автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.12, диссертация на тему:Формирование законов управления при коррекции орбиты спутника дистанционного исследования земли двигательной установки малой тяги

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ПО ВЬСШЕМУ ОБРАЗОВАНИЮ САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ имени академика С.П.Королева

На правах рукописи Для слухебного пользований Экз. № 33

СОКОЛОВ Владимир Октябревич

ФОРМИРОВАНИЕ ЗАКОНОВ УПРАВЛЕНИЯ ПРИ КОРРЕКЦИИ ОРБИТЫ СПУТНИКА ДИСТАНЦИОННОГО ИССЛЕДОВАНИЯ ЗЕМЛИ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКОЙ МАЛОЙ ТЯГИ

Специальности: 05.07.12 -Дистанцноннкэ аэрокосмические исследования-.

05.07*09 "Динамика, баллистика и управление двнхением летательных аппаратов"

АВТОРЕФЕРАТ диссерШии на соискание ученой степени кандидата технических наук

_ г. ч г.

САМАРА, 1994 г.

Работа выполнена в Самарском государственном азрокосиическом университете имени академика С.П.Королева

Научный руководитель - профессор, доктор технических наук

В.В.Салмин

Официальные оййокенты: профессор, доктор технических наук

А.В.Соллогуб;

старшй научный сотрудник, кандидат технических наук Ю.Н.Горелов

Ведущее предприятие: Центральное Специализированное

Конструкторское Бюро (ЦСКБ) г.. Самара

Задита состоится "08 - С* п рал Я_1994 г. в ........ часов

на заседании диссертационного совета Д 063.87:03 Самарского государственного азрокосййческого университета ййени акадеЬйка С.П.Королева по адресу: 443086; Самара, Московское Шоссе 34 .

йоио ознакойиться в Библиотеке Сайа^ского аэрокосмического унйверсй'тёта ийени академика

Автореферат разослан - 02 - /чоЬтсс 1994 г

С диссертацией государственного С.П.Королева

Ученый секретарь диссертационного совета к.т.н., доцент

А.Г.Прохоров

алглг:

У1'Л7.'1 ^ лалтсууа лрзлл ¡уч уучлу члллмх

лаг учс ав лутули::;:: "з*"'! гса-уа 'пу улапча ¡¡луог''? ллуупул лу--лллчлльл-'огл 'ус.уло-улл: 2~:\г:\. попаоллллгз с з:'сс"0П оглрлтчллллту: лгуллал -;ь улнола:- ?н .л л лчлчлолкаа ссггагниэ олуутсл ;: глслулу, л: г: аго "у и:. , ". г\г: - с"уа. Кз^сгтпе

улч.улу ' ?..'.'■■'. л у,лу~уу:г чус г стза ее слуанлле ■ ул_у. :

:■:: э лпрал' лучлл ог утл:-. Ра ллллтилл руулуа аг-уу; у ; улу •:.":-

тс я лт гуу-'слул ""-0?. ропул'у л'уу ууудэлл л "■* "}' "

у-ноалтулл! ч р лтстс;; ору ;тл'улллп /учла;лл, я;-': лллу- - "

аула: рллуллсл пг;:; ;-■ ■, !;;з лр"ууу' •■ глсблл-:'уу: ' ' - .

лллепрсс 'лууушл.

глуууу-; усууулл у лулуцлл о;

° та арл глл.у ~ "аллэлллллл ' лпт: уьчлл лусгсу . -у л 1 " упралллчил при кор---лллл орллтн слутллла аалглу/алл: ■■ = у уу £олыла;7 аклад у;асдл рагопг Г. Л.Гро^лсг,лу;го, .).Н лаау.ла л уУ.'у клрлаа, П,К.;'улдслл, л.Б.^у:: ;;;нл, М.С.Кане гантлчллЧ, .;. л..'. .у. алло. При рлаучп прллуллу; лаул - Г.::,'лр нллслагл, л,.\.. ул. _л л ЗлДЛ'а/ууза. П.А.ауллл'у, ап.к'лал:, лтьа-л, л.„.. улу,

Т.И.У>1Ъаи'-.; УРУ,--.^-, Л.Л.'УУ!; У'г.^; С.". ,Уг. - л , Л Л Л '.. . . У '

л руги:;. Упраплууе ллч-улпач спутллла уст уучууу -ллл л лу.у /сил;: сплзлло с лакуагалул лло :т'.л?чслтл, 'глл;,л лл'-^ у . п-: ру-ута латарл:: ллал уагау.! л раута:-: 1!.С.:-.: ууалу. : Г Л ■ -ланалсгс, 0. Р. X гм це г г рэ ^ л В.Б.С'атсаулсла. Л.л.Ууулл: л ;-).ал;у--■г&реллс; Л.Б^Соллогула, Г.П.Анлалсла л З.В.Ллнилуу и лллллл у-ч

