Способ коррекции параметров программы ориентации разгонного блока

Изобретение относится к области, связанной с управлением движением разгонного блока (РБ) при выведении его на заданную орбиту. Техническим результатом изобретения является повышение точности формируемой орбиты. Он достигается тем, что терминальное управление обеспечивает отработку отклонений от заданной орбиты по радиальной скорости ΔМ и радиус-вектору ΔR в прогнозируемый момент Тпр отсечки маршевого двигателя (МД). При этом фактическая отсечка МД выполняется в момент Тф при достижении текущим функционалом энергии заданного в полетном задании значения. При не совпадении моментов Тпр и Тф маневр заканчивается с отклонениями по радиальной скорости ΔVк и радиус-вектору ΔRк, что сказывается на точности формируемой орбиты. В предложенном способе прогнозируют параметры движения РБ на момент отсечки МД. По этим параметрам определяют отклонения радиус-вектора и радиальной скорости центра масс РБ от их значений на заданной орбите. Формируют сигналы коррекции управления по углу и угловой скорости РБ в канале тангажа. При этом ограничивают сигнал коррекции по углу тангажа на заданном уровне. Далее изменяют сигнал коррекции по угловой скорости тангажа пропорционально этому уровню ограничения и обратно пропорционально значению сигнала коррекции по углу тангажа, сформированному до указанного ограничения, и на установленном интервале времени до прогнозируемого момента отсечки МД принимают прогнозируемое отклонение по радиус-вектору равным нулю. 3 ил., 1 табл.

 

Изобретение относится к области, связанной с управлением движением разгонного блока (РБ) при наведении его на заданную орбиту.

Наиболее близким техническим решением является способ коррекции параметров программы ориентации РБ, заключающийся в том, что прогнозируют параметры движения РБ на момент отсечки маршевого двигателя (МД), определяют по ним отклонения радиус-вектора и радиальной скорости центра масс РБ от их значений на заданной орбите, формируют сигналы коррекции управления по углу и угловой скорости тангажа, ограничивают сигнал коррекции по углу тангажа на заданном уровне и изменяют сигнал коррекции по угловой скорости тангажа пропорционально уровню ограничения сигнала коррекции по углу тангажа и обратно пропорционально значению сигнала коррекции по углу тангажа, сформированному до ограничения этого сигнала [1].

Коррекция параметров программы ориентации с помощью терминального управлении основывается на том, что прогнозируемые отклонения по радиальной скорости ΔV0 и радиус-вектору ΔR0 от требуемых величин на заданной орбите будут приведены к нулевым значениям в прогнозируемый момент отсечки маршевого двигателя Тпр. Фактическая отсечка МД выполняется в момент Тф при достижении текущим функционалом энергии заданного в полетном задании значения.

Недостатком известного способа коррекции параметров программы ориентации является тот факт, что за счет разницы времен ΔT=Тфпр маневр заканчивается с отличными от нуля отклонениями по радиальной скорости ΔVк и радиус-вектору ΔRк, что отражается на точности формируемой орбиты.

Техническим результатом изобретения является повышение точности формируемой орбиты.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе коррекции параметров программы ориентации РБ, заключающемся в том, что прогнозируют параметры движения разгонного блока на момент отсечки маршевого двигателя, определяют по ним отклонения радиус-вектора и радиальной скорости центра масс РБ от их значений на заданной орбите, формируют сигналы коррекции управления по углу и угловой скорости тангажа, ограничивают сигнал коррекции по углу тангажа на заданном уровне и изменяют сигнал коррекции по угловой скорости тангажа пропорционально уровню ограничения сигнала коррекции по углу тангажа и обратно пропорционально значению сигнала коррекции по углу тангажа, сформированному до ограничения этого сигнала, дополнительно на установленном интервале времени до прогнозируемого момента отсечки маршевого двигателя принимают прогнозируемое отклонение по радиус-вектору равным нулю.

На фиг.1 представлен процесс возникновения отклонений по радиальной скорости ΔVк и радиус-вектору ΔRк в конце маневра из-за отличия прогнозируемого Тпр и фактического Тф времени отсечки МД, на фиг.2 представлен процесс изменения отклонений ΔV, ΔR по способу-прототипу, а на фиг.3 - по предлагаемому способу.

Эффективность обнуления радиус-вектора определяется из следующих соображений.

Для продольного движения используется линейная по времени программа ориентации РБ по углу тангажа ϑпр=ϑ+·t, где ϑ и - угол и угловая скорость на очередном такте терминального управления, а время t отсчитывается от начала этого такта.

