Способ управления космическим аппаратом при его выведении на орбиту искусственного спутника планеты



Способ управления космическим аппаратом при его выведении на орбиту искусственного спутника планеты
Способ управления космическим аппаратом при его выведении на орбиту искусственного спутника планеты
Способ управления космическим аппаратом при его выведении на орбиту искусственного спутника планеты
Способ управления космическим аппаратом при его выведении на орбиту искусственного спутника планеты
Способ управления космическим аппаратом при его выведении на орбиту искусственного спутника планеты
Способ управления космическим аппаратом при его выведении на орбиту искусственного спутника планеты
Способ управления космическим аппаратом при его выведении на орбиту искусственного спутника планеты
Способ управления космическим аппаратом при его выведении на орбиту искусственного спутника планеты
Способ управления космическим аппаратом при его выведении на орбиту искусственного спутника планеты

 


Владельцы патента RU 2575556:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) (RU)

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), главным образом на атмосферном участке траектории выведения. Способ включает автономное оперативное определение бортовыми средствами КА высоты условного перицентра траектории сразу после входа КА в атмосферу. Затем проводят реактивную коррекцию траектории КА вблизи нижней границы коридора входа. В ходе маневра рикошетирования отрабатываются рациональные программы управления аэродинамическими силами до вылета КА из атмосферы. Тем самым полет КА вблизи нижней границы коридора входа может ббыть осуществлен в более разреженных слоях атмосферы с достижением большей скорости в апоцентре переходной орбиты. В указанном апоцентре КА сообщается импульс разгона для формирования заданной орбиты искусственного спутника планеты. Технический результат изобретения заключается в повышении эффективности управления КА на участке аэродинамического торможения и снижении суммарного расхода топлива. 2 ил.

 

Изобретение относится к космонавтике, в частности к области выведения космического аппарата (КА) на орбиту искусственного спутника планеты (ИСП) с использованием предварительного аэродинамического торможения в атмосфере.

Известен ряд способов выведения КА на орбиты ИСП. Так, в работе Эйсмонта Н.А. «Оптимальное управление космическим аппаратом, переводимым с гиперболической траектории на орбиту спутника планеты торможением в атмосфере», Космические исследования, 1972, т. 10, вып. 2, стр. 290-292 - [1] описан ракетодинамический способ формирования спутниковых орбит, где осуществляется перевод КА с гиперболической подлетной траектории к планете на орбиту ИСП за счет гашения кинетической энергии КА путем управления двигательными установками большой тяги. Основным недостатком этого способа является чрезвычайно большие затраты топлива.

Способ управления КА при его выведении на орбиту ИСП с использованием предварительного аэродинамического торможения в атмосфере с последующей подачей разгонного импульса в апоцентре переходной орбиты описан в работе - Иванов Н.М., Мартынов А.И. «Управление движением космического аппарата в атмосфере Марса». М.: «Наука», 1977, стр. 357-360 - [2]. Указанный способ заключается в управлении КА на атмосферном участке путем переключения эффективного аэродинамического качества Kэф=Kбcosγ с одного граничного значения на другое (γ - угол крена, Kб - балансировочное аэродинамическое качество, установленное на заданном постоянном угле атаки). Моменты переключений эффективного аэродинамического качества определяются из условия обеспечения максимума скорости КА в апоцентре переходной орбиты. Этот способ позволяет сократить затраты топлива, потребные на формирование заданной орбиты.

Недостатком данного способа является низкая эффективность предварительного аэродинамического торможения в атмосфере планеты в связи с управлением КА только за счет изменения угла крена γ. Вместе с тем, введение дополнительного управляющего параметра - угла атаки α, позволяет уменьшить потребные расходы топлива на формирование заданных орбит ИСП.

В работе Иванова В.М., Соколова Н.Л. и др., «Optimal control of spacecraft during the ascent of Mars artificial satellite». 63nd International Astronautical Congress, Naples, Italy, 2012, № IAC-12,A3,3A,18.p1,x13148 - [3] описан способ выведения КА на орбиту ИСП, где управление аппаратом на участке аэродинамического торможения осуществляется путем совместного изменения углов крена и атаки. Показано наличие выигрыша в массе топлива по сравнению со способом, предусматривающим однопараметрическое управление КА углом крена. При этом была выявлена общая закономерность, характерная для широкого диапазона изменения исходных данных и граничных условий полета. Она заключается в том, что при входе КА в атмосферу вблизи нижней границы коридора расход топлива в несколько раз превосходит расход, соответствующий входу КА в атмосферу на 65-75% коридора входа, отсчитываемого от его верхней границы. Такая особенность позволяет сделать вывод о существенном недостатке рассматриваемого способа, заключающемся в значительном перерасходе массы топлива в случаях входа КА в атмосферу вблизи нижней границы коридора и существовании резервов для снижения потребных энергозатрат.

