Патент на изобретение №2205139

(54) СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ПИЛОТИРУЕМЫМ КОСМИЧЕСКИМ АППАРАТОМ, ОТСТЫКОВАННЫМ ОТ НАХОДЯЩЕГОСЯ НА ОКОЛОКРУГОВОЙ ОРБИТЕ НЕОРИЕНТИРОВАННОГО КОСМИЧЕСКОГО ОБЪЕКТА

(57) Реферат:

Изобретение относится к космической технике и более конкретно к способам управления относительным движением космических аппаратов на околокруговой орбите. Предлагаемый способ включает отделение и отвод пилотируемого космического аппарата (ПКА) от космического объекта. После отделения фиксируют положение ПКА в инерциальном пространстве и выдают импульс отвода. Затем выполняют построение местной вертикали, совпадающей с осью визуального наблюдения, путем последовательных разворотов ПКА вокруг собственных осей, перпендикулярных оси визуального наблюдения. Определяют угол разворота ПКА вокруг последней оси, необходимый для построения на борту ПКА орбитальной системы координат. После разворота на данный угол выдают корректирующий импульс по направлению орбитальной скорости, если величина угла меньше 90^o, или против орбитальной скорости, если величина угла больше 90^o. Величина корректирующего импульса выбирается статистическим моделированием из условия обеспечения гарантированного расстояния между ПКА и космическим объектом в их свободном полете и при выдаче тормозного импульса для схода ПКА с орбиты. Изобретение обеспечивает автономный увод ПКА от неориентированного объекта при отсутствии информации об их взаимном положении, сокращение времени на проведение коррекции и гарантию безопасного удаления объектов друг от друга на всех этапах маневра. 5 ил.

Способ управления может быть использован в космической технике при уводе пилотируемого космического аппарата (ПКА) от неориентированного в пространстве космического объекта (КО), находящегося на околокруговой орбите искусственного спутника Земли.

Известен способ управления, выбранный в качестве аналога, в котором для обеспечения несоударения ПКА и КО после их отделения связка КО+ПКА до расстыковки ориентируется в орбитальной системе координат (ОСК) таким образом, что пружинами толкателей стыковочного механизма ПКА отталкивается от КО с увеличением орбитальной скорости. Через несколько минут после расстыковки на ПКА включаются двигатели для выполнения корректирующего импульса, обеспечивающего дополнительное увеличение орбитальной скорости ПКА. В результате ПКА переводится на более высокую орбиту и отстает от КО. Такой способ обеспечения безопасности автономного полета КО и ПКА (см. [1]), применяемый при отделении пилотируемых кораблей “Союз ТМ” (ПКА) и грузовых кораблей “Прогресс М” от орбитальной станции “Мир” (КО), требует выполнения предварительной ориентации КО в ОСК до отделения ПКА.

Известен способ управления уводом ПКА от КО, выбранный в качестве прототипа, который предусмотрен при отделении от неориентированного КО. Этот способ разработан для применения на станции “Мир”, к которой пристыкован “Шаттл” (см. [2]). После отделения ПКА от КО на ПКА выдается импульс отвода для увеличения скорости отхода ПКА. Поскольку предварительная ориентация КО произвольна, то произвольна траектория ПКА и нет гарантии безопасности автономного полета КО и ПКА. Поэтому после отделения экипаж КО сообщает на ПКА информацию об ориентации связки КО+ПКА в момент отделения, экипаж ПКА после выдачи импульса выполняет построение ОСК, в соответствии с информацией об ориентации связки выдает импульс на выход из плоскости орбиты в направлении от КО, а затем корректирующий импульс или по направлению орбитальной скорости, или против направления орбитальной скорости.

Основным недостатком такого способа обеспечения безопасности при уводе ПКА от КО является то, что экипаж ПКА не может самостоятельно управлять процессом без информации с КО об ориентации связки на момент расстыковки, которая определяет направление отхода и последующее движение ПКА относительно КО.

Техническим результатом изобретения является обеспечение полной автономности увода ПКА от неориентированного КО при отсутствии информации от внешнего источника о взаимном положении КО и ПКА в ОСК, отсутствие привязки времени отделения к определенной светотеневой обстановке на орбите, сокращение времени на проведение операций по выдаче необходимого корректирующего импульса и гарантии безопасного удаления ПКА от КО в течение нескольких витков после расстыковки и при выдаче тормозного импульса перед спуском с орбиты.