При оатлуу ллллг: улглл.ууу сгпа ллу; .-"атаулт ллл"4 уулу-сплля Зачли остза~сл ;уд рагл:;¡--у;: пглолал, слулл, л : лллллл'"у' ки задачи сонснрозгная. траоуа.л.у. чггсцоточпог; ,.р:л:-ллл ал лу • аппарата и его аппаратур:; к Зон.-о по <з::лста л ~о трагла, лулуулл относительного полохалля спупгагсз з ссстапз орзчтгл'зггго ;а:л,л:л-аа наблюдения.

В настоясоэ пр?:::-! лат удоеикх для практики прнблл.гллулх .-л:.-.;» тнчсских решнкп задачи оптимального упразлопня орэЕЕт:--»ьа.ь',,и плла-

метрами в рамках обшей проблемы коррекции орбиты спутника дистанционного исследования Земли двигательной установкой малой тяги; недостаточно разработана проблема формирования законов управления для решения указанной задачи; отсутствует универсальное алгоритмическое обеспечение, основанное на применении современной компьютерной техники .

Цель» работы является разработка моделей и 'методов решения зада»и коррекции орбиты спутника дистанционного исследования Земли двигательной установкой малой тяги с учетом технических ограничений на управление, обусловленных 'требованиями выполнения целевой задачи данным видом спутников.

Научная новизна работы состоит:

- в получении приблихенно-оптимапьных законов управления элементами орбиты на малых (в пределах витка) и больших (вековое изменение ! интервалах времени на основе разработанной упрошенной математической модели двихения спутника под действием малой тяги; ■

- в получении приближенных аналитических методик расчета затрат характеристической скорости для задач коррекции орбиты;

- в численно-ана'литических. решениях трех основных задач управления двихением спутника дистанционного исследования Земли (формирования требуемого профиля высоты на витке, коррекции высоты полета и относительного углового полохения спутника в орбитальном комплексе наблюдения, приведения трассы двихения к требуемой), полученных на основе методов небесной баллистики, теории оптимального управления и компьютерной технологии моделирования динамических систем.

Практическая ценность работы заключается в следующем:

- получены аналитические зависимости для расчета затрат характеристической скорости и параметров программы управления, позволяющие существенно повысить оперативность и качество расчетов;

- разработан программный комплекс для ПЭВМ класса ibm pc/at, позволяющий моделировать движение спутника дистанционного исследования Земли с двигательной установкой малой тяги и отобрахать результаты на экране дисплея.

Методическое и программное обеспечение внедрены в Центральном Специализированном Конструкторском Бюро (г.Самара) и в НПО -Энергия-. Их использование позволило повысить качество проектно-баллис-тического расчета двихения спутников дистанционного 'исследования Земли с перспективными двигательными установками малой тяги за счет применения разработанных алгоритмов.

На зашиту выносятся следующие основные результаты:

1. Математическая постановка задачи коррекции орбиты спутника Земли двигательной установкой малой тяги, с целью обеспечения требуемых значений показателей эффективности систем дистанционного зондирования.

2. Оптимальная по быстродействию структура управления включе-ием-выключением двигателя малой тяги на витке,эллиптической орбиты.

3. Математическая модель управляемого ' движения спутника на лительних интервалах времени и приблихенные аналитические решения адач управления элементами эллиптической орбиты ИСЗ.

4. Приблихенно-оптимальные законы управлеЯия располохением и родолхительностью активных"участков при выполнении следующих задач оррекции: .

а) формировании требуемого профиля высота на витке;

б) коррекции высоты полета и относительного углового полохения путника в орбитальном комплексе наблюдения;

В1 приведении трассы двихения к требуемой.

5. Результаты компьютерного моделирования двихения спутника истанционного исследования земли, подтверхдашие эффективность заработанных приблихенно-оптимальных законов управления.

