Путешествие в космос - Баллистика и навигация космических аппаратов - 19.2. Анализ возможных вариантов стратегий спуска

Баллистика и навигация космических аппаратов

19.2. Анализ возможных вариантов стратегий спуска

Итак, после завершения активной работы с КА и принятия решения о его затоплении начинают подготовку к проведению заключительных операций. В соответствии с принятой концепцией можно выделить два последовательных этапа работ, отличающихся целевыми условиями и используемыми средствами. Главной целью первого этапа является обеспечение выхода КА в заданное время на предспусковую орбиту, т. е. орбиту, на которой начинаются маневры формирования спусковой орбиты. Целью управления на втором этапе является проведение маневров формирования спусковой орбиты, т. е. орбиты, на которой выдается последний завершающий импульс торможения и КА входит в плотные слои атмосферы в расчетной точке.

Рассмотрим несколько подробнее особенности каждого из выделенных этапов полета. Управление полетом КА на завершающих этапах осуществляют в условиях большой неопределенности, связанной с возможными ошибками учета и прогнозирования плотности атмосферы, зависящими, в свою очередь, от ошибок прогнозирования солнечной активности; ошибок знания баллистического коэффициента и модели атмосферы. Особенно это проявляется на первом этапе, так как ошибки прогнозирования движения пропорциональны интервалу прогноза. В силу этого обеспечение перехода на предспусковую орбиту в строго заданную дату делает эту задачу проблематичной. Действительно, ошибки прогнозирования движения центра масс КА определяются:

► ошибками модели движения;

► ошибками определения текущего вектора состояния КА.

Как правило, вклад в долгосрочный прогноз ошибок определения текущего вектора существенно меньше ошибок модели движения и вначале их можно не принимать во внимание. Из ошибок модели движения наиболее существенными для долгосрочного прогноза являются ошибки учета торможения К А в процессе снижения. Сила торможения пропорциональна произведению коэффициента силы лобового сопротивления Сх на площадь миделевого сечения SM и на плотность атмосферы р. Произведение CXSM зависит от ориентации КА в процессе орбитального движения, которая может быть различной, исходя из потребностей полета и других объективных факторов. Плотность атмосферы зависит от времени суток, времени года и состояния солнечной и геомагнитной активности. Среднеквадратичные ошибки модели плотности атмосферы на высотах 300.. .400 км достигают 5...7%.

Для прогнозирования движения КА необходимо уметь прогнозировать параметры атмосферы. Уместно отметить, что изменение плотности атмосферы в зависимости от солнечно^ активности и геомагнитной возмущен нос ти имеет очень сложный характер. Ввиду исключительной важности этого вопроса рассмотрим его несколько подробнее. При проведении работ с конкретными КА в настоящее время используют следующую зависимость для определения плотности атмосферы:

суток полета в июле 2000 г. Нетрудно видеть достаточно сложный характер поведения FreK и ар и практически невозможное их прогнозирование на сколь-либо значительный срок. Это доставляет много неприятностей при управлении КА, особенно на этапе проведения каких-либо динамических операций. В частности, 14 и 15 июля 2000 г. текущий индекс солнечной активности достигал =- 350 ед., что соответствовало многократному возрастанию текущей плотности атмосферы (см. рис. 19.3). При прогнозировании движения КА на достаточно большое время на практике используют некоторые средние значения индексов F и ар. Так, в июле 2000 г. при управлении КА использовалось среднее значение Fc = 168 ед. и а = 12,5. Вся практика управления полетом конкретных КА показывает исключительную сложность прогнозирования движения КА на длительный срок. Отметим, что разброс времени достижения КА высоты 200 км при высоте исходной круговой орбиты hep » 365 км может превышать 40%. Многолетний опыт работы с орбитальными КА, включая прогнозирование движения и расчет времени их существования, в частности, позволяет сделать вывод, что средняя суммарная ошибка знания силы торможения КА в атмосфере (ошибка знания CxSMp) не превышает « 30%. Учет этого факта свидетельствует о практической невозможности выхода КА на пред спусковую орбиту в заранее определенное время без вмешательства в процесс управления. Если это требование является жестким, то его реализация будет сопряжена с дополнительным расходом топлива на проведение соответствующих коррекций траектории спуска или с разработкой и реализацией специальной программы управления баллистическим коэффициентом S6 путем изменения ориентации КА при полете на первом этапе снижения. При этом можно принять следующую модель расчета движения КА с учетом возможных ошибок. Номинальную траекторию полета КА рассчитывают при номинальном значении баллистического коэффициента Ss ном и текущем прогнозе среднего уровня солнечной и геомагнитной активности. Возможные крайние варианты — максимальное и минимальное торможение — с учетом отмеченных выше значений ошибок силы торможения (±30%) следует рассчитывать при S6max = 1,3S6(10M и S6min — 0,7S6R0M. Разброс времени существования для разных значений S6 достаточно велик и составляет, например, многие месяцы в случае спуска с круговой орбиты высотой Лср = 365 км.

