Динамика, баллистика, управление движением летательных аппаратов. Рубрика в журнале - Космическая техника и технологии
Статья научная
Рассматриваются результаты использования алгоритма ускоренного построения орбитальной системы координат в рамках летно-конструкторских испытаний транспортных пилотируемых и грузовых кораблей серий «Союз МС» и «Прогресс МС». Алгоритм ускоренного построения орбитальной ориентации, примененный в системе управления движением и навигации этих кораблей, основан на знании предполагаемой ориентации корабля в момент отделения от ракеты-носителя и угловой скорости его вращения в момент появления готовности измерителей угловой скорости. На основе телеметрической информации, полученной за год, прошедший с момента начала применения данного алгоритма, анализируется точность построения ориентации, и приводятся средние ошибки определения ориентации предложенным способом. Дополнительно на основе анализа полученных результатов приводятся методы повышения точности прогноза.
Бесплатно
Статья научная
В статье представлено описание аналитической модели плотности верхней атмосферы Земли SBM-2022 для баллистических расчётов параметров движения космических аппаратов. Модель описывается аналитическими формулами, смоделированными главным образом на основе статистической обработки данных о торможении космических аппаратов. Проведён сравнительный анализ моделирования плотности верхней атмосферы Земли в диапазонах высот 120...1500 км по разработанной модели SBM-2022 и по часто применяемым моделям плотности атмосферы ДМА-2004, MSIS00, MSIS2.0, MET-07 при спокойной и возмущённой гелиогеофизической обстановке. Сравнение показало, что разработанная модель плотности SBM-2022 на высотах 200.800 км в осеннем периоде близка к модели ДМА-2004, а в некоторых случаях, например, в зимних условиях на высотах 250.700 км, по значению плотности занимает промежуточное положение между зарубежными моделями и отечественной моделью ДМА-2004. Модель SBM-2022, наряду с другими моделями, может быть рекомендована для практического использования при навигационнобаллистическом обеспечении полётов низкоорбитальных космических аппаратов.
Бесплатно
Баллистические варианты пилотируемой экспедиции на Марс с ЯЭРДУ
Статья научная
Проведен анализ влияния баллистических схем для марсианской пилотируемой экспедиции на показатели энергобаллистической эффективности - начальную массу марсианского экспедиционного комплекса и продолжительность экспедиции. Рассмотренные схемы однокорабельной пилотируемой экспедиции на Марс с ядерной электроракетной двигательной установкой характеризуются неединственностью решений в задаче оптимизации траектории перелета Земля-Марс-Земля при ограниченной продолжительности пребывания экспедиционного комплекса у Марса. Дополнительно рассмотрена схема без ограничения длительности пребывания у Марса. Для схемы с ограниченным пребыванием у Марса продемонстрированы следующие свойства: возможность обеспечения двух дат старта в течение одного синодического периода; в случае использования прямого входа в атмосферу корабля возвращения при умеренных стартовых массах возможность сокращения продолжительности перелета вплоть до близкой к продолжительности экспедиции с большой тягой (с двигательными установками на базе жидкостных ракетных двигателей или ядерных ракетных двигателей) аналогичной схемы.
Бесплатно
Баллистические варианты пилотируемой экспедиции на марс с двигательными установками большой тяги
Статья научная
Проведён анализ показателей эффективности (продолжительности экспедиции, начальной массы экспедиционного комплекса, скорости входа в атмосферу Земли корабля возвращения экипажа) однокорабельной марсианской пилотируемой экспедиции с двигательными установками большой тяги. Получены локально-оптимальные решения (по затратам характеристической скорости на перелёт) траекторий перелёта Земля-Марс-Земля, отличающиеся продолжительностью ожидания у Марса, приближением к Солнцу, а также маршрутом (прямые перелёты Земля-Марс-Земля и с гравитационным манёвром у Венеры на участках Земля-Марс или Марс-Земля). Введённая классификация локально-оптимальных решений применима для двигательных установок как большой, так и малой тяги. Сравнение показателей эффективности проведено для вариантов марсианской пилотируемой экспедиции на базе жидкостных и ядерных ракетных двигателей при ограничении скорости входа в атмосферу корабля возвращения экипажа на Землю не более 12,5 км/с.
