Способ управления космическим аппаратом для облёта луны



Способ управления космическим аппаратом для облёта луны
Способ управления космическим аппаратом для облёта луны
Способ управления космическим аппаратом для облёта луны

 


Владельцы патента RU 2614446:

Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" (RU)

Изобретение относится к межорбитальным маневрам космических аппаратов (КА) в системе Земля-Луна. Способ включает отстыковку КА от околоземной орбитальной космической станции (ОКС) и выведение его на траекторию облета Луны с возвратом. При возвращении к Земле путём нескольких торможений в её атмосфере КА снижается до высоты орбиты ОКС. Для согласования плоскостей орбит ОКС и КА после первого прохождения атмосферы в точке пересечения этих плоскостей осуществляют поворот линии узлов орбиты КА. Для этого прикладывают к КА соответствующий импульс перпендикулярно плоскости орбиты прилета. Затем КА вновь стыкуют с ОКС. Способ позволит выполнить облет Луны и вернуться на исходную околоземную орбиту за 6,5 сут, с затратами характеристической скорости ~ 1,7 км/сек. Технический результат изобретения направлен на отработку КА, предназначенного для многократных перелетов между околоземной и окололунной ОКС. 5 ил.

 

Предлагаемый способ управления может быть использован в космической технике при организации облета Луны космическим аппаратом (КА), находящимся, например, в составе околоземной орбитальной станции (ОС). Предполагается, что после проведения облета Луны КА возвращается на исходную околоземную орбиту для последующей стыковки с ОС [1. «Луна. Шаг к технологиям освоения Солнечной системы» под. ред. В.П. Легостаева, M, РКК «Энергия», 2011].

Известен способ управления, выбранный в качестве аналога, в котором выполняется облет Луны. В качестве КА рассматривался космический корабль (КК) «Аполлон-12», выводимый на опорную орбиту с помощью ракеты-носителя (РН) «Сатурн-5». После выведения КК выполняет отлетный импульс для перелета к Луне. Затем у Луны выполняется импульс для перехода на селеноцентрическую орбиту, а после завершения полета вокруг Луны КК выполняет отлетный импульс для перелета к Земле с последующим входом в атмосферу и посадкой в заданном районе и, таким образом, использование этого КА многократно невозможно.

Известен способ управления КА для облета Луны, выбранный в качестве прототипа, включающий приложение к КА, находящемуся на исходной околоземной орбите импульса для облета Луны по возвратной траектории за время t1 [2]. В качестве КА использовался КА «Зонд-7», выводимый на опорную орбиту с помощью РН «Протон». После выведения на околоземную орбиту КА «Зонд-7» выполняет отлетный импульс для облета Луны по возвратной траектории [2. В.И. Левантовский «Механика космического полета в элементарном изложении», М, Наука, 1980]. Основным недостатком такого способа управления является то, что КА после облета Луны входит в атмосферу Земли с последующим приземлением в заданном районе, что также как и в аналоге исключает его многократное использование и является основным недостатком.

Задачей изобретения является возможность отработки КА, предназначенного для многократных перелетов между околоземной ОС и ОС, расположенной на орбите Луны.

Технический результат достигается благодаря тому, что в способе управления КА при облете Луны, включающем приложение к КА, находящемуся на исходной околоземной орбите импульса для облета Луны по возвратной траектории за время t1, в отличие от известного способа через время t2 после облета Луны, необходимое для согласования высоты орбиты прилета с высотой исходной околоземной орбиты, КА возвращают в исходную плоскость околоземной орбиты, для чего после облета КА выводят на эллиптическую орбиту прилета вокруг Земли, а затем на линии пересечения плоскостей орбиты прилета и исходной околоземной орбиты к КА прикладывают импульс в направлении, перпендикулярном плоскости орбиты прилета для поворота линии узлов на угол Δϕ, определенный по формуле:

Δϕ=ωОЗ⋅(t1+t2),

где ωОЗ - угловая скорость прецессии плоскости исходной околоземной орбиты.

