Способ управления движением космического аппарата на активном участке выведения на орбиту исз

СОЮЗ СОВЕТСКИХСОЦИАЛИСТИЧЕСКИХРЕСПУБЛИК полет путем измене ра тяг ДУ в соответ я направления вектоии с зависимостью:ЧКдсоз у - 2 Рх эгсзи оз р з 1 п гл з 1 п е,В СОЗ У СОВ где екторо Р Ч -Кза- угол междм скорости КА- плотность атскорость дви- баллансирочество. ич ское к11) 4923360/222) 29.03,91б) 30.08.93. Бюл. ЛЬ 3271) Центральный научно-исследователЬ- кий институт машиностроения2) Н,Л.Соколов, Г.И.Овчинников, А.П.Соолов и Е.А,Суворов73) Центральный научно-исследовэтелький институт машиностроения6) Андреевский В.В. Динамика спуска косических аппаратов на Землю, М.; Машинотроение, 1970.Аппазов Р,Ф., Сытин О.Г, Методы проктирования траекторий. носителей и спут- иков Земли. М.: Наука, 1987, с.27-35. 4) СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ ОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА НА АКТИВОМ УЧАСТКЕ ВЫВЕДЕНИЯ НА ОРБИТУ СЗ7) Изобретение относится к области балстики и навигации, а именно к способа Изобрехание относится к области балистики и навигации, а имэмо к способам правления движением В на активном учатке выведения на орбиту ИСЗ.Цель изобретения - сокращение массы оплива, потребной для разгона КА до заанной скорости, повышение устойчивости полета КА.Сущность способа управления вектором тяги ДУ на первой ступени активнбго 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 ищ.БЫ 111 1 838 177 АЗ управления движением космических аппаратов на активном участке выведения на орбиту ИСЗ, Целью изобретения является сокращение массы топлива, потребной для разгона космического аппарата до заданной скорости, а также повышение устойчивости полета, Для достижения поставленной цели предлагается осуществить отделение космического аппарата от пусковой установки, развернуть аппарат по крену для обеспечения требуемого угла азимута, осуществить вертикальный полет, путем изменения направления вектора тяги в соответствии с приведенной зависимостью, после возрастания азродинамического ускорения до величины, превышающей суммарные значения кориолисовых и переносных ускорений на порядок осуществить перевод космического аппарата на режим гравитационного Я разворота с углом атаки, изменяемым в соответствии с выражением а-С 1/ц. у вектором тям ДУ имосферы.жения КА,вочное азродинам е 1838177Рх - нагрузка на лобовое сопротивление, у- угол крена, в- угловая скорость вращения планетц,р- широта,. 8- курсовой угол,а - масса КА,Р - тяга ДУ,г - расстояние от центра планеты до аппарата.После возрастания аэродинамического ускорения до величины превцшающей суммарное значение кориолисовцх и переносных ускорений более чем на порядок, реализуют режим управления КА, где угол а определяется по формуле а "С 1 Й,Такое управление обеспечивается до конца работы первой ступени, Возможность сокращения массо топлива, потребной для разгона КА до заданной скорости на первой ступени, обуславливается следуюими факторами. На начальном участке вижения достаточно продолжительное 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- соз у - сов О+ бд ЧКдбт 2 Рх ЧЧ г+ сова,Ргде О- угол наклона вектора скорости к местному горизонту.Для реализации вертикального полета В 90 угол а рассчитывается из условия равенство нулю функции б ОИ 1=0 (при этом соз д-соз 90-0, зи 0=1,а = агсзЬ -соз у -лтЧ г ЧКД Р2 Рх- 2 и сов У ха е - т- сов Р ии У в 1 п е 1,юг Нэ протяжении всего вертикальногоучастка полета угол втэки не превышает 0,1 О, следовательно осуществляется разгон КА с практически максимальной интенсивностью: при выработке определенногоколичества топлива скорость КА для такогоспособа управления будет больше, чем дляспособа прототипа.После того, кэк скорость КА возрастаетдо некоторой величины (порядка нескольких сотен м/с) влияние кориолисовых и переносных ускорений на динамику полета"0 будут значительно снижено, т.е. необходимость их учета при определении программного управления а отпадает. В этот моментКА, достигший значительной кинетическойэнергии целесообразно отклонить от верти 15 кали путем реализации программы а С 1/ц.Такое управление следует продолжать доконца работы ДУ первой ступени. Выборомконстанты С 1 обеспечивается требуемаядальность падения ускорителя первой сту 20 пени,Устойчивость движения КА обуславливается наличием обратной связи текущеговектора состояния и управляющего воздействия, Эта связь учитывает все силы, оказы 25 вающие влияние на траекторию движенияКА.Используемый аппарат управления является безитерационным и универсальным,т.к, начальные условия КА, азимуты (наклоЭ 0 нения) старта, массовые и энергетическиехарактеристики входят в явном виде в зависимость для определения угла атаки а. Этосущественно сокращает объем расчетов,проводимых на этапе предварительногопроектирования.Ожидаемая эффективность использования предлагаемого способа управления посравнению со способом прототипом, гдеугол атаки рассчитывается без учета влия 40 ний кориолисовых и переноснцх ускорений,состоит в уменьшении потребной массытоплива на 400"600 кг и повышение устойчивости движения КА.формула изобретения45 Способ управления движением космического аппарата на активном участке выведения на орбиту ИСЗ, включающийотделение космического аппарата от пуско вой установки, разворот аппарата по крену50 для обеспечения требуемого угла азимута,движение нэ участке гравитационного разворота с углом атаки, изменяемым в соответствии с выражением а =С 1/Ч,где О - скоростной напор;С 1 - константа, определяемая из условия падения ускорителя первой ступени на заданном расстоянии от точки старта;1838177 10 ты: 1 о со ра но во ап ро те со л и ч а ю щ и й с я тем, что, с целью ращения массы топлива, потребной для гона космического аппарата до задан- скорости, а также повышения устойчити полета, до перевода космического 5 арета на режим гравитационного развоа осуществляют вертикальный полет пуизменения направления вектора тяги в тветствии с зависимостью= агсзи - , соз у -рЧМР . 2 РхО ф 8- - со ффП ,юг15 где - аэродинамическое уско-.ЧКД2 Рхие;2 всозусозе- переносное ускоре ОВФсоз р зЬ р з 1 п е - кориолисово усЧение; а- угол между вектором тяги и вектором тяги и вектором скорости;р - плотность атмосферы;Ч - скорость движения;К - балансировочное аэродинамическое качество;Рх - нагрузка на лобовую поверхность; у- угол крена;в- угловая скорость вращения планер - широта;е - курсовой угол;в - 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.