Путешествие в космос - Баллистика и навигация космических аппаратов - 8.6. Влияние эволюций орбитальной структуры и управление СНС

Баллистика и навигация космических аппаратов

8.6. Влияние эволюций орбитальной структуры и управление СНС

На достаточно длительных интервалах активного функционирования СРНС претерпевает значительную эволюцию орбитальной структуры. Эволюция орбитальной структуры, как и изменения (уходы) орбиты одиночного КА, вызваны в основном двумя факторами. К ним относят внешние возмущения среды и возмущения, обусловленные вариациями начальных условий.

Последние, например, для СРНС ГЛОНАСС характеризуются [22] следующим предельным уровнем точности приведения спутника в заданную (рабочую) точку орбиты: по периоду обращения 0,5 с, по аргументу широты 1°, по эксцентриситету ±0,01, по наклонению плоскости орбиты ±0,3°.

Общая методика исследования возмущенного движения для каждого отдельно взятого спутника орбитальной структуры, рассмотренная в гл. 3, остается неизменной. Однако эволюции орбитальных структур спутниковых систем, тем более сетевых, имеют свои особенности, требующие учета [95].

Таким образом, орбитальную структуру можно считать устойчивой, если ее структурные изменения не превышают заданных и не препятствуют выполнению целевой задачи, поставленной перед СС.

Как отмечалось ранее, для организации высокоточных навигационных определений необходимо в любой момент времени четко знать координаты (вернее, относительное положение) каждого элемента видимого созвездия СС. Параметры орбит ИСЗ СС определяют командно-измерительным комплексом как на основании расчетов, так и на основании непосредственных измерений. Задача прогнозирования движения всех элементов орбитальной системы состоит из N подзадач прогнозирования движения ее отдельных элементов. Наиболее затруднительно составить долгосрочный прогноз для низкоорбитальных ИСЗ. Для ИСЗ, находящихся на высоких (порядка и более 20 ООО км) орбитах, прогнозирование можно осуществлять с большей степенью точности на достаточно длительное время. Методы определения орбит ИСЗ, основанные на численном решении дифференциальных уравнений, целесообразно применять для определения параметров орбит по результатам измерений, полученным на сравнительно коротких временных интервалах и для краткосрочного прогнозирования движения ИСЗ. Это обусловлено тем, что для больших интервалов времени возрастают ошибки определения орбит как из-за погрешностей методов численного интегрирования, так и из-за неполного учета сил, действующих на спутник в полете.

Так как в общем случае система дифференциальных уравнений движения ИСЗ не интегрируется в конечном виде, то при разработке аналитических методов прогнозирования применяют различные способы получения приближенных решений. К ним прежде всего относят способы, основанные на разложении решений в ряд, например, по степеням приращения независимой переменной или по степеням малого параметра, а также повит-ковое суммирование приращений элементов в узлах орбиты и решение уравнений возмущенного движения с использованием метода усреднения (см. гл. 7).

Со временем качество функционирования СНС ухудшается. Из-за действия возмущающих факторов возникают нарушения в орбитальной структуре, истекает гарантийный срок работы аппаратуры спутника, расходуются запасы рабочего тела для обеспечения функционирования двигателей стабилизации и ориентации — все эти факторы приводят к ограничению активного срока существования орбитальной СНС. Для поддержания активного функционирования СНС в течение длительного времени орбитальной структурой необходимо управлять. Задачу управления спутниковой системой разделяют на три подзадачи [73,81]:

► управление орбитальной спутниковой системой в целом;

► управление отдельными спутниками системы;

► восстановление элементов орбитальной структуры или системы в целом.

