RU2388665C1 - Способ калибровки импульса тяги маршевого двигателя - Google Patents
Способ калибровки импульса тяги маршевого двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2388665C1 RU2388665C1 RU2009119016/11A RU2009119016A RU2388665C1 RU 2388665 C1 RU2388665 C1 RU 2388665C1 RU 2009119016/11 A RU2009119016/11 A RU 2009119016/11A RU 2009119016 A RU2009119016 A RU 2009119016A RU 2388665 C1 RU2388665 C1 RU 2388665C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- time
- difference
- pulse
- engine
- engines
- Prior art date
Links
Landscapes
- Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области управления движением космических аппаратов (КА) с помощью реактивных двигателей и м.б. использовано при выведении КА на заданную орбиту с помощью разгонного блока. Способ включает определение значения функционала энергии через фиксированное время после отключения маршевого двигателя, отводимое на окончание его импульса последействия. Далее определяют разность между заданным функционалом энергии и достигнутым. Если эта разность положительная, то вычисляют время, необходимое для компенсации этой разности при включенных двигателях коррекции импульса. Это время ограничивают допустимым уровнем. Если же указанное время превышает его, то включают двигатели коррекции импульса на вычисленное время. Причем, рассчитывая время, необходимое для компенсации отклонения функционала энергии от его заданного значения, учитывают угловое рассогласование между направлением вектора скорости и продольной осью разгонного блока, определяющей направление тяги двигателей коррекции импульса. Техническим результатом изобретения является повышение точности компенсации влияния отклонения импульса последействия маршевого двигателя от расчетного уровня и повышение тем самым точности формирования заданной орбиты КА.
Description
Предлагаемое изобретение относится к области, связанной с выведением космических аппаратов на заданную орбиту с помощью разгонного блока с обеспечением заданного значения функционала энергии в конце маневра.
Текущее значение функционала энергии определяется по формуле
где V, R - модули текущих значений векторов скорости и радиус
вектора разгонного блока;
B0 - гравитационная константа, равная 398600,44 км3/с2.
Для обеспечения требуемого функционала энергии формируемой орбиты отключение маршевого двигателя разгонного блока выполняется при достижении функционала энергии Fоткл, равного значению заданного функционала энергии Fзад, уменьшенного на поправку функционала dFном, эквивалентную воздействию номинального импульса последействия маршевого двигателя при его выключении
Для каждого маршевого двигателя импульс последействия двигателя является индивидуальной величиной, отличной от номинального значения и неподдающейся измерению в полете. Кроме того, величина импульса последействия двигателя зависит также и от уровня тяги в момент отключения маршевого двигателя. Поэтому достигнутый функционал энергии Fд может быть представлен в виде
где dFф - добавка за счет отличия фактического импульса последействия маршевого двигателя от номинального.
В результате отклонение dF от заданного функционала энергии определяется зависимостью:
что с учетом уравнений (2) и (3) дает
Отклонение dF>0 соответствует недобору функционала, а dF<0 - превышению его заданного уровня. Любое отклонение от заданного функционала энергии влияет на точность формирования орбиты.
Если добавку dFф представить в виде
где К - коэффициент, определяющий степень компенсации импульса последействия маршевого двигателя, то уравнение (5) запишем в виде
При К=1 достигается полная компенсация импульса последействия маршевого двигателя, при К<1 - частичная компенсация и недобор заданного функционала энергии, а при К>1 - его превышение.
Отклонение dF, как следует из уравнения (4), может быть определено после окончания интервала времени, в течение которого завершается импульс последействия маршевого двигателя. При возможных разбросах импульса последействия маршевого двигателя соответствующее ему отклонение функционала энергии на величину dF от требуемого уровня происходит практически при неизменном радиусе - вектора разгонного блока и только за счет отклонения скорости V от номинального значения. Исходя из этого из формулы (1) для функционала энергии получим
dF/dV=V
и в приращениях
Принимая ΔF=dF и учитывая уравнение (7), получим
ΔV=(1-K)·dFном/V.
