RU2408851C1 - Способ управления продольным движением разгонного блока на участке доразгона - Google Patents
Способ управления продольным движением разгонного блока на участке доразгона Download PDFInfo
- Publication number
- RU2408851C1 RU2408851C1 RU2009119015/28A RU2009119015A RU2408851C1 RU 2408851 C1 RU2408851 C1 RU 2408851C1 RU 2009119015/28 A RU2009119015/28 A RU 2009119015/28A RU 2009119015 A RU2009119015 A RU 2009119015A RU 2408851 C1 RU2408851 C1 RU 2408851C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- orbit
- orientation
- program
- velocity
- pitch
- Prior art date
Links
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Изобретение относится к управлению движением разгонного блока (РБ) при выведении его на опорную орбиту. Согласно изобретению после отделения разгонного блока от ракеты-носителя (РН) считывают из полетного задания (ПЗ) данные по параметрам управления и формируемой на доразгоне орбите. После запуска маршевого двигателя начинают отработку программы ориентации разгонного блока по тангажу. На доразгоне корректируют программу ориентации. Выключают маршевый двигатель по достижению заданного функционала энергии. Особенность изобретения заключается в том, что после отделения от РН по значениям векторов скорости и радиус-вектора РБ на момент отделения от РН вычисляют радиус апогея сформированной РН орбиты и по величине его отклонения от номинального значения пересчитывают значения начального угла программы изменения тангажа на доразгоне, скорости его изменения, фокальный параметр формируемой орбиты, ее эксцентриситет, заданный функционал энергии и значения элементов двух строк матрицы, определяющей ориентацию орбиты после доразгона. Благодаря пересчету заданных в полетном задании для номинальных условий полета параметров программы ориентации по тангажу и параметров формируемой опорной орбиты применительно к условиям после отделения разгонного блока от ракеты-носителя, снижаются энергетические затраты РБ на доразгоне, что позволяет поднять массу полезной нагрузки. 2 табл.
Description
Изобретение относится к области, связанной с управлением движением разгонного блока (РБ) при выведении его на опорную орбиту после отделения от ракеты-носителя (РН).
Наиболее близким техническим решением является способ управления, применяемый в системе управления РБ, при котором после отделения РБ от РН выполняют разворот РБ по тангажу до достижения ориентации, определяемой величиной заданного в полетном задании (ПЗ) начального угла программы изменения тангажа на доразгоне и на этом угле стабилизируют продольную ось РБ до момента начала отработки заданной программы ориентации, считывают из полетного задания данные по параметрам управления и формируемой на доразгоне орбите РБ, в заданные в полетном задании времена от момента отделения РБ от РН включают на оговоренный в полетном задании интервал времени двигатели коррекции импульса (ДКИ) для поджатия топлива в баках, запускают маршевый двигатель (МД), спустя фиксированный момент времени после запуска МД начинают отработку заданной в полетном задании программы ориентации РБ по тангажу, корректируют программу ориентации с помощью терминального управления для обеспечения формирования орбиты с заданными в ПЗ параметрами, выключают МД по достижению заданного функционала энергии, а за установленный интервал времени до этого фиксируют программу ориентации [1].
При выведении РБ с помощью РН для повышения энергетических характеристик РН может использоваться выключение двигательной установки последней ступени РН по окончании компонентов топлива, что приводит к расширению поля разброса скорости и высоты полета на момент отделения РБ от РН. При таком способе окончания работы РН в целях использования достигнутой энергетики формирование опорной орбиты на доразгоне должно выполняться с учетом конкретных условий начала автономного полета РБ.
Недостатком указанного выше способа управления РБ на доразгоне является тот факт, что заданные в ПЗ начальный угол тангажа программы изменения ориентации РБ на доразгоне, скорость его изменения и параметры формируемой орбиты могут существенно отличаться от требуемых для конкретных условий полета. В результате этого ориентация тяги маршевого двигателя РБ после его включения не будет совпадать с требуемым направлением. Из-за нерасчетного начального направления тяги и не соответствия заданных в ПЗ параметров формируемой опорной орбиты сложившимся условиям полета увеличивается длительность процесса формирования опорной орбиты и повышается расход топлива на этом маневре.
Техническим результатом предлагаемого изобретения является снижение энергетических затрат РБ на доразгоне путем пересчета заданных в ПЗ для номинальных условий полета параметров программы ориентации по тангажу и параметров формируемой опорной орбиты применительно к условиям после отделения РБ от РН.
Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе управления продольным движением РБ на участке доразгона, заключающемся в том, что после отделения РБ от РН выполняют разворот РБ по тангажу до достижения ориентации, определяемой величиной начального угла программы изменения тангажа на доразгоне, стабилизируют на этом угле продольную ось РБ до момента начала отработки заданной программы ориентации, включают на оговоренный в ПЗ интервал времени двигатели коррекции импульса для поджатия топлива в баках, запускают МД, спустя фиксированный момент времени после запуска МД начинают отработку программы ориентации РБ по тангажу, корректируют программу ориентации с помощью терминального управлении, выключают МД по достижении заданного функционала энергии, дополнительно по значениям векторов скорости и радиус-вектора РБ на момент отделения от РН вычисляют радиус апогея сформированной РН орбиты, определяют модуль его отклонения от считываемого из ПЗ номинального радиуса апогея формируемой РН орбиты и в случае превышения этим модулем допустимого уровня в соответствии со знаком вычисленного отклонения считывают из ПЗ предельные значения радиуса апогея орбиты РН, начального угла программы изменения тангажа на доразгоне, скорости его изменения, заданного функционала энергии, фокального параметра, эксцентриситета и элементы первых двух строк матрицы ориентации формируемой для этих условий орбиты на доразгоне и затем по величине отклонения апогея сформированной РН орбиты от ее номинального значения на основе линейной интерполяции между значениями предельных и номинальных параметров пересчитывают значения параметров ПЗ по формуле:
Р=Рном+(Рпред-Рном)·Ки,
где Р - пересчитываемый параметр;
Рном, Рпред - соответственно номинальный и выбранный предельный параметры исходных данных;
Ки - коэффициент интерполяции;
ΔR - отклонение радиуса апогея орбиты от номинального значения;
Предложенный способ управления продольным движением РБ на участке доразгона реализуется следующим образом.
После отделения РБ от РН по значениям векторов скорости 
и радиус-вектора 
РБ на момент отделения от РН вычисляют радиус апогея сформированной РН орбиты RA, используя для этого следующие формулы:
C(1)=RY·VZ-RZ·VY,
C(2)=-RX·VZ+RZ·VX,
C(3)=RX·VY-RY·VX,
C2=C(1)2+C(2)2+C(3)2,
FP=C2/B0,
V2=VX 2+VY 2+VZ 2,
A=R/(2-R·V2/B0),
RA=A·(1+EX),
где VX, VY, VZ и RX, RY, RZ - соответствующие проекции вектора скорости и радиус-вектора 
на оси используемой геоцентрической инерциальной системы координат;
FP - фокальный параметр;
A, EX, RA - соответственно большая полуось, эксцентриситет и радиус апогея орбиты РН;
В0 - гравитационная константа, равная 398600.44 км3/сек2.
Определяют величину отклонения ΔR радиуса апогея орбиты RA, сформированной РН, от ее номинального значения 
, заданного в ПЗ, 
и модуль этого отклонения |ΔR|.
Если модуль отклонения |ΔR| превышает заданный в ПЗ допустимый уровень ΔRдоп, то заданные для доразгона номинальные данные ПЗ, обозначаемые как NOM, пересчитывают. Для этого в ПЗ предусматриваются два предельных варианта данных: один для положительного отклонения ΔR, называемый максимальным вариантом и обозначаемый МАХ, и второй - для отрицательного отклонения ΔR, называемый минимальным вариантом и обозначаемый MEN. Из двух этих предельных вариантов данных выбирают вариант, соответствующий знаку вычисленного отклонения ΔR, и считывают из него предельные значения высоты апогея орбиты РН 
или 
и предельные значения пересчитываемых параметров, перечень которых приведен в таблице 1.
| Таблица 1 | ||
| № | Параметр | Название параметра |
| 1 | ϑ0 | Начальное значение угла тангажной программы |
| 2 |
 |
Скорость изменения угла тангажа |
| 3 | FP | Фокальный параметр формируемой орбиты |
| 4 | EX | Эксцентриситет формируемой орбиты |
| 5 | F | Значение заданного функционала энергии |
| 6 | E (1,1) | Первые 2-е строки матрицы перехода от ГИСК к вспомогательной инерциальной системе координат, определяющей ориентацию орбиты после доразгона |
| 7 | E (1,2) | |
| 8 | E (1,3) | |
| 9 | E1 (2,1) | |
| 10 | E1 (2,2) | |
| 11 | E1 (2,3) | |
Фокальный параметр FP и эксцентриситет EX характеризуют геометрию формируемой РБ орбиты, а ее ориентация в пространстве определяют единичные векторы 
, 
, 
:
где 
, 
- параметры движения РБ (радиус-вектор и вектор скорости) в расчетной точке выхода на заданную орбиту, определяемые при подготовке пуска, а 
- их векторное произведение.