Технический результат достигается благодаря тому, что в способе управления ПКА, отстыкованным от находящегося на околокруговой орбите неориентированного КО, включающем выдачу импульса отвода после отделения от КО, построение ориентации ПКА в ОСК и выдачу корректирующего импульса, в отличие от известного, после отделения от КО производят фиксацию положения ПКА в инерциальном пространстве и в этом положении производят выдачу импульса отвода, выполняют построение местной вертикали, совпадающей с осью визуального наблюдения, производя последовательные развороты ПКА вокруг собственных осей, перпендикулярных оси визуального наблюдения, начиная с разворота вокруг оси, которая после построения ОСК будет располагаться вдоль вектора орбитальной скорости ПКА, определяют величину угла разворота вокруг оси визуального наблюдения для построения ОСК, выполняют разворот на определенный выше угол и выдают корректирующий импульс по направлению орбитальной скорости, если величина угла меньше 90 градусов, или по направлению против орбитальной скорости, если величина угла больше 90 градусов, величина корректирующего импульса выбирается статистическим моделированием из условия обеспечения гарантированного расстояния между ПКА и КО через один виток и при выдаче тормозного импульса для схода ПКА с орбиты искусственного спутника.

На фиг.1 показано устройство визуального наблюдения ПКА “Союз-ТМ”. Фиг.2 иллюстрирует принцип определения положения КО относительно ПКА в зависимости от величины угла разворота вокруг местной вертикали (Y_оск) для построения ОСК. На фиг. 3 представлены две траектории относительного движения ПКА в плоскости XoY ОСК КО, для иллюстрации необходимости фазового удаления между КО и ПКО при выдаче спускового импульса. На фиг.4 и 5 представлены графики относительного движения ПКА в плоскости XoY ОСК КО, реализуемые при использовании предлагаемого способа и отличающиеся направлением отделения ПКА в ОСК КО.

Оптический прибор ВСК-4 (фиг.1) имеет в своем составе 1 – восемь периферийных трубок (с полем зрения не менее 13^o х 28^o), визирные оси которых наклонены на 72.5^o к оси прибора, направленной по оси – Y_КА, 2 – поворотную сетку для определения курсового угла и 3 – курсовую стрелку. Принятые обозначения на фиг. 2: MB – местная вертикаль, Z_ОСК и Х_ОСК – оси орбитальной системы координат (ОСК) с центром в КО, V_ОРБ – вектор орбитальной скорости, – угол разворота вокруг местной вертикали для построения ОСК (стрелкой показано направление разворота), 4 – необходимая ориентация ПКА в ОСК, 5-8 – ориентация ПКА в зависимости от направления разделения.

Орбитальная ориентация ОСК с помощью прибора ВСК-4 (фиг.1) строится следующим образом. Вначале выполняется построение местной вертикали, когда во всех периферийных трубках равномерно располагаются границы Земного сфероида. Затем выполняется разворот вокруг построенной местной вертикали для совмещения направления бега Земли с курсовой стрелкой прибора.

На фиг.2 показано, что в передней полусфере (координата Х положительна) величина угла разворота вокруг местной вертикали всегда меньше 90^o, а в задней полусфере (координата Х отрицательна) угол всегда больше 90^o.

Первая траектория (на фиг. 3) соответствует отходу со скоростью 1 м/с против вектора орбитальной скорости и последующей выдаче через виток тормозного спускового импульса величиной 90 м/с. Вторая траектория соответствует отходу со скоростью 1 м/с по вектору орбитальной скорости и последующей выдаче через виток тормозного спускового импульса величиной 90 м/с. Как видно из фиг. 3, в случае первой траектории для обеспечения безопасности к началу отработки спускового импульса должно быть обеспечено достаточное фазовое удаление ПКА от КО.

Представленные на фиг.4, 5 траектории соответствуют различным направлениям отделения ПКА. В зависимости от величины угла разворота производится выдача или тормозного (фиг.4) или разгонного (фиг.5) корректирующего импульса.

