Способ коррекции орбитального движения космического аппарата

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) с помощью реактивного двигателя коррекции (ДК). Способ включает приложение к КА тестового и корректирующего воздействий. При каждом из них определяют темпы нагрева стенки камеры сгорания ДК. По тестовым данным (тяге и темпу нагрева) находят коэффициент трансформации. Тягу ДК рассчитывают, умножая этот коэффициент на темп нагрева при корректирующем воздействии. По результатам отработки планов коррекций получают набор достоверных значений ускорений для дальнейшей работы с КА. Техническим результатом изобретения является повышение качества удержания (в т.ч. надежности и оперативности коррекции) КА в заданной области, в частности на геостационарной орбите.

 

Предлагаемое изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для коррекции параметров движения центра масс космического аппарата (КА) с помощью двигательной установки, имеющей двигатели коррекции (ДК) малой тяги.

1. Предприятию известен способ планирования коррекций, изложенный в рабочей документации предприятия как часть общей технологической циклограммы решения баллистических задач (циклограмма приведена в Описании), могущий включать в себя, кроме определения ускорения от работы ДК по данным траекторных измерений параметров движения КА до и после предыдущих [циклов] коррекций, в принципе, любой другой источник информации для получения (уточнения) ускорения. Способ взят за прототип.

2. Известен «Способ удержания геостационарного космического аппарата на заданной орбитальной позиции» (RU 24811249 C2, МПК B64G 1/24). Согласно этому способу в том числе прикладывают проверочное воздействие к корпусу КА путем включения ДК, измеряют значения анодного тока и напряжения на электродах плазменного ДК в процессе приложения проверочного и корректирующего воздействий, усредняют полученные значения на всем интервале измерения, рассчитывают тягу при приложении корректирующего воздействия по зависимости:

,

где Fi - тяга ДК с i-м условным номером, H;

k i = F т е с т . i / ( I т е с т . i U т е с т . i ) - коэффициент трансформации, H/(A·B½);

индекс "тест" относится к проверочным (тестовым) определениям тяги ДК;

Ii - среднее значение анодного тока, A;

Ui - среднее значение напряжения на электродах, B.

Способ применим лишь к электрореактивным двигателям, но в эксплуатации сегодня находятся, к тому же, твердотопливные и жидкореактивные двигатели, которым надо дать такой же хороший способ определения тяги, что и приведенный выше.

Устройств - акселерометров много, однако лишь немногие из них по своим принципам работы удовлетворяют требованиям выявлять ускорения менее 0,1 мм/с2.

3. Известен высокоточный космический акселерометр (RU 2468374 C1, МПК G01P 15/105), содержащий инерционную массу, корпус, электрическую схему переключателя и фиксации времени, отличающийся тем, что корпус представляет собой сферу, внутри которой расположена с зазором внутренняя сфера, подвес внутренней сферы связывает ее с внешней сферой и состоит из четырех подпружиненных штырей, равномерно разнесенных по поверхности внутренней сферы, закрепленных на ней, свободно проходящих сквозь люфтовые отверстия в корпусе; с внешней стороны корпуса установлены электромагниты в количестве, кратном двум, по числу осей установок ДК движения центра масс КА; в качестве инерционной массы используется магнитовосприимчивый шарик, находящийся во внутренней сфере; внешняя электрическая схема предусматривает включение-отключение выбираемых электромагнитов и фиксацию моментов отключения электромагнита и размыкания электроконтакта (начало движения шарика) и замыкания одного из электроконтактов при нажиме шарика в каком-либо месте на поверхность внутренней сферы в конце его движения (пункт 1);

отношение инерционной массы (массы шарика) к общей массе внутренней сферы и подпружиненных штырей равно 10:1 (пункт 2).

Инерционная масса 10:1 к массе внутренней сферы достаточна для уверенного замыкания внешней электрической цепи, имеющей синхронизатор времени и предназначенной для синхронизации событий рабочего цикла: отключение электромагнита и размыкание электроконтакта (время t1 - начало движения шарика) и замыкание одного из электроконтактов при нажиме шарика в каком-либо месте на поверхность внутренней сферы в конце его движения (время t2) от исходной позиции - торца сердечника выбранного для работы электромагнита. Под рабочим циклом подразумевается фиксированные начало и окончание движения инерционной массы (шарика) в полости внутренней сферы.