Управление СНС как единой структурой — наиболее сложный тип управления, так как при этом необходимо одновременное управление всеми элементами орбитальной структуры. Целью такого управления является, например, обеспечение выполнения системой новых задач, связанных с изменением ее первоначального функционального назначения. Управление такого типа может быть реализовано и при создании орбитальной системы для координированного разведения спутников по расчетным местам орбитальной системы. На практике наиболее часто приходится управлять спутниками независимо друг от друга для компенсации внешних возмущений с целью обеспечения нормального активного функционирования орбитальной структуры. Ясно, что для выполнения маневрирования на орбите ИСЗ должны быть оборудованы соответствующей аппаратурой и иметь управляющие двигатели.

Для лучшего понимания вопроса приведем описание технических характеристик НИСЗ СРНС ГЛОНАСС и основных режимов его работы начиная с момента отделения спутника от разгонного блока ракеты-носителя [22].

В спутниках ГЛОНАСС используют активную трехосную маковичную систему ориентации и стабилизации с реактивной системой разгрузки маховиков в режиме насыщения.

Приведем основные характеристики систем спутника.

Система ориентации и стабилизации

Точность ориентации, град:

продольной оси ....................................................... 0,5...1

солнечных батарей ..........................................................5

вектора тяги ............................................................ 5. ..11

Система коррекции Тяга двигателей, Н:

коррекции......................................................................5

стабилизации...............................................................0,1

суммарный импульс ................................................ 90 000

Эксплуатационные характеонстики

Срок активного существования, г ..................................до 5

Длительность непрерывной работы, сут............... 1415...1485

Масса, кг.................................................................... 237

Энергопотребление (среднесуточное), Вт........................1000

Рабочая мощность солнечных батарей, Вт .....................1250

Выходное няпряжение аккумуляторных бятярей,

Ач(Втч) ..............................................................45(1260)

Выведение НИСЗ на рабочие орбиты осуществляют по групповой схеме с помощью ракеты-носителя «Протон» и разгонного блока ДМ с космодрома Байконур.

Схема выведения включает предварительное выведение на промежуточную круговую орбиту высотой около 200 км; переход на эллиптическую орбиту с перигеем примерно 200 км, апогеем около 10 100 км и наклонением 64,3°; переход на круговую орбиту высотой 19 100 км.

После выведения спутников блоком ДМ на заданную орбиту выдают команду на их отделение с одновременной закруткой (с угловой скоростью до 27 град/с). В момент отделения системы НИСЗ переводят в режим ожидания, в котором при прохождении ими наземных средств КИК обеспечивается прием команд управления и передача телеметрии.

При переводе НИСЗ в режим начальной ориентации последовательно производят: раскрытие панелей солнечных батарей (СБ) и штанги магнитометра; успокоение спутника; начальную ориентацию СБ на Солнце и спутника — на Землю.

В процессе успокоения осуществляют торможение вращательного движения НИСЗ, а в режиме начальной солнечной ориентации — разворот спутника вокруг продольной оси до попадания Солнца в поле зрения солнечного датчика с последующей закруткой НИСЗ относительно оси,ориентированной на Солнце.

Приведение НИСЗ в заданное положение на орбите осуществляют в несколько этапов, включающих в себя определение параметров орбиты и формирование программы приведения; выдачу импульсов корректирующей скорости для смещения спутника относительно номинальной орбиты; пассивное движение НИСЗ в заданном направлении и торможение при достижении требуемого состояния.

Поддержание структуры СС осуществляют выведением новых НИСЗ при снижении общего числа спутников в любой плоскости менее восьми. Использование групповой схемы выведения (по три спутника одновременно) приводит к тому, что в каждой плоскости могут находиться избыточные работоспособные НИСЗ.

Управление отдельным спутником системы имеет смысл в том случае, когда диапазон возможного изменения управляющих элементов орбит достаточно узок, и его положение внутри диапазона практически не влияет на показатель качества функционирования системы. Примерами такого случая являются процесс поддержания трассы стационарного НИСЗ в узком диапазоне географических долгот, постановка вновь вводимого спутника в рабочую точку в процессе восполнения системы и т. д.

Разведение НИСЗ, запускаемых по групповой схеме, относят к числу таких задач.

