RU2205139C2

RU2205139C2 - Method of control of manned spacecraft uncoupled from non-oriented space object flying in near-round orbit

Info

Publication number: RU2205139C2
Application number: RU2001118019/28A
Authority: RU
Inventors: Р.Ф. Муртазин; Л.А. Нездюр; О.Г. Сытин
Original assignee: Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П.Королева"
Priority date: 2001-07-03
Filing date: 2001-07-03
Publication date: 2003-05-27

Abstract

FIELD: space engineering; methods of control of spacecraft in near-round orbit. SUBSTANCE: proposed method includes separation and removal of spacecraft from space object. After separation, position of manned spacecraft is noted and removal pulse is furnished. Then local vertical coinciding with axis of visual observation is plotted by performing successive turns of manned spacecraft around their own axes perpendicular to axis of visual observation. Then, angle of turn of manned spacecraft relative to last axis is determined which is necessary for plotting orbital system of coordinates on board manned spacecraft. After turn through said angle, correction pulse is furnished in direction of orbital velocity if angle is lesser than 90 deg. or opposite orbital velocity if angle exceeds 90 deg. Magnitude of correction pulse is selected by static simulation such that ensuring guaranteed distance between manned spacecraft and space object in free flight and in sending deceleration pulse for orbital departure of manned spacecraft. Proposed method ensures autonomous departure of manned spacecraft from nonoriented space object at absence of information pertaining to their relative position reducing time required for correction at guaranteed safety for objects at all stages of maneuver. EFFECT: enhanced efficiency and reliability. 5 dwg

Description

Способ управления может быть использован в космической технике при уводе пилотируемого космического аппарата (ПКА) от неориентированного в пространстве космического объекта (КО), находящегося на околокруговой орбите искусственного спутника Земли. The control method can be used in space technology with the removal of a manned spacecraft (PKA) from a space-oriented non-oriented space object (KO) located in the near-circular orbit of an artificial Earth satellite.

Известен способ управления, выбранный в качестве аналога, в котором для обеспечения несоударения ПКА и КО после их отделения связка КО+ПКА до расстыковки ориентируется в орбитальной системе координат (ОСК) таким образом, что пружинами толкателей стыковочного механизма ПКА отталкивается от КО с увеличением орбитальной скорости. Через несколько минут после расстыковки на ПКА включаются двигатели для выполнения корректирующего импульса, обеспечивающего дополнительное увеличение орбитальной скорости ПКА. В результате ПКА переводится на более высокую орбиту и отстает от КО. Такой способ обеспечения безопасности автономного полета КО и ПКА (см. [1]), применяемый при отделении пилотируемых кораблей "Союз ТМ" (ПКА) и грузовых кораблей "Прогресс М" от орбитальной станции "Мир" (КО), требует выполнения предварительной ориентации КО в ОСК до отделения ПКА. A known control method, selected as an analogue, in which to ensure non-impact of the PCA and the KO after their separation, the KO + PCA bundle prior to undocking is oriented in the orbital coordinate system (OSK) in such a way that the PCA pushes away from the KO by the springs of the pushers of the docking mechanism with increasing orbital speed . A few minutes after undocking, the motors are switched on at the PKA to perform a correction pulse, which provides an additional increase in the orbital velocity of the PKA. As a result, the PKA is transferred to a higher orbit and lags behind the KO. This method of ensuring the safety of autonomous flight of spacecraft and spacecraft (see [1]), used in the separation of manned spacecraft Soyuz TM (spacecraft) and cargo spacecraft Progress M from the orbital station Mir (spacecraft), requires preliminary orientation CO in OSK before separation PKA.

