Динамика, баллистика, управление движением летательных аппаратов. Рубрика в журнале - Космическая техника и технологии
Статья научная
К настоящему времени на основе международного стандарта систем стыковки IDSS национальными космическими агентствами и частными компаниями разработано несколько вариантов систем стыковки. Стыковочные механизмы этих систем основаны на различных принципах конструирования и управления. Проект нового стыковочного механизма с более простой кинематикой и конструкцией, чем в предшествующем стыковочном агрегате АПАС, разработан также в Ракетно-космической корпорации «Энергия». В этом механизме используется накопление кинетической энергии сближения космического аппарата вместо традиционного демпфирования. Это позволяет выдвигать стыковочное кольцо вперед для улучшения сцепки и обеспечивать торможение. В работе описываются основные особенности динамики стыковки космических аппаратов при использовании этого механизма.
Бесплатно
Статья научная
Парирование переносов запусков в четырёхпусковой схеме высадки на поверхность Луны
Статья научная
В настоящее время пилотируемая космонавтика стремится к возобновлению лунных миссий. В России разрабатывается национальная лунная программа, включающая в себя полёт на полярную окололунную орбиту и высадку человека на лунную поверхность. Для доставки человека на поверхность Луны рассматриваются различные сценарии полёта, в числе которых двухпусковая схема с использованием ракет-носителей сверхтяжёлого класса «Енисей», а также четырёхпусковая схема на базе ракет-носителей тяжёлого класса «Ангара-А5В». В статье авторами подробно рассмотрена четырёхпусковая схема отлёта к Луне, включающая в себя доставку на полярную окололунную орбиту лунного взлётно-посадочного корабля и пилотируемого транспортного корабля с экипажем на борту, а также посадку на поверхность Луны. Проведён анализ основных баллистических ограничений рассматриваемой схемы, и предложен подход, обеспечивающий реализацию миссии в случае переноса запусков элементов транспортной системы.
Бесплатно
Статья научная
Рассматриваются перелеты со встречей космических аппаратов в классе компланарных непересекающихся околокруговых орбит корабля и орбитальной станции. Продолжительность перелета предполагается ограниченной одним витком. Рассмотрены возможности реализации встречи с использованием оптимального двухимпульсного межорбитального перелета. Для определения единственного свободного параметра перелета - момента его начала, обеспечивающего встречу в заданный момент времени или с заданной скоростью в конце перелета, - получены соответствующие уравнения. Для реализации в алгоритмах наведения предложены оптимальные трехимпульсные программы коррекций для достижения встречи в заданный момент времени с заданной относительной скоростью в момент контакта космических аппаратов. Определен диапазон разностей фаз на начало маневрирования, в котором характеристическая скорость встречи совпадает с минимальной характеристической скоростью межорбитального перелета. Приведены результаты моделирования схем «быстрой» встречи с использованием предложенных программ.
Бесплатно
Статья научная
Рассматриваются перелеты со встречей космических аппаратов в классе компланарных непересекающихся орбит корабля и орбитальной станции. Продолжительность встречи предполагается ограниченной двумя витками, поскольку для больших продолжительностей известен алгоритм оптимального решения, где фазирование обеспечивается с помощью оптимального межорбитального перелета между некомпланарными орбитами. Предлагаемые программы содержат на конечном участке перелета трехимпульсную программу встречи продолжительностью один виток, определенную по методу распределения импульсов оптимального межорбитального перелета. Фазирование для достижения необходимой разности фаз на начало трехимпульсной программы встречи обеспечивается маневрированием на предшествующем участке полета и достигается разделением импульсов оптимального межорбитального перелета, не приводящим к увеличению расхода топлива. Определена структура оптимальной программы встречи в функции ее продолжительности, получены расчетные формулы. Определен диапазон разностей фаз на начало маневрирования, в котором характеристическая скорость встречи совпадает с минимальной характеристической скоростью межорбитального перелета. Приведены результаты моделирования схем «быстрой» встречи с использованием предложенных программ.
Бесплатно
Статья научная
В области создания и использования космических аппаратов (КА) сформировалось направление по созданию орбитальных группировок, базирующихся на КА малого веса и размеров. Новый класс «умных группировок» связывается с автономизацией КА за счёт автоматизации как процессов принятия решений на борту, так и процессов согласованного взаимодействия между КА в решении поставленной целевой задачи, что позволяет создавать самоорганизующуюся группировку - «рой» КА. Такой подход представляется перспективным для построения группировок маломассогабаритных КА, что позволяет дополнить список существующих способов управления средствами дистанционного зондирования Земли, сделав акцент на повышении целевых характеристик группировки, в частности на оперативности, адаптивности и эффективности решения целевой задачи наблюдения района интересов.
