Процес виведення космічного апарата на задану орбіту

1. Процес виведення космічного апарата системою виведення на базі ракети-носія 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 для виведення в задану точку орбіти в заданий момент часу космічного апарата при невизначеності та кореляції початкових умов запуску і кінцевих умов виведення по дальності та часу щонайменше один ступінь багатоступеневої ракети-носія або космічний апарат оснащують маршовим двигуном з тягою, що регулюється і без відсічки, для компенсації кінцевих похибок внаслідок невизначеності вказаних параметрів прогнозують очікувані кінцеві відхилення по дальності D та часу t , вводять і реалізують поправку до програмного моменту часу U 2 57846 1 3 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 разгінного блоку 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 апарата 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, для виведення в задану точку орбіти в заданий момент часу космічного апарата при невизначеності та кореляції початкових умов запуску і кінцевих умов виведення по дальності та часу щонайменше один ступінь багатоступеневої ракетиносія або космічний апарат оснащують маршовим двигуном з тягою, що регулюється і без відсічки, для компенсації кінцевих похибок внаслідок невизначеності вказаних параметрів прогнозують очікувані кінцеві відхилення по дальності D та часу t , вводять і реалізують поправку до програмного моменту часу запуску  ступеня, який є наступним до ступеня, на якому визначають поправку  D , та поправку до програмного рівня тяги m ступеня з регульованим двигуном, які визначають за умови мінімізації гарантійного запасу палива, потрібного на компенсацію невизначених похибок та збурень руху. Поправки визначають, наприклад, із залежностей a  D c  D  ,  , m  1 b  v 1 d  v 57846 4 де a, b, c, d - коефіцієнти, які дорівнюють значенням функцій чутливості, відповідних відхиленням параметрів, v - програмна горизонтальна швидкість руху на момент запуску ступеня, для якого вводять поправку до програмного моменту часу запуску. В разі компенсації кінцевих похибок виведення по дальності та часу впродовж всього польоту ракети-носія щонайменше два ступеня системи виведення або ступінь та космічний апарат оснащують двигунами з тягою, що регулюється і без відсічки, позитивні значення  реалізують затримкою запуску відповідного ступеня, а негативні - поправками до програмного рівня тяги щонайменше передостаннього щонайменше поточного ступеня з регульованим двигуном. Суть корисної моделі продемонстрована на кресленні. На Фіг.1 зображено варіанти виведення космічного апарата на орбіту, на Фіг.2 зображено схему алгоритму керування ракетою-носієм. Заявлена 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 ступеню (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 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 ура 5 хування початкових відхилень по дальності і часу. 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, t 2  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 першому ступені РН 10. Як показано на Фіг.2 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. До старту попередньо визначають програму руху і відповідні їй програми керування. В нашому випадку - це програми СВП. До початку роботи першого ступеня з КДУ, тобто С 10, прогнозують очікувані кінцеві відхилення по дальності D та часу t . У випадку, коли D1  0 , то і t1  0 . Очевидно, що С 10 РН 2 необхідно запустити з СН 1 системи виведення раніше, наприклад з поз. 19. Для цього вводять і реалізують поправку до програмного моменту часу запуску  ступеня, який є наступним до ступеня, на якому визначають поправ ку D , та поправку до програмного рівня тяги m C 10, які визначають за умови мінімізації гарантійного запасу палива, потрібного на компенсацію невизначених похибок та збурень руху. Поправки визначають, із залежностей a  D c  D  . РН 2 виведе KB 13 в за , m  1 b  v 1 d  v дану точку орбіти в заданий час по траєкторії 32. У випадку, коли D1  0 , то і t1  0 . Очевидно, що С 10 РН 2 необхідно запустити з СН 1 системи виведення пізніше, наприклад, з проходженням траєкторії через поз. 24. Для цього також вводять і реалізують поправку до програмного моменту часу запуску  ступеня, який є наступним до ступеня, на якому визначають поправку  D , та поправку до програмного рівня тяги m C 10, які визначають за умови мінімізації гарантійного запасу палива, потрібного на компенсацію невизначених похибок та збурень руху. Поправки визначають із залежностей 57846 6 a  D c  D  . Таким чином РН 2 виве, m  1 b  v 1 d  v де KB 13 в задану точку орбіти в заданий час по траєкторії 33. Тепер приймемо, що тяга регулюється на С 10 та KB 13. В разі компенсації кінцевих похибок виведення по дальності та часу впродовж всього польоту ракети-носія щонайменше два ступеня системи виведення або ступінь та космічний апарат оснащують двигунами з тягою, що регулюється і без відсічки, позитивні значення  реалізують затримкою запуску відповідного ступеня, а негативні - поправками до програмного рівня тяги щонайменше передостаннього щонайменше поточного ступеня з регульованим двигуном. Тобто, запускають С 10 в номінальний момент часу, далі виконують операції аналогічно вищезгаданому і прогнозують, наприклад, що D2  0, t 2  0 . Тоді С 10 необхідно запустити  пізніше і тому визначають   0 . Тому С 11 відокремлюють від С 10 і запускають пізніше, через визначений проміжок часу  , тобто вводять пасивну ділянку її польоту. С 11 по пасивній гілці траєкторії 34 приходить в точку запуску і летить по траєкторії, яка проходить через поз. 26. Для KB 13  визначають і реалізують m . В підсумку РН 2 виведе далі KB 13 в задану точку орбіти в заданий час по подальшій траєкторії 37. Якщо D2  0, t 2  0 , то С 10 необхідно запустити раніше, тобто визначають   0 . Тому С 11 відокремлюють від С 10 і запускають раніше, за визначений проміжок часу  . Для цього збільшують секундний видаток палива КДУ С 10 на велиM   чину m   m , де M - номінальний робочий t  запас палива ступеня, m - його номінальний секундний видаток палива. С 10 пришвидшено пролітає по траєкторії 35 до поз. 21. Для KB 13 визна чають і реалізують m . В підсумку РН 2 виведе далі KB 13 в задану точку орбіти в заданий час по подальшій траєкторії 36. Попередні оцінки ефективності процесу, що заявляється, проведені для трьохступеневої РН з стартовою масою біля 100 т, 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 при виведенні KB одним ступенем з регульованим двигуном в точку зустрічі з орбітальною станцією в діапазоні ±780 км, при цьому  буде в межах ±120 с, а двох такими ступенями - ±1150 км при   190 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 апарата 7 57846 ракетою-носієм на задану орбіту в задану її точку в заданий час мінімальної складності, високих точності і ефективності. Джерела інформації: 1. Пат. США №6315248 МКВ7 В64G1/40, 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 1с. // Изобретения стран мира, 2002. - Вып.33 - №11. С. 30-31. 2. Пат. 2254271 Росія МКВ7 В64G1/24. Способ коррекции параметров программы изменения Комп’ютерна верстка Н. Лиcенко 8 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 3с. //Доступно: httр: //www.fips.ru. 3. Пат. 2223894 Росія МКВ7 В64G1/24. 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 3с. // Доступно: httр: //www.fips.ru. 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