СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ МОМЕНТА ВРЕМЕНИ ОКОНЧАНИЯ МАНЕВРА И ОТСЕЧКИ МАРШЕВОГО ДВИГАТЕЛЯ РАЗГОННОГО БЛОКА Российский патент 2012 года по МПК B64G1/24 

Описание патента на изобретение RU2467930C1

Предлагаемое изобретение относится к области терминального управления траекторным движением разгонных блоков (РБ), выводящих космические аппараты (КА) на заданные орбиты с помощью маршевого двигателя (МД) с нерегулируемой тягой.

Наиболее близким техническим решением является способ определения момента времени окончания маневра и отсечки МД, заключающийся в том, что на каждом такте терминального управления прогнозируют движение с фиксированным шагом интегрирования по времени, равным отношению прогнозируемой длительности маневра к предварительно заданному количеству шагов интегрирования модели движения разгонного блока, при этом время окончания маневра на первом цикле терминального управления принимают равным заданному в полетном задании, а на последующих циклах - равным длительности, полученной на предыдущем такте, уменьшают шаг интегрирования до минимально допустимого, прогнозируют момент времени окончания маневра и отсечки маршевого двигателя путем суммирования длительности выполненных шагов интегрирования до момента достижения вычисленным значением функционала энергии заданного значения, причем за три фиксированных шага до конца интегрирования модели движения разгонного блока определяют скорость изменения функционала энергии, оценивают оставшееся время до конца интегрирования как отношение разности заданного значения функционала энергии и вычисленного к скорости изменения функционала энергии, при не превышении оставшегося времени шага интегрирования последующий шаг интегрирования устанавливают равным 0,9 оставшегося времени интегрирования до тех пор, пока шаг интегрирования станет равным минимально допустимому [1].

Недостатком этого способа является тот факт, что условия полета РБ, отличные от номинальных, могут приводить к повышенному расходу топлива и к его недостаточному количеству для выполнения последнего маневра перед отделением КА. Следствием этого является преждевременное отключение МД по окончании компонентов топлива (ОКТ) и соответствующие погрешности в формировании целевой орбиты.

Техническим результатом изобретения является определение момента времени отключения МД на последнем маневре при его завершении в режиме окончания компонентов топлива и повышение за счет этого точности формирования наклонения целевой орбиты в этих условиях.

Указанный технический результат достигается тем, что в известный способ определения момента времени окончания маневра и отсечки маршевого двигателя разгонного блока, заключающийся в том, что на каждом такте терминального управления прогнозируют движение с фиксированным шагом интегрирования по времени, равным отношению прогнозируемой длительности маневра к предварительно заданному количеству шагов интегрирования модели движения разгонного блока, при этом время окончания маневра на первом цикле терминального управления принимают равным заданному в полетном задании, а на последующих циклах - равным длительности, полученной на предыдущем такте, уменьшают шаг интегрирования до минимально допустимого, прогнозируют момент времени окончания маневра и отсечки маршевого двигателя путем суммирования длительности выполненных шагов интегрирования до момента достижения вычисленным значением функционала энергии заданного значения, причем за три фиксированных шага до конца интегрирования модели движения разгонного блока определяют скорость изменения функционала энергии, оценивают оставшееся время до конца интегрирования как отношение разности заданного значения функционала энергии и вычисленного к скорости изменения функционала энергии, при не превышении оставшегося времени шага интегрирования последующий шаг интегрирования устанавливают равным 0,9 оставшегося времени интегрирования до тех пор, пока шаг интегрирования станет равным минимально допустимому, дополнительно на последнем маневре, выполняемом перед отделением космического аппарата, в момент перехода на терминальное управление определяют располагаемую длительность работы маршевого двигателя как разность между текущим значением условного времени сгорания массы разгонного блока и заданным в полетном задании условным временем сгорания массы разгонного блока с космическим аппаратом при полном выгорании топлива, определяют начальную длительность полета до конца маневра как разность между заданным в полетном задании временем отключения маршевого двигателя на этом маневре и моментом времени перехода на терминальное управление и, если эта длительность превышает располагаемую длительность работы маршевого двигателя, то время отключения маршевого двигателя определяют как сумму момента времени перехода на терминальное управление и располагаемой длительности работы маршевого двигателя, фиксируют его на время выполнения всего маневра и на каждом шаге терминального управления от момента его начала и до времени отключения маршевого двигателя выполняют прогноз движения разгонного блока с постоянным шагом интегрирования, равным отношению длительности до конца маневра к предварительно заданному количеству шагов интегрирования модели движения.