Реакция отклонений ΔR0, ΔV0 на изменение управляющих параметров Δϑ, Δ определяется функциями чувствительности:

, ,

которые имеют следующий вид:

где U - удельный импульс МД;

τ - условное время сгорания массы РБ;

ts - время, оставшееся до конца маневра.

Сигналы коррекции в виде поправок по параметрам управления Δϑ, Δ, компенсирующие прогнозируемые отклонения ΔV0, ΔR0, определяются из системы уравнений:

Решение системы (2) дает:

где

Если вычисленная корректирующая поправка по углу тангажа Δϑ превышает допустимый уровень Δ, то ее величина ограничивается этим значением:

В этом случае вычисленная корректирующая поправка по угловой скорости тангажа Δ изменяется пропорционально уровню ограничения угловой поправки Δ и обратно пропорционально угловой поправке, сформированной до ее ограничения, то есть принимается равной

.

При кажущемся ускорении от работы МД и вычисленных поправках Δϑ,

Δ к программе ориентации изменение по времени отклонений в конечной (терминальной) точке описывается уравнениями:

или

где функции , , , зависят от времени и соответствуют функциям (1) при замене tS на t. С учетом этого и используя (3) и (4), последние два уравнения представляются в виде:

К прогнозируемому моменту отсечки МД отклонения ΔR, ΔV обнуляются, но подходят к этим значениям с отличными от нуля производными , .

Поскольку отсечка МД выполняется в момент Тф при достижении функционалом энергии заданного в полетном задании значения, а отработка отклонений до нулевого уровня должна заканчиваться в прогнозируемый момент Тпр отсечки МД, то в случае отличия этих моментов на величину ΔТ=Тфпр при ≠0, ≠0, окончание маневра выполняется с ошибками ΔRк и ΔVк (фиг.1):

,

,

влияющими на точность формирования орбиты.

После дифференцирования зависимостей (10), (11) получим:

или

где градиенты по параметрам ΔR0, ΔV0 имеют следующий вид:

Из определения функций чувствительности следует, что

,

.

С учетом этого приведенные выше градиенты при t=ts принимают вид:

и из этого следует, что

В конце маневра при отработке малого отклонения радиальной скорости ΔV0 в соответствии с (12) скорость изменения радиальной погрешности в момент отсечки МД достаточно мала. Поэтому радиальная ошибка ΔRк, которая может возникнуть из-за разницы ΔT прогнозируемого и фактического моментов отсечки МД, практически не скажется на параметрах формируемой орбиты. Основная погрешность формирования орбиты возникает за счет радиального ускорения , в котором существенный вес имеет составляющая, зависящая от радиального отклонения ΔR0. Для устранения ее влияния в предлагаемом способе коррекции параметров программы ориентации на установленном интервале времени ТR перед отсечкой МД отклонение по радиус-вектору ΔR0 принимается равным нулю.

Величина интервала времени ТR задается в полетном задании и должна обеспечивать не менее одного такта терминального управления с использованием предлагаемого способа коррекции параметров программы ориентации. Для маневров малой продолжительности начало интервала времени TR может совпадать с началом терминального управления.

Для оценки влияния прогнозируемых отклонений ΔR0, ΔV0 на радиальное ускорение в таблице приведены расчетные данные на момент окончания терминального управления (за 50 секунд до прогнозируемого момента отсечки МД на последнем маневре).

Таблица
Параметры Обозначение Размерность Значения параметров
Удельный импульс U м/с 3193,2
Условное время сгорания
массы РБ при ts=50 с τ с 650
Функции чувствительности Vϑ м/с 255,59
- по радиальной скорости м 6475,04
- по радиус-вектору Rϑ м 6304,58
мс 106477
Определитель D м2 0,13607·108
Градиенты по скорости изменения отклонений в прогнозируемый момент отсечки МД 1/с2 0,002466
1/с 0,0816
1/с 0
1 -1

На фиг.2 представлен процесс отработки отклонений ΔR0=500 м и ΔV0=1 м/с по известному способу-прототипу при условиях, соответствующих приведенной таблице, а на фиг.3 - по предлагаемому способу.