Предлагаемый способ рассмотрим на примере КА, пристыкованного к ОС, находящейся на исходной околоземной орбите. Технический результат в предлагаемом способе управления достигается за счет того, что после отделения от ОС и приложения отлетного импульса КА переводится на возвратную траекторию с облетом Луны [2] с длительностью t1 от выдачи отлетного импульса до обратного достижения Земли. По достижению Земли за счет нескольких торможений в атмосфере Земли, переходит на так называемые тормозные эллипсы [2], постепенно снижая высоту орбиты вплоть до высоты орбиты ОС за время t2. За это суммарное время t1+t2 плоскость исходной околоземной орбиты, на которой находится ОС повернется относительно начального положения на угол:

Δϕ=ωОЗ⋅(t1+t2),

где ωОЗ - угловая скорость прецессии плоскости орбиты, возникающая вследствие нецентральности гравитационного поля Земли и составляющая около 5° в сутки. Для согласования плоскостей орбит прилета и исходной околоземной орбиты необходимо на линии их пересечения приложить к КА импульс в направлении, перпендикулярном плоскости орбиты прилета для поворота линии узлов на угол Δϕ. Оптимально, с точки зрения минимизации расходов топлива, этот импульс выполнять после первого входа КА в атмосферу в точке, наиболее близкой к апогею орбиты. После согласования плоскостей и снижение высоты орбиты КА до высоты орбиты ОС КА вновь пристыковывается к ОС.

Сущность изобретения поясняется фиг. 1-4, где:

на фиг. 1 показана схема полета аналога - перелет на окололунную орбиту КК «Апполон-12»,

на фиг. 2 приведена схема полета прототипа - облет Луны КА «Зонд-7»,

на фиг. 3 поясняется схема полета КА по предлагаемому способу,

на фиг. 4 поясняется схема поворота плоскости орбиты КА по предлагаемому способу,

на фиг. 5 представлена схема с последовательными прохождениями на заданном расстоянии от Земли и последующим выходом на орбиту ОС.

На фиг. 1-5 отмечены следующие позиции: 1 - исходная околоземная орбита, 2 - отлетный импульс к Луне, 3 - тормозной импульс, 4 - селеноцентрическая орбита, 5 - отлетный импульс для перелета к Земле, 6 - траектория перелета к Земле, 7 - направление движения Луны, 8 - возвратная траектория КА после облета Луны, 9 - угол разворота плоскости Δϕ, 10 - текущая плоскость орбиты ОС, 11 - линия пересечения двух плоскостей, 12 - импульс поворота плоскости орбиты, 13 - атмосфера Земли, 14 - импульс перехода КА на орбиту околоземной ОС.

На фиг. 1 показана схема полета аналога - перелет на окололунную орбиту по схеме КК «Апполон-12» в системе отсчета вращающейся вместе с линией Земля-Луна. После выведения КК находится на исходной околоземной орбите (1). После приложения отлетного импульса (2), КК перелетает в окрестность Луны, где после выдачи тормозного импульса (3) переходит на селеноцентрическую орбиту (4). Через ~4 суток, когда появляются условия для оптимального перелета к Земле [3. «Основы теории полета космических аппаратов» под ред. Г.С. Нариманова, Машиностроение, Москва, 1972], КК выполняет отлетный импульс (5) и возвращается на Землю по траектории прилета (6) с последующей посадкой в заданном районе.

На фиг. 2 приведена траектория облета Луны с использованием КА «Зонд-7» также в системе отсчета вращающейся вместе с линией Земля-Луна. После выведения КА находится на исходной околоземной орбите (1). В заданной точке орбиты к КА прикладывают отлетный импульс (2), после чего КА облетает Луну со стороны ее движения вокруг Земли (7) и по возвратной траектории прилетает к Земле (8) с последующим приземлением в заданном районе.

На фиг. 3 в проекции на плоскость экватора Земли представлена схема полета КА по предлагаемому способу. После приложения отлетного импульса КА облетает Луну со стороны ее движения вокруг Земли (7) и по возвратной траектории (8) прилетает к Земле с переходом на исходную околоземную орбиту (1), после чего на линии пересечения двух плоскостей выполняется импульс поворота плоскости этой орбиты на угол Δϕ (9), после чего плоскость орбиты КА будет совпадать с текущей плоскостью орбиты ОС (10).

