RU2759360C1 - Method for controlling the movement of a space object when approaching another space object - Google Patents

Abstract

FIELD: space technology.

SUBSTANCE: invention relates to space technology, and more specifically to the convergence of space objects. The method for controlling the movement of a space object (SO) when approaching another space object (ASO) includes putting the SO into a reference orbit with a deviation from the plane of the orbit of the ASO by the longitude of the ascending node of the orbit by an amount of Δλ_AN and by an inclination by an amount of Δi, but with a given mismatch by the argument of latitude ΔФ, and applying approach pulses to the SO for docking with the ASO. At the same time, after placing the SO into the reference orbit, it is transferred to an intermediate orbit, coplanar and coelliptic with respect to the orbit of the ASO with a height difference of ΔН, which is determined taking into account the actual value of ΔФ. The transition is carried out by applying pulses ΔV_i. Next, a ΔV_TRANS pulse is applied to the SO, directed along the velocity vector of the SO, for the transition of the space object to the orbit of a meeting with another space object, and then the spacecraft is connected to the ASO.

EFFECT: reduction in the number of turns before docking is achieved.

1 cl, 5 dwg

Description

Предлагаемый способ управления может быть использован в космической технике при сближении и последующей стыковке двух космических объектов, например пилотируемого космического корабля, выводимого ракетой-носителем (РН) в качестве космического объекта (КО) и орбитальной станции (ОС) в качестве другого космического объекта (ДКО), находящегося на околокруговой орбите небесного тела.The proposed control method can be used in space technology during the approach and subsequent docking of two space objects, for example, a manned spacecraft launched by a launch vehicle (LV) as a space object (SC) and an orbital station (OS) as another space object (ATS) ), located in a near-circular orbit of a celestial body.

Известен способ управления взлетным модулем лунного корабля «Eagle» при сближении с командным модулем корабля «Apollo-11», выбранный в качестве аналога, включающий выведение взлетного модуля в плоскость орбиты командного модуля и проведение их сближения и стыковки. Взлетный модуль, используемый в качестве КО, выводился с поверхности Луны на орбиту с высотой перицентра/апоцентра Нπ/Нα=18/83 км (10/45 морских миль), а командный модуль, исполнявший роль ДКО, находился на круговой окололунной орбите высотой Н=111 км (60 морских миль). В момент выведения КО плоскости орбит двух объектов совпадали, а необходимое начальное рассогласование по аргументу широты между КО и ДКО (фазовый угол) обеспечивалось за счет маневрирования ДКО. Сближение предусматривало последовательное выполнение ряда простых коррекций для перехода КО на промежуточную орбиту, коэллиптическую по отношению к орбите ДКО с разницей по высоте на величину ΔН [1. Kennet A. Young, James D. Alexander, Apollo Lunar Rendezvous, Journal Spacecraft, vol. 7, №9, 1970]. В течение полвитка после выведения КО был переведен на промежуточную орбиту, коэллиптическую по отношению к орбите ДКО, высотой Н=83 км (45 морских миль), то есть с разницей высот ΔН=28 км (15 морских миль). Затем начинался заключительный этап, на котором расчет маневров сближения для перехода КО в окрестность ДКО выполнялся на борту КО в автоматическом режиме. При сближении с промежуточной орбиты, коэллиптической орбите ДКО, повышается надежность и безопасность стыковки в случае срыва режима автоматического сближения, а также обеспечивается удобство управления КО в ручном режиме без использования средств измерений взаимного положения КО и ДКО. Приблизительно за полвитка до стыковки КО пересекает т.н. линию Гомана, вдоль которой ДКО наблюдается под углом 26.5° над местным горизонтом, соответствующем окололунной орбите. Приложение импульса вдоль вектора скорости КО в этой точке обеспечивает гомановский переход на орбиту ДКО. Величина импульса, необходимого для перехода КО в окрестность ДКО, зависит от разности высот коэллиптических орбит АН и определяется по формуле [2. Р.Ф. Аппазов, О.Г. Сытин, «Методы проектирования траектории носителей и спутников Земли», Москва, Наука, 1987]The known method of control of the takeoff module of the lunar spacecraft "Eagle" when approaching the command module of the spacecraft "Apollo-11", selected as an analogue, including the launching of the takeoff module into the orbital plane of the command module and carrying out their rendezvous and docking. The take-off module, used as a spacecraft, was launched from the lunar surface into an orbit with a pericenter / apocenter altitude Нπ / Нα = 18/83 km (10/45 nautical miles), and the command module, which played the role of an ATS, was in a circular circumlunar orbit with an altitude of Н = 111 km (60 nautical miles). At the moment of launching the spacecraft, the planes of the orbits of the two objects coincided, and the required initial mismatch in the argument of latitude between the spacecraft and the spacecraft (phase angle) was ensured by maneuvering the spacecraft. The rendezvous provided for the sequential execution of a number of simple corrections to transfer the spacecraft to an intermediate orbit, coelliptical with respect to the ATS orbit with a difference in height by the value of ΔН [1. Kennet A. Young, James D. Alexander, Apollo Lunar Rendezvous, Journal Spacecraft, vol. 7, No. 9, 1970]. Within a half-orbit after launching, the spacecraft was transferred to an intermediate orbit, coelliptical with respect to the orbit of the spacecraft, with an altitude of H = 83 km (45 nautical miles), that is, with an altitude difference ΔH = 28 km (15 nautical miles). Then the final stage began, at which the calculation of rendezvous maneuvers for the spacecraft transition to the vicinity of the ATP was carried out on board the spacecraft in an automatic mode. When approaching from an intermediate orbit, the coelliptical orbit of the ATP, the reliability and safety of the docking increases in the event of a failure of the automatic rendezvous mode, and also provides the convenience of controlling the spacecraft in manual mode without using the means for measuring the relative position of the spacecraft and the spacecraft. Approximately half a turn before the docking, the KO crosses the so-called. the Homan line, along which the DSC is observed at an angle of 26.5 ° above the local horizon corresponding to the circumlunar orbit. The application of an impulse along the velocity vector of the CO at this point provides a Homan transfer to the AOC orbit. The magnitude of the impulse required for the transition of the CO to the vicinity of the DSC depends on the difference in the heights of the coelliptic orbits AH and is determined by the formula [2. R.F. Appazov, O. G. Sytin, "Methods for designing the trajectory of carriers and satellites of the Earth", Moscow, Nauka, 1987]

