Способ управления движением космического аппарата на активном участке выведения на орбиту ИСЗ Советский патент 1993 года по МПК B64C13/00 

Изобоеззние относится к области бал- пистики и навигации, а имеи но к способам управления движением КА на активном участке выведения на орбиту ИСЗ.

Цель изобретения - сокращение массы топлива, потребной для разгона КА до заданной скорости, повышение устойчивости полета КА.

Сущность способа управления вектором тяги ДУ на первой ступени активного участка выведения КА на орбиту ИСЗ состоит в том, что реализуют отделение КА от пусковой установки, разворачивают аппарат по крену для обеспечения требуемого угла азимута, осуществляют вертикальный

попет путем изменения направления вектора тяг ДУ в соответствии с зависимостью:

а arcslniV

2-р-cosy9

cos psin psin e|.

где a - угол между; вектором тяги ДУ и вектором скорости КА,

р- плотность атмосферы,

V - скорость движения КА,

Ку - баллансировочное аэродинамическое качество,

00

со

00

vj VJ

со

РХ - нагрузка на лобовое сопротивление,

у-угол крена,

у-угловая скорость вращения планеты.

р широта,

е - курсовой угол,

т масса КА,

Р-тягаДУ,

г - расстояние от центра планеты -до аппарата.

После возрастания аэродинамического ускорения до величины превышающей суммарное значение кориолисовых и переносных ускорений более чем на порядок, реализуют режим управлений КА, где угол «определяется по формуле .

Такое управление обеспечивается до конца работы первой ступени. Возможность сокращения массы топлива, потребной дня разгона КА до заданной скорости на первой ступени, обуславливается следующими факторами. На начальном участке „вижения достаточно п родолжител ьное время осуществляется вертикальный полет, при этом изменение угла атаки а определяется из рассмотрения дифференциального уравнения, характеризующего зависимость угла наклона вектора скорости к местному горизонту от времени

dg dt

COSy-aCos04.

2г

+ - cos в + 2 «a cos p cos e 4- г-у- х х cos (р( sin (p sin e sin в + cos p cos 0.) +

mV

cos a ,

где 0- угол наклона вектора скорости к местному горизонту.

Для реализации вертикального полета угол а рассчитывается из условия равенство нулю функции d (при этом cos 0 cos90° 0, sin ,

а - arcsln

mV

cos у -

гон КА с практически максимальной интенсивностью: при выработке определенного количества топлива скорость КА для такого способа управления будет больше, чем для

способа прототипа.

После того, как скорость КА возрастает до некоторой величины (порядка нескольких сотен м/с) влияние кориолисовых и переносных ускорений на динамику полета

будут значительно снижено, т.е. необходимость их учета при определении программ- ногоуправления а отпадает. В этот момент КА, достигший значительной кинетической энергии целесообразно отклонить от вертикали путем реализации программы aCi/q. Такое управление следует продолжать до конца работы ДУ первой ступени. Выбором константы Ci обеспечивается требуемая дальность падения ускорителя первой ступени.

Устойчивость движения КА обуславливается наличием обратной связи текущего вектора состояния и управляющего воздействия. Эта связь учитывает все силы, оказывающие влияние на траекторию движения КА.

Используемый аппарат управления является бёзитерационным и универсальным, т.к. начальные условия КА, азимуты (наклонения) старта, массовые и энергетические характеристики входят в явном виде в зависимость для определения угла атаки а. Это существенно сокращает объем расчетов, проводимых на этапе предварительного

проектирования.

Ожидаемая эффективность использования предлагаемого способа управления по сравнению со способом прототипом, где угол атаки рассчитывается без учета влияний кориолиеовых и переносных ускорений, состоит в уменьшении потребной массы топлива на 400-600 кг и повышение устойчивости движения КА.

Формула из об р е т е н и я

Способ управления движением космического аппарата на активном участке выведения на орбиту ИСЗ, включающий отделение космического аппарата от пуско- вой установки, разворот аппарата по крену

для обеспечения требуемого угла азимута, движение на участке гравитационного разворота с углом атаки, изменяемым в соответствии с выражением

2 о cos # cos е--y -c0s# sirt$ sln&j, 55

На протяжении всего вертикального участка полета угол атаки не превышает 0,1°, следовательно осуществляется ра.зGf Ci/q,

где q - скоростной напор;

Ci - константа, определяемая из условия падения ускорителя первой ступени на заданном расстоянии от точки старта;

о лишающийся тем, что, с целью со ращения массы топлива, потребной для космического аппарата до заданно скорости, а также повышения устойчиво гги полета, до перевода космического ап парата на режим гравитационного разво- рога осуществляют вертикальный полет пу- те11 изменения направления вектора тяги в со тветствии с зависимостью

г ss arcslnV г рУКа

2 ю cos р COS е cos (p sin p sin el.

о

где

.

2Рх

аэродинамическое уског

ре чие;

ние

2 «ocos pcos Ј - переносное ускоре-

JZr

-нЈ- cos p sin p sin e - кориолисово ускоэение;

а- угол между вектором тяги и вектором тяги и вектором скорости; р - плотность атмосферы; V - скорость движения; К - балансировочное аэродинамическое качество;

Рх - нагрузка на лобовую поверхность; у-угол крена; w- угловая скорость вращения планеты:

уз- широта;

е-курсовой угол;

m - масса аппарата;

Р - тяга двигательной установки;

г - расстояние от центра притяжения до аппарата.

после возрастания аэродинамического ускорения до величины, превышающей суммарные значения кориолисовых и переносных ускорений на порядок, осуществляют перевод космического аппарата на режим гравитационного разворота.