Способ управления продольным движением разгонного блока на участке доразгона



 

G01D1/08 - Измерения, специально не предназначенные для измерения особых переменных величин; устройства или приборы для измерения двух или более переменных величин, не отнесенные к другим подклассам; тарифные счетчики; измерения или испытания, не отнесенные к другим подклассам (регистрирующие устройства, конструктивно связанные с разрядными устройствами, имеющими отношение к молнии или сверхнапряжению, для регистрации их действия G01R; способы и устройства выдачи информации вообще G09F; запись способами, требующими воспроизведения с помощью преобразователей G11B)

Владельцы патента RU 2408851:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП "МОКБ "Марс") (RU)

Изобретение относится к управлению движением разгонного блока (РБ) при выведении его на опорную орбиту. Согласно изобретению после отделения разгонного блока от ракеты-носителя (РН) считывают из полетного задания (ПЗ) данные по параметрам управления и формируемой на доразгоне орбите. После запуска маршевого двигателя начинают отработку программы ориентации разгонного блока по тангажу. На доразгоне корректируют программу ориентации. Выключают маршевый двигатель по достижению заданного функционала энергии. Особенность изобретения заключается в том, что после отделения от РН по значениям векторов скорости и радиус-вектора РБ на момент отделения от РН вычисляют радиус апогея сформированной РН орбиты и по величине его отклонения от номинального значения пересчитывают значения начального угла программы изменения тангажа на доразгоне, скорости его изменения, фокальный параметр формируемой орбиты, ее эксцентриситет, заданный функционал энергии и значения элементов двух строк матрицы, определяющей ориентацию орбиты после доразгона. Благодаря пересчету заданных в полетном задании для номинальных условий полета параметров программы ориентации по тангажу и параметров формируемой опорной орбиты применительно к условиям после отделения разгонного блока от ракеты-носителя, снижаются энергетические затраты РБ на доразгоне, что позволяет поднять массу полезной нагрузки. 2 табл.

 

Изобретение относится к области, связанной с управлением движением разгонного блока (РБ) при выведении его на опорную орбиту после отделения от ракеты-носителя (РН).

Наиболее близким техническим решением является способ управления, применяемый в системе управления РБ, при котором после отделения РБ от РН выполняют разворот РБ по тангажу до достижения ориентации, определяемой величиной заданного в полетном задании (ПЗ) начального угла программы изменения тангажа на доразгоне и на этом угле стабилизируют продольную ось РБ до момента начала отработки заданной программы ориентации, считывают из полетного задания данные по параметрам управления и формируемой на доразгоне орбите РБ, в заданные в полетном задании времена от момента отделения РБ от РН включают на оговоренный в полетном задании интервал времени двигатели коррекции импульса (ДКИ) для поджатия топлива в баках, запускают маршевый двигатель (МД), спустя фиксированный момент времени после запуска МД начинают отработку заданной в полетном задании программы ориентации РБ по тангажу, корректируют программу ориентации с помощью терминального управления для обеспечения формирования орбиты с заданными в ПЗ параметрами, выключают МД по достижению заданного функционала энергии, а за установленный интервал времени до этого фиксируют программу ориентации [1].

При выведении РБ с помощью РН для повышения энергетических характеристик РН может использоваться выключение двигательной установки последней ступени РН по окончании компонентов топлива, что приводит к расширению поля разброса скорости и высоты полета на момент отделения РБ от РН. При таком способе окончания работы РН в целях использования достигнутой энергетики формирование опорной орбиты на доразгоне должно выполняться с учетом конкретных условий начала автономного полета РБ.

Недостатком указанного выше способа управления РБ на доразгоне является тот факт, что заданные в ПЗ начальный угол тангажа программы изменения ориентации РБ на доразгоне, скорость его изменения и параметры формируемой орбиты могут существенно отличаться от требуемых для конкретных условий полета. В результате этого ориентация тяги маршевого двигателя РБ после его включения не будет совпадать с требуемым направлением. Из-за нерасчетного начального направления тяги и не соответствия заданных в ПЗ параметров формируемой опорной орбиты сложившимся условиям полета увеличивается длительность процесса формирования опорной орбиты и повышается расход топлива на этом маневре.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является снижение энергетических затрат РБ на доразгоне путем пересчета заданных в ПЗ для номинальных условий полета параметров программы ориентации по тангажу и параметров формируемой опорной орбиты применительно к условиям после отделения РБ от РН.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе управления продольным движением РБ на участке доразгона, заключающемся в том, что после отделения РБ от РН выполняют разворот РБ по тангажу до достижения ориентации, определяемой величиной начального угла программы изменения тангажа на доразгоне, стабилизируют на этом угле продольную ось РБ до момента начала отработки заданной программы ориентации, включают на оговоренный в ПЗ интервал времени двигатели коррекции импульса для поджатия топлива в баках, запускают МД, спустя фиксированный момент времени после запуска МД начинают отработку программы ориентации РБ по тангажу, корректируют программу ориентации с помощью терминального управлении, выключают МД по достижении заданного функционала энергии, дополнительно по значениям векторов скорости и радиус-вектора РБ на момент отделения от РН вычисляют радиус апогея сформированной РН орбиты, определяют модуль его отклонения от считываемого из ПЗ номинального радиуса апогея формируемой РН орбиты и в случае превышения этим модулем допустимого уровня в соответствии со знаком вычисленного отклонения считывают из ПЗ предельные значения радиуса апогея орбиты РН, начального угла программы изменения тангажа на доразгоне, скорости его изменения, заданного функционала энергии, фокального параметра, эксцентриситета и элементы первых двух строк матрицы ориентации формируемой для этих условий орбиты на доразгоне и затем по величине отклонения апогея сформированной РН орбиты от ее номинального значения на основе линейной интерполяции между значениями предельных и номинальных параметров пересчитывают значения параметров ПЗ по формуле:

