CC BY
15УДК 629.78.015
К. Р. Байрамов
Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого, Россия, Москва
Д. Н. Попов
Главный испытательный центр испытаний и управления космических средств имени Г. С. Титова, Россия, Краснознаменск
К ОБОСНОВАНИЮ ОБОБЩЕННОЙ ТЕХНОЛОГИЧЕСКОЙ МОДЕЛИ ОПЕРАТИВНОГО ОПРЕДЕЛЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ ДВИЖЕНИЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
Приводится научно обоснованная концепция обобщенной технологической модели оперативного определения параметров движения космических аппаратов (КА), подразумевающей применение системно-технологического подхода к синтезу структуры, технологии и методических решений реализации процедур определения параметров движения КА по измерениям текущих навигационных параметров.
Ориентация на качественные параметры космических систем повышает уровень требований, предъявляемых к оперативности и надежности управления космическим аппаратом (КА), и неразрывно связана с улучшением функциональных, технологических характеристик системы оперативного баллистико-нави-гационного обеспечения (ОБНО) управления КА, представляющей собой один из компонентов автоматизированной системы управления КА.
Системообразующими компонентами функционального ядра системы ОБНО являются структурные свойства, методы и алгоритмы подсистемы математической модели движения (ММД) и подсистемы определения параметров движения КА по измерениям текущих навигационных параметров (ИТНП). Под оперативным определением параметров движения КА понимается определение вектора состояния (ВС) КА по ИТНП с требуемой точностью в сроки, жестко регламентированные временами окончания операции получения ИТНП и начала проведения последующих операций технологического цикла (ТЦ) ОБНО управления полетом КА.
Прогнозирование пространственно-временного перемещения центра масс КА осуществляется с помощью ММД, функционирование которой возможно после задания ей вектора состояния КА, включающего в себя набор параметров, однозначно определяющих его орбитальное движение. Таким образом, чтобы рассчитать параметры движения КА в заданный момент времени, необходимо иметь достаточно точное знание компонент ВС КА в начальный момент времени /0. Однако любая математическая модель, в том числе и ММД, описывает реальный физический процесс с определенной долей погрешности. С течением времени эта погрешность в расчетах положения центра масс КА может накапливаться и приводить к превышению допустимых значений, необходимых для выполнения задач КА по целевому назначению. Для восстановления требуемой точности расчетов производится уточнение (определение) вектора состояния КА. Определение ВС КА осуществляется путем статистической обработки измерений текущих навигационных параметров, в которых содержится информация о реальном движении КА.
Интервал проведения радиоконтроля орбиты (РКО) в целях получения ИТНП реализуется согласно установленной в конструкторской документации и уточненной на этапе летных испытаний штатной схеме.
После определения ВС КА по ИТНП производится решение задач технологического цикла ОБНО управления КА, в частности рассчитываются целеуказания для наведения антенн траекторных измерительных средств в последующих циклах РКО.
Таким образом, от оперативности и точности решения задачи определения вектора состояния КА зависит качество решения всех задач ТЦ ОБНО.
Исходными данными для определения вектора состояния КА являются начальный вектор состояния, координаты ТИС и вектор ИТНП, структурно состоящий из отдельных сеансов.
Оперативность, точность, а порой и сама возможность решения задачи определения движения космического аппарата по ИТНП существенно зависят от начального приближения ВС, а также от объема и качества выборки ИТНП.
При определении вектора состояния КА в штатных ситуациях используется выборка ИТНП достаточно большого объема, получаемая с нескольких из -мерительных пунктов при проведении неоднократных сеансов связи с КА. В этих условиях оперативное определение ВС КА обеспечивается с требуемой точностью [1; 2].
Вместе с тем в практике ОБНО имеют место ситуации, которые характеризуются условиями, отличными от штатных. Неполная реализация штатной схемы РКО приводит к необходимости определения параметров движения КА по выборкам ИТНП малого объема.
