Исследование движения центра масс межпланетных космических аппаратов (CBRR2467)

Посмотреть архив целиком

1. Оглавление 1

2. Исследовательская часть 3

2.1. Введение 3

2.2. Краткие сведения об орбите 4

2.2.1. Характеристика орбиты 4

2.2.2. Связь МКА с наземными пунктами управления 5

2.2.3. Выведение на рабочую орбиту 6

2.3. Исходные данные и цели работы 10

2.3.1. Исходные данные 10

2.3.2. Цели работы 12

2.4. Моделирование движения центра масс МКА 13

2.4.1. Уравнения движения МКА 13

2.4.2. Возмущающие ускорения, действующие на МКА 15

2.4.3. Расчет параметров текущей орбиты МКА 22

2.5. Коррекция траектории МКА 24

2.5.1. Коррекция приведения 24

2.5.2. Расчет потребного топлива 26

2.5.3. Коррекция поддержания 27

2.6. Движение МКА относительно центра масс 28

2.6.1. Уравнения движения относительно центра масс МКА 28

2.6.2. Стабилизация углового положения при коррекции 28

3. ОРГАНИЗАЦИОННО-ЭКОНОМИЧЕСКАЯ ЧАСТЬ 31

3.1. Организация и планирование выполнения темы 31

3.2. Определение затрат труда 31

3.3. Расчет сметы затрат на разработку программного продукта 35

4. ПроМЫШЛЕННАЯ ЭКОЛОГИЯ И БЕЗОПАСНОСТЬ 39

4.1. Введение 39

4.2. Анализ вредных факторов 39

4.3. Требования к видеотерминальным устройствам 44

4.4. Расчет вредных излучений 46

4.5. Рациональная организация рабочего места 46

4.6. Рекомендации по снижению утомляемости 47

4.7. Защита от напряжения прикосновения. Зануление 48

4.8. Пожарная безопасность 49

5. Список литературы 53

6. Приложение. ТекстЫ Программ для Borland C++ и Matlab 4.0 for windows 54

6.1. Основной программный модуль main.cpp 54

6.2. Подпрограмма расчета возмущающих ускорений, параметров орбиты и коррекции sfun.cpp 57

6.3. Файл начальной инициализации init.h 77

6.4. Файл описания переменных def.h 79

6.5. Файл sfun.h 81

6.6. Файл rk5.h 81

6.7. Программа построения временных диаграмм 82



2. ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКАЯ ЧАСТЬ


2.1. ВВЕДЕНИЕ


В данной работе проводится исследование движения центра масс МКА под действием различных возмущающих ускорений (от не­центральности гравитационного поля Земли, сопротивления атмо­сферы, притяжения Солнца и Луны, из-за давления солнечных лу­чей) и создание математической модели движения ЦМ МКА, по­зво­ляющей учесть при интегрировании уравнений движения ЦМ МКА эволюцию орбиты МКА.

В работе разрабатывается алгоритм коррекции, ликвидирующий ошибки выведения МКА и рассчитывается масса топлива, необхо­димая для проведения коррекции, необходимой из-за эволюции па­раметров орбиты и из-за ошибок выведения МКА на рабочую ор­биту.

Точность проведения коррекции зависит от точности направле­ния корректирующего импульса, заданной в ТЗ. Было проведено моде­лирование системы коррекции в режиме стабилизации угло­вого по­ложения при работе корректирующей двигательной уста­новки.

В работе приводятся программы, реализующие интегрирование уравнений движения ЦМ МКА, процесс осуществления коррекции и расчет топлива для коррекции.

2.2. КРАТКИЕ СВЕДЕНИЯ ОБ ОРБИТЕ


Основными показателями эффективности космической группировки, являются:

- предельная производительность МКА в сутки на освещенной стороне Земли не менее 400-500 объектов.

- периодичность наблюдения районов съемки не реже одного раза в сутки.

Расположение плоскости орбиты по отношению к Солнцу выбрано таким образом, чтобы угол между линией узлов и следом терминатора на плоскости экватора Земли составлял Dт = 30°. При этом северный полувиток орбиты должен проходить над освещенной частью земной поверхности. Для определенности углу Dт приписывается знак «+» в том случае, если восходящий узел орбиты находится над освещенной частью Земли, и знак «-», если ВУ находится над неосвещенной частью. При выборе баллистического построения оперируют углом D, однозначно определяющимся прямым восхождением Солнца a0 и долготой восходящего узла орбиты в абсолютном пространстве W: D = a0 - W. Соотношение между углом Dт и углом D: D º Dт - 90°.


