Способ коррекции орбитального движения космического аппарата

Изобретение относится к области космической техники и может использоваться для определения ускорения поступательного движения космического аппарата (КА). В способе коррекции орбитального движения КА в процессе приложения тестовых и корректирующих воздействий фиксируют начало стационарного режима нагревания стенки камеры сгорания двигателя, фиксируют число срабатываний электроклапанов на входе в блок стабилизации давления, определяют средние частоты срабатывания электроклапанов и ускорения от работы двигателя коррекции. По результатам отработки планов коррекций имеют набор достоверных значений ускорений для дальнейшей работы с КА. Техническим результатом изобретения является обеспечение надежной и оперативной коррекции орбитального движения с повышением ее точности. 1 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для более точной коррекции параметров движения космического аппарата (КА) за счет уточнения тяги двигателей коррекции (ДК).

1. Известен способ удержания геостационарного КА на заданной орбитальной позиции (RU 2481249 C2, МПК B64G 1/24). В части уточнения тяги ДК в данном аналоге прикладывают проверочное воздействие к корпусу КА путем включения двигателя; измеряют значения анодного тока и напряжения на электродах плазменного двигателя в процессе приложения проверочного и корректирующего воздействий; осредняют полученные значения на всем интервале измерения; рассчитывают тягу при приложении корректирующего воздействия по зависимости:

,

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

- коэффициент трансформации, ;

индекс относится к проверочным определениям тяги двигателей коррекции по данным траекторных измерений;

Ii - среднее значение анодного тока, a;

Ui - среднее значение напряжения на электродах, .

В аналоге 1 изложен принципиальный подход к уточнению тяги ДК, только ДК здесь однозначно электроплазменный, т.е. способ в полном объеме нельзя использовать при наличии в составе системы коррекции на борту КА иных типов двигателей.

2. 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 двигателей коррекции (ДК) по данным траекторных измерений параметров движения КА до и после предыдущих [циклов] коррекций, в принципе, любой другой приемлемый способ получения ускорения, который и взят за прототип.

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

1. Отрабатывается план коррекций бортовой системой навигации и управления движением.

2. Проводят траекторные измерения.

Траекторные измерения представляют собой штатный цикл измерений текущих навигационных параметров (ИТНП), количество сеансов измерений и количество интервалов между сеансами составляет для суточного интервала и наличии двух пунктов наземных измерений от 4 до 6.

3. Выполняют программу определения параметров движения центра масс КА.

4. Уточняют управляющие ускорения 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 применяется 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. Выполняют программу расчета (составления) плана коррекций удержания КА в окрестности орбитальной позиции на интервале от даты расчета до начала следующего штатного цикла ИТНП.

6. Выполняют 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 повторяются 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.

Есть способы коррекции орбиты КА, суть которых - в основном отличительном признаке - использование датчиков (и соответствующей им информации), не предназначавшихся ранее для уточнения ускорений от работы ДК, именно для уточнения ускорений от работы ДК. Такой информации на борту КА не так много, но она есть, и ей могут соответствовать способы коррекции, например аналог 1. И суть предлагаемого изобретения сводится к тому же - к использованию информации по работе микропереключателей в БСД, отображенной в телеметрии по результатам работы одной из бортовых программ, обслуживающих двигательную установку.

Целью предлагаемого изобретения является создание надежного и оперативного способа коррекции орбитального движения, повышение, по отношению к прототипу, точности коррекций параметров движения центра масс КА за счет уточнения ускорений от работы ДК.

Использование информации по работе микропереключателей в стабилизаторе давления (СД), входящем в состав БСД, отображенной в телеметрии по результатам работы одной из бортовых программ, обслуживающих двигательную установку, в состав которой входят термокаталитические ДК, является в заданных конструкторских условиях единственным подходом к количественному определению ускорений от работы ДК на каждом шаге плана коррекций и по результатам отработки этого плана. Дело в том, что определение ускорений от нескольких ДК на интервале плана (от 1 суток до 3 месяцев) и определение ускорения от одного ДК при единичном включении малой (как обычно) длительности по результатам траекторных измерений представляет не решаемую удовлетворительно задачу.

