилизации параметров движения.
ИО управления должны обеспечивать парирование всех возмущений, а
система стабилизации – устойчивость углового движения ракеты вокруг цен-
Т. А. Коваленко, Н. П. Сироткина, Ю. Д. Шептун, 2017
Техн. механіка. – 2017. – № 3.
mailto:kovnd@ukr.net
mailto:udsheptun@rambler.ru
46
тра масс и стабилизацию движения центра масс относительно заданной тра-
ектории. В любой момент времени полета располагаемый максимальный мо-
мент, который может быть создан системой управления (СУ), должен быть
больше потребного момента управления.
В данной работе решается задача управления космическими ступенями
ракет, для которых влияние ветра и атмосферных условий мало и основные
возмущающие факторы, обусловливающие формирование действующих на
космическую ступень ракеты возмущающих сил и моментов ракеты, следующие:
1) технологические погрешности изготовления и монтажа ракеты и дви-
гательной установки:
– смещение и перекос оси сопла двигателя относительно установочной базы;
– смещение и перекос установочной базы относительно номинального
положения;
– упругая деформация рамы двигателя;
2) несимметричность компоновки ступени ракеты относительно про-
дольной оси.
Возмущающие силы и моменты от технологических погрешностей изго-
товления и монтажа ракеты и двигательной установки имеют случайный ха-
рактер. Силы и моменты, обусловленные несимметричностью компоновки
вокруг продольной оси ракеты, являются детерминированными.
Анализ накопленного опыта показывает, что на отдельных значительных
по времени участках полета современных вторых и третьих ступенях ракет
детерминированные составляющие загрузки ИО, обусловленные массовой
асимметрией ступеней относительно продольной оси, существенно превы-
шают случайные 1.
Особенно большие детерминированные составляющие, в ряде случаев в
несколько раз превышающие случайные, реализуются в объектах с большой
массовой асимметрией относительно продольной оси. К таким объектам от-
носятся верхние космические ступени ракет, которые последовательно выво-
дят на околоземные орбиты несколько космических аппаратов, космические
буксиры, последовательно заполняемые собранными с орбиты фрагментами
космического мусора и другими объектами 2.
При управлении полетом ступеней с большой массовой асимметрией ИО
должны решать следующие основные задачи:
– обеспечить программное ведение ступени по заданной траектории;
– обеспечить небольшие быстродействующие управляющие усилия для
стабилизации полета;
– парировать сравнительно большие и продолжительные по времени де-
терминированные возмущения.
Выполнение этих задач требует расширения диапазона регулирования
ВТ двигателя при сохранении высоких динамических качеств системы регу-
лирования. В ряде опубликованных работ (в частности 3 – 8) отмечается,
что ни одна из известных систем управления ВТ двигателя не может в пол-
ной мере выполнить эту задачу.
Для управления полетом таких ступеней ракет в 2013 – 2014 годах в
Украине разработаны способы и бифункциональные системы управления
вектором тяги (БФСУВТ) жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), основан-
ные на раздельной отработке случайных и детерминированных возмущаю-
щих факторов 3 – 8. Упомянутые способы и устройства основаны на сов-
47
местном использовании механических систем управления вектором тяги
(МСУВТ) двигателя поворотом установленной в карданном подвесе камеры
(или двигателя в целом), обеспечивающей большие и продолжительные
управляющие полетом ступени усилия при малых потерях энергетики двига-
тельной установки, однако обладающей сравнительно низкими динамиче-
скими, эксплуатационными и габаритно-массовыми характеристиками; и га-
зодинамической системой управления вектором тяги (ГСУВТ) с несиммет-
ричной инжекцией в сверхзвуковую часть основных компонентов топлива
или продуктов их сгорания, обладающей высокими динамическими, эксплуа-
тационными и габаритно-массовыми характеристиками, однако в узком диа-
пазоне регулирования вектором тяги. В ряде опубликованных работ, в част-
ности 7 и ниже в настоящей работе, эти системы объединены общим назва-
нием – БФСУВТ.
Постановка задачи. Для дальнейшего развития и практического приме-
нения БФСУВТ двигателя требуется исследование условий и разработка ре-
комендаций по адаптации МСУВТ и ГСУВТ к современным СУ полетом
космических ступеней ракет. Цель данной статьи – показать легкую адапта-
цию бифункциональных систем управления вектором тяги ракетного двига-
теля к современным системам управления движением космических ступеней
ракет с изменяемой в полете массовой асимметрией.