На фиг. 4 поясняется схема поворота плоскости орбиты КА на заданный угол по предлагаемому способу. После прилета к Земле КА возвращается в плоскость околоземной орбиты (1), с которой начался отлет. При этом за время, требуемое для отлета, плоскость орбиты ОС (10) развернется на угол Δϕ (9). При прохождении линии пересечения двух плоскостей (11) к КА прикладывается импульс (12) в направлении, перпендикулярном плоскости орбиты (1), для поворота ее к плоскости орбиты ОС (10).

На фиг. 5 представлена схема перехода КА с возвратной траектории (4) за счет последовательных прохождений в атмосфере Земли (13) на исходную орбиту околоземной ОС (1). КА входит в атмосферу Земли со 2-ой космической скоростью. После первого торможения КА в атмосфере он переходит на эллиптическую орбиту. Последовательные прохождения атмосферы проводятся до тех пор, пока очередной апогей орбиты не достигнет высоты орбиты орбитальной станции НОС. После чего в апогее орбиты выполняется импульс (14) для окончательного перевода КА на орбиту околоземной ОС с последующей с ней стыковкой.

Рассмотрим пример. Пусть V1 - отлетный импульс к Луне (~3200 м/сек). Длительность облета Луны с последующим возвращением к Земле t1 составляет 5 суток, а продолжительность нахождения КА на переходных тормозных эллипсах для согласования высоты орбиты прилета и высоты орбиты ОС t2 - 1.5 суток. Определим по представленной формуле необходимый угол поворота плоскости орбиты прилета КА:

Δϕ=ωОЗ⋅(t1+t2)°~32.5°

Высота апогея первого тормозного эллипса составит около 55 тыс.км, а высота орбиты в точке пересечения двух плоскостей около 22 тыс.км. Затраты характеристической скорости на поворот плоскости орбиты на этой высоте составят около 1650 м/сек [3], а общая продолжительность полета около 6.5 суток.

Способ управления космическим аппаратом при облете Луны, включающий приложение к космическому аппарату, находящемуся на исходной околоземной орбите, импульса для облета Луны по возвратной траектории за время t1, отличающийся тем, что через время t2 после облета Луны, необходимое для согласования высоты орбиты прилета с высотой исходной околоземной орбиты, космический аппарат возвращают в исходную плоскость околоземной орбиты, для чего после облета космический аппарат выводят на эллиптическую орбиту прилета вокруг Земли, а затем на линии пересечения плоскостей орбиты прилета и исходной околоземной орбиты к космическому аппарату прикладывают импульс в направлении, перпендикулярном плоскости орбиты прилета, для поворота линии узлов на угол Δϕ, определенный по формуле:

Δϕ = ωОЗ⋅(t1+t2),

где ωОЗ - угловая скорость прецессии плоскости исходной околоземной орбиты.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к управлению движением нежёсткого летательного аппарата (1) с помощью двигателя (2). Пилотирование осуществляется системой управления с измерительным средством (3А), расположенным вблизи заднего конца (1R) аппарата.

Изобретение относится к управлению относительным движением космических аппаратов (КА), преимущественно с одноосно вращающимися панелями солнечных батарей (СБ). В процессе полета ориентированный по местной вертикали КА непрерывно вращается по курсу, а панели СБ синхронно и непрерывно поворачиваются нормалью к Солнцу.

Изобретение относится к средствам управления движением космических аппаратов, а именно к электрическим (плазменным) ракетным двигателям для коррекции орбиты искусственного, преимущественно низкоорбитального спутника планеты с атмосферой.

Группа изобретений относится к управлению движением искусственных спутников с целью предотвращения их столкновений с фрагментами космического мусора. Бортовая система спутника определяет радиолокационными средствами вероятность таких столкновений со всех направлений внутри сфероида вокруг спутника.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) реактивными и аэродинамическими средствами. На заключительном этапе реализации способа - после снижения аэродинамической силы до величины меньшего порядка, чем гравитационная - вектором тяги двигателя управляют из условий минимизации потребных энергозатрат и обеспечения высокой точности формирования заданной орбиты.