Бесплатно
Статья научная
В настоящее время широко применяются плоские активные фазированные антенные решетки (АФАР) космического базирования для решения задач обеспечения радиолокации и персональной спутниковой связи. Как правило, АФАР имеют рабочие поверхности большой площади. Проектируемые современные космические аппараты, содержащие АФАР, для поддержания ориентации используют силовые гироскопы. В работе рассматривается возможность использования АФАР существующих конструкций в качестве магнитного исполнительного органа для разгрузки силовых гироскопов от накопленного кинетического момента. В процессе взаимодействия собственных магнитных моментов токовых контуров электропитания излучателей решетки с магнитным полем Земли создается управляющий момент, противоположно направленный накопленному кинетическому моменту в системе силовых гироскопов. Значения собственных магнитных моментов зависят от функционального предназначения АФАР и принятых конструкторских решений, связанных с протеканием токов по цепям первичного и вторичного электропитания. Преимущество применения АФАР в качестве исполнительных органов заключается в том, что они не требуют дополнительного увеличения массы космического аппарата для проведения динамических операций.
Бесплатно
Критерий точности и анализ многоспутниковых систем непрерывного наблюдения земли
Статья научная
В статье предложен критерий анализа точностных характеристик возможных структур прикладных спутниковых систем наблюдения (ССН) объектов на поверхности Земли и/или в приземном слое. Данный критерий не связан с особенностями бортовой аппаратуры, а учитывает структуру и динамику ССН. В основу данного критерия положено рассмотрение точности определения географических координат объектов. Приведен алгоритм численного моделирования ССН. Представлены сравнительные оценки точности для различных типов ССН. Рассмотрены точностные характеристики кинематически правильных и околополярных спутниковых систем при различных вариантах их построения. Описаны основные проектно-баллистические параметры, определяющие точность ССН и влияющие на стоимость их создания, а также показан характер влияния данных параметров. Результаты могут использоваться для начального выбора конфигурации ССН на этапе предварительного проектирования.
Бесплатно
Статья научная
Новый периферийный стыковочный механизм входит в состав стыковочного агрегата, проект которого соответствует международному стандарту систем стыковки (IDSS). Кинематика механизма основана на платформе Гью-Стюарта. Для преобразования энергии сближения космических аппаратов используются пружинные механизмы, но традиционное демпфирование заменено накоплением энергии, поэтому конструкция содержит новые устройства. Математическая модель динамики стыковочного механизма, описанная в данной работе, учитывает все его основные особенности - кинематику, инерцию и формирование внутренних активных сил отдельными устройствами. Вместе с уравнениями динамики космических аппаратов и алгоритмами анализа контактного взаимодействия стыковочных агрегатов она входит в математическую модель стыковки, которая используется для анализа кинематики и динамики этого процесса от первого контакта до завершения стягивания.
Бесплатно
Математическое моделирование выпуска тросовой системы из вращающегося центрального тела
Статья научная
В статье исследуется задача выпуска весомого троса, представляющего часть полотнища круглого солнечного паруса в уложенном состоянии, под действием центробежных сил инерции. Аналитическим путем находится угол наклона квазистационарной формы троса при выпуске с постоянной скоростью. Рассматриваются различные способы выпуска троса: при постоянной скорости, при равномерно убывающей скорости и при скорости, обеспечивающей постоянное отклонение конца троса от радиального направления. Рассматриваются преимущества и недостатки каждого из способов выпуска. Основное внимание уделяется минимизации возмущающего воздействия троса на центральное вращающееся тело, из которого выпускается сложенное полотнище паруса. Полученные результаты могут быть использованы при проектировании систем первоначального этапа раскрытия солнечных парусов на космических платформах с большими вращающимися солнечными парусами.