При отклонениях ΔR0=500 м и ΔV0=1 м/с радиальное ускорение в конце маневра в способе-прототипе равно =1.314 м/с2, что при разнице в 0.5 с между прогнозируемым и фактическим временами отсечки МД дает отклонение по радиальной скорости 0.65 м/с. Если бы при этих условиях поправки к программе ориентации вычислялись без учета радиального отклонения, как в предлагаемом способе коррекции, то отклонение по радиальной скорости было бы равным 0.0408 м/с, то есть в 16 раз меньше. Для геостационарной орбиты с высотой Н=35863095 м радиальная скорость 0.65 м/с приводит к отклонению по высоте 8935 м, а при 0.0408 м/с - к отклонению 561 м, что даже с учетом некомпенсированного радиального отклонения в 500 м показывает эффективность предлагаемого способа.

Таким образом, предлагаемый способ коррекции параметров программы ориентации повышает точность формируемой орбиты за счет того, что на установленном интервале времени до прогнозируемого момента отсечки маршевого двигателя принимают прогнозируемое отклонение по радиус-вектору равным нулю.

Источники информации

1. Патент РФ №2211786, 18.01.2002, B64G 1/24.

Способ коррекции параметров программы ориентации разгонного блока, заключающийся в том, что прогнозируют параметры движения разгонного блока на момент отсечки маршевого двигателя, определяют по ним отклонения радиус-вектора и радиальной скорости центра масс разгонного блока от их значений на заданной орбите, формируют сигналы коррекции управления по углу и угловой скорости тангажа, ограничивают сигнал коррекции по углу тангажа на заданном уровне и изменяют сигнал коррекции по угловой скорости тангажа пропорционально уровню ограничения сигнала коррекции по углу тангажа и обратно пропорционально значению сигнала коррекции по углу тангажа, сформированному до ограничения этого сигнала, отличающийся тем, что на установленном интервале времени до прогнозируемого момента отсечки маршевого двигателя принимают прогнозируемое отклонение по радиус-вектору равным нулю.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системам автоматического управления углом крена летательного аппарата. .

Изобретение относится к технике управления движением судов и может быть использовано, в частности, для обеспечения режимов плавания судов класса «река-море» в специфических условиях внутренних водных путей и прибрежных районов морей при управлении курсом и скоростью хода при прохождении узкостей и фарватеров с использованием вертикальных рулей (ВР) и пропульсивного комплекса (ПК), ограниченного навигационного комплекса в составе лага, указателей скорости поворота судна и приемоиндикаторов для определения местоположения судна.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах автоматического управления непилотируемого судна под водой и на дне водоема при прохождении маршрутов исследования.

Изобретение относится к управлению движением разгонного блока (РБ) при его выведении на орбиту. .

Изобретение относится к способу и системе управления системой сельхозмашин. .

Изобретение относится к области производства подводных работ с использованием буксируемых подводных аппаратов, преимущественно оснащенных гидроакустической измерительной аппаратурой.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение при проведении измерений, при фотосъемке и в ряде других областей для фиксации взаимного углового положения объектов в определенные моменты времени, например фотокамеры и объекта съемки, в случаях, когда стабилизировать взаимное угловое смещение объектов механическими средствами невозможно или нецелесообразно.

Изобретение относится к построению дозвуковых летательных аппаратов, преимущественно беспилотных, к средствам управления летательными аппаратами, и служит для повышения их безопасности и надежности.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в бортовых системах управления летательными аппаратами. .

Изобретение относится к авиационному приборостроению и может быть использовано в бортовом оборудовании летательных аппаратов (ЛА). .

Изобретение относится к области, связанной с управлением движением разгонного блока при выведении его на заданную орбиту

Изобретение относится к вычислительной технике, а именно к устройствам управления летательным аппаратом осуществляющим руление

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может быть использовано в составе комплексов пилотажно-навигационного оборудования летательных аппаратов (ЛА)

Изобретение относится к области авиационного приборостроения, в частности к пилотажно-навигационному оборудованию летательных аппаратов (ЛА)

Изобретение относится к области автоматического управления динамическими объектами и может быть использовано для создания высокоточных систем автоматического управления движением этих объектов по заданным пространственным траекториям

Изобретение относится к системам управления и может быть использовано в системах адаптивного управления углом тангажа самолета

Изобретение относится к способам автоматического управления полетом высокоманевренного летательного аппарата, в частности к способам управления продольным движением

Изобретение относится к области авиационной техники, более конкретно к обеспечению безопасности при летных испытаниях комплексов, включающих летательные аппараты (ЛА) с активной радиолокационной головкой самонаведения (РЛГС)

Изобретение относится к устройству прогнозирования и анализа обстановки для группы подвижных объектов

Изобретение относится к области, связанной с управлением движением разгонного блока при выведении его на заданную орбиту

Наверх