Наиболее близким по совокупности существующих признаков и достигаемому результату (прототипом) к заявленному изобретению является способ перевода космического аппарата на орбиту ИСП, предусматривающий подачу импульса характеристической скорости в плоскости полета космического аппарата под углом около 90°, отсчитываемым от вектора скорости космического аппарата против часовой стрелки в направлении от планеты, при входе КА в атмосферу вблизи нижней границы коридора, а также управление аэродинамическими силами на участке движения в атмосфере с последующим разгоном космического аппарата в апогее переходной орбиты. Указанный известный способ описан в книге - Иванов Н.М., Мартынов А.И. «Движение космических летательных аппаратов в атмосферах планет». М.: «Наука», 1985, стр. 347-364 - [4]. За счет движения КА в более разреженных слоях атмосферы, осуществляемого после проведения коррекции траектории полета, скорость КА гасится слабее и обеспечивается уменьшение расхода топлива на формирование конечных орбит. В рамках данного способа предполагается, что основным признаком движения КА вблизи нижней границы коридора входа является высокая интенсивность возрастания кажущейся скорости после входа космического аппарата в атмосферу. В этом случае подается импульс характеристической скорости в плоскости полета космического аппарата под углом около 90°, отсчитываемым от вектора скорости космического аппарата против часовой стрелки в направлении от планеты, через 20-40 секунд после входа КА в атмосферу. Показано, что теоретически такой способ управления при проведении оптимальных коррекций траекторий движения КА при его входе в атмосферу вблизи нижней границы коридора входа позволяет обеспечить снижение массы топлива в 1,5-2 раза по сравнению со способом, не предусматривающим подачу корректирующего импульса в атмосфере.

Вместе с тем, анализ операций управления КА при реализации данного способа позволяет выявить ряд недостатков. Во-первых, высокая интенсивность роста кажущейся скорости может быть не только признаком движения КА вблизи нижней границы коридора входа, но и возникать в связи с возможным разбросом плотности атмосферы планет в сторону наиболее плотных моделей атмосферы. Так, например, плотности атмосферы Юпитера для «холодной» и «теплой» моделей отличаются на 2-3 порядка [4, стр. 23]. Ошибки в диагностировании причин интенсивного роста кажущейся скорости могут привести к принятию некорректного решения о необходимости проведения коррекций движения КА в атмосфере: подача импульса характеристической скорости в большей части коридора входа (65-75% от общей ширины коридора) может привести к дополнительному перерасходу топлива, а при движении КА вблизи верхней границы коридора - к невозможности выведения КА на заданную орбиту и к срыву программы полета. Во-вторых, в способе-прототипе предполагается проведение коррекций траекторий движения через 20-40 секунд после входа КА в атмосферу, например, при входе в атмосферу Юпитера через 21 секунду. Несмотря на то, что за это время скорость движения КА меняется мало, высота полета снижается примерно в два раза. В результате КА подвергается избыточному аэродинамическому торможению и, как следствие, к снижению скорости вылета аппарата из атмосферы. Вместе с тем, за указанное время (20-40 секунд после входа КА в атмосферу) может быть успешно решена задача автономного определения положения КА внутри коридора входа в атмосферу за счет использования бортовых алгоритмов прогнозирования параметров движения аппарата на оставшихся участках и обоснована необходимость (или ее отсутствие) проведения коррекции движения КА. В третьих, в способе-прототипе предусматривается подача импульса характеристической скорости, величина которого не зависит от высоты условного перицентра траектории входа. Вместе с тем, характер зависимости потребных энергозатрат ΔV от высоты условного перецентра траектории входа показывает чрезвычайно интенсивный рост ΔV при приближении hπ к нижней границе коридора . Это обстоятельство дает основание предполагать, что значительным резервом снижения суммарных затрат топлива на формирование спутниковых орбит является выбор и отработка рациональных значений корректирующих импульсов характеристической скорости, зависящих от высот условного перицентра траекторий входа. При этом в ряде случаев представляется энергетически эффективным последовательно подавать в атмосфере несколько корректирующих импульсов характеристической скорости различной величины.

Сущность изобретения заключается в предварительном определении положения высоты условного перицентра траектории входа космического аппарата в атмосферу внутри заданного физически реализуемого коридора. Это достигается путем определения сразу после входа космического аппарата в атмосферу в i-е (i=1, 2, 3…) моменты времени значений скорости движения космического аппарата Vi, угла наклона вектора скорости к местному горизонту θi, радиуса-вектора ri, плотности атмосферы ρi и прогнозирования на их основе значений скоростей Vk и углов наклона вектора скорости к местному горизонту θk на момент вылета космического аппарата из атмосферы, а также его скоростей в апоцентре переходной орбиты Vα при движении на участке аэродинамического торможения с нулевым углом крена и углом атаки α*, соответствующим максимальному значению аэродинамического качества.