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, уточнение управляющих ускорений по изменению орбитальных параметров, расчет коррекций, формирование массивов командно-программной информации, содержащих начальные условия движения, план коррекций и управляющие ускорения, и засылку этих массивов на борт КА, введены новые операции, заключающиеся в том, что в процессе приложения тестовых и корректирующих воздействий к корпусу КА путем включения ДК, фиксируют время ti стац стационарного режима нагревания стенки камеры сгорания (СКС), фиксируют число срабатываний электроклапанов на входе в блок стабилизации давления и определяют средние частоты и срабатывания электроклапанов соответственно при тестовом и корректирующем воздействиях в привязке ко времени ti стац, строят графики зависимости , ai тест от рабочих значений ti стац, из графиков зависимости , ai тест от ti стац по текущему значению ti стац при корректирующем воздействии определяют текущие значения , ai тест, определяют ускорение при корректирующем воздействии от работы ДК по следующей зависимости:

,

где ai, ai тест - ускорения от i-го ДК соответственно при корректирующем и тестовом воздействии, м/с2,

и по результатам отработки планов коррекций имеют набор достоверных усредненных значений ускорений для дальнейшей работы с КА

,

где n - количество определений ai на интервале между этапами тестирования ДК.

Реализация предлагаемого способа предполагает выполнение следующей последовательности операций:

1. Проводят траекторные измерения.

Эта операция аналогична п.2 прототипа. При наличии автономной (бортовой) радионавигации траекторные измерения ведутся в непрерывном режиме.

2. Прикладывают тестовое воздействие.

Для этого в запланированное время производят включение ДК и отрабатывают импульс, обеспечивающий изменение параметра движения, например периода обращения, достаточное для надежного определения по нему величины ускорения от работы ДК. В этом суть тестирования. Длительность тестового воздействия порядка 1-2 час.

3. Фиксируют начало стационарного режима нагревания СКС ДК.

Во время работы ДК следят за телеметрической информацией с борта КА, и по показаниям датчиков температуры фиксируют конечную температуру СКС, соответствующую стационарному режиму нагревания - когда температура СКС с течением времени не меняется. К примеру, стационарный режим для гидразиновых ДК малой тяги наступает менее чем через 1 мин.

4. Выключают ДК в заданное время.

Становится известным значение времени стационарного режима нагревания СКС ДК (ti стац) - от его начала до выключения ДК.

5. Фиксируют число срабатываний электроклапанов на входе в БСД в процессе приложения тестового воздействия.

Принципиальная схема БСД приведена на фиг. 1.

Введены следующие обозначения:

1 - из блока хранения и подачи топлива;

2 - БСД;

3 - термодатчики;

4 - датчики давления; 5-КУ1, КУ2;

6 - КУ3, КУ4;

7 - нагреватели;

8 - основной СД (СД1);

9 - резервный СД (СД2);

10 - штуцер проверочный;

11 - КУ5, КУ6;

12 - на двигатель.

Управление заполнением рабочей дозы топлива, поступающей в расходную полость БСД - 2 осуществляется блоком управления бортового комплекса управления (БУ БКУ) по состоянию сочетаний (замкнуто\разомкнуто) концевых микропереключателей соответствующим включением электроклапанов КУ1, КУ2 - 5 при работе на стабилизаторе давления (СД)1 - 8 или КУ3, КУ4 - 6 при работе на резервном стабилизаторе СД2 - 9. При открытии клапанов КУ1, КУ2 полости СД1 и СД2 заполняются топливом и сжимают подпружиненные сильфоны СД1 и СД2 до срабатывания пары концевых микропереключателей СД1 (размыкание). По этому сочетанию контактов клапаны КУ1, КУ2 закрываются. По израсходованию рабочей дозы топлива (замыкание) производится включение КУ1, КУ2, начинается заполнение рабочей дозы топлива, при размыкании концевых микропереключателей питание с клапанов снимается, клапаны КУ1, КУ2 закрываются. В исходном состоянии БУ БКУ осуществляет управление СД1. Кроме того, БУ БКУ осуществляет автоматический перевод управления на резервный СД2 при достижении давления топлива на выходе до уровней менее 1,2 кгс/см2 или более 2,2 кгс/см2.

