Способ защиты от аварии многоканальных систем управления ракет

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в автоматах стабилизации ракет, управление угловым движением которых осуществляется путем поворота нескольких камер сгорания двигателей с помощью рулевых приводов. Способ защиты от аварии многоканальных систем управления ракет включает формирование в каждом канале, соответствующем определенной камере сгорания, информативного сигнала в виде разности командного сигнала и сигнала обратной связи, формирование сигнала отключения соответствующего канала системы управления в виде сигнала установки штока рулевого привода этого же канала в среднее положение. Сигнал отключения канала формируют в случае превышения вычисленным на временном промежутке определенной длительности интегралом от модуля информативного сигнала заранее выбранного порогового значения, при этом командные сигналы остальных каналов формируют в виде сумм или разностей управляющих сигналов по тангажу, рысканию и крену и сигнала обратной связи отключенного канала с коэффициентами, зависящими от номера отключенного канала, таким образом, чтобы обеспечить создание требуемых суммарных управляющих моментов по тангажу, рысканию и крену. Техническим результатом является повышение вероятности успешного продолжения полета при отказе рулевого привода одного из каналов системы управления. 4 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в автоматах стабилизации ракет, управление угловым движением которых осуществляется путем поворота нескольких камер сгорания двигателей с помощью рулевых приводов.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является выбранный в качестве прототипа способ защиты от аварии многоканальных систем управления ракет [1]. Этот способ включает формирование в каждом канале, соответствующем определенной камере сгорания, информативного сигнала в виде разности командного сигнала и сигнала обратной связи, сравнение значения длительности этого информативного сигнала с допустимым значением, большим времени перемещения камеры сгорания с максимальной угловой скоростью, обеспечиваемой рулевым приводом этого канала, из крайнего положения в среднее и меньшим времени выхода ракеты на предельные углы отклонения по тангажу, рысканию и крену, формирование сигнала отключения соответствующего канала системы управления при превышении длительности информативного сигнала допустимого значения в виде сигнала установки штока рулевого привода этого же канала в среднее положение, при этом командные сигналы остальных каналов формируют с амплитудой, превышающей ее номинальное значение.

Одним из недостатков данного способа защиты от аварии многоканальных систем управления ракет является недостаточная надежность в идентификации отказавшего канала системы управления. Это связано с тем, что в соответствии с известным способом при определении факта отказа канала учитывается только длительность информативного сигнала, которая сравнивается с допустимым значением длительности. Это может привести, с одной стороны, к ложному срабатыванию системы управления - отключению исправного канала (в случае, например, наличия достаточно длительного участка нарастания командного сигнала при прохождении слоя атмосферы со сдвигом ветра, когда сигнал обратной связи отстает от командного сигнала на очень небольшой угол, обусловленный динамикой рулевого привода). С другой стороны, при быстром развитии аварийной ситуации, когда командный сигнал и сигнал обратной связи интенсивно нарастают по абсолютной величине, но имеют разные знаки, решение об отключении неисправного канала, принятое на основании только длительности информативного сигнала, может оказаться запоздавшим, при этом ракета потеряет управляемость.

Другим недостатком известного способа защиты от аварии многоканальных систем управления ракет является то, что при применении этого способа не полностью реализуются возможности системы управления по парированию влияния отказавшего канала на динамику движения ракеты. Известный способ предусматривает при обнаружении отказа одного из каналов увеличение амплитуды командных сигналов остальных каналов, что достигается увеличением коэффициентов усиления остальных каналов. Однако в известном способе управляющие сигналы по тангажу, рысканию и крену не перераспределяются оптимальным образом между исправными каналами, что не позволяет при использовании известного способа реализовать желаемые управляющие сигналы по тангажу, рысканию и крену. Кроме того, при отказе рулевого привода одного из каналов, но сохранении тяги двигателя этого канала, возможно неуправляемое угловое движение камеры этого двигателя, создающее значительные возмущающие моменты по тангажу, рысканию и (или) крену. При этом может оказаться невозможной установка штока рулевого привода отказавшего канала в среднее положение. В известном способе в выработке командных сигналов исправных каналов не используется сигнал обратной связи отказавшего канала, камера двигателя которого совершает неуправляемое движение, что также не дает возможности при использовании известного способа реализовать желаемые управляющие сигналы по тангажу, рысканию и крену. В то же время, как будет показано ниже, при наличии четырех или более каналов системы управления, в случае отказа одного из каналов, в линейной зоне возможна практически точная реализация желаемых управляющих сигналов по тангажу, рысканию и крену даже при неуправляемом угловом движении камеры двигателя отказавшего канала. Наконец, предусмотренное способом-прототипом увеличение коэффициентов усиления остальных (неотказавших) каналов может быть нежелательным с точки зрения обеспечения устойчивости углового движения ракеты с учетом колебаний компонентов жидкого топлива в баках и упругих колебаний конструкции.