Результаты исследований. МСУВТ базируются на известных и приме-
няемых в ряде ЖРД (например, РД 861К разработки ГКБ «Южное») системах
управления ВТ. В составе БФСУВТ МСУВТ может существенно упрощаться
по конструкции и функциональной схеме при адаптации ее к СУ ступенью
ракеты. Поворот двигателя в этом случае может выполняться ступенчато или
плавно (без частотных перекладок), поскольку в этом случае МСУВТ не вы-
полняет функцию стабилизации полета. К ней не предъявляются высокие
требования по скорости и точности динамических характеристик (обеспечи-
ваемых в этом случае газодинамической системой). Это существенно упро-
щает МСУВТ и повышает ее надежность. Модификации ГСУВТ обладают
высокими динамическими качествами, подобны по своей конструктивно-
компоновочной схеме, они просты, малогабаритны и немассоемки; отлича-
ются между собой используемым рабочим телом (выхлопной газ турбины,
компонент топлива, твердый штыревой интерцептор), функциональной схе-
мой, алгоритмом управления.
Особый интерес представляют БФСУВТ для ступеней ракет, снимаемых
с боевого дежурства, в составе этих ступеней имеется МСУВТ, которая ранее
решала традиционные задачи для объектов боевого назначения. При модер-
низации таких ступеней для условий космического полета ИО СУВТ требуют
существенного усовершенствования для выполнения более широких функ-
циональных задач (с расширением их возможностей и улучшением характе-
ристик), которые может решать БФСУВТ. Для дооснащения ступеней, снима-
емых с боевых ракет, дополнительная ГСУВТ (необходимая для формирования
БФСУВТ) не требует существенных доработок двигательной установки и хво-
стового отсека ступени. Малогабаритная ГСУВТ может размещаться в не-
больших свободных объемах вокруг сопла камеры двигателя, а добавляемая
(для формирования БФСУВТ) дополнительная масса (конструкции ГСУВТ)
48
существенно компенсируется снижением массы (упрощаемой при этом)
МСУВТ.
Для космических ступеней ракет важным является необходимость решения
задач по адаптации БФСУВТ к современным СУ полетом. Современные СУ по-
летом ступени ракеты позволяют учитывать практически все возможные ситуа-
ции, возникающие при управлении полетом 1, 9, и, в частности, позволяют «об-
нулять» детерминированную составляющую парирующего момента âîçìÌ путем
совмещения линии действия ВТ двигателя с центром масс ступени.
Случайные возмущения (как правило, незначительные по величине) при
этом парируются СУ с использованием управляющих органов малой эффек-
тивности, то есть ГСУВТ 9. Таким образом, БФСУВТ, основанная на раз-
дельном парировании случайных и детерминированных возмущающих фак-
торов, вполне адаптируется к современным СУ ступенями ракет и позволяет
1 – 8:
– существенно увеличить диапазон управляющих усилий ИО при малых
энергозатратах на управление и сохранении высоких динамических качеств и
точности СУ;
– повысить надежность и эксплуатационные характеристики ИО.
Исследуемая (для адаптации БФСУВТ) космическая ступень (ГРН – ги-
потетическая ракета-носитель 2, 10) отличается от третьей ступени «Цик-
лон-4» в основном наличием контейнера с отделяемыми по траектории по-
лезными грузами (рис. 1). Блок полезного груза 1 располагается на платфор-
ме с последовательно отделяемыми грузами разной массы. На верхней части
рисунка изображена ступень до отделения полезного груза, на нижней ча-
сти – после отделения части полезного груза: 1 – контейнер с блоком полез-
ного груза; 2 – приборный отсек; 3, 4 – топливные баки горючего и окисли-
теля; 5 – ЖРД; 6 – турбонасосный агрегат; 7 – кардановый подвес; 8 – сверх-
звуковое сопло; 9 – кольцевой коллектор.