где μ - гравитационная постоянная, r_Н - радиус коэллиптической орбиты КО, r_К - радиус орбиты ДКО и r_К=r_Н+ΔН.where μ is the gravitational constant, r _N is the radius of the coelliptical orbit of the KO, r _K is the radius of the orbit of the DKO, and r _K = r _N + ΔH.

Так в случае, соответствующем аналогу [1], для ΔН=15 морских миль величина импульса составила 7.5 м/с.So in the case corresponding to the analogue [1], for ΔН = 15 nautical miles, the value of the impulse was 7.5 m / s.

На фиг. 1 приведена баллистическая схема, используемая в аналоге, где: 1 - Луна, 2 - КО, 3 - ДКО, 4 - орбита КО после выведения, 5 - точка приложения импульса для перехода КО на промежуточную коэллиптическую орбиту, 6 - разница по высоте ΔН, 7 - точка приложения импульса для перехода на орбиту ДКО, 8 - точка начала торможения, 9 - точка, в которой завершается стыковка КО и ДКО.FIG. 1 shows the ballistic scheme used in the analogue, where: 1 - Moon, 2 - KO, 3 - DKO, 4 - KO orbit after launching, 5 - point of application of the impulse for the spacecraft transition to an intermediate coelliptical orbit, 6 - height difference ΔН, 7 - the point of application of the impulse for the transfer to the ATP orbit, 8 - the point of the start of deceleration, 9 - the point at which the docking of the spacecraft and the ATP is completed.

Недостатком этого способа является необходимость выведения КО на орбиту с высотой апоцентра близкой к высоте орбиты ДКО. Если в качестве ДКО рассматривать орбитальную станцию (ОС) с высотой орбиты, существенно превосходящей (на 200 км) высоту орбиты выведения современных транспортных кораблей, то полет РН будет сопровождаться значительными потерями в выводимой массе КО.The disadvantage of this method is the need to place the spacecraft into an orbit with an apocenter height close to that of the spacecraft orbit. If we consider an orbital station (OS) with an orbital altitude (by 200 km) significantly higher (by 200 km) than the altitude of the launching orbit of modern transport vehicles as an ATS, then the launch of the launch vehicle will be accompanied by significant losses in the launched spacecraft mass.