Известен способ управления уводом ПКА от КО, выбранный в качестве прототипа, который предусмотрен при отделении от неориентированного КО. Этот способ разработан для применения на станции "Мир", к которой пристыкован "Шаттл" (см. [2]). После отделения ПКА от КО на ПКА выдается импульс отвода для увеличения скорости отхода ПКА. Поскольку предварительная ориентация КО произвольна, то произвольна траектория ПКА и нет гарантии безопасности автономного полета КО и ПКА. Поэтому после отделения экипаж КО сообщает на ПКА информацию об ориентации связки КО+ПКА в момент отделения, экипаж ПКА после выдачи импульса выполняет построение ОСК, в соответствии с информацией об ориентации связки выдает импульс на выход из плоскости орбиты в направлении от КО, а затем корректирующий импульс или по направлению орбитальной скорости, или против направления орбитальной скорости. There is a known method of controlling the withdrawal of PKA from KO, selected as a prototype, which is provided for separation from non-oriented KO. This method was developed for use at the Mir station, to which the Shuttle is docked (see [2]). After the PCA is separated from the CO, a pulse is given to the PCA to increase the PCA departure rate. Since the preliminary orientation of the spacecraft is arbitrary, the flight path of the spacecraft is arbitrary and there is no guarantee of the safety of the autonomous flight of spacecraft and spacecraft. Therefore, after separation, the crew of the spacecraft reports to the PKA information about the orientation of the ligament of KO + PKA at the time of separation, the crew of the PKA after generating a pulse performs the construction of the CCS, in accordance with the information about the orientation of the ligament, gives a pulse to exit the plane of the orbit in the direction from the spacecraft, and then corrective an impulse either in the direction of orbital velocity, or against the direction of orbital velocity.

Основным недостатком такого способа обеспечения безопасности при уводе ПКА от КО является то, что экипаж ПКА не может самостоятельно управлять процессом без информации с КО об ориентации связки на момент расстыковки, которая определяет направление отхода и последующее движение ПКА относительно КО. The main disadvantage of this method of ensuring safety during the withdrawal of the spacecraft from the spacecraft is that the spacecraft crew cannot independently control the process without information from the spacecraft about the orientation of the ligament at the time of undocking, which determines the direction of departure and the subsequent movement of the spacecraft relative to the spacecraft.

Техническим результатом изобретения является обеспечение полной автономности увода ПКА от неориентированного КО при отсутствии информации от внешнего источника о взаимном положении КО и ПКА в ОСК, отсутствие привязки времени отделения к определенной светотеневой обстановке на орбите, сокращение времени на проведение операций по выдаче необходимого корректирующего импульса и гарантии безопасного удаления ПКА от КО в течение нескольких витков после расстыковки и при выдаче тормозного импульса перед спуском с орбиты. The technical result of the invention is to ensure complete autonomy of the PCA removal from the non-oriented KO in the absence of information from an external source about the relative position of the KO and the PKA in the OSK, the absence of a link to the separation time to a certain black-and-white situation in orbit, and the reduction of the time for operations to issue the necessary corrective pulse and guarantee safe removal of the PCA from the KO for several turns after undocking and when issuing a braking impulse before descent from orbit.

Технический результат достигается благодаря тому, что в способе управления ПКА, отстыкованным от находящегося на околокруговой орбите неориентированного КО, включающем выдачу импульса отвода после отделения от КО, построение ориентации ПКА в ОСК и выдачу корректирующего импульса, в отличие от известного, после отделения от КО производят фиксацию положения ПКА в инерциальном пространстве и в этом положении производят выдачу импульса отвода, выполняют построение местной вертикали, совпадающей с осью визуального наблюдения, производя последовательные развороты ПКА вокруг собственных осей, перпендикулярных оси визуального наблюдения, начиная с разворота вокруг оси, которая после построения ОСК будет располагаться вдоль вектора орбитальной скорости ПКА, определяют величину угла разворота вокруг оси визуального наблюдения для построения ОСК, выполняют разворот на определенный выше угол и выдают корректирующий импульс по направлению орбитальной скорости, если величина угла меньше 90 градусов, или по направлению против орбитальной скорости, если величина угла больше 90 градусов, величина корректирующего импульса выбирается статистическим моделированием из условия обеспечения гарантированного расстояния между ПКА и КО через один виток и при выдаче тормозного импульса для схода ПКА с орбиты искусственного спутника. The technical result is achieved due to the fact that in the control method of the PCA, undocked from an unoriented spacecraft located in the near-circular orbit, including the issuance of a retraction impulse after separation from the spacecraft, the orientation of the spacecraft in the CCS and the issuance of a correcting pulse, in contrast to the known one, are performed after separation from the spacecraft fixing the position of the PCA in the inertial space and in this position produce a retraction impulse, construct a local vertical that coincides with the axis of visual observation, producing consecutive turns of the PCA around its own axes perpendicular to the axis of visual observation, starting with a turn around the axis, which after the construction of the CCS will be located along the orbital velocity vector of the PCA, determine the value of the angle of rotation around the axis of visual observation to build the CCS, perform a turn at the angle defined above and give correction impulse in the direction of the orbital speed, if the angle is less than 90 degrees, or in the direction against the orbital speed, if the angle is more than 90 Radus, the magnitude of the correction pulse is selected statistical modeling of the conditions for ensuring guaranteed distance between PKA and QoS via one coil and at retroburns for gathering RCA artificial satellite from the orbit.

