Способ управления движением космического объекта при сближении с другим космическим объектом

Изобретение относится к стыковке двух космических объектов на околокруговой орбите, например пилотируемого выводимого космического корабля (ВКК) и международной космической станции (МКС) в качестве цели. ВКК выводят на опорную орбиту, имеющую отклонение от орбиты цели по долготе восходящего узла и по наклонению, но с заданным рассогласованием по аргументу широты. В окрестности линии пересечения плоскостей этих орбит выполняют импульс Δ V б совмещения данных плоскостей и одновременно – импульс сближения Δ V сбл , определенный по номинальным параметрам опорной орбиты. Затем определяют последующие импульсы сближения, прикладываемые на втором витке. Техническим результатом изобретения является сокращение времени сближения (до двух витков) стыкуемых объектов (ВКК и МКС) при минимальных дополнительных затратах на сближение. 6 ил.

 

Предлагаемый способ управления может быть использован в космической технике при сближении и последующей стыковке двух космических объектов, находящихся на околокруговой орбите небесного объекта, например пилотируемого космического корабля, выводимого ракетоносителем (РН) в качестве выводимого космического объекта (ВКО) и международной космической станцией (МКС), в качестве другого космического объекта (ДКО).

Известен способ управления, выбранный в качестве аналога, в котором для обеспечения сближения и последующей стыковки двух космических объектов ВКО выводится в плоскость орбиты ДКО. Сразу после выведения выполняются первые два импульса сближения, предварительно определенные до старта ВКО по номинальным параметрам орбиты выведения. С помощью этих импульсов ВКО переводится на так называемую орбиту фазирования, на которой осуществляется ликвидация начального углового рассогласования между двумя объектами. Это происходит вследствие того, что, как правило, средняя высота орбиты ДКО находится выше средней высоты орбиты выведения ВКО и, следовательно, угловая скорость вращения вокруг небесного тела у ВКО выше, чем у ДКО. Ошибки в первых двух импульсах сближения из-за использования при их определении номинальных параметров орбиты выведения ликвидируются на следующем витке, после определения фактической орбиты с помощью двух корректирующих импульсов. Еще через виток проводится расчет двухимпульсного маневра, с помощью которого ВКО переводится в окрестность ДКО, где сближение завершается автоматической стыковкой. Срочное выполнение первых двух импульсов, определенных до старта ВКО, позволяет сократить время на сближение и стыковку с ДКО до четырех витков [1. Патент РФ №2490181 «Способ управления движением активного космического объекта, стыкуемого с пассивным космическим объектом» 20.08.2013].

Недостатком этого способа является продолжительность стартового дня. Так, после подъема экипажа (~8 часов до старта), полета до МКС (~6 часов) и открытия люков для перехода в МКС (~1.5 часа) рабочий день составит около 16 часов. Из этого времени около 10 часов экипаж должен находиться в скафандрах. Поэтому задача дальнейшего сокращения времени доставки экипажа на МКС остается актуальной. Кроме того, отработка быстрых схем сближения очень важна для реализации двухпусковых схем сближения на Луну с использованием кислородно-водородных разгонных блоков, время рабочего существования которых ограничено несколькими часами.

Для реализации такого способа управления активным кораблем, помимо его выведения в плоскость орбиты МКС [1], необходимо обеспечить, чтобы начальный фазовый угол между космическими объектами находился в определенном фазовом диапазоне шириной около 25°. Для обеспечения этого условия на момент старта ВКО требуется предварительное маневрирование ДКО. К апрелю 2016 года была проведена 21 успешная стыковка по этому способу и опыт их проведения показывает, что обеспечение фазового диапазона шириной около 25° вполне реализуемо.

