Диссертация (Метод обеспечения безопасного спуска пилотируемого КА при возникновении нештатной ситуации на любом этапе орбитального полета), страница 12

Эту задачу можно декомпозировать надве подзадачи: поиска гарантированно неизменного созвездия спутниковГНСС после возобновления радиосвязи и прогнозирования эфемеридвыбранных спутников на этот момент времени (т.к. «время жизни» эфемеридГЛОНАСС составляет порядка 30 мин.) [38]. Первая подзадача решаетсявыбором наиболее информативного созвездия спутников ГНСС.

Здесь подинформативностью понимается угол места между КА и навигационнымспутником, обеспечивающий наиболее продолжительный по времени икачественныйпоизмерениямучастокрадиовидимости.Наименееинформативные навигационные измерения получаются в том случае, когдаКА и спутник ГНСС находятся на границе видимости, т.е. угол места γка → 0.Подзадачу прогнозирования эфемерид выбранного созвездия спутниковнеобходимо решать по прецизионным моделям возмущений орбитыГЛОНАСС, обеспечивающим необходимую оперативность расчетов на бортуВА [37]. Исходя из запасов по времени после выдачи тормозного импульса ивхода в атмосферу (≈ 25 мин), а также для уменьшения погрешностейрешения задачи определения априорной информации о спутниках ГНССзадачу динамической фильтрации необходимо решать в промежутке времени87послеуточненияпараметровфактическоготормозногоимпульсаинепосредственным входом в атмосферу.Для решения поставленной задачи, необходимо было найти значениядопустимого коридора углов места, обеспечивающего гарантированнуюнеизменностьномероввыбранныхспутниковГНССпослевыдачитормозного импульса до возобновления радиосвязи (h ≈ 45÷48 км).

Затемдля выбранных коридоров решалась задача динамической фильтрациивыбираемых спутников ГНСС для спуска на любом из 16 суточных витков.Результаты моделирования представлены на рис. 4.3.5 – 4.3.7. На графикахпредставленазависимостьудовлетворяющихразличнымколичестванавигационныхограничениямпоспутников,информативностивзависимости от номера суточного витка. Результаты моделированияпоказали, что при самых строгих ограничениях по углу места между КА инавигационными спутниками (70° < γка < 110°) (рис. 4.3.5) практически на50% интервале времени полета не обеспечиваются условия выбораминимально допустимого количества навигационных спутников для решениянавигационной задачи.Исходя из этого, было принято решение орасширении границ коридора допустимых углов места.Число спутников в созвездии88987654мин число спутников370 < γ < 11021005101520Номер суточного виткаРис.

4.3.5 Число спутников при ограничении на информативность созвездияЧисло спутников в созвездии121086мин число спутников50 < γ < 13042005101520Номер суточного виткаРис. 4.3.6 Число спутников при ограничении на информативность созвездия89Число спутников в созвездии121086мин число спутников50 < γ < 13042005101520Номер суточного виткаРис.

4.3.7 Число спутников при ограничении на информативность созвездияПри увеличении коридора допустимых углов места между КА инавигационными спутникамидо 50° < γка < 130°(рис. 4.3.6) витки, накоторых не обеспечивается требуемое по информативности навигационноепокрытие, отсутствуют. Однако на некоторых интервалах число приемлемыхнавигационных спутников лежит на минимально допустимой границе, т.е.существует вероятность, что при определенной комбинации начальныхусловий движения ВА и навигационных спутников, на некоторых виткахможет быть не обеспечено получения навигационной информации. Поэтомудопустимый коридор углов между КА и навигационными спутниками былеще раз расширен до 30° < γка < 150° (рис. 4.3.7). Как видно из рисунка числоспутников, подходящих по информативности навигационного сигналапревосходит с запасом минимально допустимую границу.Для исследования вопроса неизменности номеров видимых спутниковГНСС, для выбранного коридора углов места (30° < γ ка < 150°) вычислялосьвремя восстановления радиосвязи в самом худшем случае (АФУ АСН90расположены около термозащитного экрана ВА).

Для этого проверялосьусловие прохождения радиосигнала через плазменную оболочку [39]:Ne < Ne КР (4.3.2),гдеNe = Ne(ρ,h,V,R,δ)-концентрациясвободных электроновплазменной оболочки в направлении приёма сигнала (рис. 4.3.8);Ne КР = Ne КР (λ) – критическая концентрация свободных электронов;λ – длина волны радиосигнала;ρ – плотность атмосферы;h – высота полёта;V – модуль воздушной скорости;R – радиус затупления корпуса ВА в критической точке;d - направление приёма сигнала относительно критической точкикорпуса ВА.91Рис. 4.3.8 Условие прохождение радиосигналаПосле выполнения условия возобновления радиосвязи, для найденногона предыдущем шаге созвездия навигационных спутников, повторнопроверялось условие информативности.Результаты моделирования показали, что для выбранного коридораугловместамеждуКАинавигационнымиспутникамиравного30° < γка < 150° полученное после решения задачи динамической фильтрациисозвездие навигационных спутников не меняется после прохождения участкаэкранирования ВА плазмой вне зависимости от витка полета.

