RU2762586C1 - Method for correcting the orbital motion of a spacecraft - Google Patents

Abstract

FIELD: space technology.SUBSTANCE: invention relates to motion control of a spacecraft (SC) with an electric rocket correction engine (ERCE), which includes operational refinement of the thrust of the ERCE for the formation of long-term plans for the correction of the spacecraft’s orbit. According to the method, in flight, verification and corrective actions are applied to the spacecraft, the temperature of the working fluid is measured at the outlet of the accelerating channel of the ERCE, and the values obtained are averaged over the entire measurement interval. When determining the thrust(F), the well-known dependence ofF (I, U)on the current(I)and voltage(U)in the ERCE the specified temperature(T)is taken into account, for which either its average value or the corresponding technical characteristic of the ERCE is taken.EFFECT: increase in the accuracy of correction of the parameters of the spacecraft orbit and reducing the information load on the ground control system.1 cl

Description

Предлагаемое изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для оперативного уточнения тяги электрических двигателей коррекции и планов коррекции орбиты на длительные промежутки времени. The proposed invention relates to the field of space technology and can be used to promptly refine the thrust of electric correction motors and orbit correction plans for long periods of time.

Естественной технической проблемой при эксплуатации космического аппарата (КА) является длительное время его нахождения с заданными точностями на заданной орбитальной позиции в заданной орбитальной структуре космической системы без привлечения наземных и (желательно) бортовых средств измерения текущих навигационных параметров орбитального движения. Как правило, крайним в вопросе автономного существования КА является баллистическое обеспечение полета.A natural technical problem in the operation of a spacecraft (SC) is a long time of its stay with given accuracy at a given orbital position in a given orbital structure of the space system without involving ground and (preferably) onboard means of measuring the current navigation parameters of orbital motion. As a rule, ballistic support of the flight is the extreme in the issue of the autonomous existence of the spacecraft.

Есть способы коррекции орбиты КА, суть которых заключается в определении ускорений от работы двигателей коррекции (ДК) с помощью датчиков и соответствующей им информации ранее не предназначавшихся для этого. Такой информации могут соответствовать, например, способы коррекции приведенные ниже.There are ways to correct the spacecraft orbit, the essence of which is to determine the accelerations from the operation of correction engines (DC) using sensors and corresponding information that were not previously intended for this. Such information may correspond, for example, to the correction methods given below.

Известен способ коррекции орбитального движения КА (RU 2558529 С2, МПК В64G 1/24), включающий приложение корректирующего воздействия путем включения ДК, проведение траекторных измерений, определение параметров движения центра масс КА, расчет плана коррекций, формирование массивов командно-программной информации, содержащих начальные условия движения, план коррекций и управляющие ускорения, и засылку этих массивов на борт КА, отличающийся тем, что прикладывают проверочное воздействие к корпусу КА путем включения ДК, измеряют температуру стенки камеры сгорания (СКС) работающего ДК, определяют темп нагрева СКС ДК на участке (интервале) регулярного режима нагревания первого рода, устанавливают по изменениям элементов орбиты и темпу нагрева коэффициент трансформации темпа нагрева в тягу ДК, измеряют температуру СКС ДК при корректирующих воздействиях, определяют темпы нагрева СКС ДК на участках регулярного режима нагревания, находят тягу ДК по формуле:There is a known method for correcting the spacecraft's orbital motion (RU 2558529 C2, IPC B64G 1/24), including the application of a corrective action by turning on the DC, carrying out trajectory measurements, determining the parameters of the spacecraft's center of mass motion, calculating a correction plan, forming arrays of command and program information containing initial motion conditions, correction plan and control accelerations, and sending these arrays on board the spacecraft, characterized in that they apply a test action to the spacecraft body by switching on the DC, measure the temperature of the combustion chamber wall (SCS) of the operating DC, determine the heating rate of the SCS DC in the section ( interval) of the regular heating mode of the first kind, the coefficient of transformation of the heating rate into the DC thrust is set according to the changes in the orbital elements and the heating rate, the temperature of the SCS DC is measured with corrective actions, the heating rate of the SCS DC is determined in the areas of the regular heating mode, the DC thrust is found by the formula:

, (1)

, (one)

где F _i – тяга ДК при корректирующем воздействии, Н;where F _i is the thrust of the DC under corrective action, N;

– коэффициент трансформации, Н·с;

- transformation ratio, N · s;

индекс «

» относится к проверочным (тестовым) воздействиям;index "

" refers to verification (test) impacts;

индекс « _i » относится к условному номеру ДК;index " _i " refers to the conditional number of the DC;

– темпы нагрева СКС соответственно при корректирующем и проверочном воздействиях на КА, с^-1.