2.2.1. ХАРАКТЕРИСТИКА ОРБИТЫ


Для решения задач наблюдения Земли из космоса с хорошим раз­решением при жестких ограничениях на массу КА и минимизации затрат на выведение целесообразно использовать низкие круговые орбиты. В этом классе орбит выделяют солнечно-синхронные ор­биты со следующими свойствами:

- скорость прецессии плоскости орбиты в пространстве состав­ляет примерно 1° в сутки, что практически обеспечивает постоян­ство ориентации ее относительно терминатора Земли в течении всего срока активного существования КА.

- близость наклонения плоскости орбиты к полярному, что обес­печивает глобальность накрытия полюсами обзора поверхности Земли.

- возможность наблюдения районов на поверхности Земли при­мерно в одно и то же местное время при незначительном изменении углов места Солнца в точке наблюдения.

Всем этим условиям удовлетворяют солнечно-синхронные ор­биты с высотами от нескольких сот до полутора тысяч километров. На больших высотах наклонение солнечно-синхронной орбиты от­ли­чается от полярного, и глобальность накрытия поверхности Земли не обеспечивается. Для повышения эффективности наблюде­ния це­лесообразно выбрать орбиты с изомаршрутной трассой, у которых следы орбит ежесуточно проходят на одними и теми же районами Земли, что позволяет обеспечивать периодичность на­блюдения од­ного и того же объекта, как минимум, раз в сутки с одного КА.

Предварительные расчеты показали, что целесообразно исполь­зовать орбиту с высотой Н = 574 км и наклонением плоскости ор­биты к плоскости экватора Земли i = 97,6°.

Масса МКА может составить от 500 до 800 кг (что зависит от вида целевой аппаратуры, устанавливаемой на борту МКА). Для выведения МКА на орбиту используется РН СС-19 («Рокот») с разгонным блоком «Бриз».


2.2.3. СВЯЗЬ МКА С НАЗЕМНЫМИ ПУНКТАМИ УПРАВЛЕНИЯ


Управление МКА осуществляется с наземных пунктов управления на территории России. Их количество и место расположения выбирается таким образом, чтобы на любом витке можно было организовать сеанс связи с МКА хотя бы с одного пункта управления. Угол возывшения МКА над горизонтом наземного пункта управления должен быть не менее 7°, а дальность до МКА не должна превышать 2200 км.

В расчете зон связи были использованы следующие исходные данные:

- высота орбиты - 574 км.

- наклонение орбиты - 97,6°.

- географическая долгота восходящего узла первого витка - 4° в.д.

- минимальный угол возвышения МКА над местным горизонтом - 7°.

Из рассматривавшихся возможных наземных пунктов управления (Москва, Новосибирск, Хабаровск, Мурманск, Калининград, Диксон, Комсомольск-на-Амуре, Петропавловск-Камчатский), было выбрано три (Москва, Диксон, Петропавловск-Камчатский), обеспечивающие возможности связи с МКА на любом витке орбиты. При этом зоны связи с МКА составляют от 3 до 9 минут на витке.

Интергральные характеристики возможности связи с МКА:

- высота орбиты - 574 км.

- число витков, видимых из Москвы, вит/сутки - 6.

- суммарное время видимости из Москвы, мин - 41.

- суммарное время видимости с трех пунктов, мин - 153.

- максимальное время видимости одного витка, мин - 9,1.


2.2.4. ВЫВЕДЕНИЕ МКА НА РАБОЧУЮ ОРБИТУ


Выведение МКА на орбиту с наклонением i = 97,6° и высотой Н = 574 км осуществляется ракетой-носителем «Рокот» с разгонным блоком «Бриз». При выведении для каждой отделяющейся части РН (отработанная первая ступень, обтекатель, отработанная вторая ступень) существует свой район падения.

Возможные варианты старта:

1. Полигон Байконур.

Из-за отсутствия зон падения отделяющихся частей возможно сформировать опорную орбиту с наклонением i порядка 65°. Для формирования опорной орбиты с наклонением близким полярному при использовании трассы с азимутом стрельбы более 180° (направление стрельбы на юг) - первая ступень падает в районе Ашхабада, обтекатель сбрасывается на высоте Н порядка 100 км, вторая ступень падает за Аравийским полуостровом. С точки зрения энергетики, выведение осуществляется не по оптимальной схеме, в результате чего на круговую орбиту высотой Н порядка 700 км выводится МКА массой менее 600 кг.

2. Полигон Ледяная (Свободный).