Технический результат достигается за счет того, что перед началом рабочего цикла осуществляется притягивание на старт инерционной массы из полости внутренней сферы выбранным и включенным электромагнитом, зная расположение электромагнита в привязке к спутниковой системе координат и угол установки ДК движения КА, следовательно, зная заранее расстояние, которое проходит шарик внутри сферы, и время прохождения этого расстояния, как разность (t2-t1), будем иметь значение ускорения от работы данного двигателя коррекции.

Реализация способа требует устройства, что при наличии приемлемой по точности альтернативы - способа, не связанного с устройством, является недостатком.

В способе-прототипе выполняется следующая последовательность операций (несущественные детали опускаются):

1. Отработка плана коррекций бортовой системой навигации и управления движением.

2. Проведение траекторных измерений.

Траекторные измерения представляют собой штатный цикл измерений текущих навигационных параметров (ИТНП).

3. Выполнение программы определения параметров движения центра масс КА.

4. Уточнение управляющих ускорений по изменению орбитальных параметров.

Уточнение не позволяет определять управляющие ускорения точнее диапазона значений ускорений, оговоренных заводом-изготовителем. Оно гарантирует отслеживание аномальной работы ДК, и, в случае затяжной и, возможно, постоянной ситуации, когда (пока) отказ ДК не зафиксирован на борту КА, все-таки рассчитывать план коррекций. При уточнении применяют эвристический метод: есть начальные условия (НУ) движения по предыдущему ИТНП, есть текущие НУ согласно пп.1-3, есть предыдущий план коррекций, включающий в себя до трех условных номеров ДК, решается задача прихода в текущие НУ без больших погрешностей по контролируемым параметрам движения.

5. Выполнение программы расчета (составления) плана коррекций удержания КА в окрестности орбитальной позиции на интервале от даты расчета до начала следующего штатного цикла ИТНП.

6. Выполнение программы генерации массивов командно-программной информации (КПИ), содержащих НУ (вектор кинематических параметров движения), план коррекций, проекции ускорений от ДК на оси связанной с КА системы координат.

7. Засылка обобщенной формы КПИ на борт КА.

Далее пп.1-7 повторяют в течение всего времени работы КА по целевому назначению.

Недостатком прототипа является относительно низкая точность определения ускорений от работы ДК, которая держится на уровне 10-11%, гарантированном заводом-изготовителем двигательной установки.

Целью предлагаемого изобретения является повышение качества удержания КА в заданной области по широте и долготе, создание надежного и оперативного способа коррекции орбитального движения и гарантированного резерва сужения пределов удержания геостационарных КА на орбитальной позиции.

Поставленная цель достигается тем, что в способе коррекции орбитального движения КА, включающем приложение корректирующего воздействия путем включения ДК, проведение траекторных измерений, определение параметров движения центра масс КА, расчет плана коррекций, формирование массивов КПИ, содержащих начальные условия движения, план коррекций и управляющие ускорения, и засылку этих массивов на борт КА, введены новые операции, заключающиеся в том, что прикладывают проверочное воздействие к корпусу КА путем включения ДК, измеряют температуру стенки камеры сгорания (СКС) работающего ДК, определяют темп нагрева СКС ДК на участке регулярного режима нагревания первого рода, устанавливают по изменениям элементов орбиты и темпу нагрева коэффициент трансформации темпа нагрева в тягу ДК, измеряют температуру СКС ДК при корректирующих воздействиях, определяют темпы нагрева СКС ДК на участках регулярного режима нагревания, находят тягу ДК по формуле:

Fi=ki·mi,

где Fi - тяга двигателя при корректирующем воздействии, H;

ki=Fтест i/mтест i - коэффициент трансформации, H·c;

индекс "тест" относится к проверочным (тестовым) воздействиям;

индекс "i" относится к условному номеру ДК;

mi, mтест i - темпы нагрева СКС соответственно при корректирующем и проверочном воздействиях на КА, c-1.

Реализация предлагаемого способа предполагает выполнение следующей последовательности операций:

1. Проведение траекторных измерений.

При наличии автономной бортовой навигации траекторные измерения ведутся в непрерывном режиме.

2. Приложение проверочного воздействия.

Проверочное воздействие - это корректирующее воздействие на КА, имеющее своей целью изменение (коррекцию) параметров движения КА на величину, необходимую и достаточную для уверенного определения по изменению этих параметров тяги двигателя коррекции или, то же самое, - ускорения от работы двигателя коррекции. В этом суть тестирования. Если тестирование невозможно провести за одно проверочное включение ДК, организуют цикл последовательных включений одного и того же ДК. Как правило, проверочные включения, образующие циклы, проводятся на этапе приведения КА на рабочую позицию (орбиту).