- heating rates of the SCS, respectively, with corrective and verification influences on the spacecraft, s^-one...

Аналог применим к однокомпонентным (например, гидразиновым) и двухкомпонентным двигателям малой тяги. При нагревании СКС устанавливается регулярный режим 1-го рода: когда при постоянной температуре окружающей среды изменение температуры в каждой точке СКС происходит по экспоненте, одинаковой для всех точек. По температурам СКС строят зависимость ln(T _к-Т) от τ, где Т _к – конечная температура СКС, соответствующая стационарному режиму нагревания, когда температура СКС с течением времени не меняется, Т – текущая температура СКС, τ – время, отсчитываемое от момента включения ДК. Выход на стационарный режим, например, для гидразиновых двигателей малой тяги (40гс) происходит уже через 12-15 мин работы ДК. Из графика зависимости ln(T _к-Т) от τ выделяют прямолинейный участок, который называется регулярным режимом нагревания. Величина:The analogue is applicable to one-component (for example, hydrazine) and two-component low-thrust engines. When the SCS is heated, a regular mode of the 1st kind is established: when, at a constant ambient temperature, the temperature change at each point of the SCS occurs exponentially, the same for all points. Based on the temperatures of the SCS, the dependence of ln ( T _k - T ) on τ is plotted , where T _k is the final temperature of the SCS, corresponding to the stationary heating mode, when the temperature of the SCS does not change over time, T is the current temperature of the SCS, τ is the time counted from the moment switching on the DC. Stepping to a stationary mode, for example, for low-thrust hydrazine engines (40gf), occurs after 12-15 minutes of the DK operation. From the graph of the dependence of ln ( T _to - T ) on τ , a rectilinear section is distinguished, which is called the regular heating mode. Quantity:

, (2)

, (2)

называется темпом нагрева и постоянна на участке с регулярным режимом нагревания.is called the heating rate and is constant in the area with a regular heating mode.

Область применения данного аналога ограничена. Его нельзя использовать при наличии в составе системы коррекции на борту КА электрореактивных двигателей коррекции. The scope of this analogue is limited. It cannot be used if there are electric propulsion correction motors in the correction system on board the spacecraft.

Известен способ коррекции орбитального движения КА (RU 2624889 С2, МПК В64G 1/24), включающий приложение корректирующего воздействия путем включения ДК, проведение траекторных измерений, определение параметров движения центра масс КА, уточнение управляющих ускорений по изменению орбитальных параметров, расчет коррекций, формирование массивов командно-программной информации, содержащих начальные условия движения, план коррекций и управляющие ускорения, и засылку этих массивов на борт КА, отличающийся тем, что в процессе приложения тестового и корректирующего воздействий к корпусу КА путем включения ДК, фиксируют время t _{i   st} стационарного режима нагревания стенки камеры сгорания, фиксируют число срабатываний электроклапанов на входе в блок стабилизации давления и определяют средние частоты

и

срабатывания электроклапанов соответственно при тестовых и корректирующих воздействиях в привязке ко времени t _{i   st} , строят графики зависимости

,

от рабочих значений t _i st , из графиков зависимости

,

от t _i st по текущему значению t _i st при корректирующем воздействии определяют текущие значения

,

, определяют ускорение при корректирующем воздействии от работы ДК по следующей зависимости:There is a known method for correcting the spacecraft orbital motion (RU 2624889 C2, IPC B64G 1/24), including the application of a corrective action by turning on the DC, carrying out trajectory measurements, determining the parameters of the spacecraft's center of mass motion, clarifying the control accelerations by changing the orbital parameters, calculating corrections, forming arrays command and program information containing the initial conditions of motion, the plan of corrections and control accelerations, and sending these arrays on board the spacecraft, characterized in that in the process of applying test and corrective actions to the spacecraft body by turning on the DC, the time is recordedt _{i   st} stationary mode of heating the wall of the combustion chamber, record the number of actuations of the solenoid valves at the entrance to the pressure stabilization unit and determine the average frequencies

and

actuation of electrovalves, respectively, during test and corrective actions in relation to timet _{i   st} , build dependency graphs

,

from operating valuest _{i st} , from the graphs of dependence

,

fromt _{i st} at the current valuet _{i st} with corrective action, the current values are determined

,

, determine the acceleration under the corrective action from the work of the DC according to the following relationship:

, (3)

, (3)

где а _i , а _{i test} – ускорения от i-го ДК соответственно при корректирующем и тестовом воздействии, м/с²,where a _i , and _{i test} are the accelerations from the i-th DC, respectively, under the corrective and test action, m / s ² ,

и по результатам отработки планов коррекций имеют набор достоверных усредненных значений ускорений для дальнейшей работы с КА:and according to the results of the correction plans, they have a set of reliable averaged acceleration values for further work with the spacecraft:

, (4)

, (4)

где n – количество определений а _i на интервале между этапами тестирования ДК.where n is the number of determinations a _i in the interval between DC testing stages.

