RU2628412C2

RU2628412C2 - Способ управления движением ракеты космического назначения при выведении космических объектов на орбиту

Info

Publication number: RU2628412C2
Application number: RU2015128691A
Authority: RU
Inventors: Вячеслав Викторович Салов; Николай Федорович Аверкиев; Борис Васильевич Беляев
Original assignee: Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации
Priority date: 2015-07-14
Filing date: 2015-07-14
Publication date: 2017-08-16
Also published as: RU2015128691A

Abstract

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Способ управления движением ракеты космического назначения при выведении космических объектов на орбиту заключается в том, что в заданные моменты времени определяют текущее положение ракеты космического назначения с помощью навигационной системы, прогнозируют с помощью бортовой цифровой вычислительной машины оставшуюся траекторию полета с прежним управлением и определяют выполнимость условия обеспечения с заданной точностью терминальных условий полета и, при невыполнимости этих условий, выбирают новое управление и реализуют его с помощью исполнительных органов до следующего, заданного момента времени полета, кроме того, выбирают новые терминальные условия, находящиеся в области достижимости ракеты космического назначения, и новое управление движением ракеты космического назначения и реализуют его с помощью исполнительных органов до следующего, заданного момента времени полета. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности функционирования выводимого космического объекта. 1 ил.

Description

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к способам управления, реализуемым системами управления движением ракет космического назначения (РКН).

Известен способ управления полетом летательного аппарата, реализуемый аналоговой системой управления, заключающийся в том, что для выполнения терминальных условий полета на борту РКН имеют номинальную траекторию полета, определяют с помощью навигационной системы текущее положение РКН и исполнительными органами РКН удерживают в некоторой близкой окрестности номинальной траектории с приемлемой точностью (см. Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов. М.: БИНОМ, Лаборатория знаний. 2014, с. 294-295).

Основными недостатками данного способа являются:

- необходимость проведения большого объема предстартовых вычислений, что затрудняет оперативное применение РКН, если условия пуска существенно отличаются от номинальных условий;

- способ имеет ограниченное применение или малую эффективность при использовании нерегулируемой тяги двигателей и при возникновении нештатных ситуаций во время полета;

- способ обеспечивает низкую точность выведения космического аппарата на орбиту.

Наиболее близким по технической сути к предлагаемому изобретению является способ управления движением ракеты космического назначения при выведении космических объектов на орбиту, заключающийся в том, что в заданные моменты времени определяют текущее положение РКН с помощью навигационной системы, прогнозируют с помощью бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ) оставшуюся траекторию полета с прежним управлением, определяют выполнимость условия обеспечения с заданной точностью терминальных условий полета и, при невыполнимости этих условий, выбирают новое управление и реализуют его с помощью исполнительных органов до следующего, заданного момента времени полета (см. Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика летательных аппаратов. М.: «Наука». 1982, с. 300).

Данный способ управления движением ракеты космического назначения при выведении космических объектов на орбиту имеет существенный недостаток, заключающийся в том, что он имеет низкую эффективность функционирования выводимого космического объекта по целевому назначению в случаях, когда терминальные условия полета (параметры целевой орбиты космического объекта) оказываются из-за сложившихся нештатных условий полета РКН вне зоны достижимости РКН.

Задачей предлагаемого изобретения является создание способа, при котором техническим результатом будет являться повышение эффективности функционирования выводимого космического объекта по целевому назначению в случаях, когда терминальные условия полета лежат вне области достижимости РКН.

Этот технический результат в способе управления движением ракеты космического назначения при выведении космических объектов на орбиту, заключающийся в том, что в заданные моменты времени определяют текущее положение РКН с помощью навигационной системы, прогнозируют с помощью бортовой цифровой вычислительной машины оставшуюся траекторию полета с прежним управлением и определяют выполнимость условия обеспечения с заданной точностью терминальных условий полета и, при невыполнимости этих условий, выбирают новое управление и реализуют его с помощью исполнительных органов до следующего, заданного момента времени полета, достигается тем, что выбирают новые терминальные условия, находящиеся в области достижимости РКН, и новое управление движением РКН и реализуют его с помощью исполнительных органов до следующего, заданного момента времени полета.