Бесплатно
Статья научная
Рассматривается метод расчёта длительности сеансов связи командно- измерительного пункта (КИП) с космическим аппаратом (КА), позволяющий рационально использовать время сеанса при планировании операций управления с целью недопущения их преждевременного исполнения или аварийного прекращения в случае наличия ограничений в зоне радиовидимости КИП. Благодаря разработанному методу удалось выявить зоны радиовидимости с ограничениями и исключить времена ограничений из общей длительности сеанса, обеспечив зону устойчивого радиообмена с КА при реализации операций управления, повысив тем самым надёжность их выполнения в сеансе связи. Метод успешно применялся при управлении группировкой КА «Ресурс-П», где показал свои возможности и эффективность. Он может быть использован для управления другими перспективными КА.
Бесплатно
Статья научная
Рассматриваются два метода моделирования сил и моментов сил от воздействия набегающего потока атмосферы на поверхность Международной космической станции (МКС) в процессе выполнения динамических режимов системы управления движением и навигации служебного модуля, которые разработаны РКК «Энергия». Эти методы, пригодные как для поиска оптимального управления движением МКС, так и для верификации динамических режимов системы управления движением и навигации служебного модуля, основаны на расчете аэродинамических характеристик в наборе точек четырехмерного (4D) пространства и последующей 4D-uнmepnoляцuu аэродинамических характеристик в ходе моделирования. Сравниваются результаты расчетов воздействия набегающего потока атмосферы во время моделирования оптимального по расходу топлива разворота (optimal propellant maneuvers) МКС на большой угол. Во время разворота геометрия МКС существенно меняется за счет поворотов крупногабаритных элементов МКС вокруг разнонаправленных осей. Предложенные методы планируется применить при подготовке космического эксперимента «МКС-Разворот». Они также могут быть пригодны при разработке алгоритмов управления системы управления движением и навигации будущих крупногабаритных космических объектов.
Бесплатно
Статья научная
Рассматриваются алгоритмы навигации, наведения и управления траекторией, реализованные в процессе модернизации системы управления российских кораблей серий «Союз» и «Прогресс». Система управления базируется на корректируемой бесплатформенной инерциальной навигационной системе, использующей близкую к реальной модель движения космических аппаратов. Модернизация алгоритмов управления обусловлена новыми возможностями навигации, связанными с установкой аппаратуры спутниковой навигации на кораблях и Международной космической станции, позволяющими начать автоматическое сближение со стартовой позиции. Приводится описание алгоритма наведения для расчета на борту корабля всех маневров плана встречи, учитывающего требование безопасного сближения и ограничение на скорость корабля относительно орбитальной станции на момент встречи. Рассматриваются возможности по реализации операции встречи по так называемым схемам «быстрой» стыковки. Представлена оценка зависимости границ оптимального диапазона фаз от продолжительности операции встречи для «быстрых» схем. Описывается стратегия расширения оптимального диапазона фаз для применяемой в настоящее время четырехвитковой схемы сближения с навигационным обеспечением от радио- контроля орбиты. Приводятся результаты реализации встречи корабля «Союз ТМА-15М» с МКС и моделирования сближения с использованием аппаратуры спутниковой навигации.
Бесплатно
Статья научная
Проведен проектно-баллистический анализ влияния параметров вспомогательных разгонных блоков и формируемых ими эллиптических орбит базирования для многоразового межорбитального буксира на основе ядерной энергоустановки и электроракетной двигательной установки мегаваттного класса на эффективность его применения в задаче доставки полезных грузов на геостационарную орбиту. Показано, что в сравнении с вариантом круговой радиационно безопасной орбиты высотой Нкр = 800 км применение эллиптических орбит базирования в сочетании с использованием вспомогательных разгонных блоков на базе кислородно-водородных жидкостных ракетных двигателей позволяет улучшить энергомассовые показатели эффективности многоразового буксира, а также увеличить экономию затрат от его применения по сравнению с наиболее эффективными средствами межорбитальной транспортировки традиционного типа - одноразовыми кислородно-водородными разгонными блоками.