Способ дает удовлетворительные результаты только при длительных включениях ДК, которые могут быть реализованы: на этапах ввода КА в космическую систему; при переводе КА на другую орбитальную позицию; при смене стратегии нахождения на орбитальной позиции; при деорбитинге (уводе отработавшего свой срок КА с рабочей орбиты). Использование данного способа-аналога в штатной работе маловероятно.The method gives satisfactory results only with prolonged switching on of the DC, which can be implemented: at the stages of the spacecraft introduction into the space system; when transferring the spacecraft to another orbital position; when changing the strategy of finding an orbital position; during deorbiting (removal of a spacecraft that has served its time from the working orbit). The use of this analogue method in normal operation is unlikely.

Известен способ удержания геостационарного КА на заданной орбитальной позиции (RU 2481249 С2, МПК В64G 1/24), который взят за прототип. В части уточнения тяги электрореактивного ДК (ЭРДК) прикладывают проверочное воздействие к корпусу КА путем включения двигателя; измеряют значения анодного тока и напряжения на электродах ЭРДК в процессе приложения проверочного и корректирующего воздействий; усредняют полученные значения на всем интервале измерения; рассчитывают тягу при приложении корректирующего воздействия по зависимости:A known method of keeping a geostationary spacecraft at a given orbital position (RU 2481249 C2, IPC В64G 1/24), which is taken as a prototype. In terms of specifying the thrust of the electroreactive DC (ERDK), a test action is applied to the spacecraft body by turning on the engine; measure the values of the anode current and voltage on the electrodes of the ERDK in the process of applying verification and corrective actions; the obtained values are averaged over the entire measurement interval; thrust is calculated when corrective action is applied according to the dependence:

, (5)

, (5)

где F _i – тяга ЭРДК с i-м условным номером, Н;where F _i - thrust ERDK with the i -th conditional number, N;

k _i = F _{test i} /(I _{test i}

) – коэффициент трансформации, Н/(А·

); k _i = F _{test i} / (I _{test i}

) - transformation ratio, N / (A

);

индекс “ _test ” относится к проверочным (тестовым) определениям тяги ЭРДК по данным траекторных измерений;index " _test " refers to the verification (test) definitions of the thrust of the electric propulsion system based on the data of the trajectory measurements;

I _i – среднее значение анодного тока, А; I _i is the average value of the anode current, A;

U _i – среднее значение напряжения на электродах, В. U _i is the average voltage across the electrodes, V.

В прототипе изложен принципиальный подход к уточнению тяги ЭРДК.The prototype outlines a principled approach to the refinement of the thrust of the ERDK.

1. На начальных этапах функционирования КА проводят траекторные измерения.1. At the initial stages of the spacecraft operation, trajectory measurements are carried out.

На начальных этапах функционирования КА траекторные измерения проводятся с использованием только наземных измерительных средств. Под начальным этапом функционирования КА подразумеваются режим довыведения (большая масса КА) или приведения КА, а также начальный этап функционирования КА на рабочей позиции с отсрочкой работы КА по целевому назначению. Он удобен тем, что можно проводить изменения контролируемых параметров движения КА, в разы превышающие необходимые и достаточные значения за одну штатную коррекцию орбиты. At the initial stages of the spacecraft operation, trajectory measurements are carried out using only ground-based measuring instruments. The initial stage of the spacecraft operation means the additional launch mode (large spacecraft mass) or the spacecraft targeting, as well as the initial stage of the spacecraft functioning at the working position with the delayed spacecraft operation according to its intended purpose. It is convenient in that it is possible to carry out changes in the controlled parameters of the spacecraft motion, many times exceeding the necessary and sufficient values for one standard orbit correction.

2. Прикладывают проверочное воздействие.2. Apply a test action.