На фиг.1 показано устройство визуального наблюдения ПКА "Союз-ТМ". Фиг.2 иллюстрирует принцип определения положения КО относительно ПКА в зависимости от величины угла разворота вокруг местной вертикали (Y_оск) для построения ОСК. На фиг. 3 представлены две траектории относительного движения ПКА в плоскости XoY ОСК КО, для иллюстрации необходимости фазового удаления между КО и ПКО при выдаче спускового импульса. На фиг.4 и 5 представлены графики относительного движения ПКА в плоскости XoY ОСК КО, реализуемые при использовании предлагаемого способа и отличающиеся направлением отделения ПКА в ОСК КО.Figure 1 shows the visual observation device of the Soyuz-TM PKA. Figure 2 illustrates the principle of determining the position of the KO relative to the PKA, depending on the magnitude of the angle of rotation around the local vertical (Y _Osk ) to build OSK. In FIG. Figure 3 shows two trajectories of the relative motion of the PCA in the XoY plane of the USC KO, to illustrate the need for phase removal between the KO and the POC when issuing a trigger pulse. Figures 4 and 5 show graphs of the relative motion of the PCA in the XoY plane of the USC KO, implemented using the proposed method and differing in the direction of separation of the PCA in the USC KO.

Оптический прибор ВСК-4 (фиг.1) имеет в своем составе 1 - восемь периферийных трубок (с полем зрения не менее 13^o х 28^o), визирные оси которых наклонены на 72.5^o к оси прибора, направленной по оси - Y_КА, 2 - поворотную сетку для определения курсового угла и 3 - курсовую стрелку. Принятые обозначения на фиг. 2: MB - местная вертикаль, Z_ОСК и Х_ОСК - оси орбитальной системы координат (ОСК) с центром в КО, V_ОРБ - вектор орбитальной скорости, φ - угол разворота вокруг местной вертикали для построения ОСК (стрелкой показано направление разворота), 4 - необходимая ориентация ПКА в ОСК, 5-8 - ориентация ПКА в зависимости от направления разделения.The optical device VSK-4 (Fig. 1) has 1 to eight peripheral tubes (with a field of view of at least 13 ^o x 28 ^o ), the sighting axes of which are inclined 72.5 ^o to the axis of the instrument, directed along the - axis of the _spacecraft , 2 - rotary grid for determining the course angle and 3 - course arrow. The accepted symbols in FIG. 2: MB is the local vertical, Z _OSK and X _OSK are the axes of the orbital coordinate system (OSK) centered in the spacecraft, V _ORB is the orbital velocity vector, φ is the angle of rotation around the local vertical to construct the OSK (the arrow shows the direction of the turn), 4 - the necessary orientation of the PKA in the USC, 5-8 - the orientation of the PKA depending on the direction of separation.

