СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ПРОДОЛЬНЫМ ДВИЖЕНИЕМ РАЗГОННОГО БЛОКА НА УЧАСТКЕ ДОРАЗГОНА Российский патент 2011 года по МПК G01D1/08 

Изобретение относится к области, связанной с управлением движением разгонного блока (РБ) при выведении его на опорную орбиту после отделения от ракеты-носителя (РН).

Наиболее близким техническим решением является способ управления, применяемый в системе управления РБ, при котором после отделения РБ от РН выполняют разворот РБ по тангажу до достижения ориентации, определяемой величиной заданного в полетном задании (ПЗ) начального угла программы изменения тангажа на доразгоне и на этом угле стабилизируют продольную ось РБ до момента начала отработки заданной программы ориентации, считывают из полетного задания данные по параметрам управления и формируемой на доразгоне орбите РБ, в заданные в полетном задании времена от момента отделения РБ от РН включают на оговоренный в полетном задании интервал времени двигатели коррекции импульса (ДКИ) для поджатия топлива в баках, запускают маршевый двигатель (МД), спустя фиксированный момент времени после запуска МД начинают отработку заданной в полетном задании программы ориентации РБ по тангажу, корректируют программу ориентации с помощью терминального управления для обеспечения формирования орбиты с заданными в ПЗ параметрами, выключают МД по достижению заданного функционала энергии, а за установленный интервал времени до этого фиксируют программу ориентации [1].

При выведении РБ с помощью РН для повышения энергетических характеристик РН может использоваться выключение двигательной установки последней ступени РН по окончании компонентов топлива, что приводит к расширению поля разброса скорости и высоты полета на момент отделения РБ от РН. При таком способе окончания работы РН в целях использования достигнутой энергетики формирование опорной орбиты на доразгоне должно выполняться с учетом конкретных условий начала автономного полета РБ.

Недостатком указанного выше способа управления РБ на доразгоне является тот факт, что заданные в ПЗ начальный угол тангажа программы изменения ориентации РБ на доразгоне, скорость его изменения и параметры формируемой орбиты могут существенно отличаться от требуемых для конкретных условий полета. В результате этого ориентация тяги маршевого двигателя РБ после его включения не будет совпадать с требуемым направлением. Из-за нерасчетного начального направления тяги и не соответствия заданных в ПЗ параметров формируемой опорной орбиты сложившимся условиям полета увеличивается длительность процесса формирования опорной орбиты и повышается расход топлива на этом маневре.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является снижение энергетических затрат РБ на доразгоне путем пересчета заданных в ПЗ для номинальных условий полета параметров программы ориентации по тангажу и параметров формируемой опорной орбиты применительно к условиям после отделения РБ от РН.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе управления продольным движением РБ на участке доразгона, заключающемся в том, что после отделения РБ от РН выполняют разворот РБ по тангажу до достижения ориентации, определяемой величиной начального угла программы изменения тангажа на доразгоне, стабилизируют на этом угле продольную ось РБ до момента начала отработки заданной программы ориентации, включают на оговоренный в ПЗ интервал времени двигатели коррекции импульса для поджатия топлива в баках, запускают МД, спустя фиксированный момент времени после запуска МД начинают отработку программы ориентации РБ по тангажу, корректируют программу ориентации с помощью терминального управлении, выключают МД по достижении заданного функционала энергии, дополнительно по значениям векторов скорости и радиус-вектора РБ на момент отделения от РН вычисляют радиус апогея сформированной РН орбиты, определяют модуль его отклонения от считываемого из ПЗ номинального радиуса апогея формируемой РН орбиты и в случае превышения этим модулем допустимого уровня в соответствии со знаком вычисленного отклонения считывают из ПЗ предельные значения радиуса апогея орбиты РН, начального угла программы изменения тангажа на доразгоне, скорости его изменения, заданного функционала энергии, фокального параметра, эксцентриситета и элементы первых двух строк матрицы ориентации формируемой для этих условий орбиты на доразгоне и затем по величине отклонения апогея сформированной РН орбиты от ее номинального значения на основе линейной интерполяции между значениями предельных и номинальных параметров пересчитывают значения параметров ПЗ по формуле:

Р=Р_ном+(Р_пред-Р_ном)·К_и,

где Р - пересчитываемый параметр;

Р_ном, Р_пред - соответственно номинальный и выбранный предельный параметры исходных данных;

К_и - коэффициент интерполяции;

ΔR - отклонение радиуса апогея орбиты от номинального значения;

, - соответственно номинальный и выбранный предельный радиусы апогея орбиты.

