Способ определения момента времени окончания маневра и отсечки маршевого двигателя разгонного блока

Изобретение относится к области терминального управления траекторным движением разгонных блоков (РБ), выводящих космические аппараты (КА) на заданные орбиты с помощью маршевого двигателя с нерегулируемой тягой. В данном способе при переходе на терминальное управление на последнем маневре, перед отделением КА, прогнозируют момент отсечки маршевого двигателя при достижении функционалом энергии заданного значения. Для этого в момент указанного перехода определяют условное время сгорания массы РБ (израсходования топлива) и разность между этим временем и заданным (из полетного задания) его значением. Данная разность характеризует располагаемую длительность работы маршевого двигателя, которую сравнивают с рассчитанной на основе полетного задания. Если расчетная длительность превышает располагаемую, то момент окончания маневра (отсечки двигателя) определяют как сумму момента времени перехода на терминальное управление и располагаемой длительности работы двигателя. Это суммарное время запоминают и выполняют прогноз движения РБ на каждом такте терминального управления с постоянным шагом интегрирования. Данный шаг равен отношению длительности до конца маневра к предварительно заданному количеству шагов интегрирования в модели движения РБ. Топливо РБ (и последний маневр) могут закончиться при недоборе функционала энергии. В этом случае знание момента окончания маневра позволяет, используя имеющуюся энергетику РБ, с помощью терминального управления в боковом движении обеспечить к этому моменту требуемое наклонение орбиты КА. Техническим результатом изобретения является повышение точности формирования наклонения заданной орбиты в режиме окончания расходования компонентов топлива на последнем маневре выведения КА на эту орбиту. 1 табл.

 

Предлагаемое изобретение относится к области терминального управления траекторным движением разгонных блоков (РБ), выводящих космические аппараты (КА) на заданные орбиты с помощью маршевого двигателя (МД) с нерегулируемой тягой.

Наиболее близким техническим решением является способ определения момента времени окончания маневра и отсечки МД, заключающийся в том, что на каждом такте терминального управления прогнозируют движение с фиксированным шагом интегрирования по времени, равным отношению прогнозируемой длительности маневра к предварительно заданному количеству шагов интегрирования модели движения разгонного блока, при этом время окончания маневра на первом цикле терминального управления принимают равным заданному в полетном задании, а на последующих циклах - равным длительности, полученной на предыдущем такте, уменьшают шаг интегрирования до минимально допустимого, прогнозируют момент времени окончания маневра и отсечки маршевого двигателя путем суммирования длительности выполненных шагов интегрирования до момента достижения вычисленным значением функционала энергии заданного значения, причем за три фиксированных шага до конца интегрирования модели движения разгонного блока определяют скорость изменения функционала энергии, оценивают оставшееся время до конца интегрирования как отношение разности заданного значения функционала энергии и вычисленного к скорости изменения функционала энергии, при не превышении оставшегося времени шага интегрирования последующий шаг интегрирования устанавливают равным 0,9 оставшегося времени интегрирования до тех пор, пока шаг интегрирования станет равным минимально допустимому [1].

Недостатком этого способа является тот факт, что условия полета РБ, отличные от номинальных, могут приводить к повышенному расходу топлива и к его недостаточному количеству для выполнения последнего маневра перед отделением КА. Следствием этого является преждевременное отключение МД по окончании компонентов топлива (ОКТ) и соответствующие погрешности в формировании целевой орбиты.

Техническим результатом изобретения является определение момента времени отключения МД на последнем маневре при его завершении в режиме окончания компонентов топлива и повышение за счет этого точности формирования наклонения целевой орбиты в этих условиях.