Известен способ управления движением ВКО, сближающегося с ДКО, выбранный в качестве прототипа [2. Патент РФ №2441821 «Способ управления движением активного космического объекта, стыкуемого с пассивным космическим объектом» 10.02.2012]. Этот способ разработан для проведения сближения и последующей стыковки двух космических объектов, находящихся на околокруговой орбите небесного объекта, например пилотируемого космического корабля, выводимого РН в качестве ВКО и МКС, в качестве ДКО. Способ включает выведение ВКО на опорную орбиту, некомпланарную орбите ДКО, с отклонением по долготе восходящего узла орбиты на величину ΔλВУ и по наклонению Δi, но с заданным рассогласованием по аргументу широты ΔΦ, позволяющим выполнить задачу сближения в компланарной постановке за заданное число витков. Для согласования плоскостей орбит ВКО и ДКО при прохождении ВКО окрестности линии пересечения обоих плоскостей в перпендикулярном направлении к плоскости выведения, выполняют импульс ΔVб. Затем, после прихода ВКО в апогей орбиты, проводится маневр ΔVсбл, переводящий ВКО в окрестность ДКО. Техническим результатом изобретения является возможность сокращения продолжительности сближения с ВКО вплоть до одного витка за счет формирования необходимого начального углового рассогласования между объектами.

Основным недостатком такого способа управления является необходимость выполнения импульса для согласования плоскостей, требующего дополнительных затрат топлива.

Техническим результатом изобретения является сокращение продолжительности сближения до двух витков с ДКО практически при минимальных дополнительных затратах на сближение. При этом обеспечивается расширение диапазона начальных фазовых углов или фазовый диапазон до 25÷30°, что соответствует реализованной четырехвитковой схеме сближения.

Технический результат достигается благодаря тому, что в способе управления движением космического объекта при сближении с другим космическим объектом, включающем выведение космического объекта на целевую орбиту с отклонением от плоскости орбиты другого космического объекта по долготе восходящего узла орбиты на величину ΔλВУ и по наклонению на величину Δi, но с заданным рассогласованием по аргументу широты ΔΦ, после чего в окрестности линии пересечения плоскостей орбит обоих объектов в перпендикулярном направлении к плоскости выведения на первом витке полета после выведения выполняют импульс ΔVб, приводящий к совпадению плоскостей орбит сближающихся объектов, в отличие от известного, по номинальным параметрам опорной орбиты выведения определяют характеристики импульса сближения ΔVсбл на момент времени, совпадающий с моментом выполнения импульса ΔVб, и прикладывают ΔVсбл к выводимому объекту одновременно с импульсом ΔVб, а затем определяют характеристики т импульсов сближения по фактическим параметрам орбиты выводимого космического объекта, где m=1, 2, …, которые прикладывают на следующем витке сближения.

Предлагаемый способ рассмотрим на примере. Пусть в качестве ДКО рассматривается орбитальная станция, например МКС, к которой должен пристыковаться космический корабль «Союз-МС». Корабль «Союз-МС» выводится на опорную орбиту с помощью РН. Если выводиться в плоскость орбиты МКС и при этом поставить задачу состыковаться в течение 2-х витков, то допустимый фазовый диапазон составит около 6°. Для обеспечения такой точности потребуется до старта КК «Союз-МС» проведение множества прецизионных маневров МКС для формирования необходимых параметров монтажной орбиты. Эта операция потребует расхода большого количества топлива. Для расширения фазового диапазона без проведения прецизионных маневров МКС можно сместить время старта либо на более раннее, либо на более позднее по сравнению со временем старта, соответствующим компланарному выведению. При этом обеспечивается нахождение значения начального фазового угла в допустимом фазовом диапазоне, позволяющем проводить сближение за заданное число витков. Возникающий при этом межорбитальный угол необходимо ликвидировать в определенной точке витка приложением импульса в направлении, перпендикулярном плоскости орбиты ΔVб.

Технический результат в предлагаемом способе управления достигается за счет того, что при одновременном выполнении импульса для согласования плоскостей ΔVб и импульса сближения ΔVсбл, определенного по номинальным параметрам опорной орбиты выведения ВКО, удается уменьшить затраты топлива на согласование плоскостей и осуществить переход на фазирующую орбиту практически сразу после выведения на опорную орбиту, не ожидая определения фактических параметров опорной орбиты выведения ВКО для завершения сближения с ДКО за минимальное время.