Бесплатно
Статья научная
В данной статье рассматривается динамика раскрытия солнечных батарей - одной из ключевых динамических операций функционирования космических аппаратов. Обоснована необходимость анализа динамики раскрытия батарей уже на ранних стадиях проектирования. Приведены актуальные кинематические схемы раскрытия, указаны структурные элементы системы раскрытия. Рассмотрены подходы к математическому моделированию процесса раскрытия солнечных батарей, основанные на методах аналитической механики с учетом особенностей моделируемой системы: конструкции солнечной батареи и свойств отдельных ее элементов, кинематической схемы ее раскрытия, средств инициации разворота панелей и т. д. В статье предлагается методический подход к моделированию раскрытия крупногабаритных солнечных батарей космического аппарата с универсальным формированием расчетной модели, удобный для разработки эффективных численных алгоритмов и высокоскоростных программных реализаций. Этот подход основан на представлении конструкции космического аппарата и солнечных батарей как пространственной структурно-сложной системы тел, совершающих относительное движение под действием специфических силовых факторов. Для каждого тела записываются уравнения движения на основании общих теорем динамики. Действие других элементов батареи на выделенное тело учитывается в виде сил и моментов реакции связи. Для их определения составляются специальные уравнения, вид и структура которых обусловлены конструкцией узлов соединения отдельных элементов батареи. Предложенный подход обладает широкими адаптационными возможностями, позволяющими описывать различные конструкции и схемы раскрытия. Он позволяет определять основные интегральные параметры процесса раскрытия солнечных батарей.
Бесплатно
Статья научная
В статье приведены предпосылки создания и основные характеристики портативного переносного наземного комплекса приема телеметрической информации, предназначенного для приема и передачи в Центр управления полетами (ЦУП) в реальном масштабе времени данных по спуску космических аппаратов «Союз ТМА» с орбиты искусственного спутника Земли (ОИСЗ), включая процесс разделения отсеков корабля при движении по траектории, проходящей вне зон связи со станциями слежения на территории Российской Федерации. Портативный наземный комплекс разработан на современной системно-технической базе с управляемым программно-математическим обеспечением, прост в эксплуатации. При этом впервые в качестве основного канала передачи полного потока телеметрической информации в ЦУП использовалась сеть Интернет. В период 2011.2015 гг. портативный наземный комплекс надежно обеспечил прием телеметрии на всех спусках кораблей «Союз ТМА» с ОИСЗ в режиме передачи информации в ЦУП в реальном масштабе времени.
Бесплатно
Статья научная
В статье рассматривается применение наземного комплекса управления перспективными пилотируемыми космическими аппаратами (НКУ ПКА), включая Российскую орбитальную станцию и пилотируемый транспортный корабль, при выведении и функционировании их на околоземных и окололунных орбитах. Для непосредственного и ретрансляционного контроля ПКА и управления их полётом предлагается использовать универсальную наземную станцию командно-измерительной системы (УНС КИС) с программно определяемой структурой сигнала. С помощью имитационного моделирования оптимизирована схема размещения УНС КИС при запуске ПКА с космодрома Восточный на разные орбиты. В статье также сформулированы научнотехнические проблемы создания НКУ ПКА.
Бесплатно
Применение фильтра Калмана к задачам управления причаливанием космических аппаратов
Статья научная
Рассмотрена возможность применения адаптивного наблюдателя с использованием калмановской фильтрации для управления причаливанием крупногабаритного космического аппарата с упругими элементами конструкции к орбитальной станции. Формирование оценок вектора состояния причаливающего космического аппарата базируется на применении модальной декомпозиции его динамического поведения. Указанные оценки минимизируют влияние возрастающей интенсивности нестационарных шумов в сигналах датчиковой аппаратуры, обусловленных переотражением радиосигналов от элементов конструкции орбитальной станции, нарастающими параллаксационными искажениями в процессе сближения и упругими колебаниями конструкции причаливающего аппарата. Изложен алгоритм управления движением космического аппарата в режиме причаливания и стыковки. Приведен сравнительный анализ результатов математического моделирования динамики объекта управления в режиме причаливания как с применением калмановской фильтрации, так и без нее.