Указанный технический результат достигается тем, что в известный способ определения момента времени окончания маневра и отсечки маршевого двигателя разгонного блока, заключающийся в том, что на каждом такте терминального управления прогнозируют движение с фиксированным шагом интегрирования по времени, равным отношению прогнозируемой длительности маневра к предварительно заданному количеству шагов интегрирования модели движения разгонного блока, при этом время окончания маневра на первом цикле терминального управления принимают равным заданному в полетном задании, а на последующих циклах - равным длительности, полученной на предыдущем такте, уменьшают шаг интегрирования до минимально допустимого, прогнозируют момент времени окончания маневра и отсечки маршевого двигателя путем суммирования длительности выполненных шагов интегрирования до момента достижения вычисленным значением функционала энергии заданного значения, причем за три фиксированных шага до конца интегрирования модели движения разгонного блока определяют скорость изменения функционала энергии, оценивают оставшееся время до конца интегрирования как отношение разности заданного значения функционала энергии и вычисленного к скорости изменения функционала энергии, при не превышении оставшегося времени шага интегрирования последующий шаг интегрирования устанавливают равным 0,9 оставшегося времени интегрирования до тех пор, пока шаг интегрирования станет равным минимально допустимому, дополнительно на последнем маневре, выполняемом перед отделением космического аппарата, в момент перехода на терминальное управление определяют располагаемую длительность работы маршевого двигателя как разность между текущим значением условного времени сгорания массы разгонного блока и заданным в полетном задании условным временем сгорания массы разгонного блока с космическим аппаратом при полном выгорании топлива, определяют начальную длительность полета до конца маневра как разность между заданным в полетном задании временем отключения маршевого двигателя на этом маневре и моментом времени перехода на терминальное управление и, если эта длительность превышает располагаемую длительность работы маршевого двигателя, то время отключения маршевого двигателя определяют как сумму момента времени перехода на терминальное управление и располагаемой длительности работы маршевого двигателя, фиксируют его на время выполнения всего маневра и на каждом шаге терминального управления от момента его начала и до времени отключения маршевого двигателя выполняют прогноз движения разгонного блока с постоянным шагом интегрирования, равным отношению длительности до конца маневра к предварительно заданному количеству шагов интегрирования модели движения.

Предложенный способ определения момента времени окончания маневра и отсечки МД осуществляется следующим образом.

На последнем маневре, выполняемом перед отделением КА, при переходе на терминальное управление прогнозируют момент времени окончания маневра и отсечки маршевого двигателя при достижении вычисленным значением функционала энергии заданного в ПЗ значения.

Значение условного времени сгорания массы РБ τ представляет собой отношение текущей массы m РБ к секундному расходу топлива

и определяется по известному способу идентификации условного времени сгорания массы РБ [2]. В ПЗ задается условное время сгорания массы РБ с КА по окончанию компонентов топлива (ОКТ) τокт, т.е при полном выгорании топлива. Разность этих условных времен

Трасп=τ-τокт

характеризует располагаемую длительность Трасп работы МД. Этот параметр вычисляется в момент Т перехода на терминальное управление выведением РБ на целевую орбиту. При заданном в ПЗ расчетном значении времени отсечки МД на последнем маневре Тпз расчетная длительность работы МД до этого момента Тман определяется как разность

Тман=Тпз-Т.

Если расчетная длительность работы МД до конца маневра Тман меньше располагаемой длительности Трасп, то момент времени окончания маневра и отсечки Тотс МД определяется по известному способу [1]. Если расчетная длительность Тман превышает располагаемую длительность работы МД Трасп, то момент времени Тотс окончания маневра и отсечки МД определяется как сумма момента времени перехода на терминальное управление и располагаемой длительности работы МД

Тотс=Т+Трасп.

Время Тотс запоминается и прогноз движения РБ на каждом такте терминального управления выполняется с постоянным шагом интегрирования Н, равным отношению длительности до конца маневра к предварительно заданному количеству шагов интегрирования N модели движения РБ

Н-(Тотс-T)/N.

Функционал энергии F определяется по формуле

где К - гравитационная константа, равная 398600.44 км32;

V - скорость полета РБ;

R - радиус-вектор РБ.

Подставив в (1) зависимость, определяющую связь между этими параметрами и большой полуосью орбиты А,

V2=K(2/R-1/A),

получим A=-K/(2F) и dA/dF=K/(2F2).

Из последней зависимости следует, что при недоборе функционала энергии (dF<0) из-за ОКТ, полуось сформированной орбиты А будет меньше требуемой и это отразится на высотных параметрах орбиты - высоте апогея На и перигея Нр. Знание времени окончания маневра при ОКТ позволяет, используя имеющуюся энергетику РБ, с помощью терминального управления в боковом движении обеспечить именно к этому моменту требуемое наклонение орбиты i.

Для подтверждения эффективности предлагаемого способа определения на последнем маневре момента времени его окончания и отсечки маршевого двигателя в таблице для одного из выводимых КА приведены параметры целевой орбиты по баллистическому расчету и параметры, формируемые при ОКТ без коррекции времени окончания маневра и с ее использованием.

Вариант На, км Нp, км i, град
Баллистический расчет 35792 9498 13.00
с ОКТ 35780 8792 14.41
с ОКТ и коррекцией 35780 6940 12.99

Таким образом, заявленный способ определения момента времени окончания маневра и отсечки МД позволяет повысить точность формирования наклонения целевой орбиты.

Источники информации

1. Патент РФ №2209159, B64G 1/24, 11.01.2002 г.

2. Патент РФ №2209158, B64G 1/24, 18.12.2001 г.