Известен способ управления движением активного КО при сближении с пассивным ДКО, например ОС [3. Муртазин Р.Ф. Способ управления движением космическим объектом при сближении с другим космическим объектом. Патент RU №2657704 от 14.06.2018], выбранный в качестве прототипа, который обеспечивает сближение и стыковку за два витка. Такой способ включает выведение КО на орбиту, плоскость которой пересекает орбитальную плоскость ДКО под углом θ, но с заданным рассогласованием по аргументу широты ΔФ, после чего к КО прикладывают импульсы сближения для стыковки с ДКО. Рассогласование плоскостей орбит КО и ДКО ликвидируют в окрестности точки их пересечения с помощью первого импульса сближения, характеристики которого определяют по номинальным параметрам орбиты выведения. Затем с использованием бортовых измерений относительного положения КО и ДКО проводят расчет двухимпульсного маневра для перехода КО в окрестность ДКО, где сближение завершается автоматической стыковкой. Срочное выполнение первого импульса сближения, определенного по предстартовым расчетам, позволяет сократить длительность сближения до двух витков.There is a known method for controlling the movement of an active KO when approaching a passive ATP, for example OS [3. Murtazin R.F. A method for controlling the movement of a space object when approaching another space object. Patent RU No. 2657704 dated 06/14/2018], selected as a prototype, which provides rendezvous and docking in two turns. This method includes placing the spacecraft into an orbit, the plane of which intersects the orbital plane of the spacecraft at an angle θ, but with a given mismatch in the latitude argument ΔF, after which rendezvous pulses are applied to the spacecraft to dock with the spacecraft. The misalignment of the planes of the orbits of the SC and the ATS is eliminated in the vicinity of the point of their intersection with the help of the first rendezvous impulse, the characteristics of which are determined by the nominal parameters of the launching orbit. Then, using onboard measurements of the relative position of the spacecraft and the spacecraft, a two-pulse maneuver is calculated for the spacecraft to move to the vicinity of the spacecraft, where the approach ends with automatic docking. The urgent execution of the first rendezvous impulse, determined from the prelaunch calculations, makes it possible to reduce the rendezvous duration to two orbits.

Недостатком этого способа является необходимость выполнения больших импульсов на заключительном этапе полета. В случае срыва автоматического режима завершить сближение в ручном режиме будет затруднительно.The disadvantage of this method is the need to perform large pulses at the final stage of the flight. In case of failure of the automatic mode, it will be difficult to complete the approach in manual mode.

Техническим результатом изобретения является сокращение длительности сближения КО с ДКО и повышение надежности и безопасности сближения без использования средств измерения относительного положения КО и ДКО.The technical result of the invention is to shorten the duration of the convergence of the spacecraft with the ATP and increase the reliability and safety of the approach without using the means for measuring the relative position of the spacecraft and the ATP.

Технический результат достигается благодаря тому, что в способе управления движением КО при сближении с ДКО, включающем выведение КО на опорную орбиту с отклонением от плоскости орбиты ДКО по долготе восходящего узла орбиты на величину Δλ_ВУ и по наклонению на величину Δi, но с заданным рассогласованием по аргументу широты ΔФ, и приложение к КО импульсов сближения для стыковки с ДКО, в отличие от известного, после выведения КО на опорную орбиту осуществляют его переход на промежуточную орбиту, компланарную и коэллиптическую по отношению к орбите ДКО с разницей по высоте на величину ΔН, которую определяют с учетом фактического значения ΔФ, при этом переход осуществляют путем приложения импульсов ΔV_i, где i - 1, 2,…, характеристики которых определяют по номинальным параметрам опорной орбиты выведения КО, после чего в окрестности точки, в которой ДКО по отношению к КО находится под заданным углом α к местному горизонту, к КО прикладывают импульс ΔV_ПЕР, направленный вдоль вектора скорости КО, величину которого определяют по фактическому значению ΔН, для перехода КО на орбиту встречи с ДКО, а затем стыкуют КО с ДКО.Technical result is achieved due to the fact that in the process of movement QoS control when approaching the RCD comprising removing CO at the reference orbit with the deviation from the orbit plane DKO of orbit ascending node longitude value Δλ _slave and inclination by the value Δi, but specify the mismatch of argument of latitude ΔФ, and the application of rendezvous impulses to the spacecraft for docking with the spacecraft, in contrast to the known one, after inserting the spacecraft into the reference orbit, it transitions to an intermediate orbit, coplanar and coelliptical with respect to the spacecraft orbit with a difference in height by the value ΔН, which is determined taking into account the actual value of ΔФ, while the transition is carried out by applying impulses ΔV _i , where i - 1, 2, ..., the characteristics of which are determined by the nominal parameters of the reference orbit of the launching is at a given angle α to the local horizon, a pulse ΔV _{PER is} applied to the KO, directed along the vector velocity of the SC, the value of which is determined by the actual value of ΔН, for the transfer of the SC to the orbit of the encounter with the ATP, and then the SC with the AOC.