Сущность изобретения поясняется на фиг. 1÷6, где:

на фиг. 1 показана циклограмма аналога - четырехвитковой схемы сближения,

на фиг. 2 представлена схема выведения прототипа на опорную квазикомпланарную орбиту со сдвигом времени старта, обеспечивающим отклонение от плоскости орбиты ДКО по долготе восходящего узла орбиты на величину Δλ0 за счет сдвига времени старта ВКО на опорную орбиту,

на фиг. 3 представлена схема выведения прототипа на опорную квазикомпланарную орбиту с отклонением от плоскости орбиты ДКО как по долготе восходящего узла орбиты, так и по наклонению за счет изменения азимута стрельбы,

на фиг. 4 показана циклограмма предлагаемого способа управления - двухвитковой схемы сближения,

на фиг. 5 представлены графики затрат характеристической скорости на сближение в зависимости от значения начального фазового угла для проведения двухвитковой и четырехвитковой схем сближения при компланарном выведении ВКО,

на фиг. 6 представлены графики затрат характеристической скорости на сближение для проведения двухвитковой схемы сближения при компланарном выведении ВКО и при использовании предлагаемого способа.

На фиг. 1 показана циклограмма четырехвитковой схемы сближения. После выведения КК 1 выполняется двухимпульсный маневр перехода на орбиту фазирования 2. Этот маневр рассчитывается до старта в предположении о номинальном выведении КК на опорную орбиту. На следующем витке выполняется корректирующий маневр 3, также состоящий из двух импульсов. Цель этого маневра компенсировать ошибки первого маневра из-за отличия фактической орбиты выведения от номинальной орбиты. Затем выполняется автономный участок сближения 4. Этот участок имеет продолжительность около витка и содержит несколько импульсов сближения. По завершении автономного участка выполняются заключительные операции по стыковке: облет 5 и причаливание 6. Начало автономного участка определяется, таким образом, чтобы причаливание (6) завершалось по началу тени на орбите 7.

На фиг. 2 схематично представлена возможность приведения начального фазового угла в заданный фазовый диапазон за счет сдвига времени старта ВКО, т.е. изменения долготы восходящего узла орбиты ВКО с сохранением наклонения орбиты 8, соответствующего наклонению 8 плоскости орбиты ДКО 9. При компланарном выведении ВКО 10 выводится в плоскость орбиты ДКО 9, но начальное значение фазового угла 11 между ДКО 12 и ВКО 10 не находится в допустимом фазовом диапазоне 13. При выведении ВКО на опорную квазикомпланарную орбиту, за счет сдвига времени старта, можно добиться, чтобы в момент выведения начальный фазовый угол находился в допустимом фазовом диапазоне 13. В этом случае между плоскостями орбит ВКО 14 и ДКО 9 появляется межорбитальный угол iR0 15. Сдвиг времени старта в зависимости от расположения ВКО 10 относительно заданного фазового диапазона 13 может быть как в более раннее (относительно компланарного выведения), так и более позднее время. Схема, представленная на фиг. 2, соответствует сдвигу времени старта в более позднее время.

На фиг. 3 представлена схема выведения прототипа на опорную квазикомпланарную орбиту с отклонением от плоскости орбиты ДКО как по долготе восходящего узла орбиты, так и по наклонению за счет изменения азимута стрельбы. Предполагается, что после старта РН 16 на начальном этапе выведения ВКО выводится на орбиту 14. Этой трассе соответствует орбита ВКО с отличным от орбиты ДКО значением восходящего узла орбиты (см. фиг. 2), но с наклонением орбиты, соответствующим наклонению 8 плоскости орбиты ДКО 9. При таком подходе обеспечивается падение 1-ой и 2-ой ступеней РН в выделенные для них районы падения 17. На участке работы 3-ей ступени РН 18 полет выполняется с измененным азимутом стрельбы РН 19. В результате, как видно из фиг. 3, новое значение межорбитального угла 20 будет меньше, чем при выведении без изменения азимута стрельбы 15. Меньший межорбитальный угол потребует меньших затрат топлива на последующее согласование плоскостей орбит.

На фиг. 4 показана циклограмма предлагаемого способа управления, реализующая двухвитковую схему сближения. В отличие от четырехвитковой схемы в зоне номинального маневра 2, проводится только один импульс в окрестности линии пересечения плоскостей орбит ВКО и ДКО. Этот импульс комбинированный и имеет две составляющие: боковой импульс ΔVб для согласования плоскостей 21 и трансверсальный импульс сближения ΔVсбл 22.

На фиг. 5 представлены графики затрат характеристической скорости на сближение в зависимости от значения начального фазового угла для проведения двухвитковой 23 и четырехвитковой 24 схем сближения при компланарном выведении ВКО. Пологая часть обоих графиков соответствует допустимому фазовому диапазону начальных фаз для сближения с минимальными затратами характеристической скорости. Из графиков видно, что допустимый фазовый диапазон для четырехвитковой схемы 24 значительно превышает фазовый диапазон для двухвитковой схемы 22.

