Микрин Е.А., Михайлов М.В. Ориентация, выведение, сближение и спуск КА по измерениям от ГНСС (2017) (1246989), страница 50
Текст из файла (страница 50)
более90 %.Довыведение с промежуточной орбиты на ГСО должен обеспечить самспутник с помощью ЭРД. Время довыведения и расход топлива ЭРД зависит5.4.279Использование АСН на РБот значения тяги, удельной тяги двигателя, массы спутника, а также программы включений ЭРД на различных участках орбиты для подъема перигея,спуска апогея и поворота плоскости орбиты.Для оценки времени довыведения спутника с промежуточной орбиты наГСО с помощью ЭРД был разработан математический стенд, моделирующийпроцесс довыведения, на котором реализован алгоритм включений ЭРД наразличных участках орбиты и получены графики изменения апогея(Ra), пе(inc) и расхода рабочего тела (fuel rate).
В модели масса спутника задана равной 1600 кг, тяга 0,16 кг, удельная тяга 1550 с.Для этих исходных данных на рис. 5.8 приведены графики изменения апогеяригея (Rп) , наклонения орбитыи перигея, наклонения и расхода рабочего тела.Из рисунка следует, что время довыведения составилоход рабочего тела на довыведениенагрузки была увеличена почти в2~200раза360суток, а раскг, т. е. масса выводимой полезной-с2950до5644кг.
Однако такойвыигрыш в весе выводимой полезной нагрузки достигается за счет достаточно большого расхода топлива ЭР Д и длительного времени довыведения. Этипараметры могут быть уменьшены благодаря уменьшению массы выводимойполезной нагрузки путем выведения на другую, промежуточную орбиту.Например, при выведении на орбиты с высотой перигеяапогея60ООО км и наклонениемманевра составляет3970 м/с,что19 ООО км, высотой10° суммарный импульс двухимпульсногона 870 м/с меньше при прямом переходе наГСО с указанной начальной орбиты. Экономия такого импульса позволяетувеличить массу полезной нагрузки с2950кг до4600кг. Довыведение наГСО с указанной орбиты обеспечивается средствами полезной нагрузки спомощью ЭРД.
На рис.5.9приведены графики изменения апогея и перигея,наклонения и расхода топлива. Видно, что время довыведения составляет180 сут,а расход ЭРД- 100кг. При этом РБ может вывести на указаннуюпромежуточную орбиту не два, а три спутника, каждый из которых обеспечивает собственное довыведение на ГСО.Таким образом, довыведение спутников на ГСО с промежуточной эллиптической орбиты позволяет существенно повысить массу выводимой с Байконура полезной нагрузки.
Увеличение массы полезной нагрузки зависит отпараметров промежуточной орбиты. Например, масса полезной нагрузки, выводимая разгонным блоком ДМ-3 с начальной околокруговой орбиты высотой51 ,6° на ГСО, составляет 2950 кг. При выведении100 ООО км, высотой перигея 19 ООО км и наклонением 31,6° масса полезной нагрузки составляет 5640 кг, а при выведении наВЭО с высотой апогея 60 ООО кг, высотой перигея 19 ООО км и наклонением10° - 4600 кг.200км и наклонениемна ВЭО с высотой апогеяСледует отметить также, что в первом случае масса полезной нагрузкипочти на тонну превысила массу полезной нагрузки, которую блок ДМ-3 могбы вывести с начальной экваториальной орбиты, а во втором случае массаполезной нагрузки почти равна массе полезной нагрузки, выводимой с эква-Глава2805.Навигация средств выведенияториальной орбиты. Отсюда можно сделать вывод, что довыведение полезной нагрузки на ГСО уравнивает возможности космодрома Байконур с экваториальными космодромами.100 ООО ООО80 ООО ООО60 ООО ООО40 ООО ООО20 ООО ООО ~-~~~~-~-~-~-~-~-~-~-~-~о306090120 150 180 210 240 270 300 330 (, дниаНаклонение, град282420161284о-4 ~ - ~ - ~ - ~ - ~ - - ~ - ~ - ~ - ~ - ~ - ~ ~ - ~ ~О306090120150180210240270300330 t,дни210240270300330 t,днибРасход рабочего тела, кг2001601208040оО306090120150180вРис.5.8.Изменение высоты апогея, перигея (а), наклонениялива ЭРД (в) для начальной высоты апогея100 ООО км(6)и расхода топ2815.4.