Апробация работы. Результаты диссертационной работы складывались на.- х Чтениях, посвященных разработке научного наслепя Ф.А.Цандера (г.Рига, 1987г.), XI Всесоюзной школе молодых ученых специалистов (г.Клин Московской области, 1987 г.), ххш Чтениях, освященных разработке научного наследия и развитию идей К.Э.Циол-овского (г.Калуга, 1988 г.), хи Научных чтениях по космонавтике, освященных памяти академика С.П.Королева и других советских ученых-ионеров освоения космического пространства (г.Москва, 1988 г.), ш IV Всесоюзных семинарах по управлению движением.и навигации специ-¡льных летательных аппаратов (г.Куйбышев, 1987 и 1989 гг.), VIII :ибирском семинаре по динамике управляемых космических объектов г.Севастополь,.1992 г.), и Росийско-Китайском симпозиуме по астро-:ав.тике и космической технике (г.Самара, 1992 г.).

Публикации. Всего по теме диссертации опубликовано 5 печатных >абот, материалы вошли в 6 научно-технических отчетов, выполненных ;о договорам с тремя предприятиями. Основное содерхание диссертации :алохено в работах, список которых приведен в конце автореферата.

Структура диссертации.' Диссертация состоит из введения, четырех лав, заключения и содерхит 99страниц машинописного текста, 11 ри-унков, 9 таблиц и список литературы из 41 источников.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении показана актуальность темы исследований, сформу-ирована цель работы, приведены результаты, выносимые на защиту, :аны сведения о публикациях по теме диссертации.

Первая глава посвяшена анализу состояния проблемы управления путниками дистанционного исследования'Земли с двигательной устансз-

- б -

ксг. пало,. т:.гн. В -.Шесг;!« с5а;ипъ '..¿тили::;

b;.ta cn>~tHiKOj, ог»;.сгла r.piiKiHc;:;;'; Э?,.У дл& кег;:

орбит;; г. сражении с vr.:: хл.л'чсс::::;-£1л,гг.то-:;л.ля. Прелат а-лсг, соьп^ияше ь'лт&льих папсьроз ко?р-..и: . с 31 с сдкс>ср;!:внк1.-. вполне:: иг:; о&дач:: coi!«::pcsai;n£ г_л:л,.

сор.руетсг обг-аг. ::ателг.7;;ческ.:и; пзгтгл-.сдла иоррг::ии;

орбита спутника дпстглцношэго исслйлсзх:«: 5с.::.:, с учете:: слсдя^:.^ тсхллчел::!;;. огргличоллл:

- сасслатрлва-лсл спутип;:;: с мало,; дина,.; :сс»; угло.сгс шк^ния, сссггечивгг отклонение ептпческоп оси с полоса спьлл£.:ышх ус~-релетс, длительно £унг.циснэд~«:е иа сроите <r > i годип

- opsiitt! лвигеккя определггте* встали пелега а- зьэ.лосо кн к уссцелтрнслтетали е = o..o,i;

- корректирующая £РДУ. состоит Но дзух пар депгателеп, располо-га-нных епкн&трлчно относительно центра касс п создаа^:х посто*;шу£ тягу вдоль и протпн траисеерсали.-и бикоряали-,

- при исполыоьып!!: ЗРЛУ с соялечныл источнике» окергиа раее,чат-^ рнвестег. сропты с наллоналлялл, елизкиин к полярной opciiie (палая протмхеняссть тенеьсго участка на витке, где £?ДУ по работает).

Орбита двишшл спутника дистанционного псслсдсаыша Зслл;: onacusacrcs векторел и - Состойся t!s с^гдукиих оску-

лиругетх элалентоз орзйтш л - болыпай полуссь орглти, о - сксцек-трисктет орбиты, t - аргупеат nspares, a - дэдгета уиь,

i - иахлоление плоскости -орбита. V.злэненпо елоьоатоз ерангс г,о ерепени t под действие« упраалекал, задаьаекого i£osvopci: tj с чу,-область допустимых управлении, определяемая клегсо;; расскатрйсаопцл дьигателънаа усталого* калоа тяги), опкиаается ура£йгш;сгл-: двигешг.:

X - /(Г, и, G, u! , и - <5г)'? (1!

где о - уровень создазазного раахтивкого ус::ор.з:ша; « - аргупенг сироты спутника; 6,5 - функции направления трапсверсалыюа и бнкораальноп тяги на интервалах улразлошгд ¿¡ с Ю, t,.j.

Для учета положения спутника б сронталъксп ксиплехса пабладзнка * вводится в ■ рассмотрение дополнительный параметр дви^еина - otj:oc5I-тельный аргумент гд:роты ¿u - t-uK- аргумент спроты трзсус:юго положения спутника б систепе):

¿и " /ГА, iiK>. (2 1

Эффэктпвнссть спутникоз дистаншюнного исследовании Зепли, в ра;;ках да1!ной диссертации, описызаотся векторе:: c-{z.,Q,G}*f 1гдз l -линейное разрепание на нестности, о - произЕодптсльиость, е- оперативность (периодичность) еондирозалия), а его.пзнгиеиие под действием отклонения реального .орбитального ¿зи^ениЕ от требуемого Еезсторон дс » (лг. .до ,де )т.

