Вейцель В.А. Радиосистемы управления (2005) (1151989), страница 15
Текст из файла (страница 15)
Как гавым орбитам сближающихся КА. Его перигей находится в точке начала маневра АКА, если он располагаетс я на более низкой орбите, либо в точке встречи кри рэсполоясении АКА на более высокой орбите. Точка апогея, наоборот, совладает с точкой ваг речи при ресположеяии АКА на более низкой орбите либо находи'гся в точке точке начала маневра зтога КА при его распалаже око КА на более высокой орбите. Обэ импульса иаменення скорости в начале Лт„и в конце Лтм, процегса маневра нрнкладызаютгя лажевии АКА на более нивкой орбите импульсы изменения скорости саги должны быть направлены по двнясению, а при расположении ега ва более высокг 9 орбита — против двшкспия космич — мических аппаратов. Активяый КА в зависимости от того, где он находится." на более выаакой орбите илн нэ более нивкой, долгкен опережать илн отставать от ПКА на некоторый центральный р .
Размер этого угла зависит от разности высот орбит Уг""Х Рс. и может быть нанден с учеюм того, что точки начала маневра и АКА Ьт, встречи в хомановскам двнже- 1!КА вни разнесены ровно нэ полови- . Ат э ну переходнага аллилса Хамана 1тм - р . ЭЭ " (рнс. 2.8): Р„+Р =180. Ь, 1 АКА Траектории сближения по эллипсу Хамана в относительной вращающейся системе координат показаны на рис. 2.9.
трззктсасл ллкжлккл плрзовл оревт Линии кзкракккк» 1!КА Рвс, 2.10. Диаграмма сближения КА па линни визнразаэая 81 ' Такими онн будут представляться наблюдателю, находящемуся на ПКА, оси которого ориентированы по осям относительной вращающейся системы координат. Траектория в верхнем левом квадракге на рис. 2.9 соответствует движению АКА, находнщегося на более высокой орбите. В правом нижнем квадранте показан маневр АКА, который движется по более низкой орбите.
Оптимальное по энергетическим затратам хомановское движение накладывает жесткие ограничения нз начальные условия маневра сближения. Кроме тата, хомановское сближеяне является достаточно длительным. Поэтому помимо хомановского используются и другие раановидности сблюкения по свободным траекториям, которые требуют большего расхода топлива. Сближение по свободной траектории обычно проводят при достаточно большом расстоянии мюкду КА (от десятков и более километров).
Для уча~гни причаливания. который арактериэуется малыми расстояниями, точность сближения по свободным траекториям недостаточна. На участках причаливания, а иногда и во всем диапазоне дальностей применяется лытад сближения по линии аизироваиил (рис. 2.10). Для реализации втога метода требуется более простая аппаратуре, он может применяться для сближения с ПКА.
орбита которого заранее не известна. Однако щзи этом необходимы большие энергетические затраты двигательной установки, которые сильно воарастают, когда время выполнения маневра приближается к орбитальвому периоду. При сближении по ливан внаировэния система управления стремится так управлять положением АКА, чтобы линия, соедннякяцая космические аппараты (линия визирования), в течение всего процесса сближения оставалась параллельной самой себе.
В относительной системе координат Ох,р„, связанной с ПКА и осями. перемещающимися параллельно самим себе, траектория АКА будет прямой линией. В атом смысле рассматриваемый метод аналогичен методу параллельного сближения, описанному а гл. 1. Отличие состоит а там, что з данном случае однозременно с уяразлением углоэьтм положением АКА относительно ПКА асущестэляется также упразление скорастъю их азеиьпюго сблилтеттия.
При атом скорость сближения уменьшается по мере уменьтаения расстояния между КА и обеспечивается их мягкая стыкоака. 2.З. Командное корректирующее управление космическим аппаратом 2.3.(. Задачи и способы управления Упраэлеиие КА зключает а себя управление его движением и управление работой бартоаой аппаратуры и действиями экипажа. В свою очередь упраэление даюкением состоит а ориентации и стабилизации корпуса КА относительно центра масс и э управлении движением центре масс. Ориентацию и стабилизацию зыполняют автономные сиатемы, зходюцие э бортозой комплекс управления КА. Система ориентации совмещает систему координат, сэизанную с корпусом КА, с зыбранными опорными напразлеииями, ааотэетсгкующими базовой (опорной) системе координат. Опорные напразления могут аадазатъся, например, инерциальными системами или оптическими системами, эиэируютцими небесные тела.