Бортовая программа (условно БП), входящая в программное обеспечение (ПО) системы коррекции заявляется в очередь готовых задач по команде «Заявка БП», выдаваемой из ПО бортового комплекса управления по факту изменения значений ТМ-параметров «Включение\выключение электроклапанов». Предусматривается постоянная работа БП в течение всего срока существования изделия. После заявки БП увеличивает свой «счетчик заявок» на 1 и снимается с очередей задач. Любое изменение телеметрического параметра фиксируется во времени. Программа БП представляет в каждом случае своей работы в поле программы «Непосредственная передача» ПО БКУ значение своего счетчика. Значение счетчика указывает, сколько раз наполнялся и опорожнялся блок стабилизации давления, то же - сколько раз происходило срабатывание микропереключателей в стабилизаторе, то же - сколько раз сработали электроклапаны.

Итак, имеем число срабатываний Ni тест.

6. Определяют среднюю частоту срабатываний электроклапанов.

Операции по пп. 5, 6 относятся ко времени ti стац.

Любое изменение телеметрического параметра фиксируется во времени, потому обработка телеметрии дает и соответствующую Ni тест среднюю частоту в привязке ко времени ti стац.

7. Проводят траекторные измерения.

8. Выполняют программу определения параметров движения центра масс КА.

Операция аналогична п.3 прототипа.

9. Рассчитывают ускорение от работы i-го ДК по результатам траекторных измерений пп. 1, 7.

Ускорение по результатам траекторных измерений рассчитывают по известным методикам, исходя из фактического значения изменения корректируемого параметра движения КА. Имеем ai тест.

Пп. 1-9 повторяют для каждого ДК не менее 3-4 раз - по разу на каждый вероятный (рабочий) интервал времени ti стац. Этап тестирования планируется проводить примерно раз в год из-за старения конструкции БСД, главным образом - пружинных устройств в СД, и «ухода» систематической составляющей ускорения (тяги) вследствие старения конструкции ДК.

Вообще, любое тестовое воздействие всегда является воздействием, выполняющим целевую функцию - проведение коррекции параметров орбиты КА, т.е. корректирующим воздействием. Поэтому лимитировать процесс тестирования двигателей коррекции не следует - нужна высокая степень достоверности результатов проводимых работ.

10. Строят график зависимости , ai тест от ti стац.

Такой график, в отличие от , исключает вероятность грубых ошибок определения .

11. Рассчитывают план коррекций. Операция аналогична п. 5 прототипа.

12. Выполняют 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.

Операция аналогична п.6 прототипа.

13. Засылают обобщенную форму КПИ на борт КА. Операция аналогична п. 7 прототипа.

14. Прикладывают корректирующее воздействие.

Т.е. отрабатывается шаг плана коррекций бортовой системой навигации и управления движением.

Эта операция аналогична п. 1 прототипа.

15. Фиксируют начало стационарного режима нагревания СКС ДК.

Операция аналогична п. 3.

16. Выключают ДК в заданное время.

Становится известным значение ti стац.

17. Фиксируют число срабатываний электроклапанов на входе в БСД в процессе приложения корректирующего воздействия.

18. Определяют среднюю частоту срабатываний электроклапанов

Операция аналогична п. 6.

19. Из графиков зависимости , ai тест от ti стац определяют текущие значения , ai тест.

20. В привязке ко времени ti стац определяют ускорение от работы ДК из соотношения:

,

где ai ai тест - ускорения от i-го ДК соответственно при корректирующем и тестовом воздействии, м/с2;

, - средние частоты срабатываний электроклапанов на входе в БСД соответственно при корректирующем и тестовом воздействиях i-м ДК.

В рабочих условиях эксплуатации двигательной установки только секундный расход топлива определяет тягу и соответствующее ей ускорение (удельная тяга для определенного класса ДК (признанных работоспособными) постоянна). Частота срабатываний концевых микропереключателей соответствует показаниям счетчика заявок БП и зависит от секундного расхода топлива, значит, - от ускорения.