Проверочное воздействие – это корректирующее воздействие на КА, имеющее своей целью изменение (коррекцию) параметров движения КА на величину, необходимую и достаточную для уверенного определения по изменению этих параметров тяги ЭРДК или, то же самое, – ускорения от работы ЭРДК. Verification action is a corrective action on the spacecraft, which aims at changing (correcting) the spacecraft motion parameters by an amount necessary and sufficient for confident determination of the EJE thrust from the change in these parameters, or, the same thing, the acceleration from the EJE operation.

3. Измеряют силу анодного тока I и напряжение на электродах U и усредняют их значения на интервале включения первого ЭРДК. В результате получают I _{test .} , U _{test .} (индекс « _test » относится к проверке (тестированию).3. Measure the strength of the anode currentI and voltage across the electrodesU and their values are averaged over the interval of turning on the first ERE. The result isI _{test ...} , U _{test ...} (index " _test " refers to verification (testing).

4. Проводят траекторные измерения.4. Carry out trajectory measurements.

5. Определяют тягу i-го ЭРДК F _{test i} и затем - коэффициент трансформации силы тока и напряжения в тягу (ускорение).5. Determine the thrust of the i-th ERDK F _{test i} and then the coefficient of transformation of the current and voltage into thrust (acceleration).

Тягу i-го ЭРДК F _{test i} определяют по известным методикам, исходя из фактического значения изменения корректируемого параметра орбитального движения КА, например, периода обращения. Коэффициент трансформации k_i определяется из соотношения:The thrust of the i-th EREF F _{test i} is determined according to known methods, based on the actual value of the change in the corrected parameter of the spacecraft's orbital motion, for example, the orbital period. The transformation ratio k _i is determined from the ratio:

k _i = F _{test i} /(I _{test i}

). (6) k _i = F _{test i} / (I _{test i}

) . (6)

6. При проведении корректирующего воздействия (коррекции параметров движения) определяют тягу ЭРДК из соотношения:6. When carrying out a corrective action (correction of motion parameters), the thrust of the ERE is determined from the ratio:

. (7)

... (7)

Известно, что тяга ДК в безвоздушном пространстве определяется из соотношения:It is known that the DC thrust in an airless space is determined from the ratio:

, (8)

, (eight)

где F – тяга ЭРДК, Н;where F is the thrust of the ERDK, N;

– секундный расход рабочего тела-газа (РТ), кг/с;

- second flow rate of the working fluid-gas (RT), kg / s;

V – скорость ионов при выходе из ЭРДК, м/с. V is the ion velocity at the exit from the ERDK, m / s.

Величину

можно связать с силой анодного тока I. По определениюThe value

can be related to the strength of the anode current I. By definition

, (9)

, (9)

где q ^- /t – величина суммарного заряда q ^- , участвующего в ионизации газа и проходящего через поперечное сечение проводника в электрической цепи ЭРДК за единицу времени. where q ^- / t is the value of the total charge q ^- involved in the ionization of the gas and passing through the cross-section of the conductor in the electric circuit of the ERDK per unit time.

Так как Because

, (10)

, (10)

где m – масса РТ, проходящая через поперечное сечение выходного отверстия ЭРДК, кг;where m is the mass of the RT passing through the cross-section of the outlet of the ERDK, kg;

= const – коэффициент пропорциональности, постоянный, вследствие стабилизации процесса ионизации РТ,

= const is the coefficient of proportionality, constant, due to the stabilization of the process of ionization of the RT,

и and

, (11)

, (eleven)

где

= const – коэффициент пропорциональности, постоянный, вследствие стабилизации процесса ионизации РТ, where

= const is the coefficient of proportionality, constant, due to the stabilization of the process of ionization of the RT,

тоthen

, (12)

, (12)

где

= const – коэффициент пропорциональности. where

= const - coefficient of proportionality.

Величина V характеризует кинетическую энергию ионов, которая, в свою очередь, связана с напряжением между электродами зависимостью:The V value characterizes the kinetic energy of ions, which, in turn, is related to the voltage between the electrodes by the dependence:

, (13)

, (thirteen)

где q ^- = m/k;where q ^- = m / k ;

V ₁ , V ₂ – скорости ионов на входе в ускорительный канал ЭРДК и выходе из него, м/с. V _one , V ₂ - ion velocities at the entrance to the accelerating channel of the ERDK and at the exit from it, m / s.

Так как V ₁ << V ₂ , то Since V ₁ << V ₂ , then

, (14)

, (14)

т.е.those.

