Путешествие в космос - Баллистика и навигация космических аппаратов - 18.3. Некоторые особенности решения задан расчета маневров и коррекций траекторий полета КА

Баллистика и навигация космических аппаратов

18.3. Некоторые особенности решения задан расчета маневров и коррекций траекторий полета КА

Освоение околоземного космического пространства во многом связано с полетами долговременных пилотируемых орбитальных станций (ОС).

Создание и работоспособность ОС зависят от организации регулярных полетов к ней пилотируемых и грузовых транспортных кораблей.

При проведении операции встречи ОС, как правило, совершает полет в пассивном режиме, не совершая каких-либо маневров.

В практике космических полетов диапазон рабочих высот ОС изменяется в пределах 350...400 км, а средняя высота выведения КА в зависимости от типа ракеты-носителя — 200...250 км.

Ракета-носитель должна выводить КА практически в плоскость орбиты ОС. В противном случае потребуются большие расходы топлива на выравнивание плоскостей орбит КА и ОС. Действительно, для изменения наклонения орбиты КА массой 10 т на величину Ai = Iе потребуются сотни кг топлива. Обеспечения требуемых условий по выведению КА достигают соответствующим выбором азимута и момента старта ракеты-носителя. При этом соответствующая величина азимута старта ракеты-носителя обеспечивает наклонение орбиты выведения КА, близкое к наклонению орбиты ОС при старте КА в момент совмещения стартовой площадки с плоскостью орбиты ОС.

Выводить КА в зону встречи с ОС можно, как отмечалось ранее, двумя способами.

Первый — это прямое выведение со стартовой позиции в район цели.

Второй способ заключается в использовании промежуточных орбит для постепенного сближения объектов.

На практике используют второй способ, который не предъявляет высоких требований к условиям выведения, более того, специалисты располагают достаточным временем для уточнения стратегии сближения с учетом реально складывающейся обстановки. Для обеспечения перехода КА с орбиты выведения на орбиту ОС с минимальными затратами топлива прежде всего необходимо, чтобы в начальный момент времени станция находилась выше и впереди КА (см. гл. 13). При этом КА будет постепенно догонять станцию, поскольку период обращения выведенного на орбиту КА меньше периода обращения ОС и он движется вокруг Земли с большей угловой скоростью, чем станция.

Рассогласование в расположении КА относительно ОС может быть оценено углом фазирования (фазой). Применительно к задаче сближения фазой называют угловое расстояние между радиусом-вектором ОС и проекцией радиуса-вектора КА на плоскость движения ОС. При этом начальной фазой называют фазу в момент выведения КА на орбиту. В процессе полета из-за начальной разницы угловых скоростей фаза будет постоянно уменьшаться.

Скорости изменения фазы зависит только от разницы периодов обращений КА и ОС. Поэтому в зависимости от величины начальной фазы, высоты полета ОС и высоты орбиты выведения КА длительность полета до выхода на нулевую фазу может колебаться в значительных пределах.

Несмотря на то что дальнее наведение и автономное сближение решают как две независимые задачи, причем одну из них решают на Земле, а другую — на борту КА, их объединяет общность цели — обеспечение достаточно высокой надежности стыковки КА с ОС с минимальными затратами топлива на всю операцию по дальнему наведению и сближению.

Сопряжение этих задач осуществляют через прицельный вектор, представляющий собой шестимерный вектор параметров относительного движения КА и ОС. Параметры прицельного вектора выбирают на стадии предполетного проектирования схемы дальнего наведения; они являются необходимыми условиями для надежной работы автономной системы управления на этапе сближения в оптимальном по затратам топлива режиме.

Разрабатываемая также на стадии предполетного проектирования схема маневрирования КА на этапе дальнего наведения должна выполнять следующие функции:

► обеспечение возможности проведения контроля аппаратуры КА, используемой на этапе сближения;

► удовлетворение требованиям по точности выполнения прицельного вектора и по надежности работы аппаратуры автономных средств управления;

► обеспечение выполнения прицельного вектора в случае возникновения нештатных ситуаций при проведении динамических операций с учетом ограничения на продолжительность автономного полета;

► обеспечение реализации схемы дальнего наведения с учетом требований по управлению как перемещением центра масс, так и относительно центра масс КА;

► завершение сближения в зоне видимости российского ко-мандно-измерительного комплекса на суточном витке с максимальной продолжительностью связи по линии «Земля— борт».

В практике российской космонавтики в зависимости от типа КА и степени отработанности его систем продолжительность автономного полета КА составляла 1...12 сут.