Также сущность заявленного способа управления космическим аппаратом при его выведении на орбиту искусственного спутника планеты заключается в подлете космического аппарата к планете в заданном коридоре входа в атмосферу, в определении в i-е, где i=1, 2,…, N, моменты времени параметров движения космического аппарата, а именно его скорости - Vi, угла наклона вектора скорости космического аппарата к местному горизонту θi, радиуса-вектора ri и плотности атмосферы ρi, в обеспечении входа космического аппарата в атмосферу с величиной угла крена γ около 0 рад и значением угла атаки космического аппарата около α*, соответствующим максимальной величине аэродинамического качества, в подаче импульса характеристической скорости в плоскости полета космического аппарата под углом около 90°, отсчитываемым от вектора скорости космического аппарата против часовой стрелки в направлении от планеты, при его входе в атмосферу вблизи нижней границы коридора входа, в управлении космическим аппаратом по углам крена γ и атаки α до вылета из атмосферы, при этом в i-е, где i=1, 2,…, N, моменты времени для заданного положительного приращения угла наклона вектора скорости к местному горизонту δθ≤0,1° определяют значения импульса характеристической скорости в плоскости полета космического аппарата под углом около 90°, отсчитываемым от вектора скорости космического аппарата против часовой стрелки в направлении от планеты, приложение которого обеспечивает увеличение угла θi на величину δθ; для каждого из двух положений космического аппарата, характеризующихся известными значениями параметров его движения S1i={Vi, θi, ri, ρi} и S2i={Vi, θi+δθ, ri, ρi} прогнозируют значения скоростей Vк(S1i) и Vк(S2i), углов наклона вектора скорости к местному горизонту θк(S1i) и θк(S2i) на момент вылета космического аппарата из атмосферы и скоростей космического аппарата в апоцентре переходной орбиты Vα(S1i) и Vα(S2i) при движении на оставшихся участках полета в атмосфере с нулевым углом крена и углом атаки, равным α* в соответствии с математическими зависимостями:

Vk(S1i)=exp[-zk(S1i )], Vk(S2i)=exp[-zk(S2i)],

где - m - масса космического аппарата;

Vi - текущее значение скорости космического аппарата в моменты времени ti

θi - текущее значение угла наклона вектора скорости к местному горизонту в моменты ti;

ri - текущее значение радиуса-вектора в момент времени ti;

ρi - текущее значение плотности атмосферы в моменты времени ti

i=0, 1, 2…N;

g - ускорение свободного падения;

R - радиус планеты;

µ - гравитационный параметр планеты;

β - логарифмический коэффициент изменения плотности атмосферы от высоты;

Cx - аэродинамический коэффициент лобового сопротивления космического аппарата;

Сγ - аэродинамический коэффициент подъемной силы космического аппарата;

S - площадь миделева сечения космического аппарата;

α - угол атаки космического аппарата;

ρp - значение плотности атмосферы в момент рикошета космического аппарата;

zp - значение переменной z в момент рикошета космического аппарата;

S1i - положение космического аппарата в момент времени ti,

характеризующееся скоростью полета Vi, углом наклона вектора скорости к местному горизонту θi, радиусом-вектором ri, плотностью атмосферы ρi;

S2i - положение космического аппарата в момент времени ti,

характеризующееся скоростью полета Vi, углом наклона вектора скорости к местному горизонту θi+δθ, радиусом-вектором ri, плотностью атмосферы ρi;

δθ - приращение угла наклона вектора скорости к местному горизонту, образующееся при подаче корректирующего импульса характеристической скорости;

Px - приведенная нагрузка на лобовую поверхность космического аппарата;

K - аэродинамическое качество космического аппарата;

Vk - скорость полета космического аппарата в момент вылета из атмосферы;

rk - радиус-вектор космического аппарата в момент вылета из атмосферы;

θk - угол наклона вектора скорости к местному горизонту в момент вылета космического аппарата из атмосферы;

Vα - скорость космического аппарата в апоцентре переходной орбиты,

вычисляют разницу между изменением скорости космического аппарата в апоцентре переходной орбиты и величиной импульса характеристической скорости, обеспечивающего увеличение угла наклона вектора скорости к местному горизонту на величину δθ в соответствии с формулой

δVi=Vα(S2i)-Vα(S1i)-ΔVi,

и при выполнении условия δVi>0 подают импульс характеристической скорости величиной ΔVi; начиная с момента времени, когда величина δVi будет меньше нуля, осуществляют управление космическим аппаратом без проведения ракетодинамических коррекций траекторий движения до вылета космического аппарата из атмосферы только путем изменения углов крена и атаки.