Описываемый способ управления движением позволяет провести сближение КО с ДКО менее чем за два витка, а при отсутствии измерений относительного положения КО и ДКО исполнение импульса сближения удобно реализовать в ручном режиме по визуальным наблюдениям ДКО.The described method of motion control makes it possible to approach the spacecraft with the ATP in less than two orbits, and in the absence of measurements of the relative position of the spacecraft and the ATP, it is convenient to execute the approach pulse in manual mode based on visual observations of the ATP.

Переход с опорной орбиты на промежуточную коэллиптическую орбиту потребует выполнения двухимпульсного маневра сближения протяженностью полвитка. За время нахождения КО на промежуточной коэллиптической орбите формируется окончательное согласование по аргументу широты между КО и ДКО. Последующий переход с коэллиптической орбиты для встречи с ДКО потребует выполнения еще одного импульса, направленного вдоль вектора скорости КО, и перелета в окрестность ДКО в течение полвитка. При этом величина импульса, необходимого для перехода в окрестность ДКО, зависит от фактического значения ΔН, а момент приложения этого импульса определяют по визуальным наблюдениям ДКО.The transition from the reference orbit to the intermediate coelliptical orbit will require a two-pulse rendezvous maneuver of half a turn. During the time the SO is in an intermediate coelliptical orbit, the final agreement is formed on the latitude argument between the SO and the ATP. The subsequent transition from the coelliptical orbit to meet with the DCO will require the execution of one more impulse directed along the velocity vector of the CO, and a flight to the vicinity of the DCO during half a turn. In this case, the magnitude of the pulse required for the transition to the vicinity of the ATP depends on the actual value of ΔH, and the moment of application of this pulse is determined by visual observations of the ATP.

Технический результат в предлагаемом способе управления достигается за счет того, что с помощью квазикомпланарного выведения КО и последующего перехода на орбиту, коэллиптическую орбите ДКО с разницей по высоте ΔН, обеспечиваются условия для быстрого сближения КО с ДКО. Окончательный переход на орбиту ДКО с коэллиптической орбиты обеспечивает удобство выполнения ручного сближения по визуальным наблюдениям ДКО в случае срыва автоматического режима или при отсутствии возможности измерения взаимного положения КО и ДКО.The technical result in the proposed control method is achieved due to the fact that with the help of quasi-coplanar launching of the spacecraft and the subsequent transition to the orbit, the coelliptical orbit of the spacecraft with the difference in height ΔH, conditions are provided for the fast approach of the spacecraft with the spacecraft. The final transfer to the ATP orbit from the coelliptical orbit provides the convenience of performing manual rendezvous based on visual observations of the ATP in case of failure of the automatic mode or in the absence of the possibility of measuring the relative position of the spacecraft and the ATP.

Сущность изобретения поясняется на фиг. 1÷5, где:The essence of the invention is illustrated in FIG. 1 ÷ 5, where:

на фиг. 1 приведена баллистическая схема аналога с использованием промежуточной коэллиптической орбиты, с которой выполнялся заключительный переход к ДКО,in fig. 1 shows the ballistic scheme of the analogue using an intermediate coelliptical orbit, from which the final transition to the ATP was performed,

на фиг. 2 приведена схема выведения, используемая в предлагаемом способе управления с кавазикомпланарным выведением КО на опорную орбиту, которая обеспечивает рассогласование плоскостей орбит на угол θ,in fig. 2 shows the injection scheme used in the proposed control method with kavazikomplanar injection of the spacecraft into the reference orbit, which provides the mismatch of the orbital planes by the angle θ,

на фиг. 3 представлена схема перехода КО с промежуточной коэллиптической орбиты на орбиту ДКО,in fig. 3 shows a diagram of the transfer of the SC from the intermediate coelliptical orbit to the AOC orbit,

на фиг. 4 показана циклограмма предлагаемого способа управления КО при выполнении сближения с ДКО,in fig. 4 shows the cyclogram of the proposed control method of the spacecraft when performing the rendezvous with the ATP,

на фиг .5 представлены графики затрат характеристической скорости КО на сближение с ДКО в зависимости от начального рассогласования по аргументу широты ΔФ между объектами и с разницей по высоте ΔН=5 км.Fig. 5 shows the graphs of the costs of the characteristic velocity of the spacecraft for approaching the ATP depending on the initial mismatch in the argument of latitude ΔF between objects and with a difference in height ΔH = 5 km.

