Микрин Е.А., Михайлов М.В. Ориентация, выведение, сближение и спуск КА по измерениям от ГНСС (2017) (1246989), страница 48
Текст из файла (страница 48)
При длительности работы двигателя РНние постоянной времени-50 ... 10050- 100 измерений АСН.За 1О ... 15 с до расчетногос рекомендуемое значес. В этом случае можно сказать, чтооценка запаздывания 't* и ее производнойиз-300v*формируется по совокупностимомента времени tk на каждой секунде необходимо начать формирование оценки времени выключения двигателя с учетомсформированного запаздывания по алгоритму(5.48)Время t~ -это откорректированное время выключения двигателя tk,учитывающее отличие реального ускорения от номинального.
Время tk последнее значение целой секунды номинальной траектории, но точное значение времени завершения номинальной траектории имеет и дробную частьЛtk, которую двигатель РН также должен отработать. Поэтому точное времявыключения двигателя представляет собой сумму:(5.49)i соответствуетt~ > t;.гдепоследнему значению момента времениt;,при которомТаким образом, рассмотренные алгоритмы управления боковыми смещениями и продольной дальностью РН при выведении по измерениям АСНобеспечивают расчетный конечный вектор состояния Хнk , Vн kс высокойточностью. Однако из-за нерегулируемости тяги двигателя РН этот векторсостояния может обеспечиваться не в расчетный момент tk, а в некоторыйблизкий момент времени с некоторым опережением или запаздыванием 'tx,определяемым формулой(5.41).Значение 'tx может достигать нескольких секунд.
Это запаздывание, как правило, не играет существенной роли для выводимого объекта. Обеспечение заданного конечного вектора состояния позволяет выводить объект на орбиту с требуемыми параметрами, но с некото-5.4.Использование АСН на РБ271рым смещением по фазе орбиты относительно расчетного вектора состояния.При необходимости это смещение может быть легко скомпенсировано коррекцией параметров орбиты выводимого объекта. Какие параметры для этогодолжны быть скорректированы определяется баллистикой данного объекта.В качестве примера выводимого объекта рассмотрим РБ, задачей которогоявляетсявыведениеполезной нагрузки(спутниковразличногоцелевогоназначения) на более высокие орбиты.5.4.Использование АСН на РБКак правило, РБ вьmодит полезный груз с низких орбит на более высокие,например, на ГСО.
Для такого перевода необходимо выполнить коррекциюорбиты как на высоте низких орбит, так и на высоте орбит выведения. Междууказанными коррекциями движение РБ осуществляется по ВЭО. На всех перечисленных орбитах функционирование АСН имеет свои особенности. Поэтомурассмотрим более детально возможные схемы выведения полезной нагрузки навысокие орбиты с помощью РБ, в частности, вьmедение на ГСО.5.4. 1. Схемы выведения полезной нагрузки на ГСОспомощьюРБНаиболее простой схемой выведения полезного груза на ГСО являетсявыведение с низкой околокруговой орбиты с нулевым наклонением, это осуществляется двухимпульсным переходом с выдачей корректирующих импульсов в плоскости орбиты.
Первый импульс Л V, обеспечивает переход наэллиптическую орбиту с высотой перигея, равной высоте низкой орбиты, ивысотой апогея, равной высоте ГСО. Определим суммарный импульс, реализуемый РБ для обеспечения двухимпульсного перехода на ГСО.Предположим, что высота низкой орбиты Н1Нгсо= 35 800км= 200км, высота ГСО(r = 42 160 км). Соответственно, большая полуось орбитыбудета= 35 800+ 200+ 2R32гдеR3 -= 24 370'(5.50)радиус Земли.Круговая скорость КА определяется по формулеVкргдеµ-=l,гравитационная постоянная Земли;Для низкой орбиты Vкр 1r-(5.51)радиус орбиты.= 7,774 м/с, для ГСОVкр2= 3,075 м/с.Скорости в перигее и апогее переходного эллипса находят из уравнения(5.52)гдеr-радиус перигея или апогея соответственно.Глава272Из уравненияапогее5.Навигация средств выведениялегко получить значения скорости в перигее Vп и(5.52)Va:Vп= 10 226 м/с;Va = 1598 м/с.Суммарный импульс для перехода на ГСО+ЛV = Vu- Vкp1Vкр2- Vа = 3930м/с.(5.53)Таким образом, плоский двухимпульсный переход с низкой околокруговой орбиты на ГСО требует реализации суммарного импульса РБ, равного3930 м/с.Интересно сравнить суммарный импульс на выведение с экватора с суммарным импульсом двухимпульсного маневра при выведении с космодромаБайконур.
