RU2014147132A - Способ управления движением космического аппарата при посадке в заданную область поверхности планеты - Google Patents

Abstract

Способ управления движением космического аппарата при посадке в заданную область поверхности планеты, заключающийся в осуществлении входа космического аппарата в атмосферу планеты с углом атаки α, соответствующим максимальному значению аэродинамического качества K, в измерении текущих значений координат движения космического аппарата в моменты времени t, где i=1,2,…,n, в процессе спуска в атмосфере, а именно: V- скорости полета космического аппарата, θ- угла наклона вектора скорости космического аппарата к местному горизонту, ε- угла между проекцией вектора скорости космического аппарата на местный горизонт и местной параллелью, r- расстояния между центром планеты и центром масс космического аппарата, φи λ- геоцентрических широты и долготы подспутниковой точки космического аппарата соответственно, ρ- плотности атмосферы на высоте полета космического аппарата, в определении η - угла между проекцией вектора скорости космического аппарата на местный горизонт и вертикальной плоскостью входа аппарата в атмосферу, ψ - углового расстояния между текущим положением подспутниковой точки космического аппарата и плоскостью входа аппарата в атмосферу, в установлении угла крена космического аппарата γ, определяемого в соответствии с зависимостью:гдеη - угол между проекцией вектора скорости космического аппарата на местный горизонт и вертикальной плоскостью входа космического аппарата в атмосферу;ψ - угловое расстояние между текущим положением подспутниковой точки космического аппарата и плоскостью входа космического аппарата в атмосферу;К- балансировочное аэродинамическое качество, определяемое углом атаки α;π = 3,141593…,отличающийся т

Claims (1)

1. Способ управления движением космического аппарата при посадке в заданную область поверхности планеты, заключающийся в осуществлении входа космического аппарата в атмосферу планеты с углом атаки α, соответствующим максимальному значению аэродинамического качества K_max, в измерении текущих значений координат движения космического аппарата в моменты времени t_i, где i=1,2,…,n, в процессе спуска в атмосфере, а именно: V_i - скорости полета космического аппарата, θ_i - угла наклона вектора скорости космического аппарата к местному горизонту, ε_i - угла между проекцией вектора скорости космического аппарата на местный горизонт и местной параллелью, r_i - расстояния между центром планеты и центром масс космического аппарата, φ_i и λ_i - геоцентрических широты и долготы подспутниковой точки космического аппарата соответственно, ρ_i - плотности атмосферы на высоте полета космического аппарата, в определении η - угла между проекцией вектора скорости космического аппарата на местный горизонт и вертикальной плоскостью входа аппарата в атмосферу, ψ - углового расстояния между текущим положением подспутниковой точки космического аппарата и плоскостью входа аппарата в атмосферу, в установлении угла крена космического аппарата γ, определяемого в соответствии с зависимостью:

   

   где

   

   η - угол между проекцией вектора скорости космического аппарата на местный горизонт и вертикальной плоскостью входа космического аппарата в атмосферу;

   ψ - угловое расстояние между текущим положением подспутниковой точки космического аппарата и плоскостью входа космического аппарата в атмосферу;

   К_б - балансировочное аэродинамическое качество, определяемое углом атаки α;

   π = 3,141593…,

   отличающийся тем, что определяют текущие значения наклонения плоскости орбиты космического аппарата i_т в соответствии с зависимостью:

   i_т=arccos(cosε_i·cosφ_i),

   где ε_i - угол между проекцией вектора скорости космического аппарата на местный горизонт и местной параллелью на i-ом интервале измерений;

   φ_i - геоцентрическая широта подспутниковой точки космического аппарата на i-ом интервале измерений;

   i=1,2,…,n,

   вычисляют текущее значение наклонения условной орбиты i_усл, проходящей через текущую подспутниковую точку космического аппарата и точку посадки в соответствии с зависимостью:

   

   где

   

   δ=arccos[sinφ _i sinφ _п+cosφ _i cosφ _п cos(λ_п-λ_i)];

   φ_п - геоцентрическая широта точки посадки космического аппарата;

   λ_п - геоцентрическая долгота точки посадки космического аппарата;

   φ_i - геоцентрическая широта подспутниковой точки космического аппарата на i-ом интервале измерений;