Учитывая характер зависимостей потребных энергетических затрат ΔV от высоты условного перицентра траектории входа hπ (см. рис. 10.2 на стр. 289 и рис. 10.12 на стр. 314 в работе [4]) и давая малые приращения углу наклона вектора скорости к местному горизонту δθ≤0,1° (что согласно решению кеплеровских уравнений однозначно соответствует приращению высоты условного перицентра δhπ,), можно определить положение высоты hπ внутри коридора входа космического аппарата в атмосферу. Принципиальным фактором является сравнение скоростей движения аппарата в апоцентре переходной орбиты Vα при двух положениях КА на начальном участке полета в атмосфере: при положении, обозначенном S1i и характеризующимся известными параметрами движения (скоростью аппарата Vi, углом наклона вектора скорости к местному горизонту θi, радиусом-вектором ri и плотностью атмосферы ρi) и при положении, обозначенном S2i, отличающимся от положения S1i значением угла наклона вектора скорости к местному горизонту, увеличенным на малую величину δθ≤0,1°:θ=θi+δθ. Малое изменение скорости Vα(S2i)относительно Vα(S1i) при приращении δθ (или δhπ) свидетельствует о входе аппарата в атмосферу с высотами hπ, значительно удаленными от нижней границы коридора входа : в этих случаях проводить коррекцию движения космического аппарата не требуется. В случаях значительного увеличения скорости Vα(S2i) по сравнению с Vα(S1i) (или снижения потребных энергетических затрат ΔV) при положительной вариации угла δθ (или δhπ) следует вывод о входе космического аппарата в атмосферу вблизи нижней границы коридора и энергетической целесообразности проведения ракетодинамической коррекции траектории движения для обеспечения полета космического аппарата в более разреженных слоях атмосферы.

Для расчета значений скорости Vk и угла наклона вектора скорости к местному горизонту θk на момент вылета КА из атмосферы, соответствующих положениям S1i и S2i, a также скоростей КА в апоцентре переходной орбиты Vα(S1i) и Vα(S2i) использовались математические зависимости, разработанные, обоснованные и приведенные в приложении к данной заявке:

Vk(S1i)=exp[-zk(S1i)], Vk(S2i)=exp[-zk(S2i)],

где m - масса космического аппарата;

Vi - текущее значение скорости космического аппарата в моменты ti;

θi - текущее значение угла наклона вектора скорости КА к местному горизонту в моменты ti;

ri - текущее значение радиуса-вектора в момент ti;

ρi - текущее значение плотности атмосферы моменты ti, i=0, 1, 2…N;

g - ускорение свободного падения;

R - радиус планеты;

µ - гравитационный параметр планеты;

β - логарифмический коэффициент изменения плотности атмосферы от высоты;

Cx - аэродинамический коэффициент лобового сопротивления КА;

Сγ - аэродинамический коэффициент подъемной силы КА;

S - площадь миделева сечения КА;

α - угол атаки космического аппарата;

ρp - значение плотности атмосферы в момент рикошета космического аппарата;

zp - значение переменной z в момент рикошета космического аппарата;

S1i - положение космического аппарата в момент времени ti, характеризующееся скоростью полета Vi, углом наклона вектора скорости к местному горизонту θi, радиусом-вектором ri, плотностью атмосферы ρi;

S2i - положение космического аппарата в момент времени ti, характеризующееся скоростью полета Vt, углом наклона вектора скорости к местному горизонту θi+δθ, радиусом-вектором ri, плотностью атмосферы ρi;

δθ - приращение угла наклона вектора скорости КА к местному горизонту, образующееся при подаче корректирующего импульса характеристической скорости;

Px - приведенная нагрузка на лобовую поверхность космического аппарата;

K - аэродинамическое качество КА;

Vk - скорость полета космического аппарата в момент вылета из атмосферы;

rk - радиус-вектор космического аппарата в момент вылета из атмосферы;

θk - угол наклона вектора скорости КА к местному горизонту в момент вылета космического аппарата из атмосферы;

Vα - скорость космического аппарата в апоцентре переходной орбиты.