Из-за отсутствия зон падения отделяющихся частей возможно сформировать опорную орбиту с наклонением i порядка 54° и 65°. При северном запуске РН первая ступень падает в районе заповедника в устье реки Олейма (приток Лены).

3. Космодром Плесецк.

Азимуты пуска с космодрома Плесецк обеспечивают наклонения орбит i от 72° до 93°. Формирование требуемового наклонения i = 97,6° осуществляется с помощью разгонного блока «Бриз».

В результате работы двух ступеней РН формируется баллистическая траектория с наклонением i = 93°. Высота в момент окончания работы двигателя второй ступени составляет Н = 190 км, наклонная дальность L = 300 км. Приблизительно через 1,2 секунды после прохождения команды на выключение двигателя второй ступени проходит команда на запуск ДУ РБ. После выключения двигателя второй ступени РН происходит отделение от ракеты связки РБ с КА. Время расцепки t = 318 секунд. Абсолютная скорость в момент отделения V = 5550 м/с. Отделяемая масса 6700 кг.

Двигательная установка РБ «Бриз» выполняет задачу доразгона КА при формировании опорной орбиты.

Характеристики двигателя РБ «Бриз»:

- тяга R, кг - 2000.

- удельный импульс Rуд, сек - 324.

- количество включений, р - 7.

- интервал между включениями, сек - 20.

- время функционирования, час - 7.

В результате работы двигателя РБ «Бриз» при первом включении происходит увеличение высоты баллистической траектории с Н = 190 км до Н = 270 км и к моменту окончания работы двигателя (t = 905,5 сек) в точке с аргументом широты u = 104,1° формируется опорная эллиптическая орбита с параметрами:

- высота в перигее Нп, км - 190.

- высота в апогее На, км - 574.

- большая полуось орбиты а, км - 6747.

- эксцентриситет e - 0,02548

- наклонение i, ° - 93,4.

- период обращения Т, час - 1,53.

- аргумент перигея w, ° - 128,38.

- долгота восходящего узла в гринвичской СК, фиксированной на момент старта Wг, ° - 48,37.

Величина импульса характеристической скорости, отрабатываемого при первом включении ДУ РБ dV1 = 2,36 км/с, время работы порядка 600 сек.

Работа двигателя при первом включении происходит вне зоны видимости НПУ на территории России. Географические координаты, соответствующие этому моменту:

- широта j » 76°.

- долгота l » 238°.

В момент прохождения МКА перигея опорной эллиптической орбиты (t = 1231 сек) географические координаты составляют:

- широта j » 53°.

- долгота l » 227°.

На опорной эллиптической орбите МКА совершает пассивный полет до апогея. В районе апогея (t = 1,12 час) осуществляется второе включение ДУ РБ.

В результате приложения второго компланарного импульса характеристической скорости dV2 = 0,12 км/с, при втором включении (время работы 20 сек) формируется круговая орбита с параметрами:

- высота Н, км - 574.

- наклонение i, ° - 93,4.

- период обращения Т, час - 1,6.

Работа двигателя при втором включении происходит вне зоны видимости НПУ на территории России. Географические координаты, соответствующие этому моменту:

- широта j » 1,5°.

- долгота l » 35,8°.

Для создания круговой, солнечно-синхронной орбиты необходимо изменить наклонение до i = 97,6°. С этой целью осуществляется третье включение ДУ РБ при первом прохождении восходящего узла орбиты (t = 1,3 час).

В результате приложения ортогонального импульса характеристической скорости dV3 = 0,62 км/с, при третьем включении (время работы 90 сек) формируется солнечно-синхронная круговая орбита с параметрами:

- высота Н, км - 574.

- наклонение i, ° - 97,6.

- период обращения Т, час - 1,6.

- число оборотов в сутки N - 15.

Работа двигателя при третьем включении происходит вне зоны видимости НПУ на территории России. Географические координаты, соответствующие этому моменту:

- широта j » 0°.

- долгота l » 28,1°.

После выключения двигателя при третьем запуске происходит отделение МКА от РБ «Бриз».

Кинематические параметры в гринвичской СК, фиксированной на момент старта РН и оскулирующие элементы орбиты на момент отделения от РБ:

Параметр

Значение

t, сек

4946,5

X, м

4638800

Y, м

5120280

Z, м

689680

Vx, м/с

241,23

Vy, м/с

-1233

Vz, м/с

7473,5

l, °

28,1

T, c

5761,67

e

0,0009

i, °

97,595

Ra, м

6940000

Rп, м

6952000

2.3. ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ И ЦЕЛИ РАБОТЫ


2.3.1. ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ


Номинальная орбита, необходимая для выполнения задач МКА, имеет следующие параметры:

- круговая, e = 0.