Низкая орбита после выведения имеет наклонение51,6°. Дляприведения ее к плоскости экватора в этом случае необходимо выдавать корректирующие импульсы при прохождении РБ плоскости экватора. При этом импульс выдается не в плоскости орбиты, а имеет составляющую по нормали кплоскости орбиты, обеспечивая ее поворот. Поворот плоскости при первом5.7).импульсе выполняется на угол а 1 , при второмворот а 1+ а2 должен быть равен 51,6° (рис.на угол а2 . Суммарный разВ момент начала первой коррекции на экваторе вектор скорости РБ VкpJповернут относительно плоскости экватора на уголпульса ЛVi51,6°.После выдачи имвектор скорости РБ по значению равен Vп, и повернут относи-//////////////ЛV2-VкplРис.5.7.Плоскость экватораРасположение векторов скорости РБ относительно плоскости экватора в моменты первой и второй коррекции5.4.Использование АСН на РБ273тельно Vкpi на некоторый угол а 1 • Через полвитка движения РБ по эллипсу вапогее скорость равнаVa,отклоненная от экватора на угол а 1 , равный51,6°.В этой точке выдается импульс Л i';,, обеспечивающий скорость РБ равнуюVкр2 и лежащую в плоскости экватора.
Второй поворот плоскости орбиты вы= 51,6°-а 1 • Значение угла а 1нимизации суммы ЛV1 + ЛV2 и -3°, угол а2 -49°.полняется на угол а2выбирается из условия миОпуская выкладки, отметим, что суммарный импульс на вьmедение и одновременный разворот орбиты на51,6° составитЛV = ЛV1+ ЛV2:::: 4840 м/с.(5.54)Это означает, что при запуске с экватора выигрыш в суммарном импульсе РБ превышает900 м/с.Требуемый на поворот плоскости орбиты корректирующий импульс тембольше, чем больше скорость РБ в момент выдачи импульса. Поэтому на высоких орбитах разворот плоскости орбиты на один и тот же угол требуетменьший корректирующий импульс.
Оказывается, что двухимпульсный маневр перевода на ГСО с одновременным разворотом плоскости орбиты на51,6° не являетсяоптимальным с точки зрения суммарного корректирующегоимпульса. Более экономичный маневр перевода без поворота плоскости наВЭО с высотой апогея значительно выше высоты ГСО с последующим двухимпульсным маневром перевода на ГСО и одновременным разворотом плоскости орбиты путем выдачи корректирующего импульса в апогее. Благодарятому что скорость в апогее мала, затраты на разворот плоскости орбиты вэтой точке оказываются минимальными. В этом случае, чем выше апогей, темменьший суммарный импульс требуется на выведение. Предельным случаемявляется ВЭО с бесконечно большой высотой апогея. Для этого случая суммарный импульс перехода на ГСО составляет4490м/с, что на350м/с меньше, чем суммарный импульс двухимпульсного перехода.При выведении на ГСО через ВЭО с бесконечно высоким апогеем переход требует очень много времени на выполнение маневра, поэтому целесообразно рассмотреть более реальный пример выведения на ГСО через ВЭО,например с высотой апогея300ООО км.
Длительность такого перехода составляетчто на-7,7 сут, а суммарный импульс на выведение составляет 4640 м/с,200 м/с меньше, чем суммарный импульс двухимпульсного перехода.Существенное повышение эффективности выведения полезного груза наГСО достигается при комплексировании средств выведения РН и выводимогоспутника, оснащенного электрореактивными двигателями. Это объясняетсятем, что удельная тяга электрореактивных двигателей (ЭРД) существенновыше тяги химических двигателей. Поэтому на реализацию одного и того жеимпульса с помощью ЭРД требуется в несколько раз меньше топлива. Однако недостатком ЭРД является малая тяга, которая составляет всего десяткиграммов.
Поэтому процесс выведения спутников с ЭРД непосредственно снизкой околокруговой орбиты на ГСО затягивается на десятки месяцев. ПриГлава2745.Навигация средств выведенияэтом длительное время электронике спутника приходится работать в условиях повышенной радиации при прохождении через радиационные пояса. Существенноеуменьшениевременивыведенияиснижениерадиацииможетбыть обеспечено при интегрировании средств выведения РБ и спутника сЭРД, когда с помощью РБ обеспечивается выведение на среднюю околокруговую орбиту высотой-19ООО км, т.
е. выше зон радиационных поясов. Круговая скорость на этой орбите равна3644м/с. Довыведение на ГСО с этойпромежуточной орбиты обеспечивается с помощью ЭРД. При этом особенноэффективным такой метод является при выведении с орбит, имеющих большое наклонение. В этом случае РБ обеспечивает выведение на среднюю орбиту без поворота плоскости, а поворот плоскости выполняется с помощьюЭРД одновременно с подъемом орбиты. В этом случае затраты РБ будут такими же, как и при выведении с экватора. Суммарный импульс на такое выведение составляет3330 м/с.Суммарные импульсы РБ для разных, рассмотренных выше способов выведения приведены в табл.5.1 , тамже указаны массы полезного груза, который мог быть выведен на указанную орбиту РБ ДМ-03. Из таблицы видно,что различные способы выведения полезного груза на ГСО требуют реализации двигателями РБ различных корректирующих импульсов.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