Отклонение скорости от номинального значения на величину ΔV влияет на точность формирования орбиты. Опыт разработки разгонного блока показал, что коэффициент К, определяющий степень компенсации импульса последействия маршевого двигателя, может достигать значения 0.6-1.4, а поправка dFном при формировании геостационарной орбиты с периодом обращения Т=86400 с может быть на уровне 5250 м2/с2. При таких условиях и К=0.6 погрешность ΔV в достижении номинального значения скорости V=3071.8 м/с равна 0.683 м/с. Эта погрешность дает отклонение по периоду обращения в 57.4 с и эта добавка к ошибкам, возникающим от погрешностей системы управления, является недопустимой.
Для калибровки импульса тяги маршевого двигателя, уменьшающего погрешность формирования заданного функционала энергии, используется известный способ [1], при котором через фиксированное время после отключения маршевого двигателя, отводимое на окончание импульса последействия маршевого двигателя, определяют значение достигнутого функционала энергии и разницу ΔF между заданным функционалом энергии и достигнутым и, если эта разность положительная, то вычисляют время tком, необходимое для компенсации этой разности при включенных двигателях коррекции импульса. При этом ориентация разгонного блока остается той же, что и была на момент окончания маневра.
Время tком работы двигателей коррекции импульса с общей тягой Рдки для разгонного блока с массой m определяется из условия
где ΔV находится из уравнения (8).
Масса m определяется как:
где 
- расчетная величина секундного расхода топлива маршевого двигателя;
τ - условное время сгорания текущей массы разгонного блока, определяемое на основе способа идентификации этого параметра [2].
Из уравнения (9) имеем
tком=ΔV·m/Рдки.
или с учетом уравнения (8)
tком=ΔF/V·m/Рдки.
Для ΔV=0.683 м/с, m=5000 кг и Рдки=1570 нт время, необходимое для компенсации отклонения от заданного функционала с помощью двигателей коррекции импульса, равно tком=2.18 с.
Если время tком меньше минимально допустимого tmin=1c, что соответствует малым значениям ΔV, незначительно влияющим на точность формирования орбиты, то калибровку импульса тяги проводить нерационально. В этом случае время tком принимается равным нулю и двигатели коррекции не включаются. Двигатели коррекции используются в полете так же и для других операций, например, для поджатия топлива перед включением маршевого двигателя. Так как запас топлива для их работы лимитирован, то если время tком превышает допустимый уровень tдоп=7с, время работы двигателей коррекции ограничивается этим уровнем tком=tдоп.
Если разница ΔF между заданным функционалом энергии и достигнутым отрицательна, то это соответствует перебору по функционалу энергии. Для компенсации этого перебора необходим тормозной импульс и чтобы его реализовать разгонный блок должен изменить ориентацию продольной оси на противоположную, то есть перевернуться на 180 градусов. В жестко расписанной программе полета выполнение такой возникающей длительной операции не реально. Поэтому в таком случае калибровка импульса тяги маршевого двигателя не проводится.
Недостатком приведенного способа калибровки импульса тяги маршевого двигателя является тот факт, что работа двигателей коррекции выполняется при ориентации разгонного блока, имеющейся на момент выключения маршевого двигателя, которая в общем случае не совпадает с направлением вектора скорости. При этом импульс тяги двигателей коррекции при вычисленном времени их работы не будет в полной мере компенсировать отклонение от заданного функционала энергии.
Техническим результатом изобретения является повышение точности компенсации влияния импульса последействия маршевого двигателя для достижения заданного функционала энергии и повышения тем самым точности формирования заданной орбиты.
Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе калибровки импульса тяги маршевого двигателя, заключающемся в том, что через фиксированное время после отключения маршевого двигателя, отводимое на окончание импульса последействия маршевого двигателя, по значениям скорости и радиус-вектора разгонного блока определяют значение достигнутого функционала энергии и разницу между заданным функционалом энергии и достигнутым и, если эта разность положительная, то вычисляют время, необходимое для компенсации этой разности при включенных двигателях коррекции импульса, ограничивают это время допустимым уровнем, если оно его превышает, обнуляют его, если оно не превышает минимальную допустимую длительность, и включают двигатели коррекции импульса на это вычисленное время с ориентации разгонного блока, имеющейся на момент отключения маршевого двигателя в конце маневра, дополнительно используют матрицу ориентации разгонного блока и вектор скорости для вычисления косинуса угла между продольной осью разгонного блока и вектором скорости и время, необходимое для компенсации отклонения между заданным функционалом энергии и достигнутым, определяют с учетом проекции номинальной тяги двигателей коррекции импульса на вектор скорости.