21. Информацию по ускорениям от каждого ДК в процессе эксплуатации КА усредняют и тем самым уточняют после отработки плана коррекций.

После каждого определения ах уточняется ai тест:

,

где n - количество определений ai на интервале между этапами тестовых включений ДК.

Таким образом, этап тестирования подразделяется на два подэтапа: первый подэтап - тестирование ДК путем уточнения ускорений через изменения орбитальных параметров по данным траекторных измерений; второй подэтап - регламентное тестирование ДК путем усреднения ускорений на длительном интервале активного существования КА, согласно п. 9 - 1 год.

Если очередное значение ai сильно отличается от уточненного ai тест и подтверждается последующим ai+1, то по данному ДК начинают новый, внеочередной этап тестирования, заканчивающийся началом очередного регламентного тестирования всех ДК.

Далее пп. 1-21 повторяются в течение заданного времени этапа тестирования.

22. Начинают новый этап тестирования.

Все данные по предыдущему тестированию обнуляются.

Далее пп. 1-22 повторяются в течение всего времени активного существования КА.

Следует отметить:

1. Поскольку геометрическая ось ДК, как правило, не проходит через центр масс КА, работе ДК сопутствует работа двигателей ориентации КА. Эта работа (независимо от того, конструктивно разделены или нет системы коррекции и ориентации) вносит определенную погрешность в определении управляющих ускорений от работы ДК. В данном варианте конструкции двигательной установки БСД может обслуживать одновременно до трех двигателей одного технического класса: один ДК и до двух двигателей ориентации из соответствующих двигательных блоков. Двигатели ориентации работают в 4-секундных циклах в импульсном режиме - 0,25 с≤τвкл≤4 с, частота включений не более одного раза в 4 с. Суммарная порция топлива из двух СД составляет порядка 5 см3, время расхода составляет порядка 2 мин, полости СД заполняются топливом практически мгновенно (менее чем за 1 с), суммарное число срабатываний электроклапанов на интервале коррекции орбиты КА порядка 1 часа порядка 30. Суммарная длительность работы двигателей ориентации не превышает 1-3% от длительности работы ДК, по идеологии управления КА, что укладывается в точность исполнения коррекции орбитального движения.

2. Удельная тяга с течением времени падает - вследствие все более неполного преобразования исходного тела двигательной установки (газ) в рабочий продукт, в данном случае - в продукты распада под действием высокой температуры в камере разложения. Поскольку ДК работает, в отличие от двигателей ориентации, в непрерывном режиме, и используется только в рабочем состоянии, которое оценивается в жестких пределах по выходной характеристике - тяге, то можно распространять на все ДК один коэффициент трансформации

некой скорости срабатывания электроклапанов на входе в БСД некоему ускорению от одного из ДК при тестирующем воздействии, т.е. тестировать только БСД. Однако наиболее строгим и точным будет проводить тестирование БСД и каждого ДК в отдельности.

3. Наличие тела наддува и сильфона в топливных баках (блоках хранения и подачи) сглаживает, но не устраняет монотонность снижения давления по мере выработки топлива. Минимально допустимое давление в баке всегда превышает диапазон рабочих давлений в БСД. Количество срабатываний электроклапанов на входе в БСД при работах ДК уменьшается. Однако время наполнения БСД топливом хотя и зависит от давления в топливном баке, пренебрежимо мало и составляет менее секунды на всем диапазоне рабочих давлений в топливных баках против 2 мин его расхода из БСД. Значит, эффективная тяга (отношение требуемого импульса к фактической длительности коррекции) будет отличаться от приборной менее чем на 1%. Тестирование двигательной установки автоматически учитывает и этот фактор.

Предлагаемый способ коррекции орбитального движения КА позволяет:

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

2) считать приведенный способ коррекции орбитального движения КА способом баллистического обеспечения полета КА в автономном режиме.