Орбитальная ориентация ОСК с помощью прибора ВСК-4 (фиг.1) строится следующим образом. Вначале выполняется построение местной вертикали, когда во всех периферийных трубках равномерно располагаются границы Земного сфероида. Затем выполняется разворот вокруг построенной местной вертикали для совмещения направления бега Земли с курсовой стрелкой прибора. The orbital orientation of the OSK using the device VSK-4 (figure 1) is constructed as follows. First, the construction of the local vertical is carried out, when the boundaries of the Earth's spheroid are uniformly located in all peripheral tubes. Then, a turn is made around the constructed local vertical to combine the direction of the Earth's running with the directional arrow of the device.

На фиг.2 показано, что в передней полусфере (координата Х положительна) величина угла разворота вокруг местной вертикали φ всегда меньше 90^o, а в задней полусфере (координата Х отрицательна) угол φ всегда больше 90^o.Figure 2 shows that in the front hemisphere (X coordinate is positive), the angle of rotation around the local vertical φ is always less than 90 ^o , and in the rear hemisphere (X coordinate is negative), the angle φ is always greater than 90 ^o .

Первая траектория (на фиг. 3) соответствует отходу со скоростью 1 м/с против вектора орбитальной скорости и последующей выдаче через виток тормозного спускового импульса величиной 90 м/с. Вторая траектория соответствует отходу со скоростью 1 м/с по вектору орбитальной скорости и последующей выдаче через виток тормозного спускового импульса величиной 90 м/с. Как видно из фиг. 3, в случае первой траектории для обеспечения безопасности к началу отработки спускового импульса должно быть обеспечено достаточное фазовое удаление ПКА от КО. The first trajectory (in Fig. 3) corresponds to the departure at a speed of 1 m / s against the orbital velocity vector and the subsequent output through the turn of a brake trigger pulse of 90 m / s. The second trajectory corresponds to the departure at a speed of 1 m / s along the orbital velocity vector and the subsequent output through the turn of the brake trigger pulse of 90 m / s. As can be seen from FIG. 3, in the case of the first trajectory, in order to ensure safety, a sufficient phase removal of the ACD from the CO should be ensured by the start of the trigger pulse development.

Представленные на фиг.4, 5 траектории соответствуют различным направлениям отделения ПКА. В зависимости от величины угла разворота φ производится выдача или тормозного (фиг.4) или разгонного (фиг.5) корректирующего импульса. The trajectories shown in FIGS. 4 and 5 correspond to different directions of the PCA compartment. Depending on the value of the angle of rotation φ, either a braking (figure 4) or accelerating (figure 5) correction pulse is produced.