Технический результат в предлагаемом способе управления достигается тем, что выдачу корректирующего импульса для увода ПКА производят по или против вектора орбитальной скорости после того, как определено с точностью до полусферы положение КО относительно ПКА в ОСК в момент отделения. Для этого перед выдачей импульса отвода ПКА стабилизируется в инерциальном пространстве, обнуляя все составляющие угловой скорости собственного вращения. Таким образом ПКА как бы “запоминает” информацию об ориентации связки на момент отделения. Выдача импульса отвода производится в этой же ориентации и по его завершению начинается построение местной вертикали. Местная вертикаль считается построенной, когда ось наблюдения визуального устройства совпадает с радиусом-вектором, направленным из центра планеты. При построении местной вертикали необходимо использовать вращение вокруг осей, несовпадающих с осью наблюдения визуального устройства, начиная с вращения вокруг оси, которая после построения ОСК будет располагаться вдоль вектора орбитальной скорости ПКА для исключения возможности искажения информации о направлении отделения на 180^o. После построения местной вертикали для завершения построения ОСК необходимо провести разворот вокруг местной вертикали для совмещения одной из осей ПКА с направлением орбитальной скорости. Величина угла этого разворота является теперь курсовым углом и содержит информацию о полусфере, в которую было проведено отделение ПКА. Корректирующий импульс выдают в направлении, определяемом измеренной величиной этого угла (см. фиг.2, 4 и 5). Исходя из законов орбитального движения [3] для получения желаемого результата достаточно определять только полусферу, в которой находится ПКА (впереди по полету или сзади) по отношению к КО. Иными словами, необходимо определять только координату Х (точнее ее знак), определяющую положение ПКА относительно КО в орбитальной системе координат в момент отделения. Знаки и величины других координат (Y и Z) не влияют на определение направления выдачи корректирующего импульса. Изменение величины орбитальной скорости, по направлению которой проводится корректирующий импульс ПКА, приводит к изменению периода вращения ИСЗ, и, следовательно, через один виток после расстыковки КО и ПКА в разное время достигнут точки в пространстве, в которой произошла расстыковка (фиг.3-5). Именно это обстоятельство и используется для обеспечения несоударения КО и ПКА в автономном полете.

Величина корректирующего импульса для обоих направлений одинаковая и выбирается из условия обеспечения гарантированного расстояния между ПКА и КО через один виток и при выдаче тормозного импульса для схода ПКА с орбиты искусственного спутника. На величину корректирующего импульса влияют скорость вращения КО при расстыковке, величины импульса толкателей стыковочного механизма и отвода, зависящего от угловой скорости вращения КО, выноса центра масс ПКА от центра масс КО до отстыковки ПКА и конфигурации КО, а также погрешности построения ориентации и исполнения импульсов.

При выдаче корректирующего импульса по вектору орбитальной скорости ПКА переходит на более высокую орбиту и отстает от КО. При импульсе против орбитальной скорости ПКА переходит на более низкую орбиту и опережает его. В обоих случаях из-за изменения периода орбиты через виток (примерно через 90 минут полета) между КО и ПКА в зависимости от величины корректирующего импульса будет несколько километров [3]. Поэтому дальнейший полет будет безопасен, в том числе и при выдаче тормозного импульса на ПКА перед спуском.

Предлагаемый способ управления может быть использован в случае аварии на международной космической станции и при необходимости ее срочного покидания и может быть реализован известными системами управления.

Фиксация положения ПКА в инерциальном пространстве обеспечивается прибором БУПО (блок управления причаливанием и ориентацией), который обнуляет любые возмущения движения ПКА вокруг центра масс. Этот прибор существует на космических кораблях “Союз-ТМ” и “Прогресс-М”.

Построение местной вертикали и определение курсового угла может быть выполнено вручную с помощью оптического прибора ВСК-4, ось визирования которого перпендикулярна продольной оси корабля. При построении местной вертикали вначале вращают ПКА по каналу крена вокруг его продольной оси, а затем по каналу тангажа вокруг оси перпендикулярной как продольной оси ПКА, так и оси визирования оптического прибора ВСК-4. При этом управляют ПКА таким образом, чтобы добиться равномерного расположения границ Земного сфероида во всех периферийных трубках. Определение курсового угла может быть проведено вращением лимба ВСК-4, совмещая поворотную сетку с направлением бега Земли.

Построение ОСК в ручном режиме требует не более 5-10 минут. Точность построения ОСК не хуже 5^o по всем осям.

Закрутка ПКА для построения орбитальной ориентации может быть выполнена так же, как это делается на корабле “Союз ТМ” – с помощью системы ручного управления ориентацией.

Выдача корректирующего импульса может быть реализована также с помощью системы ручного управления причаливанием, которая обеспечивает коррекцию движения центра масс корабля “Союз ТМ” в любом направлении, что является необходимым условием при выполнении ручной стыковки.

Использование перечисленных приборов и систем управления позволяют проводить безопасное отделение ПКА от КО без привязки к определенной светотеневой обстановке (достаточно 5-10 минут светлого времени для построения ОСК) и за сравнительно короткий временной диапазон (не более 10 минут от отделения до выдачи корректирующего импульса).