- солнечно-синхронная, скорость прецессии линии узлов орбиты W равна скорости обращения Солнца относительно Земли

W = 2p / 365,2422 = 0,0172 рад/сут = 0,98 °/сут.

- изомаршрутная, за сутки МКА совершает целое количество оборотов (n = 15).

Это обеспечивает прохождение МКА над одними и теми же рай­онами в одно и тоже местное время.

- период Т = 5765 с.

- высота орбиты Н = 574 км.

- наклонение орбиты i = 97,6°.

- географическая долгота восходящего узла орбиты lэ = 28,1°.

Долгота восходящего узла в геоцентрической экваториальной (абсолютной) системе координат OXYZ определяется как разность

lэ - s0,

где s0 - часовой угол, отсчитывающийся от гринвичского мери­диана до оси X, направленной в точку весеннего равноденствия.

Часовой угол зависит от даты старта и выбирается из астроно­ми­ческого ежегодника. В данной задаче для моделирования вы­бран часовой угол = 0.

Следовательно долгота восходящего узла орбиты W = lэ = 28,1°.

Исходя из ТЗ, начальная точка выведения имеет следующие ко­ор­динаты в гринвичской системе координат, фиксированной на момент старта РН:

Параметр

Значение

t, сек

4946.5

X, м

4638800

Y, м

5120280

Z, м

689506,95

Vx, м/с

241,23

Vy, м/с

-1233

Vz, м/с

7472,65

Элементы орбиты:

l, °

28,1

T, c

5761,67

e

0,0009

i, °

97,595

Ra, м

6940000

Rп, м

6952000

Кинематические параметры в геоцентрической экваториальной системе координат:

t, сек

4946.5

X, м

6137262,9

Y, м

3171846,1

Z, м

689506,95

Vx, м/с

-201,3

Vy, м/с

-1247,03

Vz, м/с

7472,65

l, °

28,1

Точность выведения:

- предельная ошибка по координате (3s) - 7 км.

- предельная ошибка по скорости (3s) - 5 м/с.

Пересчитав ошибку по координате на ошибку по периоду выве­дения орбиты получим предельную ошибку по периоду DT - 10 сек.

Корреляционная матрица ошибок выведения на момент выведе­ния составляет:

Члены, стоящие на главной диагонали представляют собой квад­раты предельных ошибок - (3s)2.

K11 = K22 = K33 = (3s)2 = 72 = 49 км.

K44 = K55 = K66 = (3s)2 = 52 = 25 м/с.

Остальные члены представляют собой вторые смешанные мо­менты Kij = Kji = rijsisj или Kij = Kji = rjj(3si)(3sj), где rjj - коэффици­енты связи величин i и j. В данном случае вторые смешанные мо­менты Kij = Kji = 0.

Кинематические параметры в геоцентрической экваториальной системе координат на момент выведения с учетом ошибок выведе­ния:

t, сек

4946.5

X, м

6144262,9

Y, м

3178846,1

Z, м

696506,95

Vx, м/с

-206,3

Vy, м/с

-1252,03

Vz, м/с

7477,65

l, °

28,1

Параметры орбиты с учетом ошибок выведения:

l, °

28,13

T, c

5795,7

W, °

28,13

p, км

6973,5

а, км

6973,6

e

0,00314

i, °

97,637


2.3.2. ЦЕЛИ РАБОТЫ


1) Исследование и моделирование движения ЦМ МКА при воз­действии на КА возмущающих ускорений.

2) Разработка алгоритмов проведения коррекции траектории МКА, моделирования процесса, и расчет потребного топлива для проведения коррекции траектории.

3) Исследование динамики системы коррекции траектории при стабилизации углового положения в процессе проведения коррек­ции траектории МКА.

2.4. МОДЕЛИРОВАНИЕ ДВИЖЕНИЯ ЦЕНТРА МАСС МКА


2.4.1.УРАВНЕНИЕ ДВИЖЕНИЯ КА


Рассмотрим невозмущенное движение материальных точек М и m в некоторой инерциальной системе координат. Движение совер­ша­ется под действием силы притяжения Fz. Сила Fz для материаль­ной точки m определяется формулой:

,

где ¦ - постоянная притяжения,

ro - единичный вектор, направленный от М к m,

,

где - радиус-вектор, проведенный из т.М до т.m.

r - относительное расстояние от М до m.