Технический результат в предлагаемом способе управления достигается тем, что выдачу корректирующего импульса для увода ПКА производят по или против вектора орбитальной скорости после того, как определено с точностью до полусферы положение КО относительно ПКА в ОСК в момент отделения. Для этого перед выдачей импульса отвода ПКА стабилизируется в инерциальном пространстве, обнуляя все составляющие угловой скорости собственного вращения. Таким образом ПКА как бы "запоминает" информацию об ориентации связки на момент отделения. Выдача импульса отвода производится в этой же ориентации и по его завершению начинается построение местной вертикали. Местная вертикаль считается построенной, когда ось наблюдения визуального устройства совпадает с радиусом-вектором, направленным из центра планеты. При построении местной вертикали необходимо использовать вращение вокруг осей, несовпадающих с осью наблюдения визуального устройства, начиная с вращения вокруг оси, которая после построения ОСК будет располагаться вдоль вектора орбитальной скорости ПКА для исключения возможности искажения информации о направлении отделения на 180^o. После построения местной вертикали для завершения построения ОСК необходимо провести разворот вокруг местной вертикали для совмещения одной из осей ПКА с направлением орбитальной скорости. Величина угла этого разворота является теперь курсовым углом и содержит информацию о полусфере, в которую было проведено отделение ПКА. Корректирующий импульс выдают в направлении, определяемом измеренной величиной этого угла (см. фиг.2, 4 и 5). Исходя из законов орбитального движения [3] для получения желаемого результата достаточно определять только полусферу, в которой находится ПКА (впереди по полету или сзади) по отношению к КО. Иными словами, необходимо определять только координату Х (точнее ее знак), определяющую положение ПКА относительно КО в орбитальной системе координат в момент отделения. Знаки и величины других координат (Y и Z) не влияют на определение направления выдачи корректирующего импульса. Изменение величины орбитальной скорости, по направлению которой проводится корректирующий импульс ПКА, приводит к изменению периода вращения ИСЗ, и, следовательно, через один виток после расстыковки КО и ПКА в разное время достигнут точки в пространстве, в которой произошла расстыковка (фиг.3-5). Именно это обстоятельство и используется для обеспечения несоударения КО и ПКА в автономном полете.The technical result in the proposed control method is achieved by the fact that the issuance of the correcting pulse for the removal of the PCA is carried out on or against the orbital velocity vector after the position of the KO relative to the PCA in the USC at the time of separation is determined to the hemisphere. To do this, before issuing a tap impulse, the PCA stabilizes in inertial space, zeroing all the components of the angular velocity of its own rotation. Thus, the PKA "remembers" the information about the orientation of the ligament at the time of separation. The impulse of the tap is issued in the same orientation, and upon completion, the construction of the local vertical begins. The local vertical is considered to be built when the axis of observation of the visual device coincides with the radius vector directed from the center of the planet. When constructing the local vertical, it is necessary to use rotation around axes that do not coincide with the axis of observation of the visual device, starting with rotation around the axis, which, after constructing the CCS, will be located along the orbital velocity vector of the PCA to eliminate the possibility of distorting information about the separation direction by 180 ^° . After constructing the local vertical, to complete the construction of the USC, it is necessary to turn around the local vertical to combine one of the axes of the ACP with the direction of the orbital velocity. The angle of this turn is now the course angle and contains information about the hemisphere into which the PCA was held. A correction pulse is issued in the direction determined by the measured value of this angle (see FIGS. 2, 4 and 5). Based on the laws of orbital motion [3], in order to obtain the desired result, it is sufficient to determine only the hemisphere in which the spacecraft is located (in front of the flight or behind) with respect to the spacecraft. In other words, it is necessary to determine only the X coordinate (more precisely, its sign), which determines the position of the RCA relative to the QO in the orbital coordinate system at the time of separation. Signs and values of other coordinates (Y and Z) do not affect the determination of the direction of delivery of the correction pulse. A change in the magnitude of the orbital velocity, in the direction of which the corrective pulse of the PCA is carried out, leads to a change in the period of rotation of the satellite, and, therefore, one turn after the undocking of the spacecraft and the spacecraft at different times reaches the point in the space in which the undocking occurred (Figs. 3-5 ) It is this circumstance that is used to ensure the non-impact of KO and PKA in autonomous flight.

Величина корректирующего импульса для обоих направлений одинаковая и выбирается из условия обеспечения гарантированного расстояния между ПКА и КО через один виток и при выдаче тормозного импульса для схода ПКА с орбиты искусственного спутника. На величину корректирующего импульса влияют скорость вращения КО при расстыковке, величины импульса толкателей стыковочного механизма и отвода, зависящего от угловой скорости вращения КО, выноса центра масс ПКА от центра масс КО до отстыковки ПКА и конфигурации КО, а также погрешности построения ориентации и исполнения импульсов. The magnitude of the correction pulse for both directions is the same and is selected from the condition of ensuring the guaranteed distance between the spacecraft and the spacecraft through one turn and when issuing a braking pulse for the spacecraft to leave the orbit of the artificial satellite. The value of the correcting pulse is influenced by the speed of rotation of the CO during uncoupling, the momentum of the pushers of the docking mechanism and retraction, which depends on the angular velocity of rotation of the CO, the removal of the center of mass of the PCA from the center of mass of the PC to the undocking of the PCA and the configuration of the CO, as well as errors in the orientation and execution of pulses.