. (15)

... (15)

Подставляя уравнения (12) и (15) в уравнение (8) и представляя последнее в относительном виде для i-го ЭРДК, будем иметь:Substituting equations (12) and (15) into equation (8) and representing the latter in relative form for the i-th ERE, we will have:

. (16)

... (sixteen)

Формула (8) справедлива как для текущих, так и для усредненных на интервале коррекции значений входящих в нее параметров. Formula (8) is valid both for the current and for the values of the parameters included in it averaged over the correction interval.

В результате имеют по всем ЭРДК коэффициенты трансформации силы тока и напряжения в тягу ЭРДК:As a result, all ERDK have the transformation ratios of the current and voltage into the ERDK thrust:

, i = 1, 2, 3,… – условные номера ЭРДК.

, i = 1, 2, 3,… - conventional numbers of the ERDK.

Пункты 1-5 повторяют, пока не проверят работу каждого ЭРДК. Items 1-5 are repeated until the operation of each ERDK is checked.

Пункт 6 используют при дальнейшей работе с КА.Item 6 is used for further work with the spacecraft.

Тягу i-го ЭРДК F _{тест. i} определяют по известным методикам, исходя из фактического значения изменения корректируемого параметра орбитального движения КА, например, периода обращения КА или наклонения его орбиты. Traction of the i-th ERDK F _{test. i is} determined according to known techniques, based on the actual value of the change in the corrected parameter of the spacecraft orbital motion, for example, the spacecraft orbital period or the inclination of its orbit.

При наличии бортового навигационного программного обеспечения и бортовой системы автономной навигации уточнения тяги ДК в штатных ситуациях работы КА не требуется. In the presence of on-board navigation software and an on-board autonomous navigation system, it is not required to refine the DC thrust in normal situations of the spacecraft operation.

Прототип не учитывает температуру потока плазмы за счет работы ЭРДК и колебания этой температуры за счет условий теплоизоляции ЭРДК или отсутствия таковой. Температура плазмы – это средняя скорость теплового движения ионов, составляющая общей скорости и составляющая единицы процентов от скорости истечения РТ из ЭРДК, и, значит - тяги. Эти единицы следует учитывать при планировании работы с ЭРДК, иначе придется не реже одного раза в неделю проводить траекторные измерения – измерения текущих навигационных параметров движения КА.The prototype does not take into account the temperature of the plasma flow due to the operation of the ERDK and fluctuations in this temperature due to the conditions of thermal insulation of the ERDK or the absence thereof. Plasma temperature is the average speed of the thermal movement of ions, which is a component of the total speed and constitutes a few percent of the speed of the RT outflow from the ERE, and, hence, the thrust. These units should be taken into account when planning work with the ERE, otherwise it will be necessary to carry out trajectory measurements at least once a week - measurements of the current navigation parameters of the spacecraft movement.

Технической проблемой изобретения является невысокая точность коррекции параметров движения центра масс КА и соответственно высокая нагрузка на наземный комплекс управления.The technical problem of the invention is the low accuracy of the correction of the parameters of motion of the center of mass of the spacecraft and, accordingly, the high load on the ground control complex.

Указанная техническая проблема решается способом коррекции орбитального движения КА, включающим приложение корректирующего воздействия путем включения ЭРДК, проведение траекторных измерений, определение параметров движения центра масс КА, расчет плана коррекций, формирование массивов командно-программной информации, содержащих начальные условия движения, план коррекций и управляющие ускорения, и засылку этих массивов на борт КА, приложение проверочного воздействия к корпусу КА путем включения ЭРДК, измерение значения анодного тока и напряжения на электродах ЭРДК в процессе приложения проверочного и корректирующего воздействий, усреднение полученных значений на всем интервале измерения. В процессе приложения проверочного и корректирующего воздействий снимают показания датчика температуры РТ на выходе из ускоряющего канала ЭРДК, усредняют полученные значения на всем интервале измерения, и определяют тягу при приложении корректирующего воздействия по зависимости: This technical problem is solved by the method of correcting the spacecraft's orbital motion, including the application of a corrective action by turning on the ERDK, carrying out trajectory measurements, determining the parameters of the spacecraft's center of mass, calculating the correction plan, forming arrays of command and program information containing the initial motion conditions, the correction plan and control accelerations , and sending these arrays on board the spacecraft, applying a test action to the spacecraft body by turning on the ERDK, measuring the value of the anode current and voltage on the electrodes of the ERDK during the application of checking and correcting actions, averaging the obtained values over the entire measurement interval. In the process of applying the verification and corrective actions, the readings of the RT temperature sensor at the exit from the accelerating channel of the ERDK are taken, the obtained values are averaged over the entire measurement interval, and the thrust is determined when the corrective action is applied according to the dependence:

, (17)

, (17)

где F _i – тяга ЭРДК с i-м условным номером, Н;where F _i - thrust ERDK with the i -th conditional number, N ;

;

;

индекс « _test » относится к проверочным (тестовым) определениям тяги ЭРДК по данным траекторных измерений;index " _test " refers to the verification (test) definitions of the thrust of the electric propulsion system based on the data of the trajectory measurements;

I _i – среднее значение анодного тока, А; I _i is the average value of the anode current, A;

U _i – среднее значение напряжения на электродах, В; U _i is the average voltage across the electrodes, V;

T _i – среднее значение температуры РТ на выходе из ускоряющего канала, К; T _i - the average value of the temperature RT at the exit from the accelerating channel, K;

k _b – постоянная Больцмана, 1,38066⋅10^-23Дж/К; k _b - Boltzmann's constant, 1.38066⋅10 ^-23 J / K;

m ₀ = M _r (РТ)⋅ и – масса атома (молекулы) РТ, кг; m ₀ = M _r (РТ) ⋅ and is the mass of the atom (molecule) РТ, kg;

M _r (РТ) – относительная молекулярная (атомная) масса РТ, кг; M _r (РТ) - relative molecular (atomic) weight of РТ, kg;

и – атомная единица массы, 1,66⋅ 10^-27 кг. and - atomic mass unit, 1.66 ⋅ 10 ^-27 kg.

При этом, как вариант, температуру T _i принимают равной соответствующей технической характеристике ЭРДК. In this case, as an option, the temperature T _{i is} taken equal to the corresponding technical characteristics of the ERE.

Под РТ понимается атомный или молекулярный газ, превратившийся в ускоряющем канале ЭРДК в низкотемпературную плазму. RT is understood to mean an atomic or molecular gas that has turned into a low-temperature plasma in the accelerating channel of an ERDK.

Техническим результатом является более качественный уровень баллистического обеспечения полета КА. Способ позволяет поддерживать орбитальную структуру космической системы данных КА на значительных интервалах времени без измерений навигационных параметров наземными пунктами. The technical result is a higher quality level of ballistic support for spacecraft flight. The method allows maintaining the orbital structure of the spacecraft data system at significant time intervals without measuring the navigation parameters by ground points.

Технический результат изобретения обеспечивается выполнением следующей последовательности операций.The technical result of the invention is provided by performing the following sequence of operations.

1. На начальных этапах функционирования КА проводят траекторные измерения.1. At the initial stages of the spacecraft operation, trajectory measurements are carried out.

Операция аналогична операции по п.1 прототипа.The operation is similar to the operation according to claim 1 of the prototype.

2. Прикладывают проверочное воздействие.2. Apply a test action.

Включают i-й ЭРДК (i = [1 ÷ n] в любом удобном для тестирования порядке).The i-th ERDK is switched on (i = [1 ÷ n] in any order convenient for testing).

Операция аналогична операции по п. 2 прототипа.The operation is similar to the operation according to claim 2 of the prototype.

3. Измеряют силу анодного тока I и напряжение на электродах U и усредняют их значения на интервале включения первого ЭРДК. В результате получают

,

.3. The strength of the anode current I and the voltage on the electrodes U are measured and their values are averaged over the interval of switching on the first ERE. The result is

,

...

Операция аналогична операции по п.3 прототипа. The operation is similar to the operation according to claim 3 of the prototype.

4. Измеряют температуру РТ ЭРДК Т и усредняют ее значения на интервале включения первого ЭРДК. В результате получают

.4. Measure the temperature of the RT ERDK T and averaged its values over the interval of switching on the first ERDK. The result is

...

5. Проводят траекторные измерения.5. Carry out trajectory measurements.

Операция аналогична операции по п. 4 прототипа.The operation is similar to the operation according to claim 4 of the prototype.

6. Определяют тягу i-го ЭРДК F _{test i} и, затем, величину k _i . 6. Determine the thrust of the i-th EREF F _{test i} and, then, the value of k _i .

Тягу i-го ЭРДК F _{test i} определяют по известным методикам, исходя из фактического значения изменения корректируемого параметра орбитального движения КА, например, периода обращения.The thrust of the i-th EREF F _{test i} is determined according to known methods, based on the actual value of the change in the corrected parameter of the spacecraft's orbital motion, for example, the orbital period.