3. Измерение температуры СКС работающего ДК.

Во время работы ДК при проверочном включении (включениях) производят съем телеметрической информации с борта КА и по показаниям датчиков фиксируют среднюю температуру СКС.

4. Определение темпа нагрева на участке регулярного режима нагревания СКС ДК.

При нагревании СКС устанавливается регулярный режим 1-го рода: когда при постоянной температуре окружающей среды изменение температуры в каждой точке СКС происходит по экспоненте, одинаковой для всех точек.

По температурам СКС строят зависимость ln(Tк-T) от τ, где Tк - конечная температура СКС, соответствующая стационарному режиму нагревания, когда температура СКС с течением времени не меняется, T - текущая температура СКС, τ - время, отсчитываемое от момента включения ДК. Выход на стационарный режим, например, для гидразиновых двигателей малой тяги (40 гс) происходит уже через 12-15 мин работы ДК. Из графика зависимости ln(Tк-T) от τ выделяют прямолинейный участок, который называется регулярным режимом нагревания. Величина:

называется темпом нагрева и постоянна на участке с регулярным режимом нагревания (В.П. Исаченко, В.А. Осипова, А.С. Сукомел, Теплопередача, изд. 2-е, «Энергия», 1969 г., стр.97). Темп нагрева зависит от физических свойств тела (СКС) (плотности, теплоемкости), геометрической формы и размеров тела (площади поверхности, объема) и от процесса нагревания (коэффициента теплоотдачи). Так как физические свойства, геометрическая форма и размеры СКС остаются неизменными от коррекции к коррекции, то изменение темпа нагрева зависит только от процесса нагревания, т.е. от процесса сгорания топлива в камере сгорания, который, в свою очередь, определяет тягу ДК.

5. Завершение проверочного включения.

6. Установка коэффициента трансформации темпа нагрева в величину тяги ДК по изменениям элементов орбиты и темпу нагрева СКС.

Тягу i-го двигателя Fтест.i и ускорение а тест.i определяют по известным методикам, исходя из фактического значения изменения корректируемого параметра орбитального движения КА. Коэффициент трансформации (ki) для ДК с i-ым условным номером выражается соотношением:

.

Линейный характер зависимости тяги ДК от темпа нагрева (m) следует из определения темпа нагрева:

,

где α - коэффициент теплоотдачи, Вт/(м2·К);

S - площадь поверхности СКС, м2;

ρ - плотность тела СКС, кг/м3;

c - удельная теплоемкость, Дж/(кг·К);

V - объем тела СКС, м3;

C=ρ·c·V - полная теплоемкость тела СКС, Дж/К.

Темп нагрева находится в пропорциональной зависимости от всех физических величин, входящих в правую часть уравнения, в том числе и от коэффициента теплоотдачи ≡ теплопередачи (α), который находится в прямой пропорциональной зависимости от скорости потока продуктов сгорания - газов (Л.А. Сена «Единицы физических величин и их размерности», М., «Наука», 1988 г., стр.202). При том же тепловом (температурном) напоре (Б.М. Яворский и А.А. Детлаф «Справочник по физике для инженеров и студентов вузов», М., «Наука», 1977 г., стр.327) значение плотности теплового потока, входящей в числитель при коэффициенте α, тем выше, чем больше скорость замены носителей тепловой энергии на границе двух сред (газа и СКС) новыми или, что тоже самое, - чем больше скорость потока продуктов сгорания. Но скорость потока газов прямо зависит от давления частиц газа на СКС.

Из опытов достоверно известно, что можно существенно ускорить процесс закипания жидкости в емкости, установленной на плите, если создать дополнительное давление емкости на плиту. В этом может убедиться каждый. Энергия в этом случае обратно пропорциональна среднему расстоянию между емкостью и плитой в пятне контакта на уровне элементарных частиц.

Давление, в свою очередь, находится в линейной зависимости от тяги ДК.

Пп.1-6 выполняют на этапах приведения КА на рабочую позицию (орбиту), в периоды переводов КА на другую рабочую позицию (орбиту), в любое время, позволяющее определять тягу и ускорение по значимым изменениям параметров орбиты за коррекцию или за цикл коррекций одним тестируемым ДК.