ОРБ оуа' o?s' CPS

Связь вектора дсора с х и Ди осуществляется через вектор

*>г, и)т (где хг, - географические долгота и широта подспутниковой точки, определяющие трассу двихения». связанный с вектором х известными иа механики полета полета функциональными зависимостями:

Н- /1Л,а,ы,и), Хр- /<n,i,u,D), /(i.u), (3)

где о - дата начала двихения по орбите.

Для системы (1! и (2) ставится задача определения оптимального управления, переводящего спутник из начального состояния хо и диа в конечное хксхкш и д'чк«о (здесь хк<- область параметров, рассматриваемых рабочих орбит двихения), с критерием качества вида i

J - min V „ - / aSdt min, (4 )

uiai »« i . « о

где v - затраты характеристической скорости, на маневр; & - функция включения-выключения двигательной установки. При непрерывном управлении критерий (4) имеет вид (задача на быстродействие)

-7 — t^ min ( 5 )

Приведенная постановка задачи обеспечивает выполнение необходимого требования по минимизации потерь эффективности спутника дистанционного исследования Земли дсото, что следует из уравнения связи векторов £coi,a и х через вектор у. Для этого долхны быть решены три основные задачи:

1) формирование требуемого профиля высоты на витке;

2) коррекция высоты полета и относительного углового полохе-ния спутника в орбитальном комплексе наблюдения;

3)- приведение трассы двихения к требуемой.

Показано, что в обшей постановке первая задача сводится к определение оптимального совместного управления элементами л,а,и, вторая -управления элементами л,*,а и ди, а третья - управления элементами п, •.

Эти задачи ставились и рассматривались многими авторами, однако остается открытым вопрос получения удобных с практической точки зрения приблихенных аналитических решения и создания алгоритмов компьютерного моделирования динамики траекторного двихения спутника дистанционного исследования Земли с двигательной установкой малой тяги.

8й второй главе диссертации рассматривается задача определения оптимального управления при коррекции орбиты спутника дистанционного исследования Зенли двигательной установкой малой тяги. При ее решении вводится допущение:

- считается, что расход рабочего тела на маневр коррекции мал по сравнению с обшей массой спутника д*^« т , что дает возможность рассматривать двихение происходящим под действием постоянного

- в -

реактивного ускорения а.

Коррекция орбиты предусматривает малость изменения большой полуоси и наклонения по сравнению е их начальными значениями: лл«л , лс«£о. Это позволяет воспользоваться классическими приемами небесной механики разделения движений на плоское (управление элементами л,о) и пространственное (управление элементами с,п>, что приводит к независимому решению задач формирования требуемого профиля высоты на витке и приведения трассы движения к требуемой.

Процесс поиска режима управления разбивается на нахождение оптимального управления в пределах витка (локальная оптимизация) к поиск управления медленной эволюцией орбиты.

Гводятся в рассмотрение следующие параметры управления: ?-поло-сина протяженности разгонного участка с трансеерсальной тягой на витке, ^-эксцентрическая аномалия центра этого участка, р - половина протяженности участка на витке с "положительным" направлением бинор-нальной тяги, с - аргумент широты центра этого участка. Данные параметры управления определяются угловыми величинами: (?, ») « (о,п), 1г/, с ) «= Ю , 2п ].

Г1ря определении оптимального управления на выделенном витке вллиптическои орбиты с ¿.до ал сформулировано и доказано два утверждения:

Утверждение 1. Оптимальная по быстродействию структура совместного управления элементами л.'эллиптической орбиты трансверсаль-ним реактивным ускорением в пределах витка в общем случае включает два активных участка противоположного направления ускорения, центры которых разнесены на угол п по эксцентрической аномалии. .

Утверждение 2.-Оптимальная по быстродействию структура совместного управления элементами I, п эллиптической орбиты бинормальным [«активным ускорением в пределах витка включает два активных участка противоположного направления ускорения, центры которых разнесены на угол л по аргументу пироты.

Ранее подобная структура управления была известна только для околокруговых орбит, имеющих на порядок меньшие эксцентриситеты.

Для оптимального размещения на витке пассивного участка активные участки разделяются двумя пассивными шириной а.