Р=Рном+(Рпредном)·Ки,

где Р - пересчитываемый параметр;

Рном, Рпред - соответственно номинальный и выбранный предельный параметры исходных данных;

Ки - коэффициент интерполяции;

ΔR - отклонение радиуса апогея орбиты от номинального значения;

, - соответственно номинальный и выбранный предельный радиусы апогея орбиты.

Предложенный способ управления продольным движением РБ на участке доразгона реализуется следующим образом.

После отделения РБ от РН по значениям векторов скорости и радиус-вектора РБ на момент отделения от РН вычисляют радиус апогея сформированной РН орбиты RA, используя для этого следующие формулы:

C(1)=RY·VZ-RZ·VY,

C(2)=-RX·VZ+RZ·VX,

C(3)=RX·VY-RY·VX,

C2=C(1)2+C(2)2+C(3)2,

FP=C2/B0,

V2=VX2+VY2+VZ2,

A=R/(2-R·V2/B0),

RA=A·(1+EX),

где VX, VY, VZ и RX, RY, RZ - соответствующие проекции вектора скорости и радиус-вектора на оси используемой геоцентрической инерциальной системы координат;

FP - фокальный параметр;

A, EX, RA - соответственно большая полуось, эксцентриситет и радиус апогея орбиты РН;

В0 - гравитационная константа, равная 398600.44 км3/сек2.

Определяют величину отклонения ΔR радиуса апогея орбиты RA, сформированной РН, от ее номинального значения , заданного в ПЗ, и модуль этого отклонения |ΔR|.

Если модуль отклонения |ΔR| превышает заданный в ПЗ допустимый уровень ΔRдоп, то заданные для доразгона номинальные данные ПЗ, обозначаемые как NOM, пересчитывают. Для этого в ПЗ предусматриваются два предельных варианта данных: один для положительного отклонения ΔR, называемый максимальным вариантом и обозначаемый МАХ, и второй - для отрицательного отклонения ΔR, называемый минимальным вариантом и обозначаемый MEN. Из двух этих предельных вариантов данных выбирают вариант, соответствующий знаку вычисленного отклонения ΔR, и считывают из него предельные значения высоты апогея орбиты РН или и предельные значения пересчитываемых параметров, перечень которых приведен в таблице 1.

Таблица 1
Параметр Название параметра
1 ϑ0 Начальное значение угла тангажной программы
2 Скорость изменения угла тангажа
3 FP Фокальный параметр формируемой орбиты
4 EX Эксцентриситет формируемой орбиты
5 F Значение заданного функционала энергии
6 E (1,1) Первые 2-е строки матрицы перехода от ГИСК к вспомогательной инерциальной системе координат, определяющей ориентацию орбиты после доразгона
7 E (1,2)
8 E (1,3)
9 E1 (2,1)
10 E1 (2,2)
11 E1 (2,3)

Фокальный параметр FP и эксцентриситет EX характеризуют геометрию формируемой РБ орбиты, а ее ориентация в пространстве определяют единичные векторы , , :

,

,

,

,

где , - параметры движения РБ (радиус-вектор и вектор скорости) в расчетной точке выхода на заданную орбиту, определяемые при подготовке пуска, а - их векторное произведение.

Во вспомогательной инерциальной системе координат с началом координат в центре Земли вектор направлен в апогей формируемой орбиты, вектор перпендикулярен плоскости орбиты, а вектор определяет правую систему координат. Так как после отделения от РН плоскость орбиты на доразгоне не изменяется, то направление вектора сохраняют во всех вариантах и не пересчитывают.

Пересчет параметров ПЗ выполняют на основе линейной интерполяции между их значениями для номинального и выбранного предельного варианта.

