Спосіб виведення космічного апарата на задану орбіту

Спосіб виведення космічного апарата ракетою-носієм на задану орбіту по попередньо визначеній програмі руху, оснований на визначенні очікуваних відхилень кінцевих параметрів орбіти від заданих значень та їх компенсації зміною програми руху шляхом періодичного уточнення відповідних попередньо визначених програм керування за допомогою поправок до них, який відрізняється тим, що щонайменше останній ступінь ракетиносія або космічний апарат оснащують маршовим двигуном з тягою, що регулюється, без відсічки з постійним рівнем питомого імпульсу тяги, при цьому програми руху визначають для номінального рівня секундної витрати палива mном, що відповідає середині діапазону її регулювання, при постійному рівні питомого імпульсу тяги, в польоті ступеня з вказаним маршовим двигуном визначають очікувані кінцеві відхилення від траєкторії, що відповідає попередньо визначеній програмі руху, по дальності ΔD та часу Δt, для компенсації яких формують дворівневу діаграму секундної витрати палива із середнім значенням цих рівнів, яке відповідає номінальній величині mном, і відхиленням від нього на абсолютну величину поправки Δm та моментом часу зміни рівнів τ, а бокове зміщення компенсують поправками до програми кута рискання, які визначають, наприклад, ітеративним шляхом із залежностей Корисна модель належить до аерокосмічної техніки, конкретно - до керування орбітальними маневрами верхніх ступенів ракет-носіїв, розгінних блоків та космічних апаратів. Відомий спосіб виведення на орбіту супутника за допомогою твердопаливного ракетного двигуна [1], за яким визначають рух ракети-носія по траєкторії і в поперечному напрямку відносно орбіти супутника. По відносних значеннях параметрів руху, тобто відхиленнях від параметрів руху супутника, визначають потрібну швидкість ракети за умови компенсації цих відхилень до моменту вигоряння твердого палива. Недоліком способу є неможливість точного виведення супутника в задану точку орбіти в заданий час в разі великих початкових відхилень точки старту по дальності і часу і внаслідок відносно великих розкидів секундного видатку палива. Спосіб придатний тільки тоді, коли точно співпадають час руху супутника до заданої точки орбіти і час повного вигоряння палива. Відомий спосіб корекції параметрів програми зміни поздовжнього руху при термінальному керуванні наведенням розгінного блока на задану орбіту [2], за яким корегують попередньо визначену програму руху на прогнозований момент відсічки тяги, а саме: відхилення радіусу та радіальної швидкості від заданих значень. Недоліком способу є неможливість точного виведення супутника в задану точку орбіти в заданий час внаслідок керування саме відхиленнями радіусу та радіальної швидкості без відслідковування та стабілізації дальності та часу руху. Найбільш близьким аналогом є спосіб формування термінального керування наведенням раз   2 mном   1 m / mном mmon0 ,    0,5     mном   2mmon0  m    m   m  aD  D  a    mon0  , де mном0 - початкова  2m  ном    (13) 57489 (11) UA єнти, які дорівнюють поточним значенням функцій чутливості, відповідних поправкам до відхилень параметрів, до яких вони додаються, при цьому уточнення програми секундної витрати палива після проходження моменту часу τ припиняють. (19)  m     m  m       mon0  , де ψm, ψτ - коефіці 2m  ном    U маса палива, aD, aτ - коефіцієнти, які дорівнюють поточним значенням функцій чутливості, відповідних відхиленням параметрів, до яких вони додаються, а поправку до програми кута рискання Δψ визначають за залежністю, наприклад, 3 гінного блока на задану орбіту [3] по попередньо визначеній програмі руху, оснований на визначенні очікуваних відхилень кінцевих параметрів орбіти від заданих значень та їх компенсації шляхом зміни програми руху шляхом уточнення відповідних попередньо визначених програм керування за допомогою поправок до них, які, в свою чергу, визначають за допомогою функцій чутливості програми до зміни параметрів заданої орбіти. В якості відхилень кінцевих параметрів орбіти в способі використовують відхилення радіусу та радіальної швидкості. Це є недоліком способу, бо він непридатний для виведення супутника в задану точку орбіти в заданий час. Загальним недоліком усіх наведених способів є придатність тільки для літальних апаратів згаданого класу з некерованими двигунними установками. Навіть при керованих двигунних установках ці способи не дозволяють використовувати переваги можливості керування тягою для забезпечення виведення супутника в задану точку орбіти в заданий час. В основу корисної моделі поставлена задача розробки процесу виведення космічного апарата ракетою-носієм на задану орбіту в задану її точку в заданий час мінімальної