RU1838177C

RU1838177C - Способ управлени движением космического аппарата на активном участке выведени на орбиту ИСЗ

Info

Publication number: RU1838177C
Application number: SU914923360A
Authority: RU
Inventors: Николай Леонидович Соколов; Геннадий Иванович Овчинников; Андрей Павлович Соколов; Евгений Александрович Суворов
Original assignee: Цнии Машиностроения
Priority date: 1991-03-29
Filing date: 1991-03-29
Publication date: 1993-08-30

Description

Изобоеззние относитс к области бал- пистики и навигации, а имеи но к способам управлени движением КА на активном участке выведени на орбиту ИСЗ.

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

Сущность способа управлени вектором т ги ДУ на первой ступени активного участка выведени КА на орбиту ИСЗ состоит в том, что реализуют отделение КА от пусковой установки, разворачивают аппарат по крену дл обеспечени требуемого угла азимута, осуществл ют вертикальный

попет путем изменени направлени вектора т г ДУ в соответствии с зависимостью:

а arcslniV

2-р-cosy9

cos psin psin e|.

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

р- плотность атмосферы,

V - скорость движени КА,

Ку - баллансировочное аэродинамическое качество,

00

со

00

vj VJ

со

РХ - нагрузка на лобовое сопротивление ,

у-угол крена,

у-углова скорость вращени планеты .

р широта,

е - курсовой угол,

т масса КА,

Р-т гаДУ,

г - рассто ние от центра планеты -до аппарата.

После возрастани аэродинамического ускорени до величины превышающей суммарное значение кориолисовых и переносных ускорений более чем на пор док, реализуют режим управлений КА, где угол «определ етс по формуле .

Такое управление обеспечиваетс до конца работы первой ступени. Возможность сокращени массы топлива, потребной дн разгона КА до заданной скорости на первой ступени, обуславливаетс следующими факторами. На начальном участке „вижени достаточно п родолжител ьное врем осуществл етс вертикальный полет, при этом изменение угла атаки а определ етс из рассмотрени дифференциального уравнени , 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.

Дл реализации вертикального полета угол а рассчитываетс из услови 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 дл такого способа управлени будет больше, чем дл

способа прототипа.

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

будут значительно снижено, т.е. необходимость их учета при определении программ- ногоуправлени 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 обеспечиваетс требуема дальность падени ускорител первой ступени .

Устойчивость движени КА обуславливаетс наличием обратной св зи текущего вектора состо ни и управл ющего воздействи . Эта св зь учитывает все силы, оказывающие вли ние на траекторию движени КА.

Используемый аппарат управлени вл етс бёзитерационным и универсальным, т.к. начальные услови КА, азимуты (наклонени ) старта, массовые и энергетические характеристики вход т в вном виде в зависимость дл определени угла атаки а. Это существенно сокращает объем расчетов, проводимых на этапе предварительного

проектировани .

Ожидаема эффективность использовани предлагаемого способа управлени по сравнению со способом прототипом, где угол атаки рассчитываетс без учета вли ний кориолиеовых и переносных ускорений, состоит в уменьшении потребной массы топлива на 400-600 кг и повышение устойчивости движени КА.

Claims

Формула из об р е т е н и

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

дл обеспечени требуемого угла азимута, движение на участке гравитационного разворота с углом атаки, измен емым в соответствии с выражением

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

На прот жении всего вертикального участка полета угол атаки не превышает 0,1°, следовательно осуществл етс ра.зGf Ci/q,

где q - скоростной напор;

Ci - константа, определ ема из услови падени ускорител первой ступени на заданном рассто нии от точки старта;

о лишающийс тем, что, с целью со ращени массы топлива, потребной дл космического аппарата до заданно скорости, а также повышени устойчиво гги полета, до перевода космического ап парата на режим гравитационного разво- рога осуществл ют вертикальный полет пу- те11 изменени направлени вектора т ги 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 т ги и вектором т ги и вектором скорости; р - плотность атмосферы; V - скорость движени ; К - балансировочное аэродинамическое качество;

Рх - нагрузка на лобовую поверхность; у-угол крена; w- углова скорость вращени планеты:

уз- широта;

е-курсовой угол;

m - масса аппарата;

Р - т га двигательной установки;

г - рассто ние от центра прит жени до аппарата.

после возрастани аэродинамического ускорени до величины, превышающей суммарные значени кориолисовых и переносных ускорений на пор док, осуществл ют перевод космического аппарата на режим гравитационного разворота.