Использование АСН на РБRa,Rп, м100 ООО ООО80 ООО ООО60 ООО ООО40 ООО ООО20 ООО ОООо306090120150180210240270300 t, дни210240270300 t, дни210240270300 t, дниаНаклоне ние , град282420161284о-4о306090120150180бРасход рабочего тела, кг2001601208040оо306090120150180вРис.5.9.Изменение высоты апогея и перигея (а), наклонениярабочего тела ЭРД (в) для начальной высоты апогея60(6)и расходаООО кмДовыведение полезной нагрузки с помощью ЭРД с удельной тягой1550 с,тягой0,16 кг при массе спутника 1600 кг в первом случае осуществ~360 сут с расходом рабочего тела 200 кг, во втором случае - за180 сут с расходом рабочего тела 100 кг.ляется за282Глава5.Навигация средств выведения5.4.З.
Использование АСН в контуре управления РБПри реализации двухимпульсного выведения на ГСО или на промежуточную орбиту основной первый импульс(~2500м/с) РБ выполняет на низкой орбите. При соответствующем расположении антенн АСН число одновременно видимых НС здесь составляет~ 1О,благодаря чему по одномоментным измерениям формируется вектор состояния Х,Vс высокой точностью.Этот измеряемый вектор состояния может использоваться в контуре управления РБ аналогично управлению РН, рассмотренному в5.3.После реализации первого импульса осуществляется свободный полет РБс полезным грузом в направлении апогея переходной орбиты.
На этом участке АСН может формировать оценку орбиты по неполным «сырым» измерениям. По полученной оценке орбиты определяется значение и направлениевторого импульса. Время полета от перигея до апогея может составлять6 ... 10ч. За это время из-за дрейфа БИНС может накопиться достаточнобольшая ошибка по угловому наклонению, определяющая точность выдачивторого импульса. Как правило, этой точности оказывается достаточно дляперевода полезного груза на заданную ГСО или ВЭО. В случае возможностидовыведения на ГСО средствами полезного груза, когда выводимые спутникиимеют ЭРД точность не имеет значения. Тогда ошибки выведения определяются с помощью АСН и компенсируются в процессе довыведения.
РаботаАСН в процессе довыведения имеет определенную специфику, рассмотримее подробнее.5.4.4. Динамика процесса довыведения спутника но ГСОс помощью ЭРД. Особенности роботы АСНно этапе довыведенияВ процессе довыведения решаются три основные задачи:снижение апогея до высоты ГСО;повышение перигея до высоты ГСО;поворот плоскости орбиты от начального значенияio до нуля.Снижение апогея достигается выдачей импульса на торможение в окрестности перигея, повьШiение перигеясти апогея, поворот плоскости--выдачей импульса на разгон в окрестновыдачей импульсов по нормали и плоскостиорбиты в узлах орбиты.
Поскольку ЭРД обладают низкой тягой, двигателивключаются на длительные промежутки времени и, как правило, импульсы наразгон или торможение совмещаются с процессом поворота плоскости орбиты.При этом спутники вьmолняют значительные развороты по рысканию, обеспечивая нужное пространственное положение вектора тяги ЭРД.В то же время ЭРД требуют больших затрат электроэнергии, для чегосолнечные батареи (СБ) должны быть непрерывно направлены на Солнце.Однако на спутниках, выводимых на ГСО, СБ имеют одну степень свободы, адля обеспечения второй степени, позволяющей СБ наводить на Солнце, может выполняться разворот спутника вокруг заданного вектора тяги ЭР Д.5.4.Использование АСН на РБ283Поэтому на большей части траектории спутник имеет сложную пространственную ориентацию, в которой антенны АСН могут быть повернуты отЗемли и не видеть ни одного НС.