С помощь» метода усреднения уравнений движения была получена . упрощенная модель вековой эволюции элементов орбиты под действием управления описываемого параметрами ,»>.«> =

x - /(x, а, с, т}, с. «i. ">)

в которой приближенно учитывается изменение элементов л, с от сопротивления верхних слоев атмосферы и прецессия элементов ы,п в нормальном поле тяготения Земли. При учете прецессии орбиты рассматриваются два случая построения управления. Первый связан с формированием орбиты движения с известными на конечный момент коррекции

характеристиками (постоянство вектора з процессе коррекции). Во втором учитывается процессия рабочей (трэбуеиой) орбиты я процессе коррекции, когда спутник одновременно выполняет задачу зондирования, следуя по определенному маршруту, или находится ,в орбитальном комплексе наблюдения (вектор хк известен на начало выполнения маневра коррекции и изменяется за счет прецессии при ). Дальнейший поиск оптимальных законов управления для требуемых задач коррекции осуществляется на базе этой'модели движения.

Вводится допущение о постоянстве паратетроп управления (?, т?, ?, С) на зсек интерзале движения, что позволяет аналитически проинтегрировать систему (6!.

Управление при формировании требуемого профиля высоты на ьитке описывается параметрами г, и продолжительностью выполнения данного маневра коррекции I , для определения которых в работе были получены аналитические соотношения. Методика поиска г, и I для простейшей модели движения в центральном гравитационном поле Земли состоит в следующем. Для заданных граничных условии по формуле определяется параметр управления г>. поиск параметра управления ? осуществляется итерационно с использованием аналитической зависимости, а затем определяется продолжительность маневра. Для снижения числа итераций до трех-четырех при нахождении ? предложены начальные приб-лихения по данному параметру. В случае модели двихения в нормальном поле тяготения поиск параметра управления п осуществляется итерационно совместно с расчетом у. Рассматривается такха частный случай решения данной задачи, когда рабочая орбита спутника дистанционного исследования Земли является круговой. '

Управление при приведении трассы движения к требуемой описывается параметра« с и продолхительностью этого ианевра гКг. Показано, что максимальную скорость изменения долготы восходящего узла и наклонения обеспечивает параметр управления ? - о,5(я-«). Для расчета с и I в работе получены формулы.'

Эффективность применения конкрэ'тного вида двигательной установки при управлении дзихением спутника определяется затратами рабочего тела, необходимыми на проведение с покопью нее манезрсв или затратами характеристической скорости. С этой целью получены аналитические зависимости, определяющие затраты характеристической скорости при формировании требуемого профиля высоты на витке (кей):

- тг|Д»| / ц [ > 1 _ я|Дв| / |

ср

(7 )

и приведении трассы движения к требуемой:

-• /4к-'0,5Д,<, Ды - <Ды-Ды I « 1-п,п1, да - (ДО-ДП I е (-п,п).

йсь в (7» и (8> обозначено: р - гравитационный параметр Земли: л.дв.ды.д^.дп - требуемые изменения параметров движения в процессе орракции; Ды ,до - изменение аргумента перигея и долготы восходя-його узла за счет* действия реактивного ускорения; ди ,дп - изменение и и а за счет прецессии орбиты. за

С помощью численных результатов моделирования определена область применимости простейшей модели движения в центральной гравитационном поле при расчете

Проведенное численное моделирование движения спутника на модели векового изменения элементов орбиты (6) показало малую методическую погрешность разработанных законов управления и обоснованность введенных допущения и упрощений. При формировании требуемого профиля высоты на витке отклонения параметров движения в конце маневра коррекции не превышали: по большой полуоси 0,1 км-, по эксцентриситету 10""*; по аргументу перигея 0,1". Для их ликвидации проводилось решение двухточечной краевой задачи, полученные результаты для рабочей орбиты с параметрами: лк- 7030 км, «к- 0,0013, 70*, ¿к- 98* ц а- -1,75.1 См/с* приведены в таблице 1. При приведении трассы двихения к требуемой отклонения параметров движения в конце маневра коррекции не превышали: по долготе восходявего узла 0,002', а по наклонению 0,001*.

Таблица 1 •

Начальные отклонения Аналитическое решение Краевая задача

ДЛ.КК .¿с Дм, град с. град V, град с, град I). град м?б'

-50 -0,02 40 71 ,Ь6 196,74 130,0 71 ,60 196,61 130,1

50 -0,02 -40 . 106,92 210,13 143,2 106,90 210,29 143,0

-50 -0,02 -40 71 ,19 210,13 142,6 73,21 210 ,10 142,7

На практике использование введенных угловых параметров двихения затруднительно. Поэтому в работе получены рекуррентные соотношения, позволявшие пересчитывать величины ,?>,?,(> в программу работы двигательной установки напоя тяги, когда последовательно от витка к витку формируются "уставки" на ее^ включение-выключение. Для этого используется уравнение Кеплера, связывающее эксцентрическую анома-лио двихения с временем полета, а в качестве параметра, определяющего виток двихения по орбите, рассматриривается драконическия период обращения.