Задачей предложенного изобретения является разработка способа защиты от аварии многоканальных систем управления ракет, повышающего надежность идентификации в полете отказа канала системы управления, а также качество управления угловым движением ракеты с помощью остальных (исправных) каналов системы управления.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является повышение вероятности успешного продолжения полета при отказе рулевого привода одного из каналов системы управления.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе защиты от аварии многоканальных систем управления ракет, включающем формирование в каждом канале, соответствующем определенной камере сгорания, информативного сигнала в виде разности командного сигнала и сигнала обратной связи, формирование сигнала отключения соответствующего канала системы управления в виде сигнала установки штока рулевого привода этого же канала в среднее положение, в соответствии с изобретением сигнал отключения канала формируют в случае превышения вычисленным на временном промежутке определенной длительности интегралом от модуля информативного сигнала заранее выбранного порогового значения, при этом командные сигналы остальных каналов формируют в виде сумм или разностей управляющих сигналов по тангажу, рысканию и крену и сигнала обратной связи отключенного канала с коэффициентами, зависящими от номера отключенного канала, таким образом, чтобы обеспечить создание требуемых суммарных управляющих моментов по тангажу, рысканию и крену.

Сущность предлагаемого изобретения иллюстрируется фиг.1-4.

Фиг.1 - Схема расположения сопел двигателя и рулевых приводов для примера 1.

Фиг.2 - Результаты математического моделирования отказа рулевого привода для примера 1.

Фиг.3 - Схема расположения сопел двигателя и рулевых приводов для примера 2.

Фиг.4 - Результаты математического моделирования отказа рулевого привода для примера 2.

Рассмотрим два примера реализации предлагаемого способа защиты от аварии многоканальных систем управления ракет.

Пример 1

Система управления создаваемой в ГКНПЦ им. М.В.Хруничева ракеты космического назначения (РКН) «Ангара-А5» на участке работы двигателей I ступени может рассматриваться как 8-канальная. Ракета состоит из 4-х боковых блоков (ББ), являющихся 1-ой ступенью, и центрального блока, включающего II и III ступени, а также космическую головную часть. Камера сгорания (КС) каждого из 4 двигателей ББ, установленных в карданных подвесах, может отклоняться в двух взаимно перпендикулярных направлениях с помощью двух рулевых приводов (РП), при этом продольная ось камеры каждого двигателя может занимать любое положение внутри конуса, вершиной которого является центр качания камеры, а угол между образующей конуса и его осью равен максимально возможному углу отклонения камеры (≈8°). Схема расположения сопел двигателей и рулевых приводов показана на фиг.1. Стрелками показаны направления положительных отклонений δ1, …, δ8 (положительным считается отклонение камеры при выдвижении штока соответствующего РП). Система управления движением ракеты периодически (с тактом БЦВМ, равным 0,032768 с) вырабатывает управляющие сигналы по тангажу δϑ, рысканию δψ и крену δγ:

δ ϑ = K ϑ Δ ϑ + K ϑ ˙ ϑ ˙ δ ψ = K ψ Δ ψ + K ψ ˙ ψ ˙ δ γ = K γ Δ γ + K γ ˙ γ ˙ , ( 1 )

где Δϑ, Δψ, Δγ - рассогласования по углам тангажа, рыскания и крена соответственно.

Сигналы δϑ, δψ, δγ можно рассматривать как желаемые углы отклонения некоторых «обобщенных» органов управления. При безотказной работе рулевых приводов для реализации управляющего сигнала δϑ используются РП 2, 3, 6 и 7, перемещения штоков которых создают момент тангажа. Аналогично, для реализации управляющего сигнала рыскания 8 используются РП 1, 4, 5 и 8. Управляющий сигнал по крену 5 отрабатывается всеми 8 рулевыми приводами, при этом для минимизации углов отклонения камер плечи управляющих сил выбираются максимальными. В результате законы формирования командных сигналов для 8 каналов системы управления при безотказной работе всех каналов имеют вид:

δ 1 = δ ψ + 2 2 δ γ , δ 2 = δ ϑ 2 2 δ γ , δ 3 = δ ϑ + 2 2 δ γ , δ 4 = δ ψ 2 2 δ γ , ( 2 )

δ 5 = δ ψ + 2 2 δ γ , δ 6 = δ ϑ 2 2 δ γ , δ 7 = δ ϑ + 2 2 δ γ , δ 8 = δ ψ 2 2 δ γ .