На этих фиг. отмечены следующие позиции:In these FIGS. the following items are marked:

1 - Луна, 2 - КО, 3 - ДКО, 4 - опорная орбита КО после выведения, 5 -промежуточная коэллиптическая орбита, 6 - разница по высоте ΔН, 7 - точка приложения импульса для перехода на орбиту ДКО, 8 - точка начала торможения, 9 - точка, в которой завершается стыковка КО и ДКО, 10 - точка пересечения плоскостей орбит КО и ДКО под углом θ, в окрестности которой выполняется импульс, ликвидирующий рассогласование плоскостей орбит, 11 - начальное рассогласование по аргументу широты ΔФ между КО и ДКО в момент выведения КО, 12 - диапазон начальных положений КО, позволяющий реализовать сближение с ДКО с допустимыми затратами характеристической скорости, 13 -трасса КО при компланарном выведении на орбиту, 14 - трасса КО при квазикомпланарном выведении на орбиту, 15 - линия Гомана, 16 - импульс перехода КО с промежуточной коэллиптической орбиты на орбиту встречи с ДКО, 17 - импульсы перехода КО на промежуточную коэллиптическую орбиту, 18 - заключительные импульсы торможения КО, 19 - диапазон начальных значений рассогласования по аргументу широты ΔФ, позволяющий провести сближение в компланарной постановке, 20 - диапазон начальных значений рассогласования по аргументу широты ΔФ, позволяющий провести сближение в квазикомпланарной постановке.1 - Moon, 2 - KO, 3 - DKO, 4 - reference orbit of KO after launching, 5 - intermediate coelliptical orbit, 6 - difference in height ΔН, 7 - point of impulse application for transfer to orbit of DKO, 8 - deceleration start point, 9 - the point at which the docking of the KO and the ATP is completed, 10 is the point of intersection of the orbital planes of the KO and the ATP at an angle θ, in the vicinity of which an impulse is executed, eliminating the mismatch of the planes of the orbits, 11 is the initial mismatch in the argument of latitude ΔF between the KO and the ATP at the moment spacecraft injection, 12 - the range of the initial positions of the spacecraft, allowing to implement the rendezvous with the spacecraft with admissible costs of the characteristic velocity, 13 - the spacecraft route during coplanar insertion into orbit, 14 - the spacecraft route during quasi-coplanar insertion into orbit, 15 - Homan's line, 16 - transition impulse SO from the intermediate coelliptical orbit to the orbit of the encounter with the DCO, 17 - pulses of the transition of the CO to the intermediate coelliptical orbit, 18 - final deceleration pulses of the CO, 19 - the range of initial values of the mismatch in the argument of latitude ΔФ, which allows the approach in the coplanar setting, 20 is the range of the initial values of the mismatch in the argument of latitude ΔФ, which allows the approach in the quasi-coplanar setting.

Рассмотрим предлагаемый способ на примере. Пусть в качестве ДКО рассматривается ОС, к которой должен пристыковаться КО, выводимый на опорную орбиту с помощью РН. Для выполнения сближения и стыковки в течение двух витков в случае выведения КО в плоскость орбиты ДКО начальное рассогласование по аргументу широты ΔФ должно находиться в узком допустимом диапазоне шириной 6° [4. Р. Муртазин «Двухвитковая схема сближения космического корабля «Союз» с международной космической станцией», ж. Космонавтика и Ракетостроение ЦНИИМаш, 2017 (1) №94 с. 30-37]. Чтобы обеспечить попадание в этот оптимальный диапазон потребуется проведение маневров ОС для формирования необходимых параметров орбиты, что приведет к расходу большого количества топлива.Let's consider the proposed method using an example. Let the OS be considered as the ATS, to which the SC should be docked, which is launched into the reference orbit with the help of the launch vehicle. To perform rendezvous and docking during two orbits in the case of launching the spacecraft into the plane of the ATS orbit, the initial mismatch in the argument of latitude ΔФ should be in a narrow permissible range of 6 ° width [4. R. Murtazin "Two-turn scheme of rendezvous of the Soyuz spacecraft with the International Space Station", w. Cosmonautics and Rocket Engineering TsNIIMash, 2017 (1) No. 94 p. 30-37]. To ensure that it falls into this optimal range, it will be necessary to carry out OS maneuvers to form the required orbital parameters, which will lead to the consumption of a large amount of fuel.