Таким образом, в предлагаемом способе калибровки импульса тяги маршевого двигателя при расчете времени, необходимого для компенсации отклонения реализованного функционала энергии от его заданного значения, учитывается угловое рассогласование между направлением вектора скорости и продольной осью разгонного блока, определяющей направление тяги двигателей коррекции импульса.
Предлагаемый способ калибровки импульса тяги маршевого двигателя реализуется следующим образом.
После отключения маршевого двигателя разгонного блока, через фиксированное время, отводимое на окончание импульса последействия маршевого двигателя, определяют по значениям скорости и радиус-вектора разгонного блока значение достигнутого функционала энергии Fд и разницу ΔF между заданным функционалом энергии и достигнутым Fзад. Если разность ΔF положительная, то определяют проекцию тяги двигателей коррекции импульса на направление вектора скорости. Для этой цели используются формируемая система управления матрицей М (i, j) (i,j=1, 2, 3), характеризующая ориентацию разгонного блока в используемой системе координат, и вектор скорости 
в той же системе координат. Значение косинуса угла между продольной осью разгонного блока и вектором скорости Cosψ определяют как результат скалярного произведения первой строки матрицы М(i,j) и вектора 
Cosψ=М(1,1)·V(1)+М(1,2)·V(2)+М(1,3)·V(3).
Используя значения измеренной скорости V, массы разгонного блока m, вычисляемой с использованием известного способа идентификации [2], и проекции на вектор скорости номинальной тяги двигателей коррекции импульса Рдки·Cosψ, вычисляют время tком, необходимое для компенсации разности ΔF между заданным функционалом энергии и достигнутым
tком=ΔF/V·m/(Рдки·Cosψ).
Если разность ΔF отрицательна, то коррекция функционала не проводится.
Время компенсации tком ограничивают допустимым уровнем tдоп, если оно его превышает, и обнуляют его, если оно не превышает минимальную длительность tmin.
Двигатели коррекции импульса включаются на вычисленное время tком с сохранением ориентации разгонного блока, имеющейся на момент отключения маршевого двигателя в конце маневра.
Для выведения разгонного блока на геостационарную орбиту ориентация разгонного блока при работе маршевого двигателя на последнем маневре, формирующем целевую орбиту, должна обеспечивать изменение наклонения орбиты до 45 градусов. С этой целью начальное отклонение продольной оси Х разгонного блока, определяющей направление тяги маршевого двигателя относительно направления вектора скорости, может быть в пределах 70÷90 градусов. Это рассогласование к концу маневра из-за изменения направления вектора скорости снижается до 40÷50 градусов. При таких условиях вычисленное выше время коррекции tком=2.18 с при учете углового рассогласования между направлением продольной оси разгонного блока и его вектором скорости изменяется на значение tком=2.84÷3.39 с, что повышает точность компенсации отклонения функционала энергии от заданного значения в 1.3÷1.5 раза.
Источники информации
1. Отчет «Алгоритмическое обеспечение СУ РБ». Часть 3. Система управления. МОКБ «Марс», 1998 г., стр.109.
2. Патент РФ №2209158, 18.12.2001 г., B64G 1/24.