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, уточнение управляющих ускорений по изменению орбитальных параметров, расчет 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 в процессе приложения тестового и корректирующего воздействий к корпусу КА путем включения ДК фиксируют время ti стац стационарного режима нагревания стенки камеры сгорания, фиксируют число срабатываний электроклапанов на входе в блок стабилизации давления и определяют средние частоты и срабатывания электроклапанов соответственно при тестовых и корректирующих воздействиях в привязке ко времени ti стац, строят графики зависимости , ai тест от рабочих значений ti стац, из графиков зависимости , ai тест от ti стац по текущему значению ti стац при корректирующем воздействии определяют текущие значения , ai тест, определяют ускорение при корректирующем воздействии от работы ДК по следующей зависимости:

,

где ai, ai тест - ускорения от i-го ДК соответственно при корректирующем и тестовом воздействии, м/с2,

и по результатам отработки планов коррекций имеют набор достоверных усредненных значений ускорений для дальнейшей работы с КА:

,

где n - количество определений ai на интервале между этапами тестирования ДК.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к управлению полетом специализированных космических аппаратов (КА). Способ включает построение инерциальной солнечной ориентации КА системой силовых гироскопов, измерение векторов их кинетических моментов, поддержание данной ориентации с одновременной разгрузкой гироскопов.

Группа изобретений относится к управлению ориентацией космических (КА) и авиационных летательных аппаратов (ЛА) с помощью чувствительных элементов. Устройство содержит размещённые на основании датчики (Д) ориентации относительно инерциальной системы координат и относительно астрономических объектов.

Группа изобретений относится к управлению ориентацией космических (КА) и авиационных летательных аппаратов (ЛА) с помощью чувствительных элементов. Устройство содержит размещённые на основании датчики (Д) ориентации относительно инерциальной системы координат и относительно астрономических объектов.

Группа изобретений относится к космической технике. В способе управления ориентацией КА в пространстве формируют эталонный вектор выходных угловых скоростей ориентации, усиливают вектор выходных угловых скоростей ориентации и суммируют его с вектором сигналов управления.

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.

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.

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.

Группа изобретений относится к космической технике. Космический аппарат (КА) содержит по меньшей мере один основной бак ракетного топлива, основной двигатель, питаемый ракетным топливом из основного бака, и устройство сведения с орбиты. Устройство сведения с орбиты содержит детонационный двигатель, питаемый ракетным топливом из основного бака. Средство выведения КА содержит по меньшей мере одну ступень, образованную указанным космическим аппаратом. В способе сведения с орбиты КА сведение выполняют после остановки основного двигателя с применением детонационного двигателя, питаемого топливом из основного бака при давлении, меньшем или равном 10 бар. В способе сведения с орбиты КА, образующего ступень средства выведения, указанную ступень отделяют от средства выведения после остановки основного двигателя. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение сведения с орбиты КА с использованием топлива из основного бака и тем самым снижение массы КА. 4 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений относится к управлению ориентацией космических аппаратов, преимущественно пико- и наноспутников (класса CubeSat). Способ осуществляется устройством, включающим в себя оптическую систему с фотоприемниками каналов тангажа и рысканья, а также средство определения отклонения продольной оси наноспутника от местной вертикали. Это отклонение устанавливается по анализу изображений линии горизонта планеты (Земли) группой фотоприемников, размещенных на боковых гранях корпуса наноспутника. Техническим результатом является создание легкого малогабаритного построителя местной вертикали с низким энергопотреблением и точностью, сравнимой с инфракрасными построителями местной вертикали. 3 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области космической техники и может использоваться для определения ускорения поступательного движения космического аппарата. В способе коррекции орбитального движения КА в процессе приложения тестовых и корректирующих воздействий фиксируют начало стационарного режима нагревания стенки камеры сгорания двигателя, фиксируют число срабатываний электроклапанов на входе в блок стабилизации давления, определяют средние частоты срабатывания электроклапанов и ускорения от работы двигателя коррекции. По результатам отработки планов коррекций имеют набор достоверных значений ускорений для дальнейшей работы с КА. Техническим результатом изобретения является обеспечение надежной и оперативной коррекции орбитального движения с повышением ее точности. 1 ил.

Наверх