Для расширения оптимального диапазона используют квазикомпланарное выведение, описанное в [3]. Время запуска КО смещают таким образом, чтобы начальное рассогласование с ДКО по аргументу широты ΔФ оказалось в допустимом диапазоне, а возникающий при этом угол рассогласования орбитальных плоскостей КО и ДКО θ частично ликвидируют за счет изменения азимута выведения РН (фиг. 2). После выведения КО на опорную орбиту выполняют его переход на промежуточную коэллиптическую орбиту с помощью импульсов, характеристики которых определены по предстартовым расчетам без проведения измерений параметров орбиты КО.To expand the optimal range, quasi-coplanar injection is used, as described in [3]. The launch time of the spacecraft is shifted in such a way that the initial mismatch with the ATP in terms of the latitude argument ΔF is within the permissible range, and the resulting angle of mismatch of the orbital planes of the spacecraft and the spacecraft θ is partially eliminated by changing the launch azimuth (Fig. 2). After launching the spacecraft into the reference orbit, it is transferred to an intermediate coelliptical orbit using pulses, the characteristics of which are determined from pre-launch calculations without measuring the spacecraft orbit parameters.

Дополнительное расширение условий по начальному рассогласованию по аргументу широты ΔФ можно получить варьированием разницей по высоте ΔН между орбитой ДКО и коэллиптической орбитой, а также временем нахождения на этой орбите. Заключительный участок сближения с промежуточной коэллиптической орбиты представляет собой классический гомановский переход с импульсом, направленным вдоль вектора скорости КО. Точка приложения этого импульса определяется пересечением КО т.н. линии Гомана, вдоль которой ДКО можно визуально наблюдать под углом ~22° над местным горизонтом (для околоземной орбиты). Переход в точку встречи с ДКО при выполнении такого импульса в точке пересечения линии Гомана займет полвитка.An additional expansion of the conditions for the initial mismatch in the latitude argument ΔФ can be obtained by varying the difference in height ΔН between the DKO orbit and the coelliptical orbit, as well as the time spent in this orbit. The final approach segment from the intermediate coelliptical orbit is a classical Homan transition with a momentum directed along the velocity vector of the CO. The point of application of this impulse is determined by the intersection of the SO so-called. the Homan line, along which the DKO can be visually observed at an angle of ~ 22 ° above the local horizon (for a near-earth orbit). The transition to the meeting point with the ATP when such an impulse is executed at the point of intersection of the Homan line will take half a turn.

На фиг. 3 представлена схема перехода КО с промежуточной коэллиптической орбиты на орбиту ДКО. Для наглядности представлены два случая, отличающихся разницей по высоте ΔН 6. При нахождении КО на коэллиптической орбите его траектория в орбитальной системе координат (ОСК) относительно ДКО представляет собой прямую, параллельную оси X ОСК. Находясь на коэллиптической орбите, КО движется по этой траектории с постоянной относительной скоростью

где ω - угловая скорость вращения ДКО по орбите, ΔН - разница высот орбит [2]. Линия Гомана позволяет определить точку приложения импульса для гомановского перехода КО в окрестность ДКО. Эта линия проходит через начало координат ОСК (ДКО) и пересекает относительную траекторию КО под углом α к местному горизонту. Значение угла α является постоянной величиной для данного центрального притягивающего тела и не зависит от разницы высот ΔН между коэллиптическими орбитами. Для окололунной орбиты значение угла α составляет ~26.5°, а для околоземной ~23°. Импульс в точке пересечения линии Гомана будет направлен вдоль вектора абсолютной скорости КО, а величина этого импульса пропорциональна разнице высот ΔН (1). В аналоге величина импульса при переходе КО в окрестность ДКО на окололунной орбите с ΔН=15 морских миль составила 7.5 м/с.FIG. 3 shows a diagram of the transfer of a spacecraft from an intermediate coelliptical orbit to the orbit of an AOC. For clarity, two cases are presented, differing by the difference in height ΔH 6. When the SO is in a coelliptical orbit, its trajectory in the orbital coordinate system (OCS) relative to the DCS is a straight line parallel to the X-axis of the OCS. Being in a coelliptical orbit, the SO moves along this trajectory with a constant relative velocity

where ω is the angular velocity of rotation of the AEC in the orbit, ΔН is the difference in the heights of the orbits [2]. The Homan line allows one to determine the point of application of the momentum for the Homan transition of the CO in the vicinity of the ATP. This line passes through the origin of coordinates of the OCS (ATS) and intersects the relative trajectory of the CO at an angle α to the local horizon. The value of the angle α is a constant value for a given central attracting body and does not depend on the difference in heights ΔH between the coelliptical orbits. For a circumlunar orbit, the angle α is ~ 26.5 °, and for a near-earth orbit ~ 23 °. The impulse at the point of intersection of the Hohmann line will be directed along the vector of the absolute velocity of the CO, and the magnitude of this impulse is proportional to the difference in heights ΔH (1). In the analogue, the magnitude of the impulse during the spacecraft transfer to the vicinity of the DCO in a circumlunar orbit with ΔН = 15 nautical miles was 7.5 m / s.