Бесплатно
Статья научная
Представлен обзор новых методов оптимизации траекторий космических аппаратов с непрерывной тягой. Методы основаны на дискретизации траектории по времени полета на малые сегменты и на близкие к равномерной дискретной аппроксимации направления вектора тяги множеством псевдоимпульсов с ограничением их неравенством на каждом сегменте. Задача оптимизации - минимизация суммарной характеристической скорости. Оптимальный импульс на каждом сегменте может быть представлен как сумма ненулевых псевдоимпульсов с ограничением их суммарной характеристической скорости. Терминальные условия представляются как линейное матричное уравнение. Матричное неравенство на суммы всех псевдоимпульсов используется для преобразования задачи в форму линейного программирования высокой размерности. Непрерывные маневры включают наборы смежных сегментов, и требуется обработка решений линейного программирования для формирования последовательности маневров. Оптимальное число маневров определяется автоматически. Методы обеспечивают гибкие возможности расчета траекторий сложных миссий с различными требованиями и ограничениями. Представлен обзор примеров оптимизации траекторий космических аппаратов различных типов. Обсуждаются преимущества этих методов.
Бесплатно
Определение орбиты по выполняемым космонавтами снимкам поверхности земли и луны
Статья научная
Освоение Луны является одной из основных задач на ближайшие десятилетия для ведущих космических стран. Некоторые задачи планируемой Лунной программы могут быть отработаны в рамках проекта МКС. Одна из них, связанная с отработкой методов определения орбиты космического аппарата по снимкам поверхности планеты, рассмотрена в данной статье. Даны методические особенности решения этой задачи, и приведены примеры отработки предложенной технологии автономной навигации по съемкам Земли с борта Российского сегмента МКС. С помощью снимков, сделанных астронавтами США через иллюминатор лунного орбитального модуля, показана также перспективность применения предложенной технологии определения орбиты по снимкам поверхности Луны.
Бесплатно
Статья научная
Рассматривается задача управления спутником в процессе его перевода двигателями малой тяги с орбиты выведения, формируемой ракетой-носителем, на кратную солнечно -синхронную орбиту с устойчивым профилем высоты. Предполагается, что длительность маневров ограничена, и принудительное изменение вектора эксцентриситета орбиты выполняется в направлении центра окружности естественного дрейфа этого вектора. В рамках указанных ограничений определяются оптимальные начальные параметры орбиты выведения (большая полуось, эксцентриситет и аргумент перигея), обеспечивающие перевод спутника на целевую орбиту за минимальное время. Исследуется смещение трассы и местного времени пролета спутником восходящего узла в течение многовиткового периода изменения орбитальных элементов. Показано, что отклонение местного времени пролета восходящего узла должно учитываться при расчете долготы восходящего узла орбиты выведения, а смещение трассы следует корректировать в конце этапа формирования целевой орбиты. Результаты работы предназначены для проектных оценок параметров движения спутника, расхода топлива и длительности межорбитального перехода.
Бесплатно
Статья научная
К настоящему времени на основе международного стандарта систем стыковки IDSS национальными космическими агентствами и частными компаниями разработано несколько вариантов систем стыковки. Стыковочные механизмы этих систем основаны на различных принципах конструирования и управления. Проект нового стыковочного механизма с более простой кинематикой и конструкцией, чем в предшествующем стыковочном агрегате АПАС, разработан также в Ракетно-космической корпорации «Энергия». В этом механизме используется накопление кинетической энергии сближения космического аппарата вместо традиционного демпфирования. Это позволяет выдвигать стыковочное кольцо вперед для улучшения сцепки и обеспечивать торможение. В работе описываются основные особенности динамики стыковки космических аппаратов при использовании этого механизма.
Бесплатно
Статья научная
Парирование переносов запусков в четырёхпусковой схеме высадки на поверхность Луны
Статья научная
В настоящее время пилотируемая космонавтика стремится к возобновлению лунных миссий. В России разрабатывается национальная лунная программа, включающая в себя полёт на полярную окололунную орбиту и высадку человека на лунную поверхность. Для доставки человека на поверхность Луны рассматриваются различные сценарии полёта, в числе которых двухпусковая схема с использованием ракет-носителей сверхтяжёлого класса «Енисей», а также четырёхпусковая схема на базе ракет-носителей тяжёлого класса «Ангара-А5В». В статье авторами подробно рассмотрена четырёхпусковая схема отлёта к Луне, включающая в себя доставку на полярную окололунную орбиту лунного взлётно-посадочного корабля и пилотируемого транспортного корабля с экипажем на борту, а также посадку на поверхность Луны. Проведён анализ основных баллистических ограничений рассматриваемой схемы, и предложен подход, обеспечивающий реализацию миссии в случае переноса запусков элементов транспортной системы.