2 третьей главе диссертации рассматривается задача определения . оптимального управления при совместной коррекции высоты полета и относительного углового положения спутника в орбитальном комплексе наблюдения, В зависимости от формы рабочей орбиты спутника дистанционного исследования Земли исследуются два варианта маневра коррекции:

- п -

l: :cp?£sc:j3 ei-соты подзта и углсзсго пологзяял спута::?.а' з с?слт:.-:-.с-! лсмпле^се наблюдения с кругсз^лн срСпта:::! дг!!2сп:п$

2: *:сррекц.чя пгсоти полета н углозего положения сяутяяйа о орзитальнеа комплексе наблюдения с эллиптическими орбитами дЕпггпяя.

- á песзсн варианте предлагается дзухэтапяая с:<еиа сзезиия газа'П, когда з начале производится 'коррекция элепентоз л и д«, а затем скруглгл-л:з. орбиты (коррекция эксцентриситета i.. При ото:! трэбозанго:! длл перзего зтала является условие невозрастания эксцентриситета, а длл птс":го - неизменность большой полуоси.

этапе коррекции элементов л, ы формируется требуеаш пзрмсд сергзн::я и относительнее углевое по.югэнме спутника в орбитадьпея кемл-злее наблюдения. Точное выполнение данного этапа ссобояно sarro для спутников дистанционного исследования Земли, • дзкзустжя но нгемаргрутныя орбитам, повторяемость трасси которых ебеспечязастса требует периодом обращения. Используя принцип максимума Похгрягяна при рэг-знии задачи управления элементами л и д«, было ейормулирозано и доказано следующее утверждение:

Утзерзденпе 3. Оптимальная по быстродействию структура управления со.'ьезл полуссьэ л й полохеннем спутника относительно конечной точки приведения д„ трансверсальнык реактивна ускорением содерпт на везг! траектории не более двух участксз противоположного направления ускорения. .

Слсически оптимальная структура управления характеризуется двумя участками движения. На одном происходит изменение больпея полуоси до трзбуемого значения, а на другом происходит активное £азирован::з за счет изменения больсоп полуоси и приведения ее в ксямгноо состояние. В заяксаноста' от йяда гргшчних условяа- $азпру2г;гя' учсстох -либо перзкл, ямбо зторол. , Даяназ' структура упразлгаия погэт..' прязодять s узеличеипэ охсцентрясита только на витке, где'происходит еяеяа нзпргзкжяа тяги. Для ргссяатрязаеяых налах- рзгятшаи yeso- . рзннп ta < ICT^i/c®) dtü:i изменением г:оз:о пренебречь.'

Рс.лл з ззлзстей рабочего органа используется ЗРДУ с солнечна источников анергии, то необходимо учитьзать незозмогность сэ работа на тепевса участке орбита. Для Баюг.неяиа услозиа кегозрастаниз схсцситриситета при управлении спутником вводится дополнительна пассйЕнш участок на ситке, равна теневому с центром, .сяеззнн1» относительно центра теневого участка на ползятка.

Программа работа ЭРДУ определяется, параметрашь t*- время окончания маневра, ta- врзия переключения направления тяги и г - функций направления таги на начально:! участке. Для расчета t* и ¿п бклй получены ачалитичесхив соотносениа. При определении направления тйга на яачальяоа участке s расчет производится дзазды при s -i и <5 —u

О О D

и вкбяргетса случая, - щайодягая к наияеньзея величине t*.

Разработананетодяка грг^ячесиго построения изолиния -дг-пдгт -

характеристической скорости в координатах лл и д^. Она основывается на полученных аналитических зависимостях, связывавших фазовые координаты с затратами характеристической скорости на маневр у^к и затратами характеристической скорости на момент переключения Направления тяги у .

хп

Этап скругления орбиты при непрерывной работе двигательной установки и отсутствии возмущений от атмосферы предполагает наличие на витке двух равных рабочих участков с трансверсальным ускорением: разгонного и тормозного. Причем центр разгонного участка располагается в апогее орбиты, а центр тормозного участка - в перигее орбиты. Новым в работе было то, что длительность выполнения данного этапа ¿"определяется с учетом действия возмущений от атмосферы и пассивного двихения на теневом и "антитенево»" участках орбиты. Полученный закон управления не приводит к вековому изменению болЛюй полуоси .при скруглении орбиты.