Предложенный способ определения момента времени окончания маневра и отсечки МД осуществляется следующим образом.

На последнем маневре, выполняемом перед отделением КА, при переходе на терминальное управление прогнозируют момент времени окончания маневра и отсечки маршевого двигателя при достижении вычисленным значением функционала энергии заданного в ПЗ значения.

Значение условного времени сгорания массы РБ τ представляет собой отношение текущей массы m РБ к секундному расходу топлива

и определяется по известному способу идентификации условного времени сгорания массы РБ [2]. В ПЗ задается условное время сгорания массы РБ с КА по окончанию компонентов топлива (ОКТ) τокт, т.е при полном выгорании топлива. Разность этих условных времен

Трасп=τ-τокт

характеризует располагаемую длительность Трасп работы МД. Этот параметр вычисляется в момент Т перехода на терминальное управление выведением РБ на целевую орбиту. При заданном в ПЗ расчетном значении времени отсечки МД на последнем маневре Тпз расчетная длительность работы МД до этого момента Тман определяется как разность

Тман=Тпз-Т.

Если расчетная длительность работы МД до конца маневра Тман меньше располагаемой длительности Трасп, то момент времени окончания маневра и отсечки Тотс МД определяется по известному способу [1]. Если расчетная длительность Тман превышает располагаемую длительность работы МД Трасп, то момент времени Тотс окончания маневра и отсечки МД определяется как сумма момента времени перехода на терминальное управление и располагаемой длительности работы МД

Тотс=Т+Трасп.

Время Тотс запоминается и прогноз движения РБ на каждом такте терминального управления выполняется с постоянным шагом интегрирования Н, равным отношению длительности до конца маневра к предварительно заданному количеству шагов интегрирования N модели движения РБ

Н-(Тотс-T)/N.

Функционал энергии F определяется по формуле

где К - гравитационная константа, равная 398600.44 км32;

V - скорость полета РБ;

R - радиус-вектор РБ.

Подставив в (1) зависимость, определяющую связь между этими параметрами и большой полуосью орбиты А,

V2=K(2/R-1/A),

получим A=-K/(2F) и dA/dF=K/(2F2).

Из последней зависимости следует, что при недоборе функционала энергии (dF<0) из-за ОКТ, полуось сформированной орбиты А будет меньше требуемой и это отразится на высотных параметрах орбиты - высоте апогея На и перигея Нр. Знание времени окончания маневра при ОКТ позволяет, используя имеющуюся энергетику РБ, с помощью терминального управления в боковом движении обеспечить именно к этому моменту требуемое наклонение орбиты i.

Для подтверждения эффективности предлагаемого способа определения на последнем маневре момента времени его окончания и отсечки маршевого двигателя в таблице для одного из выводимых КА приведены параметры целевой орбиты по баллистическому расчету и параметры, формируемые при ОКТ без коррекции времени окончания маневра и с ее использованием.

Вариант На, км Нp, км i, град Баллистический расчет 35792 9498 13.00 с ОКТ 35780 8792 14.41 с ОКТ и коррекцией 35780 6940 12.99

Таким образом, заявленный способ определения момента времени окончания маневра и отсечки МД позволяет повысить точность формирования наклонения целевой орбиты.

Источники информации

1. Патент РФ №2209159, B64G 1/24, 11.01.2002 г.

2. Патент РФ №2209158, B64G 1/24, 18.12.2001 г.