При этом управляющие моменты, создаваемые двигателями, равны (в предположении малости углов):

M X = M X δ γ δ γ = M X δ γ 2 2 ( δ 1 + δ 3 + δ 5 + δ 7 δ 2 δ 4 δ 6 δ 8 ) M Y = M Y δ ψ δ ψ = 1 4 M Y δ ψ ( δ 1 δ 4 + δ 5 + δ 8 ) M Z = M Z δ ϑ δ ϑ = 1 4 M Z δ ϑ ( δ 2 δ 3 δ 6 + δ 7 ) ( 3 )

В соответствии с предлагаемым способом защиты в каждом из 8 каналов с тактом работы БЦВМ формируется информативный сигнал Δ δ i = δ i δ i о с , где δi - командный сигнал, а δ i о с - сигнал обратной связи i-го канала (i=1,…,8). На заданном интервале времени (для рассматриваемой РКН на участке работы двигателя I ступени длительность этого интервала выбрана равной Δt=1с) вычисляется интеграл

σ i ( t ) = t Δ t t | Δ δ i ( τ ) | d τ , ( 4 )

где t - текущий момент времени. Интеграл (4) сравнивается с пороговым значением σ0 (для рассматриваемого примера σ0 выбрано равным 3 гр·с). В случае превышения интегралом от модуля информативного сигнала σi(t) порогового значения σ0 в соответствии с изобретением формируется сигнал отключения i-го канала. Этот сигнал отключения формируется в виде нулевого командного сигнала на рулевой привод i-го канала, что соответствует приведению штока РП в среднее положение. В зависимости от вида отказа рулевого привода (заклинивание золотника гидроусилителя, отказ электромеханического преобразователя на входе гидроусилителя, обрыв электрической обратной связи и др.) РП либо отработает подаваемый на него нулевой командный сигнал (при этом камера двигателя займет неотклоненное положение), либо шток рулевого привода и жестко связанная с ним камера двигателя будут совершать неуправляемое движение. Предположим, для определенности, что отказал РП 1-го канала, при этом известен сигнал обратной связи этого канала δ 1 о с . Для создания желаемых управляющих моментов (3) требуется выполнение условий

δ 3 + δ 5 + δ 7 δ 2 δ 4 δ 6 δ 8 = 2 δ γ δ 1 о с δ 4 + δ 5 + δ 8 = 4 δ ψ + δ 1 о с ( 5 ) δ 2 δ 3 δ 6 + δ 7 = 4 δ ϑ

Отказ РП 1-го канала не влияет на реализацию управляющего сигнала по тангажу, поэтому в каналах 2, 3, 6 и 7 можно сохранить законы управления (2):

δ 2 = δ ϑ 2 2 δ γ , δ 3 = δ ϑ + 2 2 δ γ , δ 6 = δ ϑ 2 2 δ γ , δ 7 = δ ϑ + 2 2 δ γ . ( 6 )

В этом случае из системы уравнений (5) получим:

δ 5 δ 4 = 2 δ ψ 2 δ γ . ( 8 )

При дополнительном требовании минимизации суммы δ 4 2 + δ 5 2 будем иметь:

δ 4 = δ ψ + 2 4 δ γ , δ 5 = δ ψ 2 4 δ γ . ( 9 )

Соотношения (6), (7), (9) являются законами формирования командных сигналов для остальных (неотключенных) каналов системы управления. Они представляют собой суммы или разности управляющих сигналов по тангажу, рысканию и крену и сигнала обратной связи отключенного канала, в данном случае канала номер 1. Аналогичные соотношения можно получить для любого другого номера отказавшего канала. При этом, как уже указывалось, числовые коэффициенты при управляющих сигналах δϑ, δψ, и δγ, а также при сигнале обратной связи отключенного канала, зависят от номера отключенного канала.