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере. Способ включает изменение аэродинамического качества КА, обеспечивающее его посадку в заданную область поверхности планеты.

Изобретение относится к способам защиты космических аппаратов (КА) от столкновения на орбите с другими телами, в частности, космическим мусором. Способ включает импульсное расталкивание и разведение связанных тросом модулей, образующих КА, для их вывода из опасной зоны.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках (ДУ) космических объектов (КО). ДУ КО содержит криогенный бак с расходным клапаном и с бустерным турбонасосом, баллон высокого давления с газообразным криогенным компонентом для раскрутки турбины бустерного турбонасоса, маршевый двигатель с турбонасосным агрегатом, гидравлический конденсатор.

Изобретение относится к области технической кибернетики и может быть использовано в автоматизированных системах управления подготовкой к пуску и проведению пусков ракет-носителей космического назначения различного класса, а также в автоматизированных системах управления технологическими процессами сборки и проведения испытаний сложных технических объектов.

Изобретение относится к способам создания в космосе связки космического аппарата (КА) с космическим объектом (КО). Контролируют положение в пространстве троса (2), развернутого с борта КА (1), используя датчики видеонаблюдения (4) на КА и/или датчики положения (5) на тросе.

Изобретение относится к технике связи и может использоваться в системах спутниковой связи. Технический результат состоит в повышении пропускной способности.

Изобретение относится к компоновке изделий, в частности, искусственного спутника (ИС). ИС включает в себя отсек полезной нагрузки со стенкой, ограничивающей мертвое пространство внутри отсека.

Изобретение относится к перелётам транспортного космического корабля (ТКК) между двумя орбитальными станциями (ОС), одна из которых находится на орбите планеты с атмосферой, а другая - либо на орбите другого небесного тела (напр., Луны), либо вблизи точек либрации (напр., L1 или L2 системы Земля - Луна).

Изобретение относится к обслуживанию на околоземной орбите группировки автоматических космических аппаратов (КА). Способ включает выведение КА обслуживания (КАО) в орбитальную плоскость группировки КА, стыковку КАО и КА, техническое обслуживание КА, расстыковку КАО и КА.

Изобретение относится к космическим спутниковым системам локального обзора. Система состоит из спутников с оптико-электронной аппаратурой дистанционного зондирования, размещенных на круговых орбитах с одинаковыми высотами и наклонениями.

Изобретение относится к управлению групповым полетом, в котором среднюю угловую скорость всех искусственных спутников Земли (ИСЗ) в группе поддерживают равной средней за виток угловой скорости пассивного ИСЗ.

Изобретение относится преимущественно к спутниковым информационным системам. Способ включает формирование межспутниковой линии радиосвязи (МЛР) между космическими аппаратами (КА), расположенными в одной орбитальной плоскости.
Изобретение относится к технологии запуска спутников на орбиту. Способ включает размещение спутника внутри космического корабля (КК) перед его выведением на орбиту.

Изобретение относится к конструкции и компоновке космических аппаратов. Космический аппарат блочно-модульного исполнения содержит модуль служебных систем, первый модуль полезной нагрузки (МПН) и второй модуль полезной нагрузки.

Изобретение относится к конструкции космических аппаратов (КА), преимущественно для исследований на близких (порядка радиуса орбиты Меркурия) расстояниях от Солнца.

Изобретение относится к межорбитальным перелётам в системе Земля-Луна. Способ включает отстыковку КА от околоземной орбитальной космической станции (ОКС) и перевод на траекторию перелёта к Луне. Затем КА выводят на селеноцентрическую орбиту. По пребывании там заданное время КА переводят на траекторию перелета к Земле в плоскости, совпадающей с плоскостью исходной околоземной орбиты ОКС в заданный момент стыковки. Для этого на селеноцентрической орбите выполняют поворот плоскости орбиты КА на заданный угол. Далее, путём нескольких торможений в атмосфере Земли КА снижается до высоты орбиты ОКС. Затем КА вновь стыкуется с ОКС. Техническим результатом изобретения является возможность многократных перелетов, например, между околоземной и окололунной ОКС при относительно небольших затратах характеристической скорости (немного более 1 км/с) и за время около 15 сут. 6 ил.
Наверх