Бесплатно
Статья научная
Проведен проектно-баллистический анализ перелетов электроракетного буксира с солнечной энергоустановкой с низкой околоземной орбиты на геостационарную, низкую окололунную орбиты и в точки либрации с возвращением на опорную орбиту. Расчеты проводились для диапазона проектных параметров буксира, которые выбирались путем варьирования скорости истечения (удельного импульса) рабочего тела. Учитывалось, что тяговый КПД реальных двигателей изменяется в зависимости от рабочего режима и обычно увеличивается с увеличением скорости истечения. Солнечная энергоустановка рассматривалась в двух вариантах: на основе существующих фотоэлектрических преобразователей с КПД 28%; на основе перспективных фотоэлектрических преобразователей с КПД до 40%. Проведенный анализ показал принципиальную возможность эффективного использования для транспортных операций в системе Земля - Луна электроракетного буксира с солнечной энергетической установкой мощностью порядка 400 кВт.
Бесплатно
Статья научная
В процессе старта ракеты-носителя космический аппарат и его оборудование подвергаются интенсивному вибрационному и акустическому воздействию. Анализ реакции конструкции оборудования, обладающего малой массой при больших площадях составляющих его элементов (в частности, солнечных батарей в сложенном состоянии), на такое воздействие является весьма актуальным и проводится во многих аэрокосмических компаниях. Целью данной работы является разработка и экспериментальное подтверждение динамической конечноэлементной модели конструкции солнечной батареи, учитывающей влияние воздушной среды на этапе выведения на орбиту Земли в составе космического аппарата. Реализация поставленной цели осуществлена на примере одной из солнечных батарей для космических аппаратов разработки РКК «Энергия». Приводится краткое описание математической (динамической) конечноэлементной модели конструкции солнечных батарей в конфигурации участка выведения, учитывающей влияние воздушной среды. Экспериментальное подтверждение (верификация) динамической модели солнечных батарей осуществлено с использованием амплитудно-частотных характеристик, определенных при проведении вибропрочностных испытаний солнечных батарей на вибростенде...
Бесплатно
Статья научная
В настоящее время геостационарная орбита является предпочтительной для размещения спутников связи. Традиционные схемы выведения с использованием химических двигателей недостаточно эффективны и требуют задействования ракет-носителей тяжелого класса. Комбинация электроракетных и химических двигателей увеличивает массу полезной нагрузки. В свою очередь, при выведении космического аппарата с применением электроракетных двигателей возникает проблема отыскания оптимальных законов управления вектором тяги. В статье рассматривается перелет космического аппарата с электроракетной двигательной установкой малой тяги с высокоэллиптической на геостационарную орбиту. Предлагается приближенно-оптимальный закон управления вектором тяги. Приведены примеры моделирования перелета с использованием разработанного закона управления для различных вариантов исходных данных. Проведен выбор параметров промежуточных высокоэллиптических орбит с целью минимизации времени перелета на целевую орбиту, оценено влияние сопротивления остаточной атмосферы во время полета в области перигея орбиты. Учитывая малую погрешность метода и простоту реализации алгоритмов, предлагаемый метод может быть использован для проектно-баллистических расчетов.
Бесплатно
Статья научная
Предложен релейный алгоритм управления группировкой космических аппаратов (КА), в состав которой входят «пассивный» (виртуальный) КА, движущийся по невозмущенной круговой орбите, и несколько «активных», маневрирующих относительно него, КА. Задача управления состоит в удержании каждого активного КА на своей финитной траектории относительно виртуального аппарата, задающего центр группировки, с минимально возможным расходом топлива. Для описания движения маневрирующих спутников относительно центра группировки используются модифицированные уравнения Хилла-Клохесси-Уилтшира, учитывающие сжатие Земли и аэродинамическое сопротивление. Основное внимание в работе уделено исследованию существования устойчивых предельных циклов и нахождению областей их притяжения, а также поиску значений параметров релейной системы управления, обеспечивающих минимальный расход топлива на поддержание надлежащего динамического поведения группировки.