На фиг.2 представлены результаты математического моделирования движения рассматриваемой РКН при возникновении отказа рулевого привода канала 1 на 80 с полета (время от момента окончания точного приведения). Отказ заключается в самопроизвольном перемещении штока РП в крайнее положение (при этом соответствующая камера отклоняется на предельный угол δ1=8°). Из фиг.2 видно, что после переходного процесса рассогласования по углам тангажа, рыскания и крена устанавливаются близкими к 0. На фиг.2 показан также угол отклонения камеры в наиболее нагруженном канале 8 - он составляет после отказа около 7° и не выходит на ограничение.

Пример 2

Система управления РКН «Ангара-А5» на участке работы двигателя III ступени может рассматриваться как 4-канальная. Ракета имеет 4-х камерный двигатель, каждая КС которого отклоняется в тангенциальном направлении с помощью своего РП. Диапазон углов отклонения каждой камеры - от -4° до 4°. На фиг.3 стрелками показаны направления положительных отклонений камер δ1, …, δ4 (положительным считается отклонение КС при выдвижении штока соответствующего рулевого привода). Система управления движением ракеты периодически (с тактом БЦВМ, равным 0,032768 с) вырабатывает управляющие сигналы по тангажу δϑ, рысканию 6ψ и крену δγ в соответствии с законами управления (1). При безотказной работе рулевых приводов для реализации управляющего сигнала δϑ используются КС 2 и 4, отклонение которых создает момент тангажа. Аналогично, для реализации управляющего сигнала рыскания δψ используются КС 1 и 3. Управляющий сигнал по крену δγ отрабатывается всеми 4 камерами. В результате законы формирования командных сигналов для 4 каналов системы управления при безотказной работе всех каналов имеют вид:

δ 1 = δ ψ + δ γ δ 2 = δ ϑ + δ γ δ 3 = δ ψ + δ γ δ 4 = δ ϑ + δ γ ( 10 )

При этом управляющие моменты, создаваемые всеми КС двигателя, равны (в предположении малости углов):

M X = M X δ γ δ γ = M X δ γ 1 4 ( δ 1 + δ 2 + δ 3 + δ 4 ) M Y = M Y δ ψ δ ψ = 1 2 M Y δ ψ ( δ 3 δ 1 ) M Z = M Z δ ϑ δ ϑ = 1 2 M Z δ ϑ ( δ 4 δ 2 ) ( 11 )

В соответствии с предлагаемым способом защиты для каждого из 4 каналов с тактом работы БЦВМ формируется информативный сигнал Δ δ i = δ i δ i о с , где δi - командный сигнал, а δ i о с - сигнал обратной связи i-го канала (i=1, …, 4). На заданном интервале времени (для рассматриваемой РКН на участке работы двигателя III ступени длительность этого интервала выбрана равной Δt=1 с) вычисляется интеграл (4), который сравнивается с пороговым значением σ0 (для рассматриваемого примера σ0 выбрано равным 2 гр·с). В случае превышения интегралом σi(t) значения σ0 в соответствии с изобретением формируется сигнал отключения i-го канала. Этот сигнал отключения формируется в виде нулевого командного сигнала на РП i-го канала, что соответствует приведению штока рулевого привода в среднее положение. В зависимости от вида отказа РП либо отработает подаваемый на него нулевой командный сигнал (при этом КС займет неотклоненное положение), либо шток РП и связанная с ним КС сгорания будут совершать неуправляемое движение. Предположим, для определенности, что отказал рулевой привод i-го канала, при этом известен сигнал обратной связи этого канала δ 1 о с . Для создания желаемых управляющих моментов (11) требуется выполнение условий

δ 1 о с + δ 2 + δ 3 + δ 4 = 4 δ γ δ 3 δ 1 о с = 2 δ ψ ( 12 ) δ 4 δ 2 = 2 δ ϑ

откуда

δ 2 = 2 δ γ δ 1 о с δ ψ δ ϑ δ 3 = 2 δ ψ + δ 1 о с ( 13 ) δ 4 = 2 δ γ δ 1 о с δ ψ + δ ϑ

Соотношения (13) являются законами формирования командных сигналов для остальных (неотключенных) каналов системы управления. Они представляют собой суммы или разности управляющих сигналов по тангажу, рысканию и крену и сигнала обратной связи отключенного канала, в данном случае канала номер 1. Аналогичные соотношения можно получить для любого другого номера отказавшего канала. При этом числовые коэффициенты при управляющих сигналах δϑ, δψ и δγ, а также при сигнале обратной связи отключенного канала, зависят от номера отключенного канала.