складності, високих точності і ефективності. Поставлена задача вирішується тим, що в процесі виведення космічного апарату ракетоюносієм на задану орбіту по попередньо визначеній програмі руху, оснований на визначенні очікуваних відхилень кінцевих параметрів орбіти від заданих значень та їх компенсації зміною програми руху шляхом уточнення відповідних попередньо визначених програм керування за допомогою поправок до них, щонайменше останній ступень ракетиносія або космічний апарат оснащують маршовим двигуном з тягою, що регулюється і без відсічки, і з постійним рівнем питомого імпульсу тяги, програми руху визначають для номінального рівня секу  ндного видатку палива m ном, що відповідає середині діапазону її регулювання, при постійному рівні питомого імпульсу тяги, в польоті ступеня з вказаним маршовим двигуном визначають очікувані кінцеві відхилення від траєкторії, що відповідає попередньо визначеній програмі руху, по дальності  D та часу  t, для компенсації яких формують дворівневу діаграму секундного видатку палива із середнім значенням цих рівнів, яке відповідає но мінальній величині m ном , і відхиленням від нього  на абсолютну величину поправки  m та моментом часу зміни рівнів  , а бокове зміщення компенсують поправками до програми кута нишпорення, ці поправки визначають, наприклад, ітеративним шляхом із залежностей   2 mном   1 m / mном mmon0 ,    0,5     mном   2mmon0  m    m   m  aD  D  a     mon0  , де mmon0 - поча 2m  ном    ткова маса палива, aD,a  - коефіцієнти, які дорів 57489 4 нюють поточним значенням функцій чутливості, відповідних відхиленням параметрів, до яких вони додаються, а поправку до програми кута нишпорення  визначають за залежністю, наприклад,  m     m  m       mon0  , де m,  - коефі 2m  ном    цієнти, які дорівнюють поточним значенням функцій чутливості, відповідних поправкам до відхилень параметрів, до яких вони додаються, при цьому уточнення програми секундного видатку палива після проходження моменту часу  припиняють. Суть корисної моделі продемонстрована на кресленні. На фіг. 1 зображено варіанти виведення космічного апарату на орбіту, на фіг. 2 зображено діаграми секундного видатку палива, на фіг. 3 зображено схему алгоритму керування ракетоюносієм. Заявлений Корисна модель реалізується таким чином. Найбільші кінцеві відхилення можливі при великих початкових відхиленнях, які притаманні в першу чергу для рухомого старту, і для задачі зустрічі з рухомим об'єктом. На фіг. 1 показано розгортку сферичного шару в площині польоту літаканосія (ЛН) 1 з багатоступеневою ракетою-носієм (РН) 2, яка виводить корисний вантаж для стиковки з космічним апаратом (КА) 3. КА 3 рухається по орбіті 4 з початкової позиції 5 у напрямку 6. РН 2 стартує з ЛН 1 в розрахунковій позиції 7 і виводиться по попередньо визначеній програмі руху номінальній траєкторії 8 (  D = 0,  t = 0). А ЛН 1 після скиду РН 2 повертається до аеродрому по траєкторії 9. В прикладі, що розглядається, РН 2 складається з 3-х ступенів 10, 11, 12 відповідно та корисного вантажу (KB) 13. На фіг. 1 номеру ступеня (С) відповідає кількість поперечних рисочок на зображенні РН. В польоті РН 2 скидає відповідні відокремлювані частини 14. В разі відсутності збурень та початкових відхилень траєкторія РН 2, що відповідає попередньо визначеній, наприклад до старту, програмі руху, забезпечує виведення KB 13 в задану точку 15 на орбіті на орбіті 4 в заданий час tk, де відбувається стиковка KB 13 з КА 3. На цій траєкторії перший ступінь С 10 РН 2 займає позицію 16, другий С 11 позицію 17, третій С 12 - позицію 18, KB 13 - позицію 15. В разі відсутності корекції тяги РН 2 і при початкових відхиленнях  D1 < 0,  t1 < 0 РН 2 стартує з позиції 19 і летить по попередньо, до старту, визначеній програмі руху. При відсутності інших збурень ступені РН 2 проходять позиції послідовно 20, 21, 22. KB виходить на орбіту в точку 23 з недольотом до заданої точки 15. КА 3 знаходиться в даному разі в поз. 24 також з недольотом до точки 23. Причому вихід на задану орбіту відбувся раніше заданого, оскільки час польоту визначається запасом палива і при попередньо заданому на момент старту видатку палива час руху співпадає з розрахунковим значенням, визначеним без урахування початкових відхилень по дальності і часу. 5 В такому випадку якщо і можлива зустріч на орбіті, то не в заданий час. Для одного і того ж поточного моменту часу t мають місце поточні відхилення по дальності і часу. На фіг. 1 це показано для відповідних позицій 20 і 16:  D1 < 0,  t1 < 0. Для поз. 21 і 17 це  D2 < 0,  t2 < 0. У разі початкових відхилень  D1 < 0,  t1 < 0, відсутності інших збурень і польоту по попередньо, до старту, визначеній програмі руху РН 2 летить по розрахунковій траєкторії, яка на фіг. 