Предложенный способ управления продольным движением РБ на участке доразгона реализуется следующим образом.

После отделения РБ от РН по значениям векторов скорости и радиус-вектора РБ на момент отделения от РН вычисляют радиус апогея сформированной РН орбиты R_A, используя для этого следующие формулы:

C(1)=R_Y·V_Z-R_Z·V_Y,

C(2)=-R_X·V_Z+R_Z·V_X,

C(3)=R_X·V_Y-R_Y·V_X,

C²=C(1)²+C(2)²+C(3)²,

F_P=C²/B₀,

V²=V_X ²+V_Y ²+V_Z ²,

A=R/(2-R·V²/B₀),

R_A=A·(1+E_X),

где V_X, V_Y, V_Z и R_X, R_Y, R_Z - соответствующие проекции вектора скорости и радиус-вектора на оси используемой геоцентрической инерциальной системы координат;

F_P - фокальный параметр;

A, E_X, R_A - соответственно большая полуось, эксцентриситет и радиус апогея орбиты РН;

В₀ - гравитационная константа, равная 398600.44 км³/сек².

Определяют величину отклонения ΔR радиуса апогея орбиты R_A, сформированной РН, от ее номинального значения , заданного в ПЗ, и модуль этого отклонения |ΔR|.

Если модуль отклонения |ΔR| превышает заданный в ПЗ допустимый уровень ΔR_доп, то заданные для доразгона номинальные данные ПЗ, обозначаемые как NOM, пересчитывают. Для этого в ПЗ предусматриваются два предельных варианта данных: один для положительного отклонения ΔR, называемый максимальным вариантом и обозначаемый МАХ, и второй - для отрицательного отклонения ΔR, называемый минимальным вариантом и обозначаемый MEN. Из двух этих предельных вариантов данных выбирают вариант, соответствующий знаку вычисленного отклонения ΔR, и считывают из него предельные значения высоты апогея орбиты РН или и предельные значения пересчитываемых параметров, перечень которых приведен в таблице 1.

Таблица 1 № Параметр Название параметра 1 ϑ₀ Начальное значение угла тангажной программы 2 Скорость изменения угла тангажа 3 F_P Фокальный параметр формируемой орбиты 4 E_X Эксцентриситет формируемой орбиты 5 F Значение заданного функционала энергии 6 E (1,1) Первые 2-е строки матрицы перехода от ГИСК к вспомогательной инерциальной системе координат, определяющей ориентацию орбиты после доразгона 7 E (1,2) 8 E (1,3) 9 E₁ (2,1) 10 E₁ (2,2) 11 E₁ (2,3)

Фокальный параметр F_P и эксцентриситет E_X характеризуют геометрию формируемой РБ орбиты, а ее ориентация в пространстве определяют единичные векторы , , :

,

,

,

,

где , - параметры движения РБ (радиус-вектор и вектор скорости) в расчетной точке выхода на заданную орбиту, определяемые при подготовке пуска, а - их векторное произведение.

Во вспомогательной инерциальной системе координат с началом координат в центре Земли вектор направлен в апогей формируемой орбиты, вектор перпендикулярен плоскости орбиты, а вектор определяет правую систему координат. Так как после отделения от РН плоскость орбиты на доразгоне не изменяется, то направление вектора сохраняют во всех вариантах и не пересчитывают.

Пересчет параметров ПЗ выполняют на основе линейной интерполяции между их значениями для номинального и выбранного предельного варианта.

Если обозначить пересчитываемый параметр как Р, то формула его пересчета имеет вид:

Р=Р_ном+(Р_пред-Р_ном)·К_и,

где К_и - коэффициент интерполяции, равный

а индекс "пред" обозначает параметры используемого для пересчета предельного варианта исходных данных.

Если модуль отклонения |ΔR| не превышает заданный в ПЗ допустимый уровень ΔR_доп, то заданные для доразгона номинальные параметры ПЗ не пересчитывают.

После проведения операции по уточнению данных ПЗ в части параметров программы ориентации и параметров формируемой на доразгоне орбиты выполняют разворот РБ по тангажу до начального угла программы ориентации, стабилизируют на этом угле продольную ось разгонного блока до момента начала отработки заданной программы ориентации, включают на оговоренный в полетном задании интервал времени двигатели коррекции импульса для поджатия топлива в баках, запускают маршевый двигатель, спустя фиксированный момент времени после запуска маршевого двигателя начинают отработку программы ориентации разгонного блока по тангажу, корректируют программу ориентации с помощью терминального управления, выключают маршевый двигатель при достижении функционалом энергии, определяемым как F=V²/2-В₀/R, заданного в ПЗ значения.