На фиг.4 представлены результаты математического моделирования движения рассматриваемой РКН при возникновении отказа рулевого привода канала 1 на 400 с полета (время от команды «Контакт подъема). Отказ заключается в самопроизвольном движении штока РП этого канала, приведшего к повороту КС с угловой скоростью 1 гр/с и выходу ее на угол отклонения, равный 3,5°. После этого камера остается в достигнутом ею положении и не реагирует на командный сигнал. При использовании предлагаемого способа управляющие сигналы по тангажу, рысканию и крену перераспределяются так, что оставшиеся каналы системы управления парируют моментные возмущения, создаваемые КС отказавшего канала, даже несмотря на то, что не удается установить шток РП этого канала в среднее положение. РКП при этом продолжает полет по заданной траектории.

Следует отметить, что предлагаемый способ защиты от аварии сохраняет после отказа РП неизменными коэффициенты усиления законов управления (1), выбранные разработчиком системы управления для штатного полета из условия обеспечения устойчивости движения РКП с учетом колебаний жидкости в баках и упругих колебаний конструкции.

Таким образом, благодаря реализации предложенного в изобретении технического решения решается задача разработки способа защиты от аварии многоканальных систем управления ракет, повышающего надежность идентификации в полете отказа канала системы управления, а также качество управления угловым движением ракеты с помощью остальных (исправных) каналов системы управления, и достигается технический результат - повышение вероятности успешного продолжения полета при отказе рулевого привода одного из каналов системы управления.

Источник информации

1. Полухин Д.А., Цуриков Ю.А., Владимиров А.В. Способ защиты от аварии многоканальных систем управления ракет. Патент на изобретение № RU 2058918 С1, кл. B64G 1/24 от 14.11.1983 г.

Способ защиты от аварии многоканальных систем управления ракет, включающий формирование в каждом канале, соответствующем определенной камере сгорания, информативного сигнала в виде разности командного сигнала и сигнала обратной связи, формирование сигнала отключения соответствующего канала системы управления в виде сигнала установки штока рулевого привода этого же канала в среднее положение, отличающийся тем, что сигнал отключения канала формируют в случае превышения вычисленным на временном промежутке определенной длительности интегралом от модуля информативного сигнала заранее выбранного порогового значения, при этом командные сигналы остальных каналов формируют в виде сумм или разностей управляющих сигналов по тангажу, рысканию и крену и сигнала обратной связи отключенного канала с коэффициентами, зависящими от номера отключенного канала, таким образом, чтобы обеспечить создание требуемых суммарных управляющих моментов по тангажу, рысканию и крену.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) при его выведении на орбиту искусственного спутника планеты с использованием аэродинамического маневра.

Группа изобретений относится к способам и системам ориентации космического аппарата (КА). В предлагаемом способе формируют сигналы оценки: угла ориентации, угловой скорости вращения КА и управления.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к способам и устройствам ориентации космического аппарата (КА). Способ ориентации космического аппарата заключается в том, что формируют сигнал оценки угла и сигнал оценки угловой скорости КА, определяют сигнал разности сигнала угла и сигнала оценки угла, определяют сигнал разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости и определяют скорректированный сигнал оценки угла и скорректированный сигнал оценки угловой скорости и формируют сигнал управления с использованием скорректированного сигнала оценки угла и скорректированного сигнала оценки угловой скорости.

(57) Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к способам и устройствам ориентации космического аппарата (КА). Способ ориентации КА заключается в формировании сигнала оценки угла и сигнала оценки угловой скорости вращения КА, формировании сигнала оценки управления, определении сигнала разности сигнала угла и сигнала оценки угла, определении сигнала разности сигнала угловой скорости и сигнала оценки угловой скорости, определении сигнала разности сигнала управления и сигнала оценки управления и определении скорректированного сигнала оценки угла, скорректированного сигнала оценки угловой скорости и сигнала оценки внешней помехи.

Изобретение относится к устройству управления положением космического аппарата (КА) в пространстве с использованием орбитального гирокомпаса. Устройство управления содержит построитель местной вертикали, сумматоры, усилительно-преобразовательные блоки, интеграторы, блоки компенсации взаимовлияний каналов и гироскопический измеритель угловой скорости, блок задания положения КА, косинусные преобразователи углов, синусные преобразователи углов, блок управления положением КА по курсу и блок задания положения КА по курсу.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для спуска отделяющихся частей (ОЧ) ракет космического назначения (РКН) с орбит полезных нагрузок.