1 проходить через поз. 24 - 26, які відповідають її ступеням. Вона виходить на задану орбіту в точці 27 вже запізно і КА 3 вже знаходиться в поз. 28, тобто попереду KB. Навіть, якби зустріч і відбулася, то час би не відповідав заданому значенню. Приймемо, що тяга регулюється на KB 13. Діаграми видатків палива, номінальна та та, що визначається у поточний момент уточнення програми руху, показані на фіг. 2. Процес, що заявляється, може бути реалізований одноразово або циклічно, з тактом наведення РН. Внаслідок відхилення по часу та зміни програм СВП можлива поява бокового відхилення, яке компенсують програмою кута нишпорення (КН). Як показано на фіг. 3, на поточний момент часу t (на момент старту або на момент поточного уточнення програми руху) системою навігації РН 2 визначають її дальність D відносно заданої точки 15. Блоком розрахунку програми руху 29 видають програмні значення дальності і часу Dnp, tnp. Ці дані порівнюють в компараторі 30 і видають у вигляді значень відхилень  D,  t в блок розрахунку поправок СВП та КН 31. До старту попередньо визначають програму руху і відповідні їй програми керування. В нашому випадку - це програми СВП та КН. З початку роботи ступеня з КДУ (в нашому випадку KB 13) та в наступні моменти корекції цих програм (наступні такти наведення) послідовно визначають поправки   2 mном   1 m / mном mmon0 ,    0,5     mном   2mmon0  m    m   m  aD  D  a     mon0  .  2m  ном    Визначають поправку до КН поточного ступеня з КДУ (в нашому випадку KB 13) із залежності виду:  m     m  m       mon0  .  2m  ном     і  видають на реалізацію в Поправки  m систему керування СВП РН 2, а поправку  - в  систему стабілізації ракети-носія. Поправку  m визначають і реалізовують до моменту  , а потім її визначення і реалізацію припиняють.  Крім того, поправки  m ,  видають у блок розрахунку програми руху 29, де уточнюють програми керування СВП та КН. По уточненим програмам керування уточнюють програму руху. Далі ці програми використовують як попередньо визна 57489 6 чені програми. Уточнення програм відбувається подібно до вищезазначених аналогів. Якщо програми уточнюються циклічно - на кожному такті наведення або в границях цього такту, то описаний процес повторюється в кожному циклі. Таким чином, при реалізації заявленого процесу при  D1 < 0,  t1 0,  t1 > 0, > 0 РН 2 також виведе KB 13 в задану точку орбіти в заданий час по траєкторії 33 (там же). Всі коефіцієнти можуть бути визначені чисельними оптимізаційними процедурами за критерієм, наприклад, мінімуму похибки виведення. Функції впливу в кожному циклі наведення уточнюються для попередньо визначених програм керування. Визначених або одноразово, наприклад до старту, або уточнених на попередньому циклі наведення РН. Попередні оцінки ефективності процесу, що заявляється, проведені для трьохступеневої РН з стартовою масою біля 100т, КДУ на базі ракетних двигунів на пастоподібному паливі з діапазоном регулювання від максимального значення тяги до 10% від нього на другому та третьому ступенях, показали, що даний процес дозволяє компенсувати початкові промахи по дальності і часу при виведенні KB в точку зустрічі з орбітальною станцією в діапазонах ±145км та ±29 с відповідно. В процесі, що заявляється, використовуються прості залежності, всі коефіцієнти можуть бути визначені заздалегідь до пуску і зберігатися у вигляді польотного завдання. Процес не потребує складних маневрів. Ефективність процесу за наведеними оцінками дуже велика. Таким чином, вирішена поставлена задача розробки процесу виведення космічного апарату ракетою-носієм на задану орбіту в задану її точку в заданий час мінімальної складності, високих точності і ефективності. Джерела інформації: 1. Пат. США № 6315248 МКВ 7 В 64 G 1/40, 1/42, 1/24. Способ вывода на орбиту спутника с помощью твердотопливного ракетного двигателя // Rockwell Donald. -501675. Заявл. 10.02.2000; Опубл. 13.11.2001. Описание изобретения 1 с II Изобретения стран мира, 2002. -Вып.33 - №11. -С. 30 - 31. 2. Пат. 2254271 Росія МКВ 7 В 64 G 1/24. Способ коррекции параметров программы изменения продольного движения при терминальном управлении наведением разгонного блока на заданную орбиту// Сыров А.С, Соколов В.Н., Ежов В.В. 2003119031/11. Заявл. 2003.06.27; Опубл. 2005.02.20. Описание изобретения 3 с//Доступно: httg://www.fips.ru. 3. Пат. 2223894 Росія МКВ 7 В 64 G 1/24. Способ формирования терминального управления наведением разгонного блока на заданную орбиту // Сыров А.С, Соколов В.Н., Ежов В.В. 2002114061/11. Заявл. 2002.05.30; Опубл. 2004.02.20. Описание изобретения 3 с // Доступно: httg://www.fips.ru. 7 Комп’ютерна верстка М. Мацело 57489 8 Підписне Тираж 23 прим. Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601