При выдаче корректирующего импульса по вектору орбитальной скорости ПКА переходит на более высокую орбиту и отстает от КО. При импульсе против орбитальной скорости ПКА переходит на более низкую орбиту и опережает его. В обоих случаях из-за изменения периода орбиты через виток (примерно через 90 минут полета) между КО и ПКА в зависимости от величины корректирующего импульса будет несколько километров [3]. Поэтому дальнейший полет будет безопасен, в том числе и при выдаче тормозного импульса на ПКА перед спуском. When a corrective impulse is issued along the orbital velocity vector, the spacecraft passes to a higher orbit and lags behind the spacecraft. With an impulse against the orbital velocity, the spacecraft passes to a lower orbit and is ahead of it. In both cases, due to a change in the period of the orbit through the orbit (after about 90 minutes of flight), there will be several kilometers between the spacecraft and the spacecraft depending on the value of the correction pulse [3]. Therefore, further flight will be safe, including when issuing a brake pulse to the PKA before launching.

Предлагаемый способ управления может быть использован в случае аварии на международной космической станции и при необходимости ее срочного покидания и может быть реализован известными системами управления. The proposed control method can be used in the event of an accident at the international space station and, if necessary, its urgent departure, and can be implemented by known control systems.

Фиксация положения ПКА в инерциальном пространстве обеспечивается прибором БУПО (блок управления причаливанием и ориентацией), который обнуляет любые возмущения движения ПКА вокруг центра масс. Этот прибор существует на космических кораблях "Союз-ТМ" и "Прогресс-М". Fixing the position of the PKA in the inertial space is provided by the BUPO device (mooring and orientation control unit), which resets any disturbance of the PKA movement around the center of mass. This device exists on the Soyuz-TM and Progress-M spacecraft.

Построение местной вертикали и определение курсового угла может быть выполнено вручную с помощью оптического прибора ВСК-4, ось визирования которого перпендикулярна продольной оси корабля. При построении местной вертикали вначале вращают ПКА по каналу крена вокруг его продольной оси, а затем по каналу тангажа вокруг оси перпендикулярной как продольной оси ПКА, так и оси визирования оптического прибора ВСК-4. При этом управляют ПКА таким образом, чтобы добиться равномерного расположения границ Земного сфероида во всех периферийных трубках. Определение курсового угла может быть проведено вращением лимба ВСК-4, совмещая поворотную сетку с направлением бега Земли. The construction of the local vertical and the determination of the heading angle can be done manually using the optical device VSK-4, whose axis of sight is perpendicular to the longitudinal axis of the ship. When constructing the local vertical, first they rotate the PCA along the roll channel around its longitudinal axis, and then along the pitch channel around the axis perpendicular to both the longitudinal axis of the PCA and the sight axis of the VSK-4 optical device. At the same time, they control the PCA in such a way as to achieve a uniform arrangement of the boundaries of the Earth's spheroid in all peripheral tubes. The determination of the course angle can be carried out by rotating the VSK-4 limb, combining the rotary grid with the direction of the Earth's run.

Построение ОСК в ручном режиме требует не более 5-10 минут. Точность построения ОСК не хуже ±5^o по всем осям.Building a USC in manual mode requires no more than 5-10 minutes. The accuracy of the construction of the OSK is not worse than ± 5 ^o in all axes.

Закрутка ПКА для построения орбитальной ориентации может быть выполнена так же, как это делается на корабле "Союз ТМ" - с помощью системы ручного управления ориентацией. The spin-up of the RCA to build the orbital orientation can be performed in the same way as is done on the Soyuz TM spacecraft - using the manual orientation control system.

Выдача корректирующего импульса может быть реализована также с помощью системы ручного управления причаливанием, которая обеспечивает коррекцию движения центра масс корабля "Союз ТМ" в любом направлении, что является необходимым условием при выполнении ручной стыковки. The corrective impulse can also be realized using the manual approach control system, which provides the correction of the center of mass of the Soyuz TM spacecraft in any direction, which is a necessary condition when performing manual docking.