Величину k _i определяют из соотношения:The value of k _i is determined from the ratio:

. (18)

... (eighteen)

Скорость истечения РТ из ускоряющего канала ЭРДК прямо зависит от двух факторов: от приложенного напряжения между электродами ЭРДК и от температуры РТ на выходе из ЭРДК. Вне зависимости от температуры напряжение U, масса атома (молекулы) РТ и степень ионизации РТ обуславливают определенную электрическую составляющую скорости РТ υ ₁. Но и температура РТ, вне зависимости от U, согласно распределению Максвелла (а РТ как низкотемпературная плазма с низкой плотностью истечения представляет по параметрам состояния [P,V,T] идеальный газ) приводит к средней квадратичной скорости (υ ₂), представляющей наиболее полно кинетическую энергию теплового поступательного движения атомов (молекул) (Б.М.Яворский, А.А.Детлаф, справочник по физике, 8 издание, стр. 234): The rate of RT outflow from the accelerating channel of the ERDK directly depends on two factors: on the applied voltage between the electrodes of the ERDK and on the temperature of the RT at the outlet of the ERDK. Regardless of the temperature, the voltage U , the mass of the atom (molecule) РТ and the degree of ionization РТ determine a certain electrical component of the speed РТ υ ₁ . But the temperature RT, regardless of U , according to the Maxwell distribution (and RT as a low-temperature plasma with a low outflow density is an ideal gas in terms of the state parameters [P, V, T]) leads to the mean square velocity ( υ ₂ ), which is the most complete kinetic energy of thermal translational motion of atoms (molecules) (B.M. Yavorsky, A.A. Detlaf, handbook on physics, 8th edition, p. 234):

. (19)

... (nineteen)

Эти два фактора независимы друг от друга, потому V = υ ₁+ υ ₂, и формула (15) трансформируется к виду:These two factors are independent of each other, therefore V = υ ₁ + υ ₂ , and formula (15) is transformed to the form:

. (20)

... (twenty)

Подставляя (20) и (12) в (8) получим уравнение (17) для любого из двигателей серии ЭРДК.Substituting (20) and (12) in (8), we obtain equation (17) for any of the engines of the ERDK series.

Конечно, за счет температурной составляющей скорости, входящей не сомножителем, а слагаемым в уравнение (17), k _i не является в прямом смысле коэффициентом пропорциональности, и это не приводит к простой пропорции с расчетом тяги через коэффициент трансформации как в прототипе, однако для определения k _i в (18) имеются все необходимые данные. Относительная атомная масса РТ для расчета m ₀ приведена в таблицах Менделеева; для расчета молекулы РТ относительную массу РТ следует рассчитывать, исходя из химической формулы РТ (газа). Of course, due to the temperature component of the speed, which is not a factor, but a term in equation (17), k _{i is} not literally a proportionality coefficient, and this does not lead to a simple proportion with the calculation of thrust through the transformation ratio as in the prototype, however, to determine k _i in (18) there are all the necessary data. The relative atomic mass of RT for calculating m _{0 is} given in the periodic tables; To calculate the PT molecule, the relative mass of PT should be calculated based on the chemical formula PT (gas).

Можно отметить следующее. В качестве РТ возьмем ксенон. Значение m ₀ равно 131,3⋅1,66⋅10^-27 кг, значит 2,2⋅10^-25 кг. Из уравнений (10), (11) следует, что в случае, когда весь поступающий в ЭРДК газ ксенон ионизируется отрывом хотя бы только одного электрона с одной из внешних оболочек каждого атома, будем иметь

равно 1 и

, значит 1,37⋅10 ^-6  кг/Кл. Решая квадратное уравнение (18) (при

), и подставляя номинальные значения I, U, T, F (4,5 А, 300 В, 1000 К, 0,083 Н соответственно) для ЭРДК, например, СПД-100В, будем иметь k _i порядка 0,55⋅10 ^-6  кг/Кл. Наблюдаем, что входящий в СПД-100В ксенон в среднем полностью ионизирован отрывом двух-трех электронов с внешних оболочек каждого атома.The following can be noted. Take xenon as RT. The value of m ₀ is 131.3⋅1.66 ⋅ 10 ^-27 kg, which means 2.2⋅10 ^-25 kg. It follows from Eqs. (10), (11) that in the case when all xenon gas entering the ERDK is ionized by the detachment of at least one electron from one of the outer shells of each atom, we will have

equals 1 and

, then 1.37⋅10 ^-6 kg / C. Solving the quadratic equation (18) (for

), and substituting the nominal values of I, U, T, F (4.5 A, 300 V, 1000 K, 0.083 N, respectively) for an ERE, for example, SPD-100V, we will have k _{i of the} order of 0.55⋅10 ^-6 kg / Cl. We observe that xenon entering the SPD-100V is, on average, completely ionized by the detachment of two or three electrons from the outer shells of each atom.