Группа изобретений относится к управлению движением космических объектов, в частности стабилизации относительного (вокруг собственного центра масс) движения фрагментов космического мусора.

Изобретение относится к космической технике, а именно к системам управления космическим аппаратом (КА). Устройство для ориентации космического аппарата содержит одиннадцать сумматоров, пять усилителей, два нормально разомкнутых переключателя, пять нормально замкнутых переключателей, четыре интегратора, два умножителя, КА, двигатель-маховик, модель двигателя-маховика, датчики угловой скорости и угла ориентации, блок задания постоянной величины, блок памяти.

Изобретение относится к космической технике, преимущественно к космическим тросовым системам. Способ доставки с орбитальной станции на Землю спускаемого аппарата с использованием пассивного развертывания космической тросовой системы включает расстыковку двух соединенных тросом объектов, сообщение спускаемому аппарату начальной скорости расхождения, свободный выпуск троса при удалении спускаемого аппарата, фиксацию длины троса в конце реверсного участка, попутное маятниковое движение и отрезание троса в момент прохождения спускаемым аппаратом линии местной вертикали орбитальной станции.

Изобретения относятся к управлению угловым движением космических аппаратов (КА) и, в частности, к гироскопическим системам ориентации КА, снабженным аппаратурой наблюдения (АН) наземных объектов, на околокруговой орбите.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для увода с рабочих орбит объектов космического мусора (ОКМ) на орбиты утилизации. Способ включает выведение космического аппарата-буксира (КАБ) и автономного стыковочного модуля (АСМ) в области орбит, предназначенных для очистки от ОКМ. Выбор последовательности увода ОКМ осуществляют путем сравнения критерия, например вероятности столкновения ОКМ с другими космическими объектами, для каждого ОКМ. Компенсацию накопленных ошибок параметров движения КАБ при предыдущих маневрах, а также системы целеуказания распределяют между корректирующими импульсами КАБ на этапе дальнего наведения и АСМ на участке самонаведения. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности проведения операций по удалению ОКМ с рабочих орбит.

Изобретение относится к управлению движением космических аппаратов (КА) с использованием сил давления солнечного излучения, распределенных по рабочим зонам КА. Последние формируют в виде плоских параллельных оптически прозрачных капельных потоков. Расстояние между каплями радиусом R в каждом потоке вдоль него (Sx) и в его фронтально-поперечном направлении (Sy) кратно . Число потоков составляет . Смещением потоков относительно друг друга по направлению их движения на расстояние формируют потоки капельной пелены числом . Каждый из указанных потоков смещен относительно предыдущего во фронтально-поперечном направлении на расстояние . Этим создают непрозрачность во фронтально-поперечном направлении и прозрачность в направлении плоскости, перпендикулярной потоку. Единичную распределенную силу светового давления регулируют изменением радиуса и количества капель, приходящих в точку ее приложения в единицу времени. Величину суммарного воздействия регулируют изменением числа капельных струй. Технический результат изобретения направлен на повышение эффективности использования распределенных внешних сил светового давления путем уменьшения их возмущающего действия на относительное движение КА. 3 ил., 1 табл.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА). Согласно предложенному способу определяют тяги двигателей коррекции (ДК)(управляющих ускорений) по суммарным изменениям периода обращения КА от коррекции к коррекции. Последние проводят одними и теми же ДК и судят об уровне тяги этих ДК. Для достоверного знания тяг пары взаимно противоположных ДК время от времени проводят последовательные контрольные включения этой пары равными импульсами. Невязку по суммарному импульсу тяги вносят поровну с противоположным знаком в реализованные импульсы. В результате получают достоверные уровни тяг работавших ДК. Техническим результатом изобретения является уменьшение затрат и повышение точности определения тяги ДК по данным траекторных измерений, а также повышение точности коррекций орбиты КА.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) и, конкретно, к удержанию геосинхронного КА в заданной области стояния и коллокации с другими геостационарными КА. Способ включает определение и коррекцию начальных наклонений и долготы восходящего узла орбиты выведения с учетом эпохи запуска КА на орбиту и срока его активного существования. При этом уточняют время начала функционирования на геостационарной орбите, когда наклонение орбиты КА достигнет предельно допустимого значения iпред. Последнее отвечает предельному выходу по широте на границе номинальной области стояния КА по долготе. Определяют значения устойчивого и минимального эксцентриситетов. Корректируют вектор эксцентриситета так, чтобы он равнялся номинальному для коллокации КА, а линия апсид орбиты КА совпала с линией узлов. Проводят активную коллокацию КА в период изменения наклонения от 0 до iпред без взаимодействия с центрами управления смежными КА. При наклонении, большем iпред, увеличивают эксцентриситет до минимального с установкой вектора Лапласа в направлении от Солнца. При этом до окончания срока активного существования КА коррекции вектора эксцентриситета не проводят. При наклонениях, меньших iпред, вектор эксцентриситета равен по модулю и максимально разнесен относительно векторов эксцентриситета других КА. Техническим результатом изобретения является уменьшение энергозатрат на удержание в области стояния и коллокацию геостационарных КА. 9 ил.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), на котором размещены теплоизлучающий радиатор и солнечная батарея (СБ). Способ включает выполнение полета КА по орбите вокруг планеты с разворотом СБ в положение, соответствующее совмещению нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце. Строят орбитальную ориентацию КА, при которой плоскость вращения СБ параллельна плоскости орбиты КА и СБ расположена относительно плоскости орбиты со стороны Солнца. Определяют высоту орбиты КА и угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА. Определяют значение (β*) данного угла, при котором длительность теневой части витка равна необходимому времени сброса тепла радиатором на витке. Определяют витки орбиты, на которых текущее значение данного угла больше β*. На этих витках выполняют повороты СБ вокруг поперечной и продольной осей вращения до достижения условий затенения радиатора СБ. При этом обеспечивают минимальное отклонение ориентации рабочей поверхности СБ на Солнце. Орбитальный полет КА выполняют по околокруговой орбите высотой не более некоторого расчетного значения. Технический результат изобретения состоит в повышении эффективности функционирования радиатора путем создания условий его естественного охлаждения при затенении СБ в любом положении КА на витке орбиты. 3 ил.