Claims (1)
- Способ калибровки импульса тяги маршевого двигателя, заключающийся в том, что через фиксированное время после отключения маршевого двигателя, отводимое на окончание импульса последействия маршевого двигателя, по значениям скорости и радиуса-вектора разгонного блока определяют значение достигнутого функционала энергии и разницу между заданным функционалом энергии и достигнутым и, если эта разность положительная, то вычисляют время, необходимое для компенсации этой разности при включенных двигателях коррекции импульса, ограничивают это время допустимым уровнем, если оно его превышает, обнуляют его, если оно не превышает минимальную допустимую длительность, и включают двигатели коррекции импульса на это вычисленное время с ориентации разгонного блока, имеющейся на момент отключения маршевого двигателя в конце маневра, отличающийся тем, что используют матрицу ориентации разгонного блока и вектор скорости для вычисления косинуса угла между продольной осью разгонного блока и вектором скорости, а время, необходимое для компенсации отклонения между заданным функционалом энергии и достигнутым, определяют с учетом проекции номинальной тяги двигателей коррекции импульса на вектор скорости, равной произведению номинальной тяги двигателей коррекции импульса на вычисленный косинус угла.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009119016/11A RU2388665C1 (ru) | 2009-05-21 | 2009-05-21 | Способ калибровки импульса тяги маршевого двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009119016/11A RU2388665C1 (ru) | 2009-05-21 | 2009-05-21 | Способ калибровки импульса тяги маршевого двигателя |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2388665C1 true RU2388665C1 (ru) | 2010-05-10 |
Family
ID=42673876
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009119016/11A RU2388665C1 (ru) | 2009-05-21 | 2009-05-21 | Способ калибровки импульса тяги маршевого двигателя |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2388665C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2461496C1 (ru) * | 2011-05-26 | 2012-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Способ коррекции времени включения маршевого двигателя разгонного блока на участке доразгона |
-
2009
- 2009-05-21 RU RU2009119016/11A patent/RU2388665C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Отчет «Алгоритмическое обеспечение СУ РБ», ч.3. Система управления. МОКБ «Марс», 1998, с.109. ПЕТРОВ В.П., СОЧИВКО А.А. Управление ракетами. - М.: Воениздат, 1963, с.143-145. * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2461496C1 (ru) * | 2011-05-26 | 2012-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Способ коррекции времени включения маршевого двигателя разгонного блока на участке доразгона |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN109484674B (zh) | 一种基于目标轨道参数的实时轨道机动控制方法 | |
| CN107031868B (zh) | 一种低轨遥感卫星自主轨道控制方法 | |
| CN112461060B (zh) | 一种火箭末级离轨控制方法和装置 | |
| JP5822676B2 (ja) | 多段式ロケット誘導装置、多段式ロケット誘導プログラム、多段式ロケット誘導方法および多段式ロケット誘導システム | |
| JP6271043B2 (ja) | 軌道制御装置および衛星 | |
| CN113602532B (zh) | 一种固体运载火箭入轨修正方法 | |
| CN109649692B (zh) | 一种基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法和系统 | |
| CN106094529B (zh) | 编队任务多脉冲控制条件下的推力器在轨自主标定方法 | |
| CN113525721A (zh) | 卫星轨道变换方法、装置、电子设备及存储介质 | |
| RU2388665C1 (ru) | Способ калибровки импульса тяги маршевого двигателя | |
| CN114394260A (zh) | 地球同步卫星小推力南北保持控制解析计算方法 | |
| CN112179217A (zh) | 固体运载火箭的制导方法以及装置、存储介质、电子装置 | |
| CN113834386B (zh) | 一种固体运载火箭大气层外制导控制方法 | |
| CN116045744A (zh) | 一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法和装置 | |
| CN103274059B (zh) | 一种带运动有效载荷卫星的前馈力矩补偿方法 | |
| CN117674965A (zh) | 星座构型维持方法、装置、终端设备以及存储介质 | |
| RU2338235C1 (ru) | Способ формирования адаптивного сигнала управления угловым движением нестационарного летательного аппарата | |
| CN108454884A (zh) | 一种动力上升安全制导方法及系统 | |
| CN109383787A (zh) | 航空发动机助力系统 | |
| CN111290433A (zh) | 一种长期自主编队联合管道保持方法 | |
| CN111361762A (zh) | 一种地月转移轨道发动机试喷方法 | |
| RU2454357C1 (ru) | Способ коррекции параметров программы ориентации при терминальном управлении наведением разгонного блока на заданную орбиту | |
| RU2461496C1 (ru) | Способ коррекции времени включения маршевого двигателя разгонного блока на участке доразгона | |
| CN109383784A (zh) | 带有助力系统的空中平台 | |
| Ryne et al. | GRAIL orbit determination for the science phase and extended mission |