Эффективность предлагаемого способа управления в части снижения энергетических затрат РБ на участке доразгона видна из приведенных в таблице 2 данных, полученных в результате моделирования процесса выведения РБ на целевую геостационарную орбиту в варианте MIN с пересчетом и без пересчета параметров ПЗ на участке доразгона.

Таблица 2 Параметры Без пересчета параметров ПЗ С пересчетом параметров ПЗ Время включения МД на доразгоне, с 724 724 Время отключения МД на доразгоне, с 1042.2 1020.4 Масса РБ после выключения МД на доразгоне, кг 24585.6 24705.8 Масса РБ после выведения на целевую орбиту, кг 4709.2 4805.2

Как видно из этой таблицы, за счет пересчета ПЗ длительность работы МД на доразгоне сократилась на 19.8 секунды, расход топлива уменьшился на 130.2 кг. За счет этого масса РБ после выведения на целевую орбиту увеличилась на 96 кг, что позволяет поднять вес полезной нагрузки.

Источник информации

1. Патент РФ №2350521, кл. G05D 1/08, 16.11.2007 г.

Изобретение относится к управлению движением разгонного блока (РБ) при выведении его на опорную орбиту. Согласно изобретению после отделения разгонного блока от ракеты-носителя (РН) считывают из полетного задания (ПЗ) данные по параметрам управления и формируемой на доразгоне орбите. После запуска маршевого двигателя начинают отработку программы ориентации разгонного блока по тангажу. На доразгоне корректируют программу ориентации. Выключают маршевый двигатель по достижению заданного функционала энергии. Особенность изобретения заключается в том, что после отделения от РН по значениям векторов скорости и радиус-вектора РБ на момент отделения от РН вычисляют радиус апогея сформированной РН орбиты и по величине его отклонения от номинального значения пересчитывают значения начального угла программы изменения тангажа на доразгоне, скорости его изменения, фокальный параметр формируемой орбиты, ее эксцентриситет, заданный функционал энергии и значения элементов двух строк матрицы, определяющей ориентацию орбиты после доразгона. Благодаря пересчету заданных в полетном задании для номинальных условий полета параметров программы ориентации по тангажу и параметров формируемой опорной орбиты применительно к условиям после отделения разгонного блока от ракеты-носителя, снижаются энергетические затраты РБ на доразгоне, что позволяет поднять массу полезной нагрузки. 2 табл.

Способ управления продольным движением разгонного блока на участке доразгона, заключающийся в том, что после отделения разгонного блока от ракеты-носителя выполняют разворот разгонного блока по тангажу до достижения ориентации, определяемой величиной начального угла программы изменения тангажа на доразгоне, стабилизируют на этом угле продольную ось разгонного блока до момента начала отработки заданной программы ориентации, включают на оговоренный в полетном задании интервал времени двигатели коррекции импульса для поджатия топлива в баках, запускают маршевый двигатель, спустя фиксированный момент времени после запуска маршевого двигателя начинают отработку программы ориентации разгонного блока по тангажу, корректируют программу ориентации с помощью терминального управления, выключают маршевый двигатель по достижению заданного функционала энергии, отличающийся тем, что по значениям векторов скорости и радиус-вектора разгонного блока на момент отделения от ракеты-носителя вычисляют радиус апогея сформированной ракетой-носителем орбиты, определяют модуль его отклонения от считываемого из полетного задания номинального радиуса апогея формируемой ракетой-носителем орбиты и в случае превышения этим модулем допустимого уровня в соответствии со знаком вычисленного отклонения считывают из полетного задания предельные значения радиуса апогея орбиты ракеты-носителя, начального угла программы изменения тангажа на доразгоне, скорости его изменения, заданного функционала энергии, фокального параметра, эксцентриситета и элементы первых двух строк матрицы ориентации формируемой для этих условий орбиты на доразгоне и затем по величине отклонения апогея сформированной ракетой-носителем орбиты от ее номинального значения на основе линейной интерполяции между значениями предельных и номинальных параметров пересчитывают значения параметров полетного задания по формуле:
Р=Р_ном+(Р_пред-Р_ном)·К_и,

где Р - пересчитываемый параметр;
Р_ном, Р_пред - соответственно номинальный и выбранный предельный параметры исходных данных;
К_и - коэффициент интерполяции;
ΔR - отклонение радиуса апогея орбиты от номинального значения;
, - соответственно номинальный и выбранный предельный радиусы апогея орбиты.