На фиг. 6 представлены графики затрат характеристической скорости для проведения двухвитковой схемы сближения при компланарном выведении ВКО 23 и при использовании предлагаемого способа 25 с квазикомпланарным выведением и приложением комбинированного (из двух составляющих ΔVб и ΔVсбл) номинального маневра. Как видно из графиков при использовании предлагаемого способа управления, удается существенно расширить разрешенный фазовый диапазон для двухвитковой схемы, доведя его размер до соответствующего диапазона для четырехвитковой схемы при компланарном выведении ВКО. Из графиков следует, что дополнительные затраты характеристической скорости на расширение допустимого фазового диапазона не превысят 3÷5 м/с.

Рассмотрим пример. Существующий размер допустимого фазового диапазона для двухвитковой схемы сближения при компланарном выведении ВКО составляет ±3° (фиг. 5). Допустим, необходимо дополнительно расширить допустимый фазовый диапазон на ±10°. Как представлено на фиг. 2, для приведения начального фазового угла ВКО в допустимый фазовый диапазон необходимо сдвинуть время старта в более позднее время по сравнению со временем старта для крайней левой границы из допустимого диапазона фаз. Соответственно орбита выведения ВКО относительно случая компланарного выведения расположится западнее (как на фиг. 2). Если за виток (~90 минут) фазовый угол полностью изменяется на 360°, то за 1 минуту соответственно на 4°. Для «условного» одностороннего расширения фазового диапазона на 10° необходимо сдвинуть время старта на ~150 секунд. Этому времени будет соответствовать сдвиг значения восходящего узла орбиты выведения относительно орбиты ДКО на Δλ0=~-0.65° [3. Р.Ф. Муртазин «Схемы ускоренного доступа к орбитальной станции для современных космических кораблей», ж. Космические исследования, 2014, том 52, №2, с. 162-175].

Для «условного» расширения фазового диапазона на 10° относительно правой границы допустимого диапазона фаз необходимо также сдвинуть время старта на ~150 секунд, но уже в более раннее время относительно правой границы. Это приведет к тому, что значение восходящего узла орбиты изменится на Δλ0=~+0.65°, а плоскость опорной орбиты выведения ВКО относительно орбиты ДКО расположится восточнее.

Межорбитальный угол между орбитами ВКО и ДКО можно определить по формуле косинусов:

т.е. при рассогласовании плоскостей по долготе восходящего узла орбиты Δλ0 на ±0.65° в точках пересечения орбит появляется межорбитальный угол iR0=±0.51°. Как известно, для ликвидации межорбитального угла между двумя плоскостями величиной 1° потребуется около 130 м/с [4. Р.Ф. Аппазов, О.Г. Сытин «Методы проектирования траекторий носителей и спутников Земли», Москва, Наука, 1987]. Таким образом, рассогласование плоскостей орбит в 0.51° потребует выполнения в точке пересечения орбит ВКО и ДКО бокового импульса ΔVб=~66 м/с. Если же, совместно со сдвигом времени старта, выполнить выведение ВКО на орбиту с наклонением, несколько отличным от наклонения ДКО, то можно дополнительно уменьшить величину ΔVб. Так, согласно [3] при запуске ВКО с к. Байконур значение AV6 можно снизить в 2.65 раза до 25 м/с.

Для последующего снижения затрат характеристической скорости на сближение предлагается следующее. Если совместить выполнение импульса ΔVб с импульсом сближения ΔVсбл, то, за счет векторного сложения, можно дополнительно уменьшить затраты характеристической скорости на расширение допустимого фазового диапазона. На фиг. 6 представлены результаты моделирования двухвитковой схемы сближения. Согласно этим результатам расширение фазового диапазона до 30-32° потребует дополнительных затрат характеристической скорости не более 3÷5 м/сек. Таким образом, представленный способ позволяет обеспечить условия для проведения быстрого двухвиткового сближения практически при минимальных дополнительных затратах на сближение.