Во вспомогательной инерциальной системе координат с началом координат в центре Земли вектор 
направлен в апогей формируемой орбиты, вектор 
перпендикулярен плоскости орбиты, а вектор 
определяет правую систему координат. Так как после отделения от РН плоскость орбиты на доразгоне не изменяется, то направление вектора 
сохраняют во всех вариантах и не пересчитывают.
Пересчет параметров ПЗ выполняют на основе линейной интерполяции между их значениями для номинального и выбранного предельного варианта.
Если обозначить пересчитываемый параметр как Р, то формула его пересчета имеет вид:
Р=Рном+(Рпред-Рном)·Ки,
где Ки - коэффициент интерполяции, равный
а индекс "пред" обозначает параметры используемого для пересчета предельного варианта исходных данных.
Если модуль отклонения |ΔR| не превышает заданный в ПЗ допустимый уровень ΔRдоп, то заданные для доразгона номинальные параметры ПЗ не пересчитывают.
После проведения операции по уточнению данных ПЗ в части параметров программы ориентации и параметров формируемой на доразгоне орбиты выполняют разворот РБ по тангажу до начального угла программы ориентации, стабилизируют на этом угле продольную ось разгонного блока до момента начала отработки заданной программы ориентации, включают на оговоренный в полетном задании интервал времени двигатели коррекции импульса для поджатия топлива в баках, запускают маршевый двигатель, спустя фиксированный момент времени после запуска маршевого двигателя начинают отработку программы ориентации разгонного блока по тангажу, корректируют программу ориентации с помощью терминального управления, выключают маршевый двигатель при достижении функционалом энергии, определяемым как F=V2/2-В0/R, заданного в ПЗ значения.
Эффективность предлагаемого способа управления в части снижения энергетических затрат РБ на участке доразгона видна из приведенных в таблице 2 данных, полученных в результате моделирования процесса выведения РБ на целевую геостационарную орбиту в варианте MIN с пересчетом и без пересчета параметров ПЗ на участке доразгона.
| Таблица 2 | ||
| Параметры | Без пересчета параметров ПЗ | С пересчетом параметров ПЗ |
| Время включения МД на доразгоне, с | 724 | 724 |
| Время отключения МД на доразгоне, с | 1042.2 | 1020.4 |
| Масса РБ после выключения МД на доразгоне, кг | 24585.6 | 24705.8 |
| Масса РБ после выведения на целевую орбиту, кг | 4709.2 | 4805.2 |
Как видно из этой таблицы, за счет пересчета ПЗ длительность работы МД на доразгоне сократилась на 19.8 секунды, расход топлива уменьшился на 130.2 кг. За счет этого масса РБ после выведения на целевую орбиту увеличилась на 96 кг, что позволяет поднять вес полезной нагрузки.
Источник информации
1. Патент РФ №2350521, кл. G05D 1/08, 16.11.2007 г.