Общая продолжительность коррекция высоты полета и относительного углового положения спутника в орбитальном комплексе наблюдения с круговыми орбитами двихения складывается из продолхительностей выполнения кавдого из отдельных этапов и 1"..

Для варианта эллиптической рабочей орбиты в задаче коррекции высоты' полета и относительного положения спутника в орбитальном комплексе наблюдения предложен приближенный метод решения. Он основан на решении задачи управления элементами л.е.и (без учета ди), которое считается опорным. ' — .

Вводится малая вариация параметра управления ? (параметр п не изменяется), которая за счет отклонений л от опорного движения должна обеспечивать выполнение граничного условия Ди(гк)-о. Проводится решение уравнений в вариациях для изменения большой полуоси и относительного углового положения спутника. Здесь путем введения новых переменных удается представить уравнения движения в виде канонической модели линейной с.истемы второго порядка. Результатами решения являются: формула для.расчета поправки к параметру управления д? и закон изменения опорного значения ? на трактории двихения, предусматривающий на половине траектории введение поправки д? с одним знаком. а на другой - с противопололохнын. Знак д? на начальном участке противоположен знаку величины Диик >, полученной в результате решения задачи без учета относительного углового положения спутника в орбитальном комплексе наблюдения. . . Проведена оценка' методической погрешности разработанных законов управления в задаче коррекций высоты полета и относительного углового положения спутника в орбитальном комплексе наблюдения. Численное коделирование на уравнениях векового изменения элементов орбиты показало ее малость. Так, отклонения параметров движения в конце маневров не-превышали величин*, по большой полуоси 0,1 км, по экс-

центриситету 10"*, по аргументу перигея 0,5', по относительному аргументу широты 0,2*.

Четвертая глава посвящена моделированию движения спутника дистанционного исследования Земли с двигательной установкой малой тяги. Здесь приводится описание математической модели, используемой при моделировании движения. Она влючает в себя: дифференциальные уравнения движения в оскулируюших .элементах, дифференциальное уравнение изменения массы спутника за счет расхода рабочего тела, уравнения расчета параметров управления и их пересчета в программу работы двигательной установки, уравнения расчета возмущений от нецентральности гравитационного поля Земли (до 16-ти зональных, тессеральных и секториальных гармоник в разложении геопотенциала),, уравнения расчета возмущений от атмосферы (плотность рассчитывается согласно ГОСТ 25645.115-84), уравнения'связи параметров движения с трассой и высотой и уравнения, определяющие положение теневого участка на витке. . /

Конечным итогом проведения маневров коррекции орбиты спутника дистанционного исследования Земли является минимизация потерь эффективности лсорЕ, связанная с такими важными характеристиками съемки как линейное разрешение на местности t и ширина полосы зондирования ь, которая прямо пропорциональна потенциальной производительности спутника. Расчет их при проведёнии моделирования проводится в относительной форме без привязки к конкретным характеристикам аппаратуры наблюдения. •

Описаны принципы построения программного комплекса "Transfer", реализующего данную модель движения на ПЭВМ серии ibm pc/at. К достоинствам программного • комплекса мохно отнести: созданный дружественный пользовательский интерфейс ссг встроенной многоуровневой системой справочной информации; визуализацию процесса моделирования, когда на экране дисплея в динамике можно проследить за изменением высоты полета, трассы движения, положения спутника на орбите относительно требуемого.

Некоторые полученные в работе результаты моделирования при решении трех основных задач коррекции орбиты спутника дистанционного исследования Земли представлены в таблицах 2-4. Таблица 2 представляет результаты решения задачи формирования требуемого профиля высоты на витке, таблица Ъ - коррекции высоты полета и относительного углового положения спутника в орбитальном комплексе наблюдения, а таблица 4 - приведения трассы движения к требуемой. Все приведенные в таблицах результаты даются в сравнительной форме: на начало проведения маневра коррекции i-o и на его конец t»tK. В таблицах обозначено: бн - диапазон изменения высоты относительно требуемой на витке-, si, бь - изменение относительного отклонения линейного разрешения на местности и ширины полосы зондирования от требуемых на витке;

бх , б9 - .скскзние трассы двяхения по географической далгота а илроте.

Таблица 2

Параметра рабочей орбиты е-10э, К/С* 1 , к час &н, кк га : 5Ь 1 :.

"к* ¡СИ град II , 1: трэд 1--0 1 = 1 к 1=0

7030 0(0013 70 98,0 1 ,75 1777 -193. .аь -28.