Отработка новой схемы сближения с МКС может быть выполнена с использованием ТГК «Прогресс-МС» или КК «Союз-МС», имеющих возможности получать знание вектора состояния без привязки к наземным измерительным пунктам с помощью автономной системы навигации (АСН). Для выведения этих космических объектов может быть использована РН «Союз-2 1А» с цифровой системой управления, позволяющей выводить КК на квазикомпланарную орбиту по сравнению с орбитой МКС.

Способ управления движением космического объекта при сближении с другим космическим объектом, включающий выведение космического объекта на целевую орбиту с отклонением от плоскости орбиты другого космического объекта по долготе восходящего узла орбиты на величину ΔλВУ и по наклонению - на величину Δi, но с заданным рассогласованием по аргументу широты ΔФ, после чего в окрестности линии пересечения плоскостей орбит обоих объектов в перпендикулярном направлении к плоскости выведения на первом витке полета после выведения выполняют импульс ΔVб, приводящий к совпадению плоскостей орбит сближающихся объектов, отличающийся тем, что по номинальным параметрам опорной орбиты выведения определяют характеристики импульса сближения ΔVсбл на момент времени, совпадающий с моментом выполнения импульса ΔVб, и прикладывают импульс ΔVсбл к выводимому объекту одновременно с импульсом ΔVб, а затем определяют характеристики m импульсов сближения по фактическим параметрам орбиты выводимого космического объекта, где m=1, 2, .., которые прикладывают на следующем витке сближения.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способам ускорения твердых тел. В способе магнитоиндукционного ускорения снаряда-соленоида энергия для выстрела ускорителя распределяется в батарее ускоряющих сверхпроводящих соленоидов, расположенных вдоль ускорителя соосно стволу.

Изобретение относится к космической технике. Периферийный стыковочный механизм (СтМ) содержит стыковочное кольцо с направляющими выступами и корпусами механизмов защелок для сцепки; штанги со штоками, установленными с возможностью поступательного перемещения вдоль продольных осей корпусов штанг; электропривод вращения барабана намотки тросов.

Пирозамок // 2655978
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для соединения и последующего разъединения полезной нагрузки. Пирозамок содержит подпружиненное устройство, расположенное в скрепляемых элементах, вкладыши, устройство для удержания вкладышей, корпус с отверстиями и демпфирующее устройство.

Изобретение относится к эксплуатации солнечных батарей (СБ) космического аппарата (КА). Способ включает ориентацию нормали к рабочей поверхности СБ на Солнце (под углом αI) и измерение тока СБ.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). Способ включает ориентацию СБ на Солнце, измерение на последовательных витках орбиты угла между направлением на Солнце и нормалью к плоскости орбиты КА, а также тока СБ в моменты касания верхней границы атмосферы Земли видимым с КА диском Солнца на его восходе.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для определения временной привязки снимков земной поверхности с космического аппарата (КА). В способе определения временной привязки производимых с КА снимков земной поверхности осуществляют генерацию на борту значения времени и передачу его с производимыми снимками в массиве телеметрических данных на наземный приемный пункт, поддерживают на борту КА постоянную температуру для стабильной работы аппаратуры генерации значений времени в процессе съемки, выполняют ортотрансформирование выбранного снимка, определяют по ортотрансформированному снимку положение в пространстве точки, из которой выполнялась съемка.

Изобретение относится к конструкциям изделий космической техники, в частности солнечных батарей и платформ. Каркас выполнен в виде интегральной рамной конструкции из слоистого полимерного углепластика.

Изобретение относится к двигательным ракетным системам для малоразмерных космических аппаратов и предназначено для использования в качестве маневрового двигателя при выполнении линейных и угловых перемещений.

Изобретение относится к удержанию геосинхронного космического аппарата (КА) в заданной области стояния при допустимом наклонении орбиты до 5°. Способ включает определение максимально допустимого наклонения, близкого к нему начального наклонения и определение оптимальной долготы восходящего узла орбиты выведения КА с учетом эпохи запуска КА на орбиту.

Изобретение относится к солнечным батареям (СБ) космических аппаратов (КА). Способ включает определение угла между нормалью к рабочей поверхности СБ и нормалью к плоскости орбиты КА при условии минимального затенения СБ конструкцией КА.