Claims (1)
- Способ управления продольным движением разгонного блока на участке доразгона, заключающийся в том, что после отделения разгонного блока от ракеты-носителя выполняют разворот разгонного блока по тангажу до достижения ориентации, определяемой величиной начального угла программы изменения тангажа на доразгоне, стабилизируют на этом угле продольную ось разгонного блока до момента начала отработки заданной программы ориентации, включают на оговоренный в полетном задании интервал времени двигатели коррекции импульса для поджатия топлива в баках, запускают маршевый двигатель, спустя фиксированный момент времени после запуска маршевого двигателя начинают отработку программы ориентации разгонного блока по тангажу, корректируют программу ориентации с помощью терминального управления, выключают маршевый двигатель по достижению заданного функционала энергии, отличающийся тем, что по значениям векторов скорости и радиус-вектора разгонного блока на момент отделения от ракеты-носителя вычисляют радиус апогея сформированной ракетой-носителем орбиты, определяют модуль его отклонения от считываемого из полетного задания номинального радиуса апогея формируемой ракетой-носителем орбиты и в случае превышения этим модулем допустимого уровня в соответствии со знаком вычисленного отклонения считывают из полетного задания предельные значения радиуса апогея орбиты ракеты-носителя, начального угла программы изменения тангажа на доразгоне, скорости его изменения, заданного функционала энергии, фокального параметра, эксцентриситета и элементы первых двух строк матрицы ориентации формируемой для этих условий орбиты на доразгоне и затем по величине отклонения апогея сформированной ракетой-носителем орбиты от ее номинального значения на основе линейной интерполяции между значениями предельных и номинальных параметров пересчитывают значения параметров полетного задания по формуле:
Р=Рном+(Рпред-Рном)·Ки,
где Р - пересчитываемый параметр;
Рном, Рпред - соответственно номинальный и выбранный предельный параметры исходных данных;
Ки - коэффициент интерполяции;
ΔR - отклонение радиуса апогея орбиты от номинального значения;
,
- соответственно номинальный и выбранный предельный радиусы апогея орбиты.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009119015/28A RU2408851C1 (ru) | 2009-05-21 | 2009-05-21 | Способ управления продольным движением разгонного блока на участке доразгона |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009119015/28A RU2408851C1 (ru) | 2009-05-21 | 2009-05-21 | Способ управления продольным движением разгонного блока на участке доразгона |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2408851C1 true RU2408851C1 (ru) | 2011-01-10 |
Family
ID=44054678
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009119015/28A RU2408851C1 (ru) | 2009-05-21 | 2009-05-21 | Способ управления продольным движением разгонного блока на участке доразгона |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2408851C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN117407972A (zh) * | 2023-09-28 | 2024-01-16 | 北京天兵科技有限公司 | 一种运载火箭分离设计方法、设备和存储介质 |
-
2009
- 2009-05-21 RU RU2009119015/28A patent/RU2408851C1/ru active
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN117407972A (zh) * | 2023-09-28 | 2024-01-16 | 北京天兵科技有限公司 | 一种运载火箭分离设计方法、设备和存储介质 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN109398762A (zh) | 一种固体火箭基于椭圆转移轨道的入轨式弹道设计方法 | |
| CN102424116B (zh) | 一种静止轨道卫星变轨策略优化方法 | |
| RU2424954C1 (ru) | Способ управления движением разгонного блока на участке доразгона | |
| US11396388B2 (en) | Optimized power balanced variable thrust transfer orbits to minimize an electric orbit raising duration | |
| CN113602532B (zh) | 一种固体运载火箭入轨修正方法 | |
| CN101066706A (zh) | 减小姿控喷气对轨道影响的估计与补偿方法 | |
| CN108216687B (zh) | 基于粒子群算法的geo卫星变轨策略计算方法、系统及介质 | |
| RU2011130510A (ru) | Модуль многоразового применения для ракеты-носителя | |
| WO2017018903A1 (ru) | Способ выведения на орбиту полезной нагрузки ракетой-носителем | |
| EP3202670B1 (en) | Spin stabilization of a spacecraft for an orbit maneuver | |
| CN109677636B (zh) | 一种高精度双星编队对地观测轨道控制方法 | |
| CN109398763A (zh) | 一种基于有限推力有限工作时间情况下的航天器精确入轨控制方法 | |
| RU2408851C1 (ru) | Способ управления продольным движением разгонного блока на участке доразгона | |
| JPH115599A (ja) | 宇宙船姿勢制御装置及びその方法 | |
| CN111319795B (zh) | 自主实时反馈补偿姿控喷气影响的高精度轨控方法及系统 | |
| US20140331682A1 (en) | High-speed-launch ramjet booster | |
| Vaquero et al. | Cassini Maneuver experience for the fourth year of the solstice mission | |
| JP2009190593A (ja) | 宇宙機システム | |
| CN113741551B (zh) | 一种基于代理模型的全过程轨迹优化方法及装置 | |
| EP1311428B1 (en) | Employing booster trajectory in a payload inertial measurement unit | |
| RU2350521C1 (ru) | Способ управления продольным движением разгонного блока на участке доразгона | |
| Arrieta et al. | Cassini Solstice Mission Maneuver Experience: Year Two | |
| RU2289533C1 (ru) | Способ выведения космического аппарата на межпланетную траекторию полета | |
| RU2586945C2 (ru) | Способ выведения космического аппарата на геостационарную орбиту с использованием двигателей малой тяги | |
| Ivashkin et al. | Optimal trajectories for spacecraft with low electric-jet thrust in mission to asteroid Apophis |