Таким образом,можно сделать вывод, что при введении ограничения на информативностьсозвездиянавигационныхспутников,можнорешитьпроблемуоперативности получения высокоточной навигационной информации послевозобновления радиосвязи при выходе ВА из участка экранированияплазмой.92Выработка4.4предложенийпоиспользованиюАСНдляобеспечения высокоточного спуска пилотируемого КА.В ходе исследования работы АСН применительно к спуску КА, быливыявленыследующиеосновныепроблемыполучениявысокоточнойнавигации на различных этапах спуска КА:· ухудшение точности работы АСН при наличии значительныхугловых скоростей;· низкая оперативность получения навигационной информации безаприорных знаний о положении навигационных спутников.Из-за того, что все вышеперечисленные проблемы появляются исходяиз особых требований к проведениюпилотируемого спуска КА, они нерассматривались в рамках задачи навигационного обеспечения КА НСЭН.Поэтому для решения проблемы аномальной работы АСН при наличиизначительных угловых скоростей был рассмотрен опыт примененияспутниковой навигации при полете межконтинентальных баллистическихракет.

Для компенсации круговой поляризации, возникающей при движенииаппарата вокруг центра масс, должны использоваться две и более АФУ АСН[36], т.е. при использовании подобной схемы в ПТК НП можно существенноповысить надежность работы АСН при спуске.Проблемунизкойоперативностиполучениянавигационнойинформации без априорных знаний о положении навигационных спутников,как показали проведенные исследования, можно решить путем динамическойфильтрации выбираемого созвездия навигационных спутников по углу места.Однако, как видно из рисунка 4.3.8, время перерыва радиосвязи, зависит отнаправления приёма сигнала относительно критической точки корпуса ВА(d). Таким образом, при расположении приемной антенны АСН рядом состыковочным узлом, можно существенно снизить время отсутствия связи снавигационными спутниками.Кроме того, исследования особенностей93управления ПТК НП на атмосферном участке спуска, показали, чтонаибольшее значение угловых скоростей достигается при изменении угласкоростного крена во время терминального наведения (рис.

4.1.2). Такимобразом, если располагать приемные антенны АСН как можно ближе кпродольной оси симметрии ВА, можно существенно уменьшить влияниедвижения вокруг центра масс на работу АСН.945.Метод обеспечения безопасного спуска при возникновениинештатных ситуаций.5.1 Методика оценки располагаемого времени безопасногосуществования на орбите в зависимости от вида нештатной ситуации.При возникновении нештатной ситуации, требующей завершениякосмической экспедиции, спуск может проходить как в штатном, так и вовнештатном режиме. Выбор варианта завершения полета зависит от виданештатной ситуации на борту. У современных пилотируемых кораблей типа«Союз ТМА-М» по степени срочности возвращения с ОИСЗ на Землюсуществует четыре вида спуска:· штатный - спуск при наличии необходимого располагаемого временидля проведения предспусковых операций и спуска в штатные или резервныесутки посадки на основной полигон в режиме АУС с использованиемаэродинамической подъёмной силы, управление вертикальной составляющейкоторой осуществляется изменением угла крена СА.

При достаточныхзапасах топлива штатный спуск проводится без отделения БО перед выдачейтормозного импульса, (отделение происходит при разделении СА и ПАО).При недостатке топлива отделение БО проводится перед выдачей тормозногоимпульса;· досрочный - спуск в режиме АУС по указанию ЦУП на основнойполигон посадки до окончания программы полёта;· срочный - спуск по решению экипажа на любом витке полета сминимально- возможным временем между принятием решения о спуске иприземлением. Срочный спуск производится в режиме БС с использованиемданных по времени включения СКД, передаваемых на борт радиограммой;· экстренный - спуск по решению экипажа на любом витке полета сминимально- возможным временем между принятием решения о спуске иприземлением. Экстренный спуск производится в режиме БС без априорной95информации о времени включения двигателя, обеспечивающего посадку вбезопасный район.При проектировании ПТК НП, для увеличения безопасности спускаэкипажа при возникновении нештатной ситуации было принято решениеотказаться от спуска по баллистической траектории, однако все режимыспуска остались неизменными.

Выбор режима завершения космическойэкспедиции полностью зависит от располагаемого времени безопасногосуществования на орбите. В настоящей работе рассматриваются тольковопросы обеспечения безопасного спуска при срочном и экстренномрежимах возвращения на Землю. Это обусловлено тем, что режимы штатногои досрочного спуска могут быть использованы на ПТК НП без внесенияпоправок в аналогичные сценарии завершения космической экспедиции дляТПК «Союз ТМА-М».Решение о срочном или экстренном спуске принимает либо экипаж,либо специалисты наземного контура управления.

На сегодняшний день,возможности наземного контроля полета отечественных КА ограниченызонойрадиовидимостироссийскихкомандно-измерительныхстанций.Поэтому одним из основных требований к методу обеспечения безопасногоспуска перспективного КА является полная автономность его работы.Проблемурасширенияиспользованиязоныспутниковогорадиовидимостиконтураможноуправления,решитьпутемобеспечивающегобесперебойную радиосвязь с экипажем по всей трассе полета, однако это неотменяет необходимость обеспечения возможности безопасного завершениякосмической экспедиции на любом этапе полета вне зависимости от наличиясвязи с наземным контуром управления.Располагаемое время безопасного существования на орбите зависиттипа нештатной ситуации и времени необходимом на проведение служебныхопераций по подготовке корабля к спуску, а именно:96· закрытие переходного люка, одевание скафандров и т.д.;· проверку всех систем обеспечения спуска;· расстыковку и увод корабля от станции;· построению ориентации для выдачи тормозного импульса.В случае, когда располагаемое время позволяет спуститься в штатныйполигон посадки, спуск происходит по заранее рассчитанной на Землеинформации о включении ДУ.