Перейдем к рассмотрению второго — наиболее кратковременного и самого сложного и ответственного этапа полета КА. Прежде всего определим некоторые общие подходы к выбору предспусковой орбиты. Для этого выделим ряд основополагаю щих факторов, которые необходимо принять во внимание:

► за счет естественного аэродинамического торможения КА всегда находится на близкой к круговой орбите со средней высотой h_ср (эффект «округления» орбиты);

► с уменьшением hср плотность атмосферы резко возрастает, увеличиваясь на порядок через каждые 50...70 км. Соответственно во столько же раз увеличиваются тормозные и воз* мущающие силы;

► с уменьшением h_ср резко увеличивается среднесуточное падение высоты орбиты Дh_сут. На рис. 19.5 показана зависимость Дh_сут от исходной высоты круговой орбиты, т. е. время на заключительные операции также быстро сокращается;

► стратегия управления на втором этапе должна выбираться с учетом возможных нештатных ситуаций и гарантироваться соответствующим резервированием основных динамических операций. Резервирование должно обеспечиваться для всех маневров, в том числе и для последнего маневра, обеспечивающего вход в атмосферу. Резервные маневры нужно планировать как на дополнительных витках текущих суток полета, так и на следующие сутки с учетом необходимости контроля этих операций с Земли.

Проведенные исследования и отмеченные факторы свидетельствуют, что высота предспусковой орбиты зависит от многих факторов и прежде всего от характеристик и бортовых возможностей конкретного КА с учетом состояния окружающей среды (прежде всего атмосферы), а также от стратегии выхода на спусковую орбиту. Но в подавляющем большинстве случаев высота предспусковой орбиты должна превышать 200 км.

Значение отмеченных факторов неизмеримо возрастает при определении параметров спусковой орбиты ввиду исключительной быстротечности заключительного процесса. При этом есть еще несколько условий, принципиальным образом влияющих на стратегию выбора спусковой орбиты.

Из достаточно общих соображений ясно, что параметры спусковой орбиты в значительной степени зависят от возможной величины заключительного импульса скорости ДV. Выше уже отмечалось, что самый простой случай — когда имеется практическая возможность увода КА с исходной (рабочей) орбиты путем сообщения импульса скорости нужной величины. Но эта ситуация маловероятна, даже если не брать в расчет дефицит топлива. Подавляющее большинство КА и орбитальных станций находятся на достаточно высоких орбитах, где действуют небольшие возмущающие силы и соответственно требуются малые управляющие воздействия. Столь же малы и всякого рода корректирующие импульсы, проводимые с помощью двигательных установок, тяга двигателей которых обычно мала, а соответственно мала и тяговооруженность. В силу этого возникает проблема реализации импульса достаточно большой величины с учетом возможностей конкретного КА. Необходимо рассмотреть и решить две задачи. Во-первых, обеспечить стабилизацию КА во время работы двигателей на высотах полета, существенно меньших высоты рабочей орбиты. Во-вторых, большая величина скорости торможения может потребовать продолжительной по времени работы двигателей из-за отмеченной малой тягово-оруженности, а это неизбежно приведет к снижению эффективности их воздействия. Дело в том, что конечная цель — это понижение высоты перицентра орбиты для перевода КА на траекторию спуска. Для обеспечения этого двигатели работают в районе апоцентра. В случае длительного времени работы ДУ охватывается часть орбиты за пределами апоцентра, а это резко снижает эффективность их воздействия ввиду «скругления» орбиты, а не «прямого» снижения высоты перицентра. В итоге для каждого конкретного КА появляется такое понятие, как максимум возможной величины ДУ, когда обеспечивается эффективное решение задачи понижения высоты перицентра с учетом изложенных факторов, препятствующих этому. В случае если Vэф достаточно мало, то приходится искать какие-то компромиссные варианты в выборе параметров спусковой орбиты или отказываться от каких-то условий, т. е. идти на повышенный риск при реализации заключительных операций.

Проведенные исследования показали, что наиболее целесообразной является спусковая эллиптическая орбита с максимально возможным эксцентриситетом, т. е. при максимальной высоте апоцентра (ka) и минимальной — перицентра (Ап). При этом> ее формируют таким образом, чтобы перицентр располагался над выбранным районом захоронения. Нетрудно видеть, что в этом случае импульс на торможение подается в районе апоцентра, где плотность атмосферы является минимальной, а работа системы стабилизации проходит в наиболее благоприятных условиях при минимальных возмущающих воздействиях. С другой стороны, при А„ = min требуется минимально возможная скорость торможения для перевода КА в атмосферу. Более того, в этом случае повышается вероятность решения поставленной задачи для некоторых случаев нештатной работы ДУ или системы стабилизации, причем потеря стабилизации КА после отработки импульса скорости не имеет принципиального значения.

При выборе параметров спусковой орбиты обязательным условием является некоторое минимальное гарантированное время существования КА на этой орбите. Его выбирают исходя из складывающихся условий на подачу импульса скорости (в каждые сутки полета существует всего 2...3 витка, с которых можно провести затопление КА) и с обязательным выполнением условия по резервированию последнего маневра (т. е. в пределе должны быть, по крайней мере, еще сутки на повторное проведение заключительных операций в случае невозможности их реализации по тем или иным причинам в выбранные сутки или при нештатном их исполнении).

Таким образом, решение задачи перевода КА на траекторию спуска зависит от многих объективных и субъективных факторов; ее можно решать по-разному для разных КА и не имеется каких-либо однозначных решений на все случаи жизни. Тем не менее представленные материалы определяют общую стратегию решения этой задачи, что приводит к резкому снижению объема предварительных исследований применительно к тому или иному конкретному случаю.

<<<Назад Страница 159 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