Основные характеристики ступени 10:
– тяга двигателя в пустоте êÍ5,78Ð ;
– удельный импульс тяги ñì3237ÓI ;
– время работы двигателя ñ470 ;
49
1 2 3 4 5 8967
А
А
АА
Рис. 1
– расстояние от плоскости среза сопла до центра масс ì1,3ÖÌÕ ;
– смещение геометрической оси камеры двигателя относительно устано-
вочной базы ì102 3Ê ;
– смещение установочной базы двигателя относительно номинального по-
ложения ì102 3Á ;
– отклонение от перпендикулярности (перекос) оси камеры двигателя к
плоскости стыковки двигателя с корпусом ступени 51 ;
– массовая асимметрия ступени после отделения части полезного груза
ì105 2 Ï .
Результаты проектно-поисковых исследований показали, что для доосна-
щения ступеней, снимаемых с боевых ракет, дополнительным ГСУВТ не тре-
буются большие доработки конструктивно-компоновочных решений двига-
тельных установок и хвостовых отсеков ступеней ракет. Малогабаритные
ГСУВТ размещаются в свободных и организованных пространствах вокруг
сопла камеры двигателя, а масса конструкции системы вторичной инжекции
существенно компенсируется снижением массы упрощенной конструкции
МСУВТ.
На компенсацию больших и продолжительных детерминированных воз-
мущающих факторов ИОСУ полетом тратится много энергии, в частности
большое количество топлива. В заявке на изобретение 10 предложен способ
управления космической ступенью ракеты, позволяющий при использовании
БФСУВТ снизить затраты на компенсацию детерминированного возмущаю-
щего момента от возникающей в процессе полета ступени массовой асим-
метрии.
Для достижения этой цели в соответствии с предложенным способом
управления полетом ступенью ракеты:
– программный поворот двигателя ступени ракеты выполняют до про-
хождения линии действия ВТ двигателя через центр масс ступени путем по-
ворота двигателя в шарнире;
50
– одновременно с поворотом ВТ двигателя выполняют переход от ис-
пользования продольной оси ступени как «базовой» при реализации про-
граммного выведения ступенью полезного груза в заданную точку простран-
ства, до использования нового текущего направления линии действия ВТ
двигателя ступени как «базового» вместо направления продольной оси.
Для упрощения задачи управления исследуемая ступень рассмотрена в
варианте с двумя спутниками равной массы: первый отделяется от ступени
при ñ1001 , второй – при ñ4002 . Массовая асимметрия ступени от
выработки топлива из баков (вследствие малости) не учитывается. При отде-
лении первого груза центр масс ступени изменяет положение (в поперечном
направлении) на величину ì05,0Ï
.
Перемещение центра масс ступени иллюстрируется на рисунке 2: точка
О совмещена с положением центра масс ступени в момент времени 0 ,
точка О1 – с положением центра масс в момент ñ1001 , Р – вектор тяги
двигателя.
Рис. 2
Максимальный возмущающий момент, действующий на ступень за счет
случайных (технологических) отклонений ВТ от номинального положения,
составляет величину
ìêÍ08,1sin 2222
1âîçì ÖÌÁÊ ÕÐÌ .
После отделения первого полезного груза (на участке полета
ñ300122 ) действует возмущающий момент
51
ìêÍ01,5sin 2222
2âîçì ÖÌÁÊÏ ÕÐÌ .
После отделения второго груза ( с7023 ) действует момент
ìêÍ08,13âîçì Ì , поскольку центр масс ступени снова совмещается с ее
геометрической осью.
Необходимый для парирования возмущающего момента (случайных и
детерминированных возмущений) импульс силы (за время )
ñêÍ5,554)(
1
33âîçì22âîçì11âîçì ÌÌÌ
Õ
I
ÖÌ
À .
При совмещении линии действия ВТ с центром масс (поворотом двига-
теля) парирующий (только случайные возмущения от технологического от-
клонения ВТ) импульс силы (на участке полета
2 ) составит величину
ñêÍ7,163
1âîçì
ÖÌ
Ñ
Õ
Ì
I
.
Это составляет % 29,5
А
С
I
I
от величины импульса АI , учитывающего
детерминированное возмущение (асимметрию центра масс ступени), или
%44,0
I
IС от общего импульса двигателя ( ñêÍ109,36 3 PI ).