Похожие патенты RU2467930C1

название год авторы номер документа
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ РАЗГОННОГО БЛОКА НА УЧАСТКЕ ДОРАЗГОНА 2010
  • Сыров Анатолий Сергеевич
  • Соколов Владимир Николаевич
  • Ежов Владимир Васильевич
  • Бочаров Михаил Викторович
RU2424954C1
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ РАЗГОННОГО БЛОКА В КОНЦЕ МАНЕВРА 2010
  • Сыров Анатолий Сергеевич
  • Соколов Владимир Николаевич
  • Ежов Владимир Васильевич
  • Бочаров Михаил Викторович
RU2432596C1
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ МОМЕНТА ВРЕМЕНИ ОКОНЧАНИЯ МАНЕВРА И ОТСЕЧКИ МАРШЕВОГО ДВИГАТЕЛЯ НА ОСНОВЕ ЧИСЛЕННОГО ПРОГНОЗА ДВИЖЕНИЯ РАЗГОННОГО БЛОКА 2002
  • Соколов В.Н.
  • Ежов В.В.
  • Сыров А.С.
RU2209159C1
СПОСОБ КОРРЕКЦИИ ПАРАМЕТРОВ ПРОГРАММЫ ОРИЕНТАЦИИ РАЗГОННОГО БЛОКА 2010
  • Сыров Анатолий Сергеевич
  • Соколов Владимир Николаевич
  • Ежов Владимир Васильевич
  • Бочаров Михаил Викторович
RU2432595C1
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ПРОДОЛЬНЫМ ДВИЖЕНИЕМ РАЗГОННОГО БЛОКА НА УЧАСТКЕ ДОРАЗГОНА 2009
  • Сыров Анатолий Сергеевич
  • Соколов Владимир Николаевич
  • Ежов Владимир Васильевич
  • Бочаров Михаил Викторович
RU2408851C1
СПОСОБ КОРРЕКЦИИ ВРЕМЕНИ ВКЛЮЧЕНИЯ МАРШЕВОГО ДВИГАТЕЛЯ РАЗГОННОГО БЛОКА НА УЧАСТКЕ ДОРАЗГОНА 2011
  • Сыров Анатолий Сергеевич
  • Мищихин Вячеслав Витальевич
  • Соколов Владимир Николаевич
  • Ежов Владимир Васильевич
  • Бочаров Михаил Викторович
RU2461496C1
СПОСОБ КОРРЕКЦИИ ПАРАМЕТРОВ ПРОГРАММЫ ИЗМЕНЕНИЯ ПРОДОЛЬНОГО ДВИЖЕНИЯ ПРИ ТЕРМИНАЛЬНОМ УПРАВЛЕНИИ НАВЕДЕНИЕМ РАЗГОННОГО БЛОКА НА ЗАДАННУЮ ОРБИТУ 2003
  • Сыров А.С.
  • Соколов В.Н.
  • Ежов В.В.
RU2254271C2
СПОСОБ ФОРМИРОВАНИЯ ПРОГРАММЫ ОРИЕНТАЦИИ РАЗГОННОГО БЛОКА ПРИ ТЕРМИНАЛЬНОМ УПРАВЛЕНИИ ЕГО НАВЕДЕНИЕМ НА ЗАДАННУЮ ОРБИТУ 2005
  • Сыров Анатолий Сергеевич
  • Соколов Владимир Николаевич
  • Ежов Владимир Васильевич
RU2282568C1
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ПРОДОЛЬНЫМ ДВИЖЕНИЕМ РАЗГОННОГО БЛОКА НА УЧАСТКЕ ДОРАЗГОНА 2007
  • Сыров Анатолий Сергеевич
  • Соколов Владимир Николаевич
  • Ежов Владимир Васильевич
  • Бочаров Михаил Викторович
RU2350521C1
СПОСОБ КОРРЕКЦИИ ПАРАМЕТРОВ ПРОГРАММЫ ОРИЕНТАЦИИ ПРИ ТЕРМИНАЛЬНОМ УПРАВЛЕНИИ НАВЕДЕНИЕМ РАЗГОННОГО БЛОКА НА ЗАДАННУЮ ОРБИТУ 2010
  • Сыров Анатолий Сергеевич
  • Соколов Владимир Николаевич
  • Ежов Владимир Васильевич
  • Бочаров Михаил Викторович
RU2454357C1

Реферат патента 2012 года СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ МОМЕНТА ВРЕМЕНИ ОКОНЧАНИЯ МАНЕВРА И ОТСЕЧКИ МАРШЕВОГО ДВИГАТЕЛЯ РАЗГОННОГО БЛОКА

Изобретение относится к области терминального управления траекторным движением разгонных блоков (РБ), выводящих космические аппараты (КА) на заданные орбиты с помощью маршевого двигателя с нерегулируемой тягой. В данном способе при переходе на терминальное управление на последнем маневре, перед отделением КА, прогнозируют момент отсечки маршевого двигателя при достижении функционалом энергии заданного значения. Для этого в момент указанного перехода определяют условное время сгорания массы РБ (израсходования топлива) и разность между этим временем и заданным (из полетного задания) его значением. Данная разность характеризует располагаемую длительность работы маршевого двигателя, которую сравнивают с рассчитанной на основе полетного задания. Если расчетная длительность превышает располагаемую, то момент окончания маневра (отсечки двигателя) определяют как сумму момента времени перехода на терминальное управление и располагаемой длительности работы двигателя. Это суммарное время запоминают и выполняют прогноз движения РБ на каждом такте терминального управления с постоянным шагом интегрирования. Данный шаг равен отношению длительности до конца маневра к предварительно заданному количеству шагов интегрирования в модели движения РБ. Топливо РБ (и последний маневр) могут закончиться при недоборе функционала энергии. В этом случае знание момента окончания маневра позволяет, используя имеющуюся энергетику РБ, с помощью терминального управления в боковом движении обеспечить к этому моменту требуемое наклонение орбиты КА. Техническим результатом изобретения является повышение точности формирования наклонения заданной орбиты в режиме окончания расходования компонентов топлива на последнем маневре выведения КА на эту орбиту. 1 табл.