Способ определения момента времени окончания маневра и отсечки маршевого двигателя разгонного блока, заключающийся в том, что на каждом такте терминального управления прогнозируют движение с фиксированным шагом интегрирования по времени, равным отношению прогнозируемой длительности маневра к предварительно заданному количеству шагов интегрирования модели движения разгонного блока, при этом время окончания маневра на первом цикле терминального управления принимают равным заданному в полетном задании, а на последующих циклах - равным длительности, полученной на предыдущем такте, уменьшают шаг интегрирования до минимально допустимого, прогнозируют момент времени окончания маневра и отсечки маршевого двигателя путем суммирования длительности выполненных шагов интегрирования до момента достижения вычисленным значением функционала энергии заданного значения, причем за три фиксированных шага до конца интегрирования модели движения разгонного блока определяют скорость изменения функционала энергии, оценивают оставшееся время до конца интегрирования как отношение разности заданного и вычисленного значений функционала энергии к скорости изменения функционала энергии, при непревышении оставшегося времени шага интегрирования последующий шаг интегрирования устанавливают равным 0,9 оставшегося времени интегрирования до тех пор, пока шаг интегрирования станет равным минимально допустимому, отличающийся тем, что на последнем маневре, выполняемом перед отделением космического аппарата, в момент перехода на терминальное управление определяют располагаемую длительность работы маршевого двигателя как разность между текущим значением условного времени сгорания массы разгонного блока и заданным в полетном задании условным временем сгорания массы разгонного блока с космическим аппаратом при полном выгорании топлива, определяют начальную длительность полета до конца маневра как разность между заданным в полетном задании временем отключения маршевого двигателя на этом маневре и моментом времени перехода на терминальное управление и, если эта длительность превышает располагаемую длительность работы маршевого двигателя, время отключения маршевого двигателя определяют как сумму момента времени перехода на терминальное управление и располагаемой длительности работы маршевого двигателя, фиксируют его на время выполнения всего маневра и на каждом шаге терминального управления от момента его начала и до времени отключения маршевого двигателя выполняют прогноз движения разгонного блока с постоянным шагом интегрирования, равным отношению длительности до конца маневра к предварительно заданному количеству шагов интегрирования модели движения.



 

Похожие патенты:
Изобретение относится к управлению ориентацией пилотируемого космического аппарата (ПКА) при полете по орбите вокруг планеты. .

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано в бесплатформенных инерциальных системах ориентации КА, построенных на базе измерителей угловой скорости (ИУС).

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) с неподвижными относительно корпуса КА панелями солнечных батарей (СБ). .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при расчете энергетически оптимальных программ управления выведением первых ступеней ракет космического назначения (РКН) исходя из снижения влияния ограничений, обусловленных обеспечением падения отделяющихся частей (ОЧ) в существующие зоны отчуждения земель под поля падения ОЧ.

Изобретение относится к области терминального управления траекторным движением разгонных блоков, выводящих космические аппараты на заданную орбиту с помощью маршевого двигателя с нерегулируемой тягой.

Изобретение относится к сфере эксплуатации ракет с многодвигательной установкой первой ступени. .

Изобретение относится к средствам аэродинамического торможения спутника, используемым для снятия спутников с орбиты после окончания срока их службы. .

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

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

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для стабилизации заданного уровня тяги двигателей коррекций движения космического аппарата

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для удержания геостационарного космического аппарата (КА) в заданном диапазоне долгот и широт рабочей позиции на орбите

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в бортовых системах управления космическими аппаратами

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для управления космическим кораблем при причаливании

Изобретение относится к области космической техники и предназначено для удержания на заданной геостационарной орбитальной позиции космического аппарата (КА)

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при выполнении в космосе операций сближения, облета, зависания, причаливания со стыковкой космических аппаратов (КА), в авиации для обеспечения посадки летательных аппаратов в условиях ограниченной видимости, а также для позиционирования исполнительных механизмов при выполнении монтажно-сборочных работ и других операций с помощью робототехнических средств

Изобретение относится к управлению движением группы космических аппаратов (КА) и м.б

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к ракетам-носителям для выведения в космос космических аппаратов

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано при создании глобальной системы единого времени, а также при создании единого пространственно - временного поля, которое может быть использовано при навигации космических аппаратов (КА) в космическом пространстве, включая определения их эфемерид - альманахов, содержащих информацию о координатах КА в любой момент времени, в системах GPS, ГЛОНАСС и других

Изобретение относится к области терминального управления траекторным движением разгонных блоков, выводящих космические аппараты на заданные орбиты с помощью маршевого двигателя с нерегулируемой тягой

Наверх