Изобретение относится к управлению ориентацией искусственного спутника Земли (ИСЗ) с панелями солнечных батарей (ПСБ). Согласно предложенному способу осуществляют необходимые развороты ИСЗ вместе с ПСБ и, отдельно, ПСБ - вокруг первой и второй осей. При этом антенну ИСЗ ориентируют на Землю, а нормаль к ПСБ - на Солнце. В интервалах неопределенности ориентации ИСЗ на теневых орбитах производят независимые упреждающие программные развороты вокруг первой и второй осей ИСЗ. В разных вариантах этих разворотов после первого из них удерживают ИСЗ в промежуточном положении, а затем восстанавливают штатную ориентацию ИСЗ. Этим достигается повышение точности прогнозирования движения ИСЗ на теневых орбитах и точности измерения дальности до ИСЗ. Техническим результатом изобретения является повышение точности определения потребителями навигационно-временных данных по навигационным ИСЗ. 3 з.п. ф-лы, 12 ил.

Группа изобретений относится к управлению угловым движением космического аппарата (КА). Способ включает дополнительное формирование сигналов оценки угла ориентации и угловой скорости вращения КА. Также формируют эталонные сигналы угла ориентации, угловой скорости и сигнал оценки управления. Для указанных угла ориентации и угловой скорости определяют их разности с сигналами их оценки, а также разности с их эталонными значениями. Определяют разность сигнала управления и его оценки и, наконец, сигнал коррекции сигнала задания математической модели и сигнал оценки внешней помехи по соответствующим формулам. На этой основе корректируют сигналы оценки угла ориентации и угловой скорости КА, которые используют для управления КА. Устройство дополнительно содержит эталонную модель основного контура ориентации КА и другие необходимые элементы и связи. Технический результат группы изобретений заключается в повышении точности ориентации и надежности функционирования при отказах датчика угла ориентации и датчика угловой скорости вращения КА. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космическим тросовым системам (КТС) и может быть использовано для перевода КТС в ротационный режим в плоскости орбиты без использования реактивных двигателей. Развертывание КТС производят из ее начального компактного состояния на круговой орбите путем расталкивания объектов с малой относительной скоростью. Концевые массы КТС соединены тросом, длина которого может изменяться с помощью установленного на одном из концевых объектов связки устройства подачи-выборки троса. Разделение объектов производится по вектору местной круговой скорости, например, толкателем. Под действием стартового импульса разделения объекты удаляются друг от друга по практически свободным траекториям при свободной подаче троса. Процесс развертывания троса завершается переводом КТС в устойчивый режим попутного маятникового движения на натянутом тросе фиксированной длины. В определенном диапазоне угловых фаз данного режима начинают стягивание объектов КТС путем выборки троса с определенной постоянной скоростью. В результате КТС переходит в ротационный режим с заданным значением интеграла энергии при фиксированной конечной длине троса. Техническим результатом изобретения являются ослабление массово-габаритных ограничений на КТС и расширение функциональных возможностей. 8 ил.