Прогнозирование указанных значений может осуществляться на бортовой вычислительной машине с помощью аналитических зависимостей, что не требует больших временных затрат и может быть проведено значительно раньше указанного в способе-прототипе временного диапазона определения высоты условного перицентра траектории входа (20-40 сек после входа космического аппарата в атмосферу). При условии выявления целесообразности проведения ракетодинамической коррекции траектории движения космического аппарата в атмосфере определяется величина подаваемого импульса характеристической скорости. Для этого в i-е (i=1, 2, 3…) моменты времени сравнивают возможное увеличение скорости КА в апоцентре переходной орбиты при проведении ракетодинамической коррекции траектории движения ΔVα=Vα(S2i)-Vα(S1i) с величиной

подаваемого корректирующего импульса, зависящего от текущей скорости космического аппарата Vi и приращения угла наклона вектора скорости к местному горизонту δθ: . В случаях превышения разницы между скоростями движения КА в апоцентре переходной орбиты при условиях проведения и непроведения коррекции над величиной импульса характеристической скорости ΔVi, т.е. при δVi=Vα(S2i)-Vα(S1i)-ΔVi>0 осуществляется подача корректирующего импульса ΔVi в плоскости полета космического аппарата под углом около 90°, отсчитываемым от вектора скорости космического аппарата против часовой стрелки в направлении от планеты. Такие операции осуществляются с самого начала входа космического аппарата в атмосферу до тех пор, пока величина импульса характеристической скорости ΔVi не будет превышать прогнозируемый выигрыш в потребных энергозатратах на подачу разгонного импульса характеристической скорости в апоцентре переходной орбиты, т.е. до тех пор, пока значение δVi не будет меньше нуля. С этого момента осуществляется управление только аэродинамическими силами, по аналогии с известными способами управления [3, 4]. Полученные численные результаты показали, что при осуществлении заявляемого способа в зависимости от высоты условного перицентра траектории входа может быть проведено до трех ракетодинамических коррекций траекторий движения КА. При этом общее время проведения коррекций может достигать 8-12 секунд. Такие результаты соответствуют входу космического аппарата в атмосферу по нижней границе коридора. В целом при реализации заявляемого способа при формировании орбит искусственного спутника Марса потребная масса топлива может быть снижена в 2-3 раза по сравнению со способом - прототипом. Аналогичный уровень снижения расхода топлива может быть достигнут при выведении КА на орбиты искусственного спутника Венеры и Юпитера.

Технический результат изобретения заключается в повышении эффективности управления КА на участке предварительного аэродинамического торможения не только за счет изменения углов крена γ и атаки α, но и в связи с проведением ракетодинамических коррекций траекторий движения КА. Это позволит при входе КА в атмосферу вблизи нижней границы коридора входа осуществить полет в более разреженных слоях атмосферы и достигнуть заданных высот апоцентра переходной орбиты с большей скоростью, что обеспечивает снижение суммарного расхода топлива на формирование орбит ИСП с требуемыми параметрами.

Указанный технический результат достигается за счет автономного оперативного определения бортовыми средствами КА высоты условного перицентра сразу после входа КА в атмосферу и проведения ракетодинамической коррекции траектории при входе космического аппарата в атмосферу вблизи нижней границы коридора входа. При этом отрабатываются рациональные программы управления аэродинамическими силами до вылета КА из атмосферы и проводится разгон аппарата в апоцентре переходной орбиты с целью формирования орбиты ИСП с заданными параметрами.

Также технический результат достигается за счет того, что в известном способе- прототипе управления космическим аппаратом, при его выведении на орбиту искусственного спутника планеты, заключающимся в подлете космического аппарата к планете в заданном коридоре входа в атмосферу, в определении в i-е, где i=1, 2,…, N, моменты времени параметров движения космического аппарата, а именно его скорости - Vi, угла наклона вектора скорости космического аппарата к местному горизонту θi, радиуса-вектора ri и плотности атмосферы ρi, в обеспечении входа космического аппарата в атмосферу с величиной угла крена γ около 0 рад и значением угла атаки космического аппарата около α*, соответствующим максимальной величине аэродинамического качества, в подаче импульса характеристической скорости в плоскости полета космического аппарата под углом около 90°, отсчитываемым от вектора скорости космического аппарата против часовой стрелки в направлении от планеты, при его входе в атмосферу вблизи нижней границы коридора входа, в управлении космическим аппаратом по углам крена γ и атаки α до вылета из атмосферы, дополнительно в i-е, где i=1, 2,…, N, моменты времени для заданного положительного приращения угла наклона вектора скорости к местному горизонту δθ≤0,1° определяют значения импульса характеристической скорости в плоскости полета космического аппарата под углом около 90°, отсчитываемым от вектора скорости космического аппарата против часовой стрелки в направлении от планеты, приложение которого обеспечивает увеличение угла θi на величину δθ; для каждого из двух положений космического аппарата, характеризующихся известными значениями параметров его движения S1i=[Vi, θi, ri, ρi} и S2i={Vi, θi+δθ, ri, ρi} прогнозируют значения скоростей Vк(S1i) и Vк(S2i), углов наклона вектора скорости к местному горизонту θк(S1i) и θк(S2i) на момент вылета космического аппарата из атмосферы и скоростей космического аппарата в апоцентре переходной орбиты Vα(S1i) и Vα(S2i) при движении на оставшихся участках полета в атмосфере с нулевым углом крена и углом атаки, равным α* в соответствии с математическими зависимостями:

Vk(S1i)=exp[-zk(S1i)], Vk(S2i)=exp[-zk(S2i)],

где - m - масса космического аппарата;

Vi - текущее значение скорости космического аппарата в моменты времени ti

θi - текущее значение угла наклона вектора скорости к местному горизонту в моменты ti;

ri - текущее значение радиуса-вектора в момент времени ti;

ρi - текущее значение плотности атмосферы в моменты времени ti;

i=0, 1, 2…N;

g - ускорение свободного падения;

R - радиус планеты;

µ - гравитационный параметр планеты;

β - логарифмический коэффициент изменения плотности атмосферы от высоты;

Cx - аэродинамический коэффициент лобового сопротивления космического аппарата;

Cγ - аэродинамический коэффициент подъемной силы космического аппарата;

S - площадь миделева сечения космического аппарата;

α - угол атаки космического аппарата;

ρp - значение плотности атмосферы в момент рикошета космического аппарата;

zp - значение переменной z в момент рикошета космического аппарата;

S1i - положение космического аппарата в момент времени ti, характеризующееся скоростью полета Vi, углом наклона вектора скорости к местному горизонту θi, радиусом-вектором ri, плотностью атмосферы ρi;

S2i - положение космического аппарата в момент времени ti, характеризующееся скоростью полета Vi, углом наклона вектора скорости к местному горизонту θi+δθ, радиусом-вектором ri, плотностью атмосферы ρi;

δθ - приращение угла наклона вектора скорости к местному горизонту, образующееся при подаче корректирующего импульса характеристической скорости;

Px - приведенная нагрузка на лобовую поверхность космического аппарата;

K - аэродинамическое качество космического аппарата;

Vk - скорость полета космического аппарата в момент вылета из атмосферы;

rk - радиус-вектор космического аппарата в момент вылета из атмосферы;

θk - угол наклона вектора скорости к местному горизонту в момент вылета космического аппарата из атмосферы;

Vα - скорость космического аппарата в апоцентре переходной орбиты, вычисляют разницу между изменением скорости космического аппарата в апоцентре переходной орбиты и величиной импульса характеристической скорости, обеспечивающего увеличение угла наклона вектора скорости к местному горизонту на величину δθ в соответствии с формулой:

δVi=Vα(S2i)-Vα(S1i)-ΔVi,

и при выполнении условия δVi>0 подают импульс характеристической скорости величиной ΔVi, начиная с момента времени, когда величина δVi будет меньше нуля, осуществляют управление космическим аппаратом без проведения ракетодинамических коррекций траекторий движения до вылета космического аппарата из атмосферы только путем изменения углов крена и атаки.

Заявленный способ управления космическим аппаратом при его выведении на орбиту искусственного спутника планеты поясняется следующими фигурами.

На фиг. 1 приведены основные этапы выведения КА на орбиту искусственного спутника планеты с использованием предварительного аэродинамического торможения, как с применением, так и при отсутствии ракетодинамической коррекции траектории движения аппарата в атмосфере.

На фиг. 2 для заявленного способа приведены графики зависимостей суммарных энергозатрат ΔVΣ, от высоты условного перицентра траектории входа hπ при выведении КА на круговую орбиту искусственного спутника Марса, высотой 500 км. Значения hπ варьировались в пределах от верхней границы коридора входа до нижней границе .

На фиг. 1 и фиг. 2 приняты следующие обозначения:

1 - подлетная гиперболическая траектория КА к атмосфере планеты,

2 - вход КА в атмосферу,

3 - подача импульса характеристической скорости ΔV для проведения коррекции траектории движения КА,

4 - вектор скорости КА после проведения коррекции траектории движения,

5 - траектория полета КА без проведения ракетодинамической коррекции;

6 - траектория полета КА после проведения ракетодинамической коррекции,

7 - вылет КА из атмосферы по траектории без проведения ракетодинамической коррекции со скоростью Vα(S2),

8 - вылет КА из атмосферы по траектории после проведения ракетодинамической коррекции со скоростью Vα(S1),

9 - переходная орбита КА при отсутствии коррекции движения в атмосфере;

10 - переходная орбита КА после проведения коррекции движения в атмосфере,

11 - апоцентр переходной орбиты КА,

12 - подача импульса характеристической скорости для формирования заданной орбиты КА,

13 - поверхность планеты,

14 - условная граница атмосферы,

15 - зависимость суммарных энергозатрат ΔVΣ от высоты условного перицентра траектории входа hπ при отсутствии проведения ракетодинамической коррекции движения КА в атмосфере,

16 - зависимость суммарных энергозатрат ΔVΣ от высоты условного перицентра траектории входа hπ при подаче в атмосфере импульса характеристической скорости величиной 25 м/с,

17 - зависимость суммарных энергозатрат ΔVΣ от высоты условного перицентра траектории входа hπ при подаче в атмосфере импульса характеристической скорости величиной 50 м/с.