Изобретение относится к изготовлению и наземным испытаниям космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. Система электропитания КА содержит солнечную батарею (1), подключенную к нагрузке (3) через соединители (1-3, 1-2), и стабилизированный преобразователь напряжения (2), а также аккумуляторную батарею (5), подключенную к стабилизатору (2). В процессе изготовления КА соединители (1-2) и (1-3) расстыкованы (солнечную батарею заменяет её имитатор (9)), а к батарее (5) подключен наземный зарядно-разрядный комплекс (10). Батарея (5) минусом связана с общей шиной (заземленной на корпус (8) КА) через соединители (5-2), а плюсом через соединители (5-1) и контакты (2-1) - со стабилизатором (2). При сборке КА и в перерывах между его электрическими испытаниями соединители (5-2) расстыковывают, а в их разрыв вводят технологические кабель-вставки (5-3) с сопротивлением (1÷10) кОм. Соединители «A», «B» в цепи от шины батареи (5) относительно общей шины электропитания выбраны с розетками со стороны батареи (5). Соединители «C» и «D» не регламентируются по положению «вилка-розетка». Техническим результатом изобретения является обеспечение безаварийности процесса изготовления КА. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к системам стабилизации и управления ориентацией космических аппаратов (КА) и может найти применение для управлении угловым движением малого КА. Устройство представляет собой комбинированную систему управления, состоящую из самовыдвигающейся гравитационной штанги с концевым грузом и двухстепенного гироскопа с датчиком момента на оси подвеса, выполняющего функцию этого груза. Для управления КА по курсу используют указанный гироскоп в качестве гиродина, а для управления по углам крена и тангажа - в качестве электромеханического исполнительного органа (маховика). Техническим результатом изобретения является расширение функциональных возможностей системы и повышение точности ориентации КА. 3 ил.

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Электрическая воздушная стартовая система космической ракеты содержит основание с системой управления стартовой системой и батареи ее электроснабжения. Основание выполнено в виде невращающегося кольца. К кольцу крепятся одними своими концами опорные штанги, содержащие на других своих концах пяты опорных штанг, взаимодействующие с катапультами, содержащими роторы катапульт, статоры которых размещены на опорных штангах, и пяты катапульт для опоры космической ракеты. На верхнее вращающееся кольцо с прикрепленными к нему лопастями опирается посредством системы магнитного подвеса верхняя часть невращающегося кольца с электроприводом верхнего вращающегося кольца. На нижнее вращающееся кольцо с прикрепленными к нему лопастями опирается посредством системы магнитного подвеса нижняя часть невращающегося кольца. Электропитание электроагрегатов основания осуществляется с помощью наземного источника электропитания. Техническим результатом изобретения является повышение надежности, экономичности и экологической безопасности стартовой системы. 7 ил.

Изобретение относится к технологии сборки космических аппаратов (КА), главным образом телекоммуникационных спутников. Способ применим к КА, состоящему из модуля полезной нагрузки (МПН) и модуля служебных систем (МСС), изготавливаемых по отдельности и объединяемых по электрическим, механическим и гидравлическим интерфейсам на заключительном этапе изготовления КА. Часть конструкции МПН охватывает центральную часть конструкции МСС. Сборку МПН производят на съёмной технологической оснастке, эквивалентной по размерам охватываемой части МСС и сопрягаемой с охватывающей частью конструкции МПН. Оси координат оснастки совпадают с осями координат КА. Последовательно монтируют базовые (одну или более), опорные и приборные панели. На панелях собранной конструкции МПН закрепляют приборы, оборудование, интерфейсы и другие элементы. Технический результат - повышение качества и снижение трудоемкости сборочных операций за счет их оптимизации и унификации, а также повышение точности позиционирования элементов МПН. 3 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к стыковке двух космических объектов на околокруговой орбите, например пилотируемого выводимого космического корабля и международной космической станции в качестве цели. ВКК выводят на опорную орбиту, имеющую отклонение от орбиты цели по долготе восходящего узла и по наклонению, но с заданным рассогласованием по аргументу широты. В окрестности линии пересечения плоскостей этих орбит выполняют импульс Δ  V б совмещения данных плоскостей и одновременно – импульс сближения Δ  V сбл , определенный по номинальным параметрам опорной орбиты. Затем определяют последующие импульсы сближения, прикладываемые на втором витке. Техническим результатом изобретения является сокращение времени сближения стыкуемых объектов при минимальных дополнительных затратах на сближение. 6 ил.

Наверх