Одновременная реализация процессов сокращения количества ИТНП и обеспечения требуемой оперативности и точности определения движения КА является трудноразрешимой задачей. Как правило, следствием ограниченного объема выборки ИТНП является нарушение условий регулярности задачи определения вектора состояния космического аппарата по ИТНП. В вычислительном отношении это проявляется в расходимости итерационных процедур алгоритмов опре-
Решетневские чтения
деления параметров движения КА, повышенной чувствительности получаемого решения к ошибкам в исходных данных и, как следствие, в получении значений параметров орбиты с значительными искажениями, которые иногда могут даже противоречить физическому смыслу решаемой задачи [1; 3].
В перечисленных выше условиях задача определения параметров движения КА по результатам ИТНП относится к классу некорректных обратных измерительных задач, для решения которой требуется применение методов, отличных от используемых в штатных ситуациях. Авторами разработан комплекс методик, алгоритмов и моделей, позволяющий решить указанную задачу.
Библиографические ссылки
1. Бетанов В. В., Кудряшов М. И. Практические подходы к решению некорректных задач с приложениями к навигационно-баллистическому обеспечению управления ИСЗ. М., 1997.
2. Бажинов И. К., Гаврилов В. П., Ястребов В. Д. Навигационное обеспечение полета орбитального комплекса «Салют-6»-«Союз»-«Прогресс». М. : Наука, 1985.
3. Бетанов В. В., Байрамов К. Р., Кудряшов М. И. К применению метода регуляризации при решении некорректных задач определения движения ИСЗ по измерениям текущих навигационных параметров // Изв. Рос. акад. наук. 2009. № 3(61). С. 30-33.
K. R. Bayramov
Military Academy of Strategic Rocket Forces named after Peter the Great, Russia, Moscow
D. N. Popov
Senior Testing Center of Tests and Control of Space Facilities named after G. S. Titov, Russia, Krasnoznamensk
BASIS OF GENERALIZED TECHNOLOGICAL MODEL OF OPERATIONAL DEFINITION OF SPACECRAFT MOTION PARAMETERS
Scientifically grounded concept of a generalized model of operational definition of spacecraft motion parameters, that implies the use of system-technological approach for the synthesis of structure, technology and methodic solutions of implementation ofprocedures of definition of spacecraft motion parameters based on measurements of current navigation parameters is shown in the paper.
© Байрамов К. Р., Попов Д. Н., 2010
УДК 629.78:351.814.3
А. В. Богачев
ОАО «Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С. П. Королева», Россия, Королев
ИСПОЛЬЗОВАНИЕ МОМЕНТОВ МАЛЫХ СИЛ ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ КИНЕТИЧЕСКИМ МОМЕНТОМ АВТОМАТИЧЕСКИХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ С ГИРОСИЛОВЫМИ
ИСПОЛНИТЕЛЬНЫМИ ОРГАНАМИ
Рассматриваются вопросы использования магнитного момента, гравитационного момента и момента сил светового давления на поверхность космического аппарата (КА) для осуществления безрасходного способа управления кинетическим моментом автоматических КА с гиросиловыми исполнительными органами. Приводятся результаты работ в данной области, выполненных Ракетно-космической корпорацией «Энергия» в последние годы.
Рассмотрим использование магнитного момента, гравитационного момента и момента сил светового давления на поверхность космического аппарата (КА) для осуществления безрасходного способа управления кинетическим моментом автоматических космических аппаратов.
Для геостационарных спутников связи серии «Ямал» был разработан ряд новых методов управления, использующих для создания управляющих воздействий силы светового воздействия на поверхности поворотных солнечных батарей (СБ). Управление данными воздействиями осуществляется за счет отклонения СБ на небольшие расчетные углы относительно направления на Солнце.
Для спутника «БелКА» был создан метод управления токами в обмотках трех электромагнитных исполнительных органов (ЭМИО), позволяющий создавать необходимое изменение кинетического момента за счет использования управляющего момента, образующегося при взаимодействии собственного магнитного момента системы ЭМИО с магнитным полем Земли.
Высокая эффективность предложенного метода и его устойчивость к отказам ЭМИО подтверждена результатами численного моделирования.
Также был разработан безрасходный способ управления суммарным кинетическим моментом КА с гиросиловыми исполнительными органами на высо-