Ояи могут быть абразоэаны также с помощью радиомаяков, устаназленных з определенных точках яа поэерхности Земли. Для совмещения э пространстве трехосной координатной системы долнтны испольэозаться дза опорных напразления. В тех случаях, когда оказывается достаточным ориентироаать лишь одну ось КА, нужно иметь всего одно опорное напраеление, например местную вертикаль при орбитальных полетах ИСЗ. Система стабилизации поддерживает необходимое положение а пространстве сэнзанной системы координат КА, нарушаемое иаледстзие действия зоэмущающих моментов. Ориентация и стабилизация КА необходимы для обеспечения заданиога напразления тяги двигателя, без чего незозможно проиэзести желаемое изменение траектории.
При унраэлении баллистическими ракетами, как и при управлении снарядами. системы ориентации и стабилизации объединены и ориентация праизаодится перед стартом, например устаноэкой осей гироскопической системы координат з соогаетстауютцее положение. При упраэлении ИСЗ н КА дальнего космоса, находящимися э полете длительное время, ориентация эыполняется неоднократно. Система ориентации КА используется также для нааедения бортовых антена на наземные пункты или другие объекты н панелей солнечных батарей иа Саян тнце. При управлении движением центра масс наибольшее значение имеют командное корректирующее радиоупразлеяие с нааемного пункта (КРУ-1) и аэтономнае управление, а ил агапах сбаиясения и стыковки двух КА — рнеэедение на сабир (КРУ-П1) и самонаэедеаие.
Корректирующее упРавление характеризуется разнесением эо вРемЕнИ ПРоцессов контРоля траектории КА и изменения ее параметроа. При атом контроль кыполняегся э течение длительного зремени орбитального полета, а коррекция траектории — аа малое время движения на активном участке. Фактические паРаметры движения центра масс КА хартпттеризируются шестимерным вектором Ъ = (Ь . Ь, ..., Ь ]. С пома ю и щь измерительных радиосистем производится оценка ет' ер' "" Ф6 ' значений атих па атих параметроз, з результате чего определяется расчетный шесгимерный вектор Ь = (Ь, Ь, ..., Ь '.
В ЭВМ ы' рэ' "" р по найденному Ьр рассчитыааются траектория движения КА и ее отличие от номинальной траектории. определяемой соэокупностью параметров Ь„=- (Ь„т, Ь„т, ..., Ь,я). На аснозании авализа отклонения расчетной траектории от номинальной з центре упраэлеиия полатом КА принимается решение о целесоаб зности ко к Рре ции движения КА, определяется подходящая порт (мз, падающзя траектория и вычисляется программа коррекци . П и камеи и. ри комендном корректирующем рэдиоупраэлении с нааемного пункта параметры движения КА можно измерять не стэуст команд- только на Земле, но и на барту КА, что соотаетстэуст ному радиоупраэлеиию типа П (КРУ-П).
В этом случае результаты измерений должны передаваться на Землю. При полетах КА к другим планетам по мере удаления от Земли и приближения к цели точность измерений с командного пункта падает, а точность измерений, проведенных на борту, эозрастает. Для низкоорбитальных ИСЗ дистанционнога зоидщюаания Земли и разаедызательных спутников целесообразно определять свои координаты на борту по сигналам спутникоаых наигациоаных систем ОРЗД ЛОНАСС.
Для проведения коррекции аеобходима э определенной чка орбиты к центру масс КА приложить импульс силы, зменяюптей аначение и напразление вектора скорости КА результате КА совершит маневр и начнет дзигаться по попащей орбите, определяемой новыми начальными условия- ми. Корректирующий импульс создается ракетными двигателями. Последние включаются в расчетный момент времеви программно-временным устройством, которое входит в бортовой коьшлекс и в которое по командной радиолинии предварительяо закладывается программа коррекции.
Результаты коррекции контролируются иамерительными системами. Различают два вида маневров КА: вредаяьвые и боковые. Первые изменяют параметры орбиты КА беэ поворота ее плоскости, а вторые приводят к изменению положения плоскости орбиты КА в инерпиальном пространстве. Ошибки управления движением центра масс КА характеризуют обобщенный вектор промаха. В общем случае он имеет шесть компонент: три коордиватные и три скороствые: ЬЬ = =(бди ..., Ьй„).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