Из зависимостей, представленных на фиг. 2, следует, что для варианта с проведением коррекции движения КА в атмосфере траектория полета проходит на больших высотах, что приводит к менее интенсивному аэродинамическому торможению аппарата и большему значению скорости вылета КА из атмосферы: Vα(S2) - скорость КА при вылете из атмосферы при использовании схемы с проведением коррекции траектории полета, Vα(S1) - скорость КА при вылете из атмосферы без проведения ракетодинамической коррекции. Установлено, что Vα(S2)-Vα(S1)-ΔV>0, т.е. имеет место выигрыш в потребных энергетических затратах при осуществлении коррекции движения КА в атмосфере.

Способ управления космическим аппаратом при его выведении на орбиту искусственного спутника планеты, заключающийся в подлете космического аппарата к планете в заданном коридоре входа в атмосферу, в определении в i-е, где i=1, 2, …, N, моменты времени параметров движения космического аппарата, а именно его скорости Vi, угла наклона вектора скорости космического аппарата к местному горизонту θi, радиуса-вектора ri и плотности атмосферы ρi, в обеспечении входа космического аппарата в атмосферу с величиной угла крена γ около 0 и значением угла атаки космического аппарата около α*, соответствующим максимальной величине аэродинамического качества, в подаче импульса характеристической скорости в плоскости полета космического аппарата под углом около 90°, отсчитываемым от вектора скорости космического аппарата против хода часовой стрелки в направлении от планеты, при его входе в атмосферу вблизи нижней границы коридора входа, в управлении космическим аппаратом по углам крена γ и атаки α до вылета из атмосферы, отличающийся тем, что в i-е, где i=1, 2,…, N, моменты времени для заданного положительного приращения угла наклона вектора скорости к местному горизонту δθ ≤ 0,1° определяют значения импульса характеристической скорости в плоскости полета космического аппарата под углом около 90°, отсчитываемым от вектора скорости космического аппарата против хода часовой стрелки в направлении от планеты, приложение которого обеспечивает увеличение угла θi на величину δθ, для каждого из двух положений космического аппарата, характеризующихся известными значениями параметров его движения S1i={Vi, θi, ri, ρi} и S2i={Vi, θi+δθ, ri, ρi}, прогнозируют значения скоростей Vк(S1i) и Vк(S2i), углов наклона вектора скорости к местному горизонту θк(S1i) и θк(S2i) на момент вылета космического аппарата из атмосферы и скоростей космического аппарата в апоцентре переходной орбиты Vα(S1i) и Vα(S2i) при движении на оставшихся участках полета в атмосфере с нулевым углом крена и углом атаки, равным α*, вычисляют разницу между изменением скорости космического аппарата в апоцентре переходной орбиты и величиной импульса характеристической скорости, обеспечивающего увеличение угла наклона вектора скорости к местному горизонту на величину δθ в соответствии с формулой:
δVi=Vα(S2i)-Vα(S1i)-ΔVi,
и при выполнении условия δVi > 0 подают импульс характеристической скорости величиной ΔVi, начиная с момента времени, когда величина δVi будет меньше нуля, осуществляют управление космическим аппаратом без проведения ракетодинамических коррекций траекторий движения до вылета космического аппарата из атмосферы только путем изменения углов крена и атаки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к управлению выведением космического аппарата (КА) с подлетной траектории на орбиту искусственного спутника планеты (ИСП) с атмосферой. В способе используются аэродинамическое торможение КА и реактивная коррекция орбиты КА на внеатмосферном участке.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при отделении отработанных ступеней ракет-носителей (РН) типа «Союз». Оснащают ракетные блоки (РБ) первой ступени гибкой тросовой механической связью, отделяют РБ от второй ступени РН, запускают парашютную систему, стабилизируют РБ, производят гашение гиперзвуковых скоростей РБ, снижают РБ с помощью воздушно-космической парашютной системы, приземляют РБ на земную поверхность в районы падения.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетах космического назначения лёгкого класса (РКН ЛК). РКН ЛК на нетоксичных компонентах топлива с высокой степенью заводской готовности к пусковым операциям с определенным составом, весогабаритными и техническими параметрами, необходимыми для осуществления авиационной транспортировки полностью собранной и испытанной в заводских условиях РКН ЛК, содержит спасаемые ракетный блок или двигательную установку первой ступени, воздушно-космическую парашютную систему.

Изобретение относится к конструкциям космических ракет и способам их посадки на землю. Космическая ракета содержит ракетный двигатель и полезную нагрузку, при этом многоразовый аппарат имеет форму оживального конуса с затупленной жаропрочной частью в основании конуса, а рули, или пилоны, или двигатели присоединены к полезной нагрузке управляемым отсоединяемым креплением.