Формула изобретения RU 2 467 930 C1

Способ определения момента времени окончания маневра и отсечки маршевого двигателя разгонного блока, заключающийся в том, что на каждом такте терминального управления прогнозируют движение с фиксированным шагом интегрирования по времени, равным отношению прогнозируемой длительности маневра к предварительно заданному количеству шагов интегрирования модели движения разгонного блока, при этом время окончания маневра на первом цикле терминального управления принимают равным заданному в полетном задании, а на последующих циклах - равным длительности, полученной на предыдущем такте, уменьшают шаг интегрирования до минимально допустимого, прогнозируют момент времени окончания маневра и отсечки маршевого двигателя путем суммирования длительности выполненных шагов интегрирования до момента достижения вычисленным значением функционала энергии заданного значения, причем за три фиксированных шага до конца интегрирования модели движения разгонного блока определяют скорость изменения функционала энергии, оценивают оставшееся время до конца интегрирования как отношение разности заданного и вычисленного значений функционала энергии к скорости изменения функционала энергии, при непревышении оставшегося времени шага интегрирования последующий шаг интегрирования устанавливают равным 0,9 оставшегося времени интегрирования до тех пор, пока шаг интегрирования станет равным минимально допустимому, отличающийся тем, что на последнем маневре, выполняемом перед отделением космического аппарата, в момент перехода на терминальное управление определяют располагаемую длительность работы маршевого двигателя как разность между текущим значением условного времени сгорания массы разгонного блока и заданным в полетном задании условным временем сгорания массы разгонного блока с космическим аппаратом при полном выгорании топлива, определяют начальную длительность полета до конца маневра как разность между заданным в полетном задании временем отключения маршевого двигателя на этом маневре и моментом времени перехода на терминальное управление и, если эта длительность превышает располагаемую длительность работы маршевого двигателя, время отключения маршевого двигателя определяют как сумму момента времени перехода на терминальное управление и располагаемой длительности работы маршевого двигателя, фиксируют его на время выполнения всего маневра и на каждом шаге терминального управления от момента его начала и до времени отключения маршевого двигателя выполняют прогноз движения разгонного блока с постоянным шагом интегрирования, равным отношению длительности до конца маневра к предварительно заданному количеству шагов интегрирования модели движения.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2012 года RU2467930C1

СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ МОМЕНТА ВРЕМЕНИ ОКОНЧАНИЯ МАНЕВРА И ОТСЕЧКИ МАРШЕВОГО ДВИГАТЕЛЯ НА ОСНОВЕ ЧИСЛЕННОГО ПРОГНОЗА ДВИЖЕНИЯ РАЗГОННОГО БЛОКА 2002
  • Соколов В.Н.
  • Ежов В.В.
  • Сыров А.С.
RU2209159C1
СПОСОБ ИДЕНТИФИКАЦИИ УСЛОВНОГО ВРЕМЕНИ СГОРАНИЯ МАССЫ РАЗГОННОГО БЛОКА 2001
  • Сыров А.С.
  • Соколов В.Н.
  • Ежов В.В.
RU2209158C1
СИСТЕМА ИДЕНТИФИКАЦИИ УСЛОВНОГО ВРЕМЕНИ СГОРАНИЯ МАССЫ РАЗГОННОГО БЛОКА 2001
  • Сыров А.С.
  • Соколов В.Н.
  • Ежов В.В.
RU2209157C1
US 20090302166 A1, 10.12.2009
US 20090241763 A1, 01.10.2009.

RU 2 467 930 C1

Авторы

Сыров Анатолий Сергеевич

Мищихин Вячеслав Витальевич

Соколов Владимир Николаевич

Ежов Владимир Васильевич

Бочаров Михаил Викторович

Даты

2012-11-27Публикация

2011-05-26Подача