Скорость истечения ксенона составляет порядка 15 000 м/с, при этом температурный фактор дает порядка 430 м/с, то есть добавка к тяге составляет порядка 2,5%. Для тонкой настройки процесса баллистического обеспечения КА на заданной орбитальной позиции в узких областях удержания точность определения тяги в 2 - 3% играет большую роль. The xenon outflow velocity is about 15,000 m / s, while the temperature factor gives about 430 m / s, that is, the addition to the thrust is about 2.5%. To fine-tune the process of ballistic support of the spacecraft at a given orbital position in narrow confinement areas, the thrust determination accuracy of 2 - 3% plays an important role.

7. При проведении корректирующего воздействия (коррекции параметров движения) определяют тягу ЭРДК из соотношения (17). 7. When carrying out a corrective action (correction of motion parameters), the thrust of the ERE is determined from the relation (17).

Claims (12)

Способ коррекции орбитального движения космического аппарата (КА), включающий приложение корректирующего воздействия путем включения электрореактивного двигателя коррекции (ЭРДК), проведение траекторных измерений, определение параметров движения центра масс КА, расчет плана коррекций, формирование массивов командно-программной информации, содержащих начальные условия движения, план коррекций и управляющие ускорения, и засылку этих массивов на борт КА, приложение проверочного воздействия к корпусу КА путем включения ЭРДК, измерение значения анодного тока и напряжения на электродах ЭРДК в процессе приложения проверочного и корректирующего воздействий, усреднение полученных значений на всем интервале измерения, отличающийся тем, что в процессе приложения проверочного и корректирующего воздействий снимают показания датчика температуры рабочего тела (РТ) на выходе из ускоряющего канала ЭРДК, усредняют полученные значения на всем интервале измерения, и определяют тягу при приложении корректирующего воздействия по зависимости: A method for correcting the orbital motion of a spacecraft (SC), including the application of a corrective action by turning on an electric propulsion correction engine (ERE), carrying out trajectory measurements, determining the parameters of the spacecraft's center of mass motion, calculating a correction plan, forming arrays of command and program information containing the initial motion conditions, correction plan and control accelerations, and sending these arrays on board the spacecraft, applying a test action to the spacecraft body by turning on the ERDK, measuring the value of the anode current and voltage on the electrodes of the ERDC during the application of checking and correcting actions, averaging the obtained values over the entire measurement interval, which differs by the fact that in the process of applying the verification and corrective actions, the readings of the working fluid temperature (RT) sensor at the exit from the accelerating channel of the ERDC are taken, the obtained values are averaged over the entire measurement interval, and the thrust is determined when the correction is applied the determining influence on the dependence:

,

, где F _i – тяга ЭРДК с i-м условным номером, Н;whereF _i - thrust ERDK withi-m conditional number,N;

;

; индекс « _test » относится к проверочным (тестовым) определениям тяги ЭРДК по данным траекторных измерений;index " _test " refers to the verification (test) definitions of the thrust of the electric propulsion system based on the data of the trajectory measurements; I _i – среднее значение анодного тока, А; I _i is the average value of the anode current, A; U _i – среднее значение напряжения на электродах, В; U _i is the average voltage across the electrodes, V; T _i – среднее значение температуры РТ на выходе из ускоряющего канала или соответствующая техническая характеристика ЭРДК, К; T _i - the average value of the RT temperature at the exit from the accelerating channel or the corresponding technical characteristics of the ERDK, K; k _b – постоянная Больцмана, 1,38066⋅10^-23Дж/К; k _b - Boltzmann's constant, 1.38066⋅10^-23J / K; m ₀ = M _r (РТ)⋅ и – масса атома (молекулы) РТ, кг; m ₀ =M _r (RT) ⋅ and- mass of an atom (molecule) RT, kg; M _r (РТ) – относительная молекулярная (атомная) масса РТ, кг; M _r (РТ) - relative molecular (atomic) weight of РТ, kg; и – атомная единица массы, 1,66⋅ 10^-27 кг. and - atomic mass unit, 1.66 ⋅ 10 ^-27 kg.