На участках орбиты, где коррекция не выполняется и двигатели выключены, спутник может восстанавливать орбитальную ориентацию, в которой антенны АСН направлены на Землю и видятНС. На этих участках орбиты АСН формирует оценку орбиты, необходимуюдля реализации процесса управления довыведением.На участках работы двигателя оценка текущего вектора состояния выполняется по прогнозу. При этом корректирующий импульс ЭРД оценивается сточностью~1О %как по значению, так и по направлению, благодаря чему повышается точность прогноза на участках работы двигателя. Формированиеоценки орбиты может выполняться по неполным «сырым» измерениям АСН.Проведенное моделирование показало, что при отсутствии возмущений из-закоррекции траектории точность формируемой оценки составляеткоординатам и2 ...
3см/с (рис.5.10) по50 ... 100 м поскорости. При включении ЭРД ошибкипо координатам достигают ~ 1500 м, по скорости~0,3 м/с (рис. 5.11).ЛХ, ЛУ, ЛZ, м300200100о- 100- 200- 300о86 400172 800259 200345 600432ОООf,с345 600432ОООf,са0,080,060,040,02о- 0,02- 0,04- 0,06-0,08о86 400172 800259 2006Рис.5.10.Ошибки ГСО по координатам (а) и скоростиGРS+ГЛОНАСС при постоянной времени Тх=ствующие возмущениядавления):-10ООО с,(6) в режимеTv = 2000 с (дейошибки измерений АСН и силы солнечногоГлава2845.Навигация средств выведенияЛХ,ЛУ,ЛZ, м1200800400оv' \- 400 ~\ \- 8001- 12001о86 400172 800259 200345 600432 ОООt,с345 600432 ОООt,са0,20, 1- 0,2о86 400259 200172 800бРис. 5.11.
Ошибки ГСО по координатам (а) и скорости (6) в режимеGРS+ГЛОНАСС при постоянной времени Т (действующие возмущения ошибки измерений АСН, силы солнечного давления, возмущения от двигателей коррекции с ускорением 10-5 м/с2):- - ЛХ, ЛVх; - - ЛУ, ЛVу; - - ЛZ, ЛVzЛХ,ЛУ,ЛZ, м40 ООО20 ОООо- 20 ООО- 40 ОООоРис.- -5101520255.12. Ошибки оценки координат в режиме GРS+ГЛОНАСС:ЛХ;- -ЛУ;- -ЛZ30!,дниКонтрольные вопросы285ЛХ,ЛУ,ЛZ, м80 ООО60 ООО40 ООО20 ООО ·о- 20 ООО- 40 ООО ----------- --:---------- --- :-------- -----:-------______ ,----- --------' ----__ .'--•-------.----- .
'. -------.. ------+-------- 60 ООО''-80 ООО- 100 ОООоРис.51015202530/, дни5.13. Ошибки оценки координат в режиме ГЛОНАСС:- -ЛХ; - -ЛУ; - -ЛZДля рассматриваемого случая, когда ~0,5 периода орбиты работает ЭРД иоценка орбиты формируется на участках орбиты с выключенными двигателями,ошибкиоценкикоординатискоростиГЛОНАСС+GРS и ГЛОНАСС приведены на рис.5.12КАи5.13,длярежимовиз которых следует, что в обоих режимах обеспечивается устойчивое определение текущейоценки вектора состояния.
Точность формируемой оценки по координатам врежиме GРS+ГЛОНАСС составляет~40км, в режиме ГЛОНАСС~60км.Отметим, что такая точность достаточна для обеспечения управления коррекцией орбиты с помощью ЭРД.Контрольные вопросы1. Вчем заключается работа АСН РН и РБ в телеметрическом режиме?В режиме управления?2.3.Благодаря чему обеспечивается достоверность измерений АСН?В чем заключается метод управления боковыми смещениями РН поизмерениям АСН?4.В чем заключается метод управления продольной дальностью РН поизмерениям АСН?5.В чем состоит особенность работы АСН на этапе довыведения спутника на ГСО с помощью ЭРД?Глава6Проектирование,разработкаи наземные испытания аппаратуры спутниковойнавигации космического назначения6.1.Проектирование АСН космического назначенияФункциональное назначение и условия эксплуатации обусловливаютпринципиальное отличие АСН космического назначения от аппаратуры потребителя системGPSи ГЛОНАСС, предназначенной для наземных объектов.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