72 :& 0 - 01 ,2 4,0 437 -103..41 ¿0,5 -12 .

7171 0,05 40 51 ,5 10,0 356 -75. .150 ±2 - 7. 24 -0,5..С,2

6771 0,01 20 51 ,Ь 5,0 19-1 -50 . .17 — 3 ° - 11 . . и -0.9. .0,4

Параг/атри рабочей орбиты а-105, И/С2 'к- час 6н, кк Ди, град

ТМ' и , ЕС ' град £к- град 1-0 г -0

17КС ¡7030 7171 0 0 0,0013 0,05 70 4 0 01 ,2 01 ,2 98,0 51 ,5 4 ,0 4 ,0 1 ,75 6,0 270 670 1777 014 -40 -112..35 -92..155 -75.,150 ±0,5 ' -4 . .3 +4 ^ о 40 40 120 10 -С ,1 "1,1 1 ,5 0,9

Таблица 4

[ Параметры рабочей | орбиты а'Ю5,-и/С2 гхг.,угл.г.1:н. г г

» ,1'рад ¿«0 с» 1

[7030 90,0 0 4 ,0 '' 60 0,60 ±30 ±0 , 1

'7246 01 ,7. 0 10,0 296 30 0 ,66 -к 30 ±0,2

|3721 62,0 0 20,0 307 -60 -0,36 ±12 ±1 ,3

|7171 51 ,5 0 15,0 433 24 0,96 ±40 ±0 ,9

Полученные результаты компьютерного моделирования характеризует вксокуо эффективность разработанных приблихенно-оптимальных оако-4юв управления для задачи коррекции орбиты спутника дистанционного ксслсдоаания Земли двигательной установкой ианой тяги.

В Заключения кратко перечисляются основные результата работы:

1. Определена оптккальная по быстродействию структура управления вклвчениек-выклвчениек двигателя малой тяги на витке эллиптической орбиты.

2. Создана катеиатическая модель векового двихения спутника, слухасая основой построения"законов управления на длительных интервалах врешш. -

3. Получеки аналитические зависимости, необходимые для формирования законов управления при выполнении трех основных задач коррак-

ции орбиты спутника дистанционного исследования Земли. ■

4. Получены аналитические зависимости для расчета затрат харак-теристическоя скорости на выполнение отдельных маневров коррекции» которые ногут быть использованы на этапе проектно-баллистического анализа при выборе характеристик двигательной установки.

5. Создано программное обеспечение, помогающее автоматизировать процесс поиска параметров управления и позволявшее оценивать эффективность разработанных приблихенно-оптимальных законов управления в ходе численного моделирования управляемого движения.

Разработанные приближенные методы и модели решения задачи оптимального управления при коррекции орбиты спутника дистанционного исследования Земли двигательной установкой мапоя тяги, ориентированные на повышение эффективности спутниковой системы, могут служить основой для построения бортовых алгоритмов управления.

Перечень основных публикаций по теме диссертации

1. Салкин В.В., Соколов В.О. Синтез управления элементами орбиты спутника Земли с двигателем малой тяги // Труды хп Научных чтения по космонавтике, посвященных памяти С.П.Королева и других советских ученых-пионеров освоения космического пространства. Секция -Прикладная небесна^ йёханика и управление движением"M.s ИИЕТ АН СССР» 1988.- С.3-4.

2. Сапкин В.В., Соколов В.О. Управление элементами орбиты спут^ пика Земли с двига^йеН иаЛоя тяги // Труды xxiii Чтения, посвященных разработке наёШМй и развитию идей К.Э.Циолковского. СбКЦйЯ "Механика косййчёсКбго ШэйёТа*,- Кайуга, 1989.- С.42-48.

3. СагШин BiB;» ё§Ш6ё В.О, Доклад на спецтему //'Управление двигенией й навИгацИя ёАёцаальных летательных аппаратов . Сборник докладов 4-го BceßöB&SOf-ö Научно-технического семинара. Часть 1.-Куйбышев, 1990.- СЛ03Ч07.

4. СалмиН В.В., CöKöiiOB В.О. Приблихенныя расчет маневров фор-нирования орбйты спутника Земли с двигателем малой тяги // Космические исследования.- 1991.- Т.29, № б.- С.872-888.

5. Ishkov S.A., Sälnin V.V., Sokolov V.O. The control of the dynanio satellite feysteia // The second Russian-China symposiura on astronautleal nclühcä änd teohnigue.~ Abstraöts.- Samara, Russia, 1992.- P.233.