Бесплатно
Статья научная
В статье рассмотрены содержание и структура задач интеллекту ализированного контроля состояния космических аппаратов в процессе управления полётом. Определено место контроля и дано понятие анализа, применяемое в контексте решения задач управления полётом. Кратко представлено состояние технологий контроля, применяемых в настоящее время при управлении полётом современных космических аппаратов и орбитальных комплексов. Приведены результирующие сведения об использовании автоматизированных способов анализа телеметрической информации для эксплуатирующейся в настоящее время отечественной космической техники. Сформулированы основные недостатки процесса контроля, которые усиливаются с учётом современных тенденций развития космических программ. Устранение недостатков предлагается осуществить за счёт разработки и внедрения процедур интеллектуализации в процесс анализа телеметрической информации. Дано представление об интеллектуальном анализе и его ключевых преимуществах для технических приложений. Представлены основные предпосылки расширения автоматизации процесса контроля при управлении полётом космических аппаратов. Изложена принципиальная схема работы интеллектуализированной системы контроля с учётом особенностей её работы.
Бесплатно
Спутниковая навигация космических аппаратов на лунной орбите
Статья научная
Предложена концепция построения системы спутниковой навигации для обслуживания космических аппаратов, находящихся на лунных орбитах, орбитах перелета Земля-Луна-Земля, а также на околоземных участках орбит (до расстояний ~1 млн км) космических аппаратов дальнего космоса. Предложенная концепция предполагает развитие существующей системы ГЛОНАСС и использование ее инфраструктуры, а также возможность применения в качестве аппаратуры потребителя имеющейся аппаратуры с модернизированным программным обеспечением. Для предложенной концепции проведено моделирование функционирования системы навигации лунного космического аппарата, а также объекта, находящегося на поверхности Луны. Получены точностные и динамические характеристики навигационного решения для различных вариантов построения системы, даны рекомендации по выбору параметров исследуемой спутниковой навигационной системы.
Бесплатно
Управление параметрами солнечно-синхронных орбит спутников-осветителей
Статья научная
Работа посвящена проблеме освещения заполярных районов российских и зарубежных городов в период полярной ночи с помощью отражателей большой площади, размещенных на орбите Земли. Разработан алгоритм управления параметрами солнечно-синхронных орбит силой светового давления со стороны Солнца, действующей на отражатель. Предложенный метод позволяет удерживать параметры вблизи заданных значений. Ввиду того, что в качестве управляющего воздействия используется сила светового давления, управление орбитой спутника происходит без затрат топлива, являющегося дорогим и ограниченным ресурсом на борту космического аппарата. В результате использование солнечного паруса позволяет увеличить срок эксплуатации спутника. Также сделан вывод, что выбранной площади солнечного паруса не хватает для систематического изменения параметров орбиты, ее достаточно только для коррекции их значений.
Бесплатно
Статья научная
24 ноября 2003 г. были выведены на орбиту геостационарные спутники связи «Ямал-201» и «Ямал-202». Эксплуатация одного из них, спутника «Ямал-202», продолжается уже 20 лет. Успешному использованию спутников этой серии способствовали результаты некоторых технических экспериментов, проведённых на Российском сегменте (РС) Международной космической станции (МКС), 25-летний юбилей запуска которой отмечается в 2023 г. В статье изложены результаты исследований, выполненных на РС МКС в рамках экспериментов «Тензор», «Среда-МКС», которые были использованы при управлении полётом спутников серии «Ямал» и способствовали их длительной работе на орбите.
Бесплатно
Хроника необыкновенного космического путешествия (баллистический анализ полёта ТПК "Союз Т-15")
Статья научная
35 лет назад в марте 1986 г. был выполнен уникальный полёт транспортного пилотируемого корабля «Союз Т-15», включивший в свою программу перелёт экипажа с одной орбитальной станции на другую (от станции «Мир» на «Салют-7») и обратно. В 60-летней истории пилотируемой космонавтики такой двойной перелёт продолжает оставаться единственным в своём роде. В статье рассмотрены обстоятельства, сложившиеся на момент запуска на орбиту станции «Мир» - первой станции третьего поколения. Подробно описываются подходы, принятые при разработке баллистической схемы, и оперативные изменения, потребовавшиеся в ходе её реализации. В заключение представлены фактические расходы топлива всех космических аппаратов, задействованных в этой схеме. Предполагается, что опыт, полученный при реализации перелётов, может быть востребован при проведении планируемых перспективных пилотируемых миссий как на околоземной орбите, так и при реализации будущей Лунной программы.
Бесплатно