Если обозначить пересчитываемый параметр как Р, то формула его пересчета имеет вид:

Р=Рном+(Рпредном)·Ки,

где Ки - коэффициент интерполяции, равный

а индекс "пред" обозначает параметры используемого для пересчета предельного варианта исходных данных.

Если модуль отклонения |ΔR| не превышает заданный в ПЗ допустимый уровень ΔRдоп, то заданные для доразгона номинальные параметры ПЗ не пересчитывают.

После проведения операции по уточнению данных ПЗ в части параметров программы ориентации и параметров формируемой на доразгоне орбиты выполняют разворот РБ по тангажу до начального угла программы ориентации, стабилизируют на этом угле продольную ось разгонного блока до момента начала отработки заданной программы ориентации, включают на оговоренный в полетном задании интервал времени двигатели коррекции импульса для поджатия топлива в баках, запускают маршевый двигатель, спустя фиксированный момент времени после запуска маршевого двигателя начинают отработку программы ориентации разгонного блока по тангажу, корректируют программу ориентации с помощью терминального управления, выключают маршевый двигатель при достижении функционалом энергии, определяемым как F=V2/2-В0/R, заданного в ПЗ значения.

Эффективность предлагаемого способа управления в части снижения энергетических затрат РБ на участке доразгона видна из приведенных в таблице 2 данных, полученных в результате моделирования процесса выведения РБ на целевую геостационарную орбиту в варианте MIN с пересчетом и без пересчета параметров ПЗ на участке доразгона.

Таблица 2
Параметры Без пересчета параметров ПЗ С пересчетом параметров ПЗ
Время включения МД на доразгоне, с 724 724
Время отключения МД на доразгоне, с 1042.2 1020.4
Масса РБ после выключения МД на доразгоне, кг 24585.6 24705.8
Масса РБ после выведения на целевую орбиту, кг 4709.2 4805.2

Как видно из этой таблицы, за счет пересчета ПЗ длительность работы МД на доразгоне сократилась на 19.8 секунды, расход топлива уменьшился на 130.2 кг. За счет этого масса РБ после выведения на целевую орбиту увеличилась на 96 кг, что позволяет поднять вес полезной нагрузки.

Источник информации

1. Патент РФ №2350521, кл. G05D 1/08, 16.11.2007 г.

Способ управления продольным движением разгонного блока на участке доразгона, заключающийся в том, что после отделения разгонного блока от ракеты-носителя выполняют разворот разгонного блока по тангажу до достижения ориентации, определяемой величиной начального угла программы изменения тангажа на доразгоне, стабилизируют на этом угле продольную ось разгонного блока до момента начала отработки заданной программы ориентации, включают на оговоренный в полетном задании интервал времени двигатели коррекции импульса для поджатия топлива в баках, запускают маршевый двигатель, спустя фиксированный момент времени после запуска маршевого двигателя начинают отработку программы ориентации разгонного блока по тангажу, корректируют программу ориентации с помощью терминального управления, выключают маршевый двигатель по достижению заданного функционала энергии, отличающийся тем, что по значениям векторов скорости и радиус-вектора разгонного блока на момент отделения от ракеты-носителя вычисляют радиус апогея сформированной ракетой-носителем орбиты, определяют модуль его отклонения от считываемого из полетного задания номинального радиуса апогея формируемой ракетой-носителем орбиты и в случае превышения этим модулем допустимого уровня в соответствии со знаком вычисленного отклонения считывают из полетного задания предельные значения радиуса апогея орбиты ракеты-носителя, начального угла программы изменения тангажа на доразгоне, скорости его изменения, заданного функционала энергии, фокального параметра, эксцентриситета и элементы первых двух строк матрицы ориентации формируемой для этих условий орбиты на доразгоне и затем по величине отклонения апогея сформированной ракетой-носителем орбиты от ее номинального значения на основе линейной интерполяции между значениями предельных и номинальных параметров пересчитывают значения параметров полетного задания по формуле:
Р=Рном+(Рпредном)·Ки,

где Р - пересчитываемый параметр;
Рном, Рпред - соответственно номинальный и выбранный предельный параметры исходных данных;
Ки - коэффициент интерполяции;
ΔR - отклонение радиуса апогея орбиты от номинального значения;
, - соответственно номинальный и выбранный предельный радиусы апогея орбиты.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к устройствам для измерения расхода и может быть использовано, в частности, для измерения расхода жидкости или газа. .

Изобретение относится к устройствам для измерения расхода и может быть использовано, в частности, для измерения расхода жидкости или газа. .

Изобретение относится к области измерительной техники и может быть применено в устройствах для измерения переменных скалярных величин, распределенных в пространстве.

Изобретение относится к метрологии, к измерительным приборам и может применяться для проведения эталонных измерений. .

Изобретение относится к измерительной технике и может быть применено в устройствах измерения переменных скалярных величин, распределенных в пространстве. .