Пп.1-6 повторяют для всех ДК. Тестирование планируется проводить примерно раз в полгода - год из-за ухода систематической составляющей ускорения (тяги) вследствие старения конструкции ДК.

7. Расчет (составление) плана коррекций удержания КА в окрестности орбитальной позиции на интервале от текущей даты до начала следующего штатного цикла ИТНП.

Параметры коррекций рассчитывают по известным методикам для тяг ДК, определенных проверочными включениями.

8. Генерация массивов командно-программной информации (КПИ), содержащих НУ (вектор кинематических параметров движения), план коррекций, проекции ускорений от ДК на оси, связанной с КА системы координат.

9. Засылка обобщенной формы КПИ на борт КА.

10. Прикладывание корректирующего воздействия.

Отрабатывается шаг плана коррекций. Эта операция аналогична п.1 прототипа. Коррекции, согласно плану, проводят шагами - 1-2 двигателями коррекции на суточном интервале, если проводятся коррекции наклонения орбиты, либо эпизодично, если проводятся только коррекции долготы или эксцентриситета орбиты КА.

11. Измерение температуры СКС.

Операция аналогична п.3.

12. Определение темпа нагрева на участке регулярного режима нагревания СКС ДК.

Операция аналогична п.4. Для определения темпа нагрева при тяге, скажем, 40 гс и области удержания по долготе и широте ±0,05° требуется от 60% до 100% времени, отведенного на коррекцию удержания. Значит, темп нагрева определяется надежно, и, пусть не оперативно, но по результатам отработки текущего плана коррекций можно всегда уточнить тяги ДК, привлекаемых для отработки планов коррекций и имеющих хотя бы один раз определенный коэффициент трансформации ki. Последний вариант уточнения тяг чаще всего и успешно применяется в практике.

Имеем

13. Определение тяги двигателя из соотношения:

Fi=ki·mi.

14. Информацию по тягам и ускорениям от каждого ДК в процессе эксплуатации КА подвергают статобработке и после отработки плана коррекций уточняют для составления очередного плана.

Далее пп.1-14 повторяют в течение всего времени работы КА по целевому назначению.

Исходя из прямого определения регулярного темпа нагрева (см. п.4, 12), величина предельной ошибки отклонения тяги составляет менее 3%, что позволяет проводить коррекции элементов орбиты КА при однократных включениях ДК.

Предлагаемый способ коррекции орбитального движения КА позволяет:

1) определять управляющие ускорения без лишних затрат и последовательно - по мере необходимости для каждого ДК;

2) повысить точность удержания КА в заданных пределах существования;

3) считать приведенный способ коррекции орбитального движения КА весомым вкладом в баллистическое обеспечение полета КА как при наличии бортовой системы навигации и бортового расчета плана коррекций, так и без них.

Способ коррекции орбитального движения космического аппарата (КА), включающий приложение корректирующего воздействия путем включения двигателя коррекции (ДК), проведение траекторных измерений, определение параметров движения центра масс КА, расчет плана коррекций, формирование массивов командно-программной информации, содержащих начальные условия движения, план коррекций и управляющие ускорения, и засылку этих массивов на борт КА, отличающийся тем, что прикладывают проверочное воздействие к корпусу КА путем включения ДК, измеряют температуру стенки камеры сгорания (СКС) работающего ДК, определяют темп нагрева СКС ДК на участке регулярного режима нагревания первого рода, устанавливают по изменениям элементов орбиты и темпу нагрева коэффициент трансформации темпа нагрева в тягу ДК, измеряют температуру СКС ДК при корректирующих воздействиях, определяют темпы нагрева СКС ДК на участках регулярного режима нагревания, находят тягу ДК по формуле:
Fi=ki·mi,
где Fi - тяга двигателя при корректирующем воздействии, H;
ki= Fтест i/mтест i - коэффициент трансформации, H·c;
индекс "тест" относится к проверочным (тестовым) воздействиям; индекс "i" относится к условному номеру ДК;
mi, mтест i - темпы нагрева СКС соответственно при корректирующем и проверочном воздействиях на КА, c-1.



 

Похожие патенты:

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.

Изобретение относится к аэрокосмической технике, а именно к летательным аппаратам (ЛА). ЛА содержит корпус, реактивные двигатели, блок управления подачи, воспламенения и истечения топлива, блок симметричных конусообразных камер сгорания, два блока выхлопных сопел, блок симметричных изогнутых выхлопных труб с оконечностью.

