Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ МОМЕНТА ВРЕМЕНИ ОКОНЧАНИЯ МАНЕВРА И ОТСЕЧКИ МАРШЕВОГО ДВИГАТЕЛЯ РАЗГОННОГО БЛОКА

Предлагаемое изобретение относится к области терминального управления траекторным движением разгонных блоков (РБ), выводящих космические аппараты (КА) на заданные орбиты с помощью маршевого двигателя (МД) с нерегулируемой тягой.

Наиболее близким техническим решением является способ определения момента времени окончания маневра и отсечки МД, заключающийся в том, что на каждом такте терминального управления прогнозируют движение с фиксированным шагом интегрирования по времени, равным отношению прогнозируемой длительности маневра к предварительно заданному количеству шагов интегрирования модели движения разгонного блока, при этом время окончания маневра на первом цикле терминального управления принимают равным заданному в полетном задании, а на последующих циклах - равным длительности, полученной на предыдущем такте, уменьшают шаг интегрирования до минимально допустимого, прогнозируют момент времени окончания маневра и отсечки маршевого двигателя путем суммирования длительности выполненных шагов интегрирования до момента достижения вычисленным значением функционала энергии заданного значения, причем за три фиксированных шага до конца интегрирования модели движения разгонного блока определяют скорость изменения функционала энергии, оценивают оставшееся время до конца интегрирования как отношение разности заданного значения функционала энергии и вычисленного к скорости изменения функционала энергии, при не превышении оставшегося времени шага интегрирования последующий шаг интегрирования устанавливают равным 0,9 оставшегося времени интегрирования до тех пор, пока шаг интегрирования станет равным минимально допустимому [1].

Недостатком этого способа является тот факт, что условия полета РБ, отличные от номинальных, могут приводить к повышенному расходу топлива и к его недостаточному количеству для выполнения последнего маневра перед отделением КА. Следствием этого является преждевременное отключение МД по окончании компонентов топлива (ОКТ) и соответствующие погрешности в формировании целевой орбиты.

Техническим результатом изобретения является определение момента времени отключения МД на последнем маневре при его завершении в режиме окончания компонентов топлива и повышение за счет этого точности формирования наклонения целевой орбиты в этих условиях.

Указанный технический результат достигается тем, что в известный способ определения момента времени окончания маневра и отсечки маршевого двигателя разгонного блока, заключающийся в том, что на каждом такте терминального управления прогнозируют движение с фиксированным шагом интегрирования по времени, равным отношению прогнозируемой длительности маневра к предварительно заданному количеству шагов интегрирования модели движения разгонного блока, при этом время окончания маневра на первом цикле терминального управления принимают равным заданному в полетном задании, а на последующих циклах - равным длительности, полученной на предыдущем такте, уменьшают шаг интегрирования до минимально допустимого, прогнозируют момент времени окончания маневра и отсечки маршевого двигателя путем суммирования длительности выполненных шагов интегрирования до момента достижения вычисленным значением функционала энергии заданного значения, причем за три фиксированных шага до конца интегрирования модели движения разгонного блока определяют скорость изменения функционала энергии, оценивают оставшееся время до конца интегрирования как отношение разности заданного значения функционала энергии и вычисленного к скорости изменения функционала энергии, при не превышении оставшегося времени шага интегрирования последующий шаг интегрирования устанавливают равным 0,9 оставшегося времени интегрирования до тех пор, пока шаг интегрирования станет равным минимально допустимому, дополнительно на последнем маневре, выполняемом перед отделением космического аппарата, в момент перехода на терминальное управление определяют располагаемую длительность работы маршевого двигателя как разность между текущим значением условного времени сгорания массы разгонного блока и заданным в полетном задании условным временем сгорания массы разгонного блока с космическим аппаратом при полном выгорании топлива, определяют начальную длительность полета до конца маневра как разность между заданным в полетном задании временем отключения маршевого двигателя на этом маневре и моментом времени перехода на терминальное управление и, если эта длительность превышает располагаемую длительность работы маршевого двигателя, то время отключения маршевого двигателя определяют как сумму момента времени перехода на терминальное управление и располагаемой длительности работы маршевого двигателя, фиксируют его на время выполнения всего маневра и на каждом шаге терминального управления от момента его начала и до времени отключения маршевого двигателя выполняют прогноз движения разгонного блока с постоянным шагом интегрирования, равным отношению длительности до конца маневра к предварительно заданному количеству шагов интегрирования модели движения.

Предложенный способ определения момента времени окончания маневра и отсечки МД осуществляется следующим образом.

На последнем маневре, выполняемом перед отделением КА, при переходе на терминальное управление прогнозируют момент времени окончания маневра и отсечки маршевого двигателя при достижении вычисленным значением функционала энергии заданного в ПЗ значения.

Значение условного времени сгорания массы РБ τ представляет собой отношение текущей массы m РБ к секундному расходу топлива

и определяется по известному способу идентификации условного времени сгорания массы РБ [2]. В ПЗ задается условное время сгорания массы РБ с КА по окончанию компонентов топлива (ОКТ) τ_окт, т.е при полном выгорании топлива. Разность этих условных времен

Трасп=τ-τ_окт

характеризует располагаемую длительность Трасп работы МД. Этот параметр вычисляется в момент Т перехода на терминальное управление выведением РБ на целевую орбиту. При заданном в ПЗ расчетном значении времени отсечки МД на последнем маневре Тпз расчетная длительность работы МД до этого момента Тман определяется как разность

Тман=Тпз-Т.

Если расчетная длительность работы МД до конца маневра Тман меньше располагаемой длительности Трасп, то момент времени окончания маневра и отсечки Тотс МД определяется по известному способу [1]. Если расчетная длительность Тман превышает располагаемую длительность работы МД Трасп, то момент времени Тотс окончания маневра и отсечки МД определяется как сумма момента времени перехода на терминальное управление и располагаемой длительности работы МД

Тотс=Т+Трасп.

Время Тотс запоминается и прогноз движения РБ на каждом такте терминального управления выполняется с постоянным шагом интегрирования Н, равным отношению длительности до конца маневра к предварительно заданному количеству шагов интегрирования N модели движения РБ

Н-(Тотс-T)/N.

Функционал энергии F определяется по формуле

где К - гравитационная константа, равная 398600.44 км³/с²;

V - скорость полета РБ;

R - радиус-вектор РБ.

Подставив в (1) зависимость, определяющую связь между этими параметрами и большой полуосью орбиты А,

V²=K(2/R-1/A),

получим A=-K/(2F) и dA/dF=K/(2F²).

Из последней зависимости следует, что при недоборе функционала энергии (dF<0) из-за ОКТ, полуось сформированной орбиты А будет меньше требуемой и это отразится на высотных параметрах орбиты - высоте апогея На и перигея Нр. Знание времени окончания маневра при ОКТ позволяет, используя имеющуюся энергетику РБ, с помощью терминального управления в боковом движении обеспечить именно к этому моменту требуемое наклонение орбиты i.

Для подтверждения эффективности предлагаемого способа определения на последнем маневре момента времени его окончания и отсечки маршевого двигателя в таблице для одного из выводимых КА приведены параметры целевой орбиты по баллистическому расчету и параметры, формируемые при ОКТ без коррекции времени окончания маневра и с ее использованием.

Таким образом, заявленный способ определения момента времени окончания маневра и отсечки МД позволяет повысить точность формирования наклонения целевой орбиты.

Источники информации

1. Патент РФ №2209159, B64G 1/24, 11.01.2002 г.

2. Патент РФ №2209158, B64G 1/24, 18.12.2001 г.