Нештатные условия полета в разные годы приводили к снижению доли успешных пусков, которая колебалась от 85 до 90%, а частично успешных, при которых космические объекты выводились на нерасчетные орбиты и считались либо «утерянными» из-за невозможности выполнения ими целевых задач, либо неэффективно функционировавшими на таких орбитах, в пределах 2% (см. Агапов В., Лисов И. Сводная таблица космических запусков, осуществленных в 1999 г. // Новости космонавтики. - 2000. - №3. - С. 17-19, Агапов В., Лисов И. Сводная таблица космических запусков, осуществленных в 2000 г. // Новости космонавтики. - 2001. - №3. - С. 48-50. Меньшиков В.А. Полигонные испытания: Учебное пособие. - М.: КОСМО, 1997. Книга 1. - 416 с. 61). Выведение космических объектов на нерасчетные орбиты происходило из-за того, что нештатные условия полета, как правило, приводили к уменьшению области достижимости РКН, а в системах управления движением реализовывалась концепция, нацеленная на обеспечение выведения космического аппарата (КА) на орбиты, максимально близкие к расчетным орбитам (например, по периоду обращения). Выведение КА на такую орбиту для сложившихся нештатных условий полета может приводить к более низким показателям результативности его функционирования, чем выведение на более удаленную от штатной резервную орбиту КА, находящуюся в области достижимости РКН.

Сущность изобретения можно пояснить на следующем примере.

Пусть КА предназначен для функционирования на наклонной квазисинхронной орбите. При этом трасса КА будет изомаршрутной, т.е. повторяющейся на поверхности Земли через определенный промежуток времени, что обеспечивает регулярный просмотр одних и тех же областей поверхности Земли и околоземного пространства. И пусть в бортовую аппаратуру КА заложен принцип наблюдения, позволяющий с некоторым разрывом во времени отслеживать динамику изменения контролируемых параметров именно в этих областях. Выведение КА в результате нештатной ситуации на нерасчетную орбиту, максимально приближенную к штатной орбите, может нарушить заявленный принцип наблюдения. При этом в большинстве случаев, можно подобрать такие параметры орбиты КА из области достижимости РКН для сложившихся нештатных условий полета, которые обеспечат выполнение условия квазисинхронности и требуемого принципа наблюдения. Приведенные качественные рассуждения можно подтвердить на примере результатов анализа запусков метеорологических КА серии «Метеор» (Агалаков B.C., Сире А.Ш. Метеорологические ИСЗ // Новое в жизни, науке, технике. - М.: «Знание». 1977. Серия «Космонавтика, астрономия», №11. - 59 с). На фиг. 1 показано расположение КА «Метеор» на квазисинхронных орбитах (На, Нп - высоты апогея и перигея). Из результатов запусков следует, что по мере увеличения грузоподъемности РКН, метеорологические КА запускались на более высокие квазисинхронные околокруговые орбиты, т.е. квазисинхронные орбиты, расположенные ниже на фиг. 1, будут являться резервными для вышерасположенных орбит.

Таким образом, в качестве отличительных признаков в предложенном способе автономного управления движением ракеты космического назначения при выведении космических объектов на орбиту можно признать наличие на борту РКН определенных до пуска параметров резервных орбит КА, определение области достижимости РКН в процессе полета и, если целевая орбита выводимого КА не находится в этой области, то необходимо перенацеливание (изменение терминальных условий полета) РКН на резервную орбиту, расчет нового управления движением РКН и реализация его с помощью исполнительных органов до следующего, заданного момента времени полета.

Claims

Способ управления движением ракеты космического назначения при выведении космических объектов на орбиту, заключающийся в том, что в заданные моменты времени определяют текущее положение ракеты космического назначения с помощью навигационной системы, прогнозируют с помощью бортовой цифровой вычислительной машины оставшуюся траекторию полета с прежним управлением и определяют выполнимость условия обеспечения с заданной точностью терминальных условий полета и, при невыполнимости этих условий, выбирают новое управление и реализуют его с помощью исполнительных органов до следующего, заданного момента времени полета, отличающийся тем, что выбирают новые терминальные условия, находящиеся в области достижимости ракеты космического назначения, и новое управление движением ракеты космического назначения и реализуют его с помощью исполнительных органов до следующего, заданного момента времени полета.