Наиболее характерной схемой этапа дальнего наведения являются двухсуточные схемы полета пилотируемых и грузовых транспортных кораблей (ТК) типа «Союз» и «Прогресс».

В зоны прямой радиовидимости с наземными измерительными пунктами, расположенными на российской территории, ТК входит на 1...5-М, 12...20-м и 28...34-м витках автономного полета, т. е. взаимодействие по линии «Земля—борт» осуществляется на трех участках полета ТК, что и определяет возможное число циклов маневрирования.

Циклом маневрирования называют последовательность операций, производимых на Земле и на борту КА при отработке одного или нескольких включений двигательной установки (ДУ).

Схемы дальнего наведения составляют из последовательного ряда циклов маневрирования, которые в зависимости от их функциональных особенностей подразделяют на фазирующие, корректирующие и формирующие прицельный вектор. В зависимости от длительности автономного полета в схемах дальнего наведения могут присутствовать несколько фазирующих и корректирующих циклов маневрирования.

Схема маневрирования обеспечивает комплексное решение задачи наведения,, в результате которого осуществляется межорбитальный переход КА на орбиту ОС с одновременным фазированием.

Поскольку планируемая продолжительность полета ТК до стыковки известна еще до его старта, сразу после выведения ТК на орбиту проводят фазирующий цикл маневрирования. Для реализации фазирующего маневра осуществляют навигационные измерения орбиты выведения ТК, рассчитывают орбитальные данные и параметры маневра, формируют закладываемую на борт командно-программную информацию (КПИ). По данным КПИ ТК осуществляет развороты для выставки связанных осей в требуемое положение в инерциальном пространстве, в расчетное время включается ДУ и поддерживается стабилизация осей ТК до выключения ДУ. Результатом проведения фазирующего маневра является перевод ТК на такую орбиту (промежуточную), на которой скорость изменения фазы позволяет ТК сблизиться с ОС в запланированное время.

Для других типов КА, продолжительность автономного полета которых значительно больше, а орбита выведения выше, чем у ТК, фазирующий маневр может выполняться на вторые и даже на третьи сутки полета.

Отличие реального движения КА от расчетного приводит к необходимости введения в схему дальнего наведения промежуточного (корректирующего) цикла маневрирования. Для ТК этот цикл маневрирования располагается на следующем участке зон видимости российских наземных пунктов.

На третьем, заключительном для полета ТК, участке зон видимости располагается прицельная точка. Фаза к этому моменту приближается к нулевому значению.

Непосредственно перед точкой прицеливания проводят заключительный цикл маневрирования, в результате которого осуществляют маневр перехвата, т. е. выход ТК в зону действия бортовых средств автономного наведения.

Прицельную точку выбирают до старта ТК таким образом, чтобы заключительный процесс автономного сближения осуществлялся при максимальном контроле с наземных станций слежения.

Схемы дальнего наведения должны обеспечивать возможность дальнего наведения с минимальными затратами топлива. Поэтому характеристическая скорость дальнего наведения практически близка к суммарной величине импульсов маневра перехода с орбиты выведения ТК на орбиту ОС без коррекции фазы. Перераспределение составляющих характеристической скорости между начальным и заключительным циклами маневрирования приводит к возможности полета ТК на разных промежуточных орбитах в зависимости от начальной фазы.

Как правило, продолжительность автономного полета.КА, схема дальнего наведения и высота полета ОС определяют оптимальный диапазон начальных фаз, в пределах которого требуются минимальные затраты топлива на этапе дальнего наведения.

Поскольку фаза однозначно определяется расположением долготы восходящего узла ОС, требуемая фаза может быть обеспечена выбором соответствующей даты старта КА или предварительным проведением маневра формирования долготы восходящего узла ОС.

Проводимые после выведения КА на орбиту расчеты маневров дальнего наведения предполагают определение моментов включения ДУ, которые расположены на достаточно широких интервалах маневрирования, значений величин импульсов и направлений ориентации тяги для каждого включения ДУ с учетом всех ограничений и требований по реализации схемы дальнего наведения.

Решаемая при этом задача оптимизирует моменты включений ДУ с целью минимизации затрат характеристической скорости на выполнение терминальных условий, задаваемых прицельным вектором в заданном месте орбиты КА.

Высокая точность расчетов параметров маневра требует применения возможно более точной модели движения маневрирующих КА. В общем случае задача расчета оптимальных параметров маневра представляет собой сложную многопараметрическую краевую задачу.

<<<Назад Страница 154 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