Изобретение относится к управлению движением связанных тросом космических объектов. Способ включает расстыковку указанных объектов с сообщением спускаемому аппарату (СА) начальной скорости расхождения против вектора орбитальной скорости.

Изобретение относится к космонавтике, в частности к области управления космическими аппаратами (КА). Бортовыми средствами аппарата определяются координаты включения двигательной установки, величины и ориентации импульсов характеристической скорости КА.

Изобретение относится к управлению космическим аппаратом (КА) на внеатмосферном участке его схода с орбиты искусственного спутника Земли (ИСЗ). Способ заключается в двукратном включении реактивной двигательной установки КА: на орбите ИСЗ и при входе КА в атмосферу Земли.

Группа изобретений относится к аэрокосмической системе для выведения полезной нагрузки (ПН) на орбиту и возвращения с орбиты путем торможения в атмосфере. Система содержит средство выведения (100) с вертикальным взлетом и посадкой.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при спуске в атмосфере космического аппарата (КА). Осуществляют вход КА в атмосферу с максимальным значением эффективного аэродинамического качества, измеряют текущие значения параметров движения КА в процессе его спуска в атмосфере, уменьшают текущую скорость движения КА до значения скорости входа КА в атмосферу, устанавливают текущие значения балансировочного аэродинамического качества КА в зависимости от параметров движения КА в процессе его спуска в атмосфере, управляют в зависимости от параметров движения КА на изовысотном участке балансировочным аэродинамическим качеством и углом крена, осуществляют сход КА с изовысотного участка и дальнейший его полет в атмосфере с максимальным значением аэродинамического качества и нулевым углом крена.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в посадочных устройствах (ПУ) космических аппаратов (КА). ПУ КА содержит стойку, состоящую из стакана с внутренним амортизирующим элементом, соединенного с цилиндрическим шарниром и телескопически с подвижным штоком, сферический шарнир, опорную тарель, закрепленные без слабины два троса из сверхвысокомодульного материала, ограничивающие угловое перемещение опоры и взведение ее в исходное положение, механизм, допускающий односторонний поворот опоры.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в бесконтактной транспортировке космических объектов (КО) на разных орбитах. Выводят на исходную расчетную орбиту космический аппарат (КА) с ионной пушкой с газоразрядной камерой с плоским индуктором для возбуждения индукционного высокочастотного электрического разряда, двигательной установкой в виде электрического ракетного двигателя (ЭРД), шарнирным механизмом со штангами и шарнирами или виде карданного шарнира для перемещения ЭРД в плоскости, ортогональной оси, проходящей через центр масс КА в направлении вектора тяги ионной пушки, сближают и ориентируют КА относительно транспортируемого КО с помощью изменения направления вектора тяги и точки приложения вектора тяги перемещаемого ЭРД, измеряют координаты транспортируемого КО и расстояние между КА и транспортируемым КО, воздействуют на поверхность транспортируемого КО квазинейтральным ионным пучком с помощью ионной пушки, производят динамическую компенсацию возмущающих сил и моментов, действующих на КА, производят динамическую ориентацию КА относительно транспортируемого КО, перемещают транспортируемый КО на орбиту захоронения, осуществляют перемещение КА по спиральной траектории на орбиту следующего транспортируемого КО.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при сближении и последующей стыковке двух космических объектов. Способ включает определение величины и места приложения отлетного импульса перед переводом активного космического аппарата (АКО) на траекторию полета к другому небесному телу, исходя из условия пересечения АКО орбиты пассивного космического аппарата (ПКО).

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ повышения эффективности ракет космического назначения (РКН) с маршевыми жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) основан на использовании невыработанных жидких остатков компонентов ракетного топлива (КРТ) в баках отделяющихся частей (ОЧ) ступеней РКН с помощью системы извлечения и реализации энергетических ресурсов (СИРЭР).

Изобретение относится к управлению космическим аппаратом (КА) на внеатмосферном участке его схода с орбиты искусственного спутника Земли (ИСЗ). Способ заключается в двукратном включении реактивной двигательной установки КА: на орбите ИСЗ и при входе КА в атмосферу Земли.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) с помощью реактивного двигателя коррекции (ДК). Способ включает приложение к КА тестового и корректирующего воздействий.

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 авиакосмической технике и может быть использовано в летательных аппаратах (ЛА). ЛА содержит корпус, два жестко связанных с корпусом реактивных двигателя, блок управления, малоудлиненный расширенный амортизатор с прямоугольным основанием, увеличенные по вертикали два пружинных клапана с закругленными оконечностями, две плоские пластины. Изобретение позволяет повысить надёжность ЛА. 1 ил.
Наверх