Способ управления движением космического аппарата на активном участке выведения на орбиту исз
СОЮЗ СОВЕТСКИХ
СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ
РЕСПУБЛИК
1) 4923360/22
2) 29.03.91
6) 30.08.93. Бюл. ЛЬ 32
71) Центральный научно-исследователький институг машиностроения
2) Н.Л.Соколов, Г.И.Овчинников, А.П.Соолов и Е,А,Суворов
73) Центральный научно-исследователький институт машиностроения
6) Андреевский В.В. Динамика спуска косических аппаратов на Землю. M.; Машинотроение, 1970.
Аппазов Р.Ф., Сытин О.Г. Методы проктирования траекторий. носителей и спутиков Земли. M.: Наука, 1987, с.27-35.
4) СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ
ОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА HA АКТИВОМ УЧАСТКЕ ВЫВЕДЕНИЯ HA ОРБИТУ
СЗ
7) Изобретение относится к области балистики и навигации, а именно к способам !
Изображение относится к области балистики и навигации, а имэмо к способам правления движением КА на активном учатке выведения на орбиту ИСЗ.
Цель изобретения — сокращение массы оплива, потребной для разгона KA до заанной скорости, повышение устойчивости полета KA.
Сущность способа управления вектором тяги ДУ на первой ступени активнбго участка выведения КА на орбиту МС3 состоит в том, что реализуют отделение КА от пусковой установки, разворачивают аппарат по крену для обеспечения требуемого угла азимута, осуществляют вертикальный
„„5U„„1838177 АЗ управления движением космических аппаратов на активном участке выведения на орбиту ИСЗ. Целью изобретения является сокращение массы топлива, потребной для разгона космического аппарата до заданной скорости, а также повышение устойчивости полета. Для достижения поставленной цели предлагается осуществить отделение космического аппарата от пусковой установки, развернуть аппарат по крену для обеспечения требуемого угла азимута, осуществить вертикальный полет, путем изменения направления вектора тяги в соответствии с приведенной зависимостью, после возрастания аэродинамического ускорения до величины, превышающей суммарные значения кориолисовых и переносных ускорений на порядок осуществить перевод космического аппарата на режим гравитационного разворота с углом атаки, изменяемым в соответствии с выражением а-С1/о. полет путем изменения направления вектора тяг ДУ в соответствии с зависимостью:
mV г V%3
a = arcsln
P 2Р cos у— — 2rscospcoss sos @sinrpsins), QP r где a — угол между вектором тям ДУ и вектором скорости КА, р- плотность атмосферы.
V — скорость движения КА, Кв — баллансировочное аэродинамическое качество.
1838177
Рх — нагрузка на лобовое сопротивление, у- угол крена, со- угловая скорость вращения планеты, р- широта, . 8- курсовой угол, m — масса КА, Р— тяга ДУ, г — расстояние от центра планеты.до аппарата.
После возрастания аэродинамического ускорения до величины превышающей суммарное значение кориолисовых и переносных ускорений более чем на порядок, реализуют режим управления КА, где угол а определяется по формуле а-С1/q.
Такое управление обеспечивается до конца работы первой ступени, Возможность сокращения массы топлива, потребной для разгона KA до заданной скорости на первой ступени, обуславливается следую ими факторами. На начальном участке вижения достаточно продолжительное время осуществляется вертикальный полет, при этом изменение угла атаки а определяется из рассмотрения дифференциального уравнения, характеризующего зависимость угла наклона вектора скорости к местному горизонту от времени — cos у — d0 ЧКд dt 2Рх V Ч г + — сов О+2мсоз рсоэе+. х г Ч х соз ф (sill p slfl Я slo О + cos p С0$0.) + + cosa, Р где О- угол наклона вектора скорости к местному горизонту. Для реализации вертикального полета 690 угол а рассчитывается из условия равенство нулю функции б О/dt=0 (при этом сов д-cos90 -О, sin 0=1, a = агсзЬ вЂ” (сов у— лтЧ г ЧQ Р (2Рх — 2 и сов у c0s a — сов p sin y sin e J, Р г На протяжении всего вертикального участка полета угол атаки не превышает «0,1, следовательно осуществляется разгон КА с практически максимальной интенсивностью: при выработке определенного количества топлива скорость КА для такого способа управления будет больше, чем для способа прототипа. После того, как скорость КА возрастает до некоторой величины (порядка нескольких сотен м/с) влияние кориолисовых и переносных ускорений на динамику полета "0 будут значительно снижено, т.е. необходимость их учета при определении программного управления а отпадает. В этот момент КА, достигший значительной кинетической энергии целесообразно отклонить от верти15 кали путем реализации программы а С1/q. Такое управление следует продолжать до конца работы ДУ первой ступени. Выбором константы С1 обеспечивается требуемая дальность падения ускорителя первой сту20 пени. Устойчивость движения КА обуславливается наличием обратной связи текущего вектора состояния и управляющего воздействия, Эта связь учитывает все силы, оказы25 вающие влияние на траекторию движения КА. Используемый аппарат управления является безитерационным и универсальным, т.к. начальные условия КА, азимуты (наклоЭ0 нения) старта, массовые и энергетические характеристики входят в явном виде в зависимость для определения угла атаки а. Это существенно сокращает объем расчетов, проводимых на этапе предварительного проектирования. Ожидаемая эффективность использования предлагаемого способа управления по сравнению со способом прототипом, где угол атаки рассчитывается без учета влия40 ний кориолисовых и переносных ускорений, состоит в уменьшении потребной массы топлива на 400-600 кг и повышение устойчивости движения КА. Формула изобретения 45 Способ управления движением космического аппарата на активном участке выведения на орбиту ИСЗ, включающий отделение космического аппарата от пуско вой установки, разворот аппарата по крену 50 для обеспечения требуемого угла азимута, движение на участке гравитационного разворота с углом атаки, изменяемым в соответствии с выражением а =С1/q, где q — скоростной напор; С1 — константа. определяемая из условия падения ускорителя первой ступени на заданном расстоянии от точки старта; 1838177 10 ты: CCP о со ра но во an ро те со л и ч а ю шийся тем, что, с целью ращения массы топлива, потребной для гона космического аппарата до заданскорости, а также повышения устойчити- полета, до перевода космического 5 арета на режим гравитационного развоа осуществляют вертикальный полет пуизменения направления вектора тяги в тветствии с зависимостью = aresln —, cos y— руд Р 2РХ m cas p cas e cos p sin y sin a), иР r 15 где — аэродинамическое уско-. V KB 2 Рх ие; 2сосовусозо- переносное ус«оре- 2р 29 сов p sin p sin е — кориолисово усV ение; а- угол между вектором тяги и вектором тяги и вектором скорости; р — плотность атмосферы; V — скорость движения; К вЂ” балансировочное аэродинамическое качество; Рх — нагрузка на лобовую поверхность; у- угол крена; в- угловая скорость вращения планеy — широта; е — курсовой угол; m — масса аппарата; P — тяга двигательной установки; r расстояние от центра притяжения до аппарата, после возрастания аэродинамического ускорения до величины, превышающей суммарные значения кориолисовых и переносных ускорений на порядок, осуществляют перевод космического аппарата на режим гравитационного разворота.