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), на котором размещены теплоизлучающий радиатор и солнечная батарея (СБ). Способ включает выполнение полета КА по орбите вокруг планеты с разворотом СБ в положение, соответствующее совмещению нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце. Строят орбитальную ориентацию КА, при которой плоскость вращения СБ параллельна плоскости орбиты КА и СБ расположена относительно плоскости орбиты со стороны Солнца. Определяют максимальное значение угла между вектором скорости КА и перпендикуляром к поперечной оси вращения СБ, проходящим через поверхность радиатора. Определяют высоту орбиты КА и угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА. По данным высоте орбиты и углу определяют витки орбиты, на которых длительность освещенной части витка превышает разность периода обращения КА и необходимой длительности времени сброса тепла радиатором на витке. На таких витках орбиты при прохождении КА освещенной части витка поворачивают СБ вокруг поперечной оси вращения до пересечения прямой, проходящей через обращенную к Солнцу область поверхности радиатора и направленной на Солнце, с СБ. Поворачивают СБ вокруг продольной оси вращения до достижения углом между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце минимального значения. Данные повороты СБ выполняют в пределах расчетного интервала времени. Технический результат изобретения состоит в повышении эффективности функционирования радиатора путем создания условий его естественного охлаждения при затенении СБ для любой высоты околокруговой орбиты КА. 5 ил.

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере планеты путем регулирования его аэродинамического качества (АК). Способ заключается в выборе условий переключения угла крена на нулевое значение, с обеспечением перевода КА с изотемпературного участка (ИТУ) спуска на рикошетирующую траекторию. При движении КА по ИТУ сначала увеличивают угол крена (γ), снижая АК и поддерживая постоянную температуру в критической области поверхности КА. Затем, по мере снижения скорости полета, угол γ уменьшают от его максимального значения. На ИТУ увеличение АК не приводит к последующему росту температуры сверх ее первого максимума. Поэтому выбором момента переключения на γ=0 можно достичь эффективного гашения скорости КА на последующем этапе полета. Наилучшим является сход КА с ИТУ в момент достижения углом γ максимального значения. В этот момент устанавливают угол атаки КА соответствующим максимальному АК. Этим увеличивают продолжительность заключительного участка полета и интенсивность торможения КА. Возрастание угла атаки после схода КА с ИТУ и завершения набора высоты полета приводит к увеличению коэффициента лобового сопротивления и, тем самым, к большему снижению скорости на момент ввода системы мягкой посадки КА. Техническим результатом изобретения является минимизация конечной скорости КА и максимальной температуры в критической области его поверхности, и снижение тем самым массы теплозащитного покрытия КА и потребных энергетических затрат. 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в автоматах стабилизации ракет, управление угловым движением которых осуществляется путем поворота нескольких камер сгорания двигателей с помощью рулевых приводов. Способ защиты от аварии многоканальных систем управления ракет включает формирование в каждом канале, соответствующем определенной камере сгорания, информативного сигнала в виде разности командного сигнала и сигнала обратной связи, формирование сигнала отключения соответствующего канала системы управления в виде сигнала установки штока рулевого привода этого же канала в среднее положение. Сигнал отключения канала формируют в случае превышения вычисленным на временном промежутке определенной длительности интегралом от модуля информативного сигнала заранее выбранного порогового значения, при этом командные сигналы остальных каналов формируют в виде сумм или разностей управляющих сигналов по тангажу, рысканию и крену и сигнала обратной связи отключенного канала с коэффициентами, зависящими от номера отключенного канала, таким образом, чтобы обеспечить создание требуемых суммарных управляющих моментов по тангажу, рысканию и крену. Техническим результатом является повышение вероятности успешного продолжения полета при отказе рулевого привода одного из каналов системы управления. 4 ил.

Наверх