   λ_i - геоцентрическая долгота подспутниковой точки космического аппарата на i-ом интервале измерений;

   i=1,2,…,n,

   в процессе разворота космического аппарата в горизонтальной плоскости полета осуществляют сравнение вычисленных значений наклонений i_т и i_усл при выполнении условия:

   i_т=i_усл,

   где i_т - текущее значение наклонения плоскости орбиты космического аппарата;

   i_усл - текущее значение наклонения условной орбиты, проходящей через текущую подспутниковую точку космического аппарата и точку посадки;

   в процессе полета космического аппарата на завершающем участке спуска устанавливают угол крена γ, вычисленный в соответствии с зависимостью:

   

   где m - масса космического аппарата;

   С_у - аэродинамический коэффициент подъемной силы космического аппарата;

   S - площадь миделева сечения космического аппарата;

   ω - угловая скорость вращения планеты;

   V_i - скорость полета космического аппарата на i-ом интервале измерений;

   θ_i - угол наклона вектора скорости космического аппарата к местному горизонту на i-ом интервале измерений;

   ε_i - угол между проекцией вектора скорости космического аппарата на местный горизонт и местной параллелью на i-ом интервале измерений;

   r_i - расстояние между центром планеты и центром масс космического аппарата на i-ом интервале измерений;

   φ_i - геоцентрическая широта подспутниковой точки космического аппарата на i-ом интервале измерений;

   ρ_i - плотность атмосферы на высоте полета космического аппарата;

   i=1,2,…,n,

   вычисляют прогнозируемую дальность полета космического аппарата на заключительном участке спуска L₁ и дальность L₂ между текущей подспутниковой точкой полета космического аппарата и заданной точкой посадки в соответствии с зависимостями:

   L₁=h_i|ctgθ_cp|,

   L₂=R arccos[sinφ_isinφ_п+cosφ_icosφ_пcos(λ_п-λ_i)],

   где

   h_i=r_i-R;

   

   h_i - высота полета космического аппарата на i-ом интервале измерений;

   θ_i - угол наклона вектора скорости космического аппарата к местному горизонту на i-ом интервале измерений;

   r_i - расстояние между центром планеты и центром масс космического аппарата на i-ом интервале измерений;

   φ_i - геоцентрическая широта подспутниковой точки космического аппарата на i-ом интервале измерений;

   λ_i - геоцентрическая долгота подспутниковой точки космического аппарата на i-ом интервале измерений;

   θ_уст - установившееся значение угла наклона вектора скорости космического аппарата к местному горизонту;

   R - средний радиус планеты;

   К_б - балансировочное аэродинамическое качество, определяемое углом атаки α космического аппарата;

   γ - угол крена космического аппарата;

   φ_п - геоцентрическая широта точки посадки космического аппарата;

   λ_п - геоцентрическая долгота точки посадки космического аппарата;

   i=1,2,…,n,

   при выполнении условия L₁>L₂ устанавливают балансировочное аэродинамическое качество К_б, определенное в соответствии с зависимостью:

   

   где

   

   Δρ_i=ρ_i-ρ_п;

   h_i - высота полета космического аппарата на i-ом интервале измерений;

   ρ_i - плотность атмосферы на высоте полета космического аппарата на i-ом интервале измерений;

   Р_х - приведенная нагрузка на лобовую поверхность космического аппарата;

   β - логарифмический коэффициент изменения плотности атмосферы от высоты;

   γ - угол крена;

   М₁ - кусочно-постоянный коэффициент, учитываемый при расчетах траекторий движения космического аппарата;

   θ_тр - требуемое значение угла наклона вектора скорости космического аппарата к местному горизонту для обеспечения необходимой крутизны траектории движения;

   θ_уст - установившееся значение угла наклона вектора скорости космического аппарата к местному горизонту;

   L₁ - прогнозируемая дальность полета космического аппарата на заключительном участке спуска;

   ρ_п - плотность атмосферы на поверхности планеты;

   i=1,2,…,n,

   осуществляют полет с вычисляемыми значениями угла крена γ космического аппарата и балансировочного аэродинамического качества К_б до посадки космического аппарата в заданную область поверхности планеты.