Бесплатно
Статья научная
Рассматриваются перелеты со встречей космических аппаратов в классе компланарных непересекающихся околокруговых орбит корабля и орбитальной станции. Продолжительность перелета предполагается ограниченной одним витком. Рассмотрены возможности реализации встречи с использованием оптимального двухимпульсного межорбитального перелета. Для определения единственного свободного параметра перелета - момента его начала, обеспечивающего встречу в заданный момент времени или с заданной скоростью в конце перелета, - получены соответствующие уравнения. Для реализации в алгоритмах наведения предложены оптимальные трехимпульсные программы коррекций для достижения встречи в заданный момент времени с заданной относительной скоростью в момент контакта космических аппаратов. Определен диапазон разностей фаз на начало маневрирования, в котором характеристическая скорость встречи совпадает с минимальной характеристической скоростью межорбитального перелета. Приведены результаты моделирования схем «быстрой» встречи с использованием предложенных программ.
Бесплатно
Статья научная
Рассматриваются перелеты со встречей космических аппаратов в классе компланарных непересекающихся орбит корабля и орбитальной станции. Продолжительность встречи предполагается ограниченной двумя витками, поскольку для больших продолжительностей известен алгоритм оптимального решения, где фазирование обеспечивается с помощью оптимального межорбитального перелета между некомпланарными орбитами. Предлагаемые программы содержат на конечном участке перелета трехимпульсную программу встречи продолжительностью один виток, определенную по методу распределения импульсов оптимального межорбитального перелета. Фазирование для достижения необходимой разности фаз на начало трехимпульсной программы встречи обеспечивается маневрированием на предшествующем участке полета и достигается разделением импульсов оптимального межорбитального перелета, не приводящим к увеличению расхода топлива. Определена структура оптимальной программы встречи в функции ее продолжительности, получены расчетные формулы. Определен диапазон разностей фаз на начало маневрирования, в котором характеристическая скорость встречи совпадает с минимальной характеристической скоростью межорбитального перелета. Приведены результаты моделирования схем «быстрой» встречи с использованием предложенных программ.
Бесплатно
Статья научная
В данной статье рассматривается динамика раскрытия солнечных батарей - одной из ключевых динамических операций функционирования космических аппаратов. Обоснована необходимость анализа динамики раскрытия батарей уже на ранних стадиях проектирования. Приведены актуальные кинематические схемы раскрытия, указаны структурные элементы системы раскрытия. Рассмотрены подходы к математическому моделированию процесса раскрытия солнечных батарей, основанные на методах аналитической механики с учетом особенностей моделируемой системы: конструкции солнечной батареи и свойств отдельных ее элементов, кинематической схемы ее раскрытия, средств инициации разворота панелей и т. д. В статье предлагается методический подход к моделированию раскрытия крупногабаритных солнечных батарей космического аппарата с универсальным формированием расчетной модели, удобный для разработки эффективных численных алгоритмов и высокоскоростных программных реализаций. Этот подход основан на представлении конструкции космического аппарата и солнечных батарей как пространственной структурно-сложной системы тел, совершающих относительное движение под действием специфических силовых факторов. Для каждого тела записываются уравнения движения на основании общих теорем динамики. Действие других элементов батареи на выделенное тело учитывается в виде сил и моментов реакции связи. Для их определения составляются специальные уравнения, вид и структура которых обусловлены конструкцией узлов соединения отдельных элементов батареи. Предложенный подход обладает широкими адаптационными возможностями, позволяющими описывать различные конструкции и схемы раскрытия. Он позволяет определять основные интегральные параметры процесса раскрытия солнечных батарей.
Бесплатно