Рассмотрим циклограмму предлагаемого способа управления КО при выполнении сближения с ДКО (фиг. 4). После выведения КО 2 на опорную орбиту его переводят на промежуточную коэллиптическую орбиту с помощью двух импульсов 17. При достижении КО точки пересечения с линией Гомана на коэллиптической орбите к нему прикладывают переходный импульс 16, а примерно через полвитка в окрестности ДКО выполняют заключительные импульсы торможения 18 и проводят стыковку 9 КО с ДКО.Consider the cyclogram of the proposed control method of the spacecraft when performing the rendezvous with the ATP (Fig. 4). After insertion of KO 2 into the reference orbit, it is transferred to an intermediate coelliptical orbit with the help of two impulses 17. When the KO reaches the point of intersection with the Homan line in the coelliptical orbit, a transient impulse 16 is applied to it, and after about half a turn in the vicinity of the AO, the final deceleration impulses 18 and docking of 9 KOs with DKO.

Рассмотрим пример. Для сближения по одновитковой схеме при выведении КО в плоскость орбиты ДКО ширина допустимого диапазона начальных рассогласований по аргументу широты ΔФ составляет около 1° (фиг. 5). При отсутствии возможности обеспечить заданное рассогласование ΔФ на момент выведения КО в плоскость ДКО его можно сформировать за счет изменения времени старта. В этом случае появляется рассогласование плоскостей орбит КО и ДКО. Для минимизации затрат характеристической скорости КО на совмещение плоскостей орбит необходимо за счет изменения азимута стрельбы РН уменьшить межорбитальный угол θ. После изменения азимута плоскости орбит КО и ДКО будут отличаться по долготе восходящего узла на величину Δλ_ВУ и по наклонению на величину Δi. Оставшееся после изменения азимута РН незначительное рассогласование плоскостей орбит КО и ДКО ликвидируется за счет небольших боковых составляющих импульсов сближения. При таком подходе диапазон начальных рассогласований по аргументу широты ΔФ можно расширить до ~30° (фиг. 5).Let's look at an example. For a rendezvous according to a single-turn scheme when the spacecraft is injected into the plane of the ATP orbit, the width of the admissible range of initial mismatches in the argument of latitude ΔФ is about 1 ° (Fig. 5). If it is not possible to provide the specified mismatch ΔF at the time of the SC insertion into the ATP plane, it can be formed by changing the start time. In this case, there is a mismatch between the planes of the orbits of the KO and DKO. To minimize the costs of the characteristic velocity of the spacecraft for aligning the orbital planes, it is necessary to reduce the interorbital angle θ by changing the azimuth of the launch vehicle firing. After changing the azimuth, the orbital planes of the SC and AOC will differ in the longitude of the ascending node by the value of Δλ _VU and in the inclination by the value of Δi. The insignificant misalignment of the orbital planes of the spacecraft and spacecraft, which remained after the change in the LV azimuth, is eliminated due to small lateral components of the rendezvous impulses. With this approach, the range of initial mismatches in the latitude argument ΔФ can be extended to ~ 30 ° (Fig. 5).

На графиках затрат характеристической скорости КО при сближении с ДКО (фиг. 5) сплошной линией обозначены затраты, соответствующие выведению КО в плоскость орбиты ДКО, при этом рассогласование плоскостей орбит отсутствует. Допустимый диапазон начального рассогласования по аргументу широты ΔФ между КО и ДКО 19 достаточно узкий и не превышает 1°. Изменение азимута стрельбы РН при выведении КО позволит достичь допустимых затрат характеристической скорости КО в широком диапазоне фазовых углов -30° (штриховая линия 20). Таким образом, представленный способ позволяет обеспечить условия для сближения за один виток с минимальными затратами.On the graphs of the costs of the characteristic velocity of the DC when approaching the DCO (Fig. 5), the solid line indicates the costs corresponding to the insertion of the AC into the plane of the DCO orbit, while there is no mismatch of the orbital planes. The admissible range of the initial mismatch in the argument of latitude ΔF between KO and DKO 19 is rather narrow and does not exceed 1 °. Changing the LV firing azimuth during the launching of the spacecraft will make it possible to achieve the admissible costs of the characteristic velocity of the spacecraft in a wide range of phase angles -30 ° (dashed line 20). Thus, the presented method makes it possible to provide conditions for convergence in one loop with minimal costs.