Изобретение относится к реактивным средствам перемещения преимущественно в свободном космическом пространстве. Предлагаемое средство перемещения содержит корпус (1), полезную нагрузку (2), систему управления и не менее одной кольцевой системы сверхпроводящих фокусирующе-отклоняющих магнитов (3).

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

Изобретение относится к ракетно-космической технике с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), разгонным блокам и могут быть использованы при запуске двигательных установок (ДУ), когда остатки запасов жидкого топлива малы и не превышают 3% от начальной заправки.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ управления движением ракеты-носителя на начальном участке полета заключается в отклонении качающейся части маршевого двигателя в заданной плоскости увода струи с учетом периодического вычисления командного сигнала на отклонение качающейся части маршевого двигателя ракеты-носителя в зависимости от программного угла, отклонения и скорости отклонения характерной точки ракеты-носителя от вертикальной оси пускового устройства, угла и угловой скорости тангажа ракеты-носителя и в одновременной стабилизации углового положения ракеты-носителя в плоскости, перпендикулярной заданной.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для стыковки двух космических объектов, один из которых активный, а другой - пассивный. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам космического назначения (РКН) с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетах космического назначения (РКН) с многодвигательной первой ступенью. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается ракетного разгонного блока и элементов его конструкции, предназначенных для его стабилизации и увода от отделившегося космического аппарата.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для коррекции космического аппарата (КА) с помощью электрореактивных плазменных двигателей (ЭРПД).

Изобретение относится к управлению ориентацией искусственных спутников Земли (ИСЗ) с солнечными батареями (СБ). В составе ИСЗ (3) дополнительно предусматривают автономный контур (АК) управления ориентацией ИСЗ относительно направления на Солнце (2).

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для управления программным разворотом разгонного блока (РБ) с помощью неподвижных двигателей ориентации постоянной тяги.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического, в частности транспортного грузового корабля (ТГК) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ). Способ включает закрутку ТГК вокруг нормали к рабочей поверхности СБ, направленной на Солнце, с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек.

Изобретение относится к управлению движением космического, в частности транспортного грузового корабля (ТГК) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ). Способ включает закрутку ТГК вокруг направления нормали к рабочей поверхности СБ, направленной на Солнце, с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического, в частности транспортного грузового корабля (ТГК) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ). Способ включает закрутку ТГК вокруг нормали к рабочей поверхности СБ, направленной на Солнце, с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках (ДУ) космических летательных аппаратов (КЛА). ДУ КЛА содержит криогенный бак с экранно-вакуумной теплоизоляцией и каналом с теплообменником, расходный клапан, бустерный насос, заборное устройство с накопителем капиллярного типа с теплообменником и дроссельным устройством, пневмогидравлическую систему с трубопроводом.

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере планеты путем регулирования его аэродинамического качества (АК). На начальном участке полета скорость КА в атмосфере увеличивается (КА движется к условному перицентру орбиты).

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.

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.

Изобретение относится к управлению движением геостационарных космических аппаратов (КА) в периоды резервирования и оперативного ввода в эксплуатацию. На этапе пассивного дрейфа КА из стартовой позиции резервирования (СПР) в рабочую орбитальную позицию (точку «стояния») минимизируют энергозатраты бортовых систем КА. Для этого расстояние между СПР и точкой «стояния» выбирается с учетом гарантированного срока невостребованности выводимого КА и времени приведения КА на СПР. КА переводят в дежурный режим и затем в режим аппаратной закрутки. По окончании резервирования КА выводят из режима закрутки. Техническим результатом изобретения является экономия рабочего тела системы коррекции и сокращение времени замены отработавшего КА новым до технического минимума, определяемого погрешностью определения срока невостребованности КА. 1 ил.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата с помощью реактивного двигателя коррекции. Способ включает приложение к КА тестового и корректирующего воздействий. При каждом из них определяют темпы нагрева стенки камеры сгорания ДК. По тестовым данным находят коэффициент трансформации. Тягу ДК рассчитывают, умножая этот коэффициент на темп нагрева при корректирующем воздействии. По результатам отработки планов коррекций получают набор достоверных значений ускорений для дальнейшей работы с КА. Техническим результатом изобретения является повышение качества удержания КА в заданной области, в частности на геостационарной орбите.

Наверх