RU2015112124A

RU2015112124A - METHOD FOR MANAGING A TRANSPORT SPACE SYSTEM

Info

Publication number: RU2015112124A
Application number: RU2015112124A
Authority: RU
Inventors: Рафаил Фарвазович Муртазин
Original assignee: Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева"
Priority date: 2015-04-03
Filing date: 2015-04-03
Publication date: 2016-10-20
Also published as: RU2605463C2

Abstract

Способ управления транспортной космической системой, включающий приложение к транспортному космическому кораблю после его отстыковки от орбитальной станции, находящейся на круговой орбите высотой Нвокруг планеты с атмосферой, заданных импульсов для его перелета в заданную точку космического пространства и последующего обратного перелета к орбитальной станции, отличающийся тем, что перед приложением Кзаданных импульсов производят приложение к транспортному космическому кораблю импульсов сближения для последующей стыковки с модулем разгонных блоков, находящимся на опорной орбите планеты, после чего к образованной в результате стыковки связке прикладывают Кзаданных импульсов, где К=1, 2…, при этом К=Κ+1, К+2… с последовательным отделением каждого разгонного блока от упомянутой связки по мере выработки его топлива, а при обратном перелете к упомянутой связке прикладывают отлетный импульс Vдля прохождения на заданном расстоянии от планеты с последующим выходом транспортного космического корабля за счет аэродинамического торможения на эллиптическую орбиту вокруг планеты, выполняют заданные изменения параметров орбиты транспортного космического корабля в процессе его последовательных прохождений на заданном расстоянии от планеты, для чего после каждого прохождения апогея орбиты прикладывают корректирующий импульс V, вплоть до выполнения условия Н=Н, где Н- высота апогея орбиты транспортного космического корабля, после чего в апогее орбиты прикладывают импульс перехода Vна круговую орбиту Н.A method of controlling a transport space system, including application to a transport spacecraft after undocking it from an orbital station located in a circular orbit of the height around the planet with the atmosphere, of the specified pulses for its flight to a given point in outer space and the subsequent return flight to the orbital station, characterized in that before the application of the Kzadata pulses, they apply to the transport spacecraft approach pulses for subsequent docking with the module m of accelerating blocks located in the reference orbit of the planet, after which Kzadata of impulses is applied to the bunch formed as a result of docking, where K = 1, 2 ..., while K = Κ + 1, K + 2 ... with a sequential separation of each accelerating block from the aforementioned ligaments as its fuel is developed, and during the return flight, a take-off impulse V is applied to the said ligament for passing at a given distance from the planet with the subsequent launch of a transport spacecraft due to aerodynamic drag into elliptical orbit around the planet net, perform the specified changes in the parameters of the orbit of the transport spacecraft during its successive passage at a predetermined distance from the planet, for which, after each passage of the apogee of the orbit, a corrective impulse V is applied, up to the condition H = H, where H is the height of the apogee of the orbit of the transport spacecraft after which, at the apogee of the orbit, they apply the momentum of the transition V to the circular orbit of N.

Claims

A method for controlling a transport space system, including application to a transport spacecraft after undocking it from an orbital station located in a circular orbit with a height of N _OS around a planet with the atmosphere, of the specified pulses for its flight to a given point in outer space and subsequent return flight to the orbital station, characterized the fact that before the application of K _{1 of the} given pulses, application of convergence pulses to the transport spacecraft is carried out for subsequent docking with m with a booster of accelerating blocks located in the reference orbit of the planet, after which K ₂ set impulses are applied to the bundle formed as a result of docking, where K ₂ = 1, 2 ..., while K ₁ = Κ ₂ +1, K ₂ + 2 ... with sequential separating the upper stage of each of said bundles as his generation fuel, and the reverse flight is applied to said bundle into fly-away pulse V _exc for passing a predetermined distance away from the planet and then exit the transport spacecraft due to aerodynamic drag on the elliptical the orbit around the planet, perform the specified changes in the parameters of the orbit of the transport spacecraft during its successive passage at a given distance from the planet, for which, after each passage of the apogee of the orbit, a corrective impulse V _{cor is} applied, up to the fulfillment of the condition Н _α = Н _OS , where Н _α - the height of the apogee of the orbit of the transport spacecraft, after which, at the apogee of the orbit, the impulse of the transition V _per to the circular orbit N _{OS is} applied.