Следует добавить, что в [4] заключительный участок автономного сближения имеет длительность более одного витка. Алгоритм автономного участка предусматривает сближение на конечном этапе с относительной скоростью ~10 м/с (прицельная скорость), что требует выполнения достаточно больших (не менее 5 м/с) тормозных импульсов с пространственной ориентацией [2]. Наличие пространственных составляющих и поиск точки приложения импульсов требуют автоматизации расчетов и не позволяют выполнить сближение в ручном режиме. Переход на орбиту встречи с коэллиптической орбиты позволит выполнить сближение в ручном режиме без использования сложных расчетов и с меньшей прицельной скоростью, повышая тем самым безопасность стыковки.It should be added that in [4] the final segment of the autonomous rendezvous has a duration of more than one orbit. The algorithm of the autonomous section provides for the approach at the final stage with a relative speed of ~ 10 m / s (target speed), which requires the implementation of sufficiently large (at least 5 m / s) braking impulses with a spatial orientation [2]. The presence of spatial components and the search for the point of application of the pulses require the automation of calculations and do not allow the approach in manual mode. The transfer to the meeting orbit from the coelliptical orbit will make it possible to perform the rendezvous in manual mode without using complex calculations and at a lower target speed, thereby increasing the safety of the docking.

Таким образом, переход с опорной орбиты выведения на промежуточную коэллиптическую орбиту с помощью двухимпульсного маневра займет около полвитка, а переход с коэллиптической орбиты на орбиту стыковки с ДКО с помощью импульса перехода займет еще полвитка. Следовательно, минимальная продолжительность полета КО от выведения до перехода на орбиту ДКО составит около одного витка.Thus, the transition from the reference launch orbit to the intermediate coelliptical orbit using a two-pulse maneuver will take about half a turn, and the transition from the coelliptical orbit to the orbit of docking with the AO using the transition pulse will take another half turn. Consequently, the minimum duration of the spacecraft flight from launch to transfer to the ATS orbit will be about one orbit.

Claims (1)

Способ управления движением космического объекта при сближении с другим космическим объектом, включающий выведение космического объекта на опорную орбиту с отклонением от плоскости орбиты другого космического объекта по долготе восходящего узла орбиты на величину Δλ_ВУ и по наклонению на величину Δi, но с заданным рассогласованием по аргументу широты ΔФ, и приложение к космическому объекту импульсов сближения для стыковки с другим космическим объектом, отличающийся тем, что после выведения космического объекта на опорную орбиту осуществляют его переход на промежуточную орбиту, компланарную и коэллиптическую по отношению к орбите другого космического объекта с разницей по высоте на величину ΔН, которую определяют с учетом фактического значения ΔФ, при этом переход осуществляют путем приложения импульсов ΔV_i, где i - 1, 2,…, характеристики которых определяют по номинальным параметрам опорной орбиты выведения космического объекта, после чего в окрестности точки, в которой другой космический объект по отношению к космическому объекту находится под заданным углом α к местному горизонту, к космическому объекту прикладывают импульс ΔV_ПЕР, направленный вдоль вектора скорости космического объекта, величину которого определяют по фактическому значению ΔН, для перехода космического объекта на орбиту встречи с другим космическим объектом, а затем стыкуют космический объект с другим космическим объектом.A method for controlling the motion of a space object when approaching another space object, including injecting a space object into a reference orbit with a deviation from the orbital plane of another space object in the longitude of the ascending node of the orbit by the value of Δλ _VU and in inclination by the value of Δi, but with a given mismatch in the argument of latitude ΔФ, and the application of rendezvous impulses to the space object for docking with another space object, characterized in that after the space object is injected into the reference orbit, it transitions to an intermediate orbit, coplanar and coelliptical with respect to the orbit of another space object with a difference in height by the value ΔН, which is determined taking into account the actual value of ΔФ, while the transition is carried out by applying impulses ΔV _i , where i - 1, 2, ... cosmic a space object in relation to a space object is at a given angle α to the local horizon, an impulse ΔV _{PEP is} applied to the space object, directed along the velocity vector of the space object, the value of which is determined by the actual value of ΔH, to transfer the space object to an orbit of encounter with another space object , and then dock the space object with another space object.

Images