При совмещении линии действия ВТ с центром масс ступени (при этом
линия действия ВТ принимается за геометрическую ось ступени) из возму-
щающего момента, действующего на ступень, исключается его детерминиро-
ванная составляющая. Это позволяет уменьшить количество топлива для па-
рирования (с удельным импульсом тяги ñì3237ÓI ) «внутренних» воз-
мущений на величину
êã7,120
Ó
CA
A
I
II
m .
С учетом массовых эквивалентов для ракет-носителей среднего класса
уменьшение массы третьей ступени (при общем количестве топлива, равном
9000 кг) на 120,7 кг позволит уменьшить массу первой ступени на 1000 кг
[10].
Возможность решения задачи совмещения линии действия ВТ с центром
масс ступени подтверждается подобными решениями, принятыми при созда-
нии ракет-носителей ГКБ «Южное» (таких как 15А16, 11К68, 15Ж44 и др.).
При компенсации возмущающего фактора от возникающей в процессе по-
лета массовой асимметрии ступени основной загрузкой ИОСУ полетом лета-
тельного аппарата остаются режимы стабилизации, обеспечивающие устойчи-
вость углового движения ступени вокруг центра масс и стабилизацию движе-
ния центра масс относительно заданной траектории.
52
Выводы. БФСУВТ, основанная на раздельном парировании случайных и
детерминированных возмущающих факторов, адаптируется к современным СУ
ступенями ракет и позволяет существенно увеличить диапазон управляющих
усилий ИО при малых энергозатратах на управление и сохранении высоких
динамических качеств и точности СУ, повысить надежность и эксплуатацион-
ные характеристики ИО, снизить энергозатраты на управление полетом ракеты
космического назначения.
1 Игдалов И. М., Кучма Л. Д., Поляков Н. Д., Шептун Ю. Д. Динамическое проектирование ракет. Задачи дина-
мики ракет и их космических ступеней. Днепропетровск, 2010. 254 с.
2 Управление ступенью ракеты с массовой асимметрией. Материалы международной научной конферен-
ции «Космические технологии: настоящее и будущее» (19-21 мая 2015 г., Днепропетровск). Днепропет-
ровск, 2015. 4 с.
3 Спосіб регулювання вектора тяги рідинного ракетного двигуна та рідинний ракетний двигун для його
здійснення: пат. 103528 Україна: МПК F02К 9/00. № 2011 14384; заявл. 05.12.2011; опубл. 25.10.2013,
Бюл. № 20. 11 с.
4 Спосіб регулювання вектора тяги рідинного ракетного двигуна та рідинний ракетний двигун для його здійснен-
ня : пат. 105214 Україна: МПК F02К 9/56, F02К 9/82. № 2011 12467 ; заявл. 24.10.2011; опубл. 25.04.2014,
Бюл. № 8. 10 с.
5 Спосіб керування вектором тяги рідинного ракетного двигуна з турбонасосним агрегатом подачі компо-
нентів палива в камеру згоряння та рідинний ракетний двигун з його застосуванням: пат. 107270 Украї-
на: МПК F02К 9/00. № 2013 06211 ; заявл. 20.05.2013 ; опубл. 10.12.2014, Бюл. № 23. 11 с.
6 Спосіб керування вектором тяги рідинного ракетного двигуна та рідинний ракетний двигун з його засто-
суванням: пат. 108677 Україна: МПК F02К 9/00. № 2011 14384 ; заявл. 08.07.2013 ; опубл. 25.05.15,
Бюл. № 10. 9 с.
7 Коваленко Т. А., Сироткина Н. П., Коваленко Н. Д. Бифункциональная система управления вектором
тяги двигателя космической ступени ракеты-носителя. Техническая механика. 2015. № 1. С. 42–54.
8 Коваленко Т. А., Коваленко Г. Н., Сироткина Н. П. Управление вектором тяги ЖРД космической ступе-
ни ракеты-носителя при возникновении массовой асимметрии. Техническая механика. 2016. № 1.
С. 51–59.
9 Дегтярев А. В. Шестьдесят лет в ракетостроении и космонавтике. Днепропетровск, 2014. 540 с.
10 Спосіб керування ступенем ракети-носія: пат. 114354 Україна: МПК F02 K 9/00. №2015 07716 ; заявл.
03.08.15 ; опубл. 25.05.17, Бюл. № 10. 5 с.
Получено 22.06.2017,
в окончательном варианте 02.10.2017
|