Статистическое моделирование (100000 реализаций) расстыковки ПКА (“Союз ТМ”) от КО (МКС), выдачи импульса отвода, построения орбитальной системы координат с учетом случайных ошибок построения ориентации, выдачи корректирующего импульса на ПКА и тормозного импульса для спуска с орбиты ИСЗ с учетом ошибок исполнения импульсов показывает, что во всех реализациях обеспечивается определение угла разворота вокруг оси визирования прибора ВСК-4 с необходимой точностью, а величина корректирующего импульса может быть определена по следующей эмпирической зависимости
V_кV_д+V_т,
где V_к – корректирующий импульс,
V_д – импульс отвода, выдаваемый сразу после расстыковки в произвольной ориентации ПКА,
V_т – импульс толкателей стыковочного механизма.

Импульс отвода V_д обеспечивает безопасный отход от КО в непосредственной близости от КО сразу после расстыковки. Его величина зависит от скорости вращения КО, конкретного места на конструкции, к которому пристыкован ПКА, и геометрии КО. Наличие в составе КО различных модулей и солнечных батарей затрудняет безопасный отход ПКА от КО, особенно при вращении КО до расстыковки. Величина импульса отвода устанавливается при моделировании для наихудших условий в момент разделения и для международной космической станции составляет 1.01.4 м/с.

Импульс толкателей стыковочного механизма V_т имеет конечное значение и для ПКА (“Союз-ТМ”) составляет 0.10-0.12 м/с.

V_к – соответствует условию гарантированного пролета ПКА на расстоянии не менее 12 километров от КО через один виток [3].

При моделировании для расчета величины корректирующего импульса V_д (для “ПКА “Союз ТМ”) было принято, что ПКА разделяется в направлении из плоскости полета КО (перпендикулярно вектору орбитальной скорости), а в момент расстыковки КО вращается со скоростью 1 град/с. В таких условиях величина корректирующего импульса V_к должна быть не менее 1.2 м/с в направлении против вектора орбитальной скорости. При этом гарантируется, что через один виток полета после расстыковки расстояние между ПКА и КО будет не менее 12 километров. Случай выдачи корректирующего импульса в направлении вектора орбитальной скорости требует меньшей величины корректирующего импульса.

Список литературы.

1. ж. “Новости космонавтики”, т 9, 4 (195), 1999 г., стр.22, Москва.

2. “Joint Flight Rules” (STS – 76) – “Правила совместного полета” (СТС – 76), РГ-3/РКК Э/НАСА/004/3242-3, 14 февраля 1996 г.

3. Основы теории полета космических аппаратов. – М.: Машиностроение, 1972 г.

4. US patent 05493392, 20 Feb 1996, Blackman J., “Digital image system for determining relative position and motion of in-flight vehicles”.

5. US patent 05207003, 4 May 1993, Yamada N., “Target and system for three-dimensionally measuring position and attitude using said target”.

6. US patent 05119305, 2 June 1992, Ferro D., “Process and system for remotely controlling an assembly of a first and a second object”.

7. US patent 05302816, 12 Apr 1994, Tulet M., “Optical device for determining the relative position of two vehicles, and an alignment system comprising an application thereof”.

Формула изобретения

Способ управления пилотируемым космическим аппаратом, отстыкованным от находящегося на околокруговой орбите неориентированного космического объекта, включающий выдачу импульса отвода после отделения от космического объекта, построение ориентации пилотируемого космического аппарата в орбитальной системе координат и выдачу корректирующего импульса, отличающийся тем, что после отделения от космического объекта производят фиксацию положения пилотируемого космического аппарата в инерциальном пространстве и в этом положении выдают импульс отвода, выполняют построение местной вертикали, совпадающей с осью визуального наблюдения, производя последовательные развороты пилотируемого космического аппарата вокруг собственных осей, перпендикулярных указанной оси визуального наблюдения, начиная с разворота вокруг оси, которая после построения орбитальной системы координат должна располагаться вдоль вектора орбитальной скорости пилотируемого космического аппарата, определяют величину угла разворота вокруг указанной оси визуального наблюдения, необходимого для построения орбитальной системы координат, выполняют разворот космического аппарата на этот угол и выдают корректирующий импульс по направлению орбитальной скорости, если величина данного угла меньше 90^o или по направлению против орбитальной скорости, если величина данного угла больше 90^o, причем величина корректирующего импульса выбирается статистическим моделированием из условия обеспечения гарантированного расстояния между пилотируемым космическим аппаратом и космическим объектом через один виток и при выдаче тормозного импульса для схода пилотируемого космического аппарата с орбиты искусственного спутника.

РИСУНКИ

MM4A – Досрочное прекращение действия патента СССР или патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Дата прекращения действия патента: 04.07.2007

Извещение опубликовано: 20.02.2009 БИ: 05/2009