Изобретение относится к высокоточным приборам для измерения физических величин. .

Изобретение относится к областям электроники и измерительной техники и может быть использовано в различных устройствах или системах измерения неэлектрических величин электрическими способами с использованием датчиков с двумя выходами (Дифференциальных датчиков).

Изобретение относится к автоматике и вычислительной технике, в частности к электроизмерительной технике. .

Изобретение относится к электротехнике и электроэнергетике, а именно к релейной защите и автоматике

Изобретение относится к оптическому волокну, содержащему по всей своей длине датчики давления и температуры

Изобретение относится к области предотвращения несанкционированного применения воздушных судов (ВС), в том числе предотвращения террористических атак

Изобретение относится к области судовождения, в частности к системам автоматического управления движением судна

Группа изобретений относится к средствам увеличения функциональности измерительного устройства. Технический результат заключается в обеспечении конфигурирования измерительного устройства для конкретных измерительных операций. Для этого предложены средства для увеличения функциональности измерительного устройства. Измерительное устройство может содержать микроконтроллер (МК), содержащий отдельные блоки памяти для хранения различных типов данных. МК может хранить основной программный код в виде встроенной программы в одном блоке флэш-памяти, а также хранить виртуальную опциональную плату в виде встроенной программы в отдельном блоке флэш-памяти. Основной программный код может быть использован измерительным устройством для обеспечения базового уровня функциональности измерительного устройства. Виртуальная опциональная плата может быть использована измерительным устройством для реализации дополнительной функциональности. Добавленная посредством виртуальной опциональной платы функциональность может содержать измерительные операции для конкретного пользователя и/или измерительные операции для конкретного рынка. 2 н.п., 16 з.п.ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области волоконной оптики и может быть использовано в волоконно-оптических фазовых датчиках интерферометрического типа. При измерении сигнала датчика в ступенчатый пилообразный модулирующий сигнал добавляют один скачок напряжения за его период, амплитуда скачка равна амплитуде модулирующего сигнала, а длительность составляет половину длительности одной его ступени, причем скачок напряжения осуществляют в момент времени, соответствующий линейному участку выходного интерферометрического сигнала, полученного за предыдущий период модулирующего сигнала. Техническим результатом является обеспечение стабилизации масштабного коэффициента модулятора и повышенная точность измерения интерферометрического сигнала. 3 ил.

Изобретение относится к электротехнике, в частности к электрооборудованию, установленному на электрических станциях и подстанциях в системах производства, передачи и потребления электроэнергии, и может быть использовано во всех электроустановках, использующих цифровую обработку данных. Технический результат: возможность быстро и точно определить величину и время термического воздействия на проводники и электрические аппараты от тока короткого замыкания путем фиксации мгновенных значений и вычисления по математическим выражениям, приведенным в формуле изобретения. Сущность: измеряют, фиксируют и оцифровывают N раз в течение периода T и в каждый текущий момент времени tj текущее мгновенное значение тока короткого замыкания xкз(ti) в каждой фазе. Осуществляют определение величины термического воздействия Втер в каждой фазе по выражению: где Вmер - величина термического воздействия от тока короткого замыкания в одной из фаз, А2с; Δt=T/N - шаг дискретизации сигнала по времени, с, суммирование ведется по j от j=1, что соответствует моменту t1 - времени возникновения тока короткого замыкания, до момента времени tanв - времени завершения автоматического повторного включения, когда j=f(tanв+1)N; хкз(ti) - мгновенное значение тока короткого замыкания в данной фазе в текущий момент времени tj, А; xкз(ti+1) - мгновенное значение тока короткого замыкания в данной фазе в последующий момент времени tj+1, А; f - промышленная частота, Гц; N - количество интервалов дискретизации. Время термического воздействия tкз при каждом j-м измерении нарастающим итогом монотонно увеличивается со значения tкз=0 на величину шага дискретизации сигнала по времени Δt, при условии что xкз(tj) - текущее мгновенное значение тока короткого замыкания в данной фазе не равно нулю и определяется в соответствии со следующим выражением:

Заявляемое изобретение относится к области электроэнергетики, а именно к глобальным автоматизированным системам, позволяющим контролировать работу разнородных объектов электроэнергетики подстанционного уровня, входящих в энергосистему и удалённых на значительное расстояние друг от друга и от оператора энергосистемы. Техническим результатом является обеспечение автоматизированной централизованной обработки информации об аварийных процессах, зафиксированных на всех контролируемых объектах электроэнергетики, входящих в энергосистему, на верхнем иерархическом уровне энергосистемы. Система содержит несколько разнородных контролируемых объектов электроэнергетики подстанционного уровня, входящих в энергосистему, при этом каждая подстанция может иметь различный набор устройств, которые потенциально могут быть источниками аварийной осциллографической информации. 1 з.п. ф-лы, 15 ил.
Наверх