На расхождение НИСЗ по своим местам на орбите в процессе восполнения структуры будет влиять составляющая скорости AV. Процесс образования плоскости орбиты для отдельного спутника можно считать законченным, когда расстояние между блоком ДМ и выброшенным вперед (назад) ИСЗ станет равным половине длины окружности орбиты. Начальное возмущение скорости AV, направленное вдоль касательной в данной точке орбиты, приводит к изменению периода обращения на величину

Задача выбора процесса управления НИСЗ как элементом целостной СС вытекает из общего подхода к синтезу орбитальных структур и имеет смысл тогда, когда допускается достаточно широкий диапазон изменения хотя бы одного из элементов, подлежащих управлению.

Путь решения данной задачи на основе численных методов оптимизации при ее сведении к последовательности задач поиска орбитальных построений, доставляющих экстремум функции типа (8.44) при ограничениях (8.45), следует из сформулированной ранее общей постановки задачи баллистического проектирования орбитальных структур СС. Реализация соответствующего подхода сопряжена со значительными вычислительными и алгоритмическими трудностями, связанными как с размером решаемой задачи, так и чисто математическими проблемами поиска глобального экстремума.

В последнее время для решения подобных задач большое применение стала находить процедура, известная в теории расписаний как метод последовательного анализа вариантов, который в сочетании с применением метода динамического программирования белямана в ряде случаев позволяет получить обнадеживающие результаты. Данное направление получило наиболее полное развитие в работах В. С. Скребушевского [14, 81, 95] и его учеников, красноярской научной школы (прежде всего, в исследованиях В. А. Бартенева [111]), а также в отдельных работах Ю. П. Улыбышева.

Стохастическая, а тем более «неопределенная» (на основе гарантирующего подхода) постановка задач управления движением ИСЗ как элемента СС приводит к еще большему усложнению поиска решений [105].

Вообще, если ориентироваться на СРНС ГЛОНАСС, то орбитальная структура НИСЗ характеризуется в ней исключительно высокой устойчивостью и не требует дополнительной коррекции в течение всего срока активного существования спутников. Достаточно сослаться на то, что максимальные уходы НИСЗ по углу положения в плоскости орбиты не превышают ±5° на интервале активного существования, равного 5 годам, а средняя скорость прецессии орбитальных плоскостей составляет 0,59251 х х 10~3 1/с. Структура сохраняет свои функциональные качества [22] при выходе из строя одновременно до 6 НИСЗ (по два в каждой плоскости).

При необходимости восстановления структуры орбитальной системы в принципе возможно несколько подходов. Если изменения структуры связаны с выходом из строя одного или нескольких спутников, то их замена может быть осуществлена как за счет перераспределения остальных элементов структуры, так и за счет введения на место вышедшего из строя резервного спутника с орбиты ожидания или запускаемого с Земли. В этом случае происходит восполнение (восстановление) первоначальной структуры. Правда, для СРНС ГЛОНАСС допускают реконфигурацию орбитальной группировки в связи с ограниченными бортовыми запасами топлива только в крайних случаях и проводят в целях оптимизации структуры и используемых частот (для повышения точности навигационных определений и обеспечения электромагнитной совместности с другими системами) при невозможности реализации других альтернативных вариантов. Возможен и косвенный способ восстановления нормальной работы системы. Например, для навигационных систем выход из строя одного ИСЗ приводит к появлению «окна» в полосе обзора, которое перемещается по поверхности Земли и приводит к снижению точности навигационных определений в разное время в определенных районах. Прогнозирование этого обстоятельства позволяет внести поправки в организацию навигационных определений. Иногда их удается компенсировать за счет других средств.

<<<Назад Страница 85 Далее>>>

WalkInSpace.Ru

Правила:

«Путешествие в космос» © 2024

Использование материалов допускается при условии указания авторства WalkInSpace.ru и активной ссылки на www.WalkInSpace.ru.

Используются технологии uCoz