Использование перечисленных приборов и систем управления позволяют проводить безопасное отделение ПКА от КО без привязки к определенной светотеневой обстановке (достаточно 5-10 минут светлого времени для построения ОСК) и за сравнительно короткий временной диапазон (не более 10 минут от отделения до выдачи корректирующего импульса). The use of the above instruments and control systems allows safe separation of the PKA from the CO without reference to a certain black-and-white situation (5-10 minutes of daylight is enough to build the OSK) and for a relatively short time range (no more than 10 minutes from the compartment until the corrective pulse is issued).

Статистическое моделирование (100000 реализаций) расстыковки ПКА ("Союз ТМ") от КО (МКС), выдачи импульса отвода, построения орбитальной системы координат с учетом случайных ошибок построения ориентации, выдачи корректирующего импульса на ПКА и тормозного импульса для спуска с орбиты ИСЗ с учетом ошибок исполнения импульсов показывает, что во всех реализациях обеспечивается определение угла разворота вокруг оси визирования прибора ВСК-4 с необходимой точностью, а величина корректирующего импульса может быть определена по следующей эмпирической зависимости
ΔV_к≥ΔV_д+ΔV_т,
где ΔV_к - корректирующий импульс,
ΔV_д - импульс отвода, выдаваемый сразу после расстыковки в произвольной ориентации ПКА,
ΔV_т - импульс толкателей стыковочного механизма.Statistical modeling (100,000 implementations) of the separation of the spacecraft (Soyuz TM) from the spacecraft (ISS), the generation of a retraction impulse, the construction of an orbital coordinate system taking into account random errors in orientation, the generation of a correcting pulse to the spacecraft and the braking pulse for descent from the satellite’s orbit, taking into account errors in the execution of pulses shows that in all implementations, the rotation angle around the axis of sight of the VSK-4 device is determined with the necessary accuracy, and the value of the correction pulse can be determined by the following empirical tion depending
ΔV _to ≥ΔV _d + ΔV _t ,
where ΔV _to - correction pulse,
ΔV _d - tap impulse issued immediately after undocking in an arbitrary orientation of the PKA,
ΔV _t is the momentum of the pushers of the docking mechanism.

Импульс отвода ΔV_д обеспечивает безопасный отход от КО в непосредственной близости от КО сразу после расстыковки. Его величина зависит от скорости вращения КО, конкретного места на конструкции, к которому пристыкован ПКА, и геометрии КО. Наличие в составе КО различных модулей и солнечных батарей затрудняет безопасный отход ПКА от КО, особенно при вращении КО до расстыковки. Величина импульса отвода устанавливается при моделировании для наихудших условий в момент разделения и для международной космической станции составляет 1.0÷1.4 м/с.The tap impulse ΔV _d provides a safe departure from the KO in the immediate vicinity of the KO immediately after undocking. Its value depends on the speed of rotation of the TO, the specific location on the structure to which the PCA is docked, and the geometry of the TO. The presence of various modules and solar panels in the QoS complicates the safe departure of the PKA from the QoS, especially when the QoS is rotated before undocking. The magnitude of the retraction impulse is set during simulation for the worst conditions at the time of separation and for the international space station is 1.0 ÷ 1.4 m / s.

Импульс толкателей стыковочного механизма ΔV_т имеет конечное значение и для ПКА ("Союз-ТМ") составляет 0.10-0.12 м/с.The momentum of the pushers of the docking mechanism ΔV _t has a finite value and for PKA (Soyuz-TM) is 0.10-0.12 m / s.

ΔV_к - соответствует условию гарантированного пролета ПКА на расстоянии не менее 12 километров от КО через один виток [3].ΔV _k - corresponds to the condition of a guaranteed flight of the spacecraft at a distance of at least 12 kilometers from the spacecraft through one turn [3].

При моделировании для расчета величины корректирующего импульса ΔV_д (для "ПКА "Союз ТМ") было принято, что ПКА разделяется в направлении из плоскости полета КО (перпендикулярно вектору орбитальной скорости), а в момент расстыковки КО вращается со скоростью 1 град/с. В таких условиях величина корректирующего импульса ΔV_к должна быть не менее 1.2 м/с в направлении против вектора орбитальной скорости. При этом гарантируется, что через один виток полета после расстыковки расстояние между ПКА и КО будет не менее 12 километров. Случай выдачи корректирующего импульса в направлении вектора орбитальной скорости требует меньшей величины корректирующего импульса.In the simulation for calculating the value of the correcting impulse ΔV _d (for Soyuz TM PKA), it was assumed that the PKA is separated in the direction from the flight plane of the spacecraft (perpendicular to the orbital velocity vector), and at the moment of undocking the spacecraft rotates at a speed of 1 deg / s. under such conditions, the correction value ΔV _{to the} pulse should be not less than 1.2 m / s in the direction opposite the orbital velocity vector. this ensures that after one revolution after uncoupling flight distance between PKA and CO is not less than 12 kilometers. issuing case correctness ruyuschego momentum towards the orbital velocity vector requires a smaller magnitude of the correction pulse.

Список литературы. List of references.

1. ж. "Новости космонавтики", т 9, 4 (195), 1999 г., стр.22, Москва. 1. g. "Cosmonautics News", t 9, 4 (195), 1999, p. 22, Moscow.

2. "Joint Flight Rules" (STS - 76) - "Правила совместного полета" (СТС - 76), РГ-3/РКК Э/НАСА/004/3242-3, 14 февраля 1996 г. 2. "Joint Flight Rules" (STS - 76) - "Joint Flight Rules" (STS - 76), RG-3 / RKK E / NASA / 004 / 3242-3, February 14, 1996

3. Основы теории полета космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 1972 г. 3. Fundamentals of the theory of spacecraft flight. - M.: Mechanical Engineering, 1972.

4. US patent 05493392, 20 Feb 1996, Blackman J., "Digital image system for determining relative position and motion of in-flight vehicles". 4. US patent 05493392, 20 Feb 1996, Blackman J., "Digital image system for determining relative position and motion of in-flight vehicles".

5. US patent 05207003, 4 May 1993, Yamada N., "Target and system for three-dimensionally measuring position and attitude using said target". 5. US patent 05207003, 4 May 1993, Yamada N., "Target and system for three-dimensionally measuring position and attitude using said target".

6. US patent 05119305, 2 June 1992, Ferro D., "Process and system for remotely controlling an assembly of a first and a second object". 6. US patent 05119305, 2 June 1992, Ferro D., "Process and system for remotely controlling an assembly of a first and a second object".

7. US patent 05302816, 12 Apr 1994, Tulet M., "Optical device for determining the relative position of two vehicles, and an alignment system comprising an application thereof". 7. US patent 05302816, 12 Apr 1994, Tulet M., "Optical device for determining the relative position of two vehicles, and an alignment system containing an application therefore".

Claims

A method of controlling a manned spacecraft undocked from an unoriented space object located in a near-circular orbit, including issuing a retraction impulse after separation from the space object, constructing the orientation of the manned spacecraft in the orbital coordinate system and issuing a correction impulse, characterized in that after separation from the space object fixing the position of the manned spacecraft in inertial space and in this position issue retraction pulse, they build a local vertical coinciding with the axis of visual observation, making successive turns of the manned spacecraft around its own axes perpendicular to the specified axis of visual observation, starting with a turn around the axis, which after building the orbital coordinate system should be located along the orbital velocity vector of the manned space apparatus, determine the magnitude of the angle of rotation around the specified axis of the visual observation necessary for swarming orbital coordinate system operate turn the spacecraft at this angle and outputting a correction pulse in the direction of orbital velocity, if the value of this angle less than 90 ^o, or in the direction opposite the orbital velocity, if the value of this angle greater than 90 ^o, the magnitude of the correction pulse is selected statistical modeling from the condition of ensuring the guaranteed distance between the manned spacecraft and the space object through one turn and when issuing a braking impulse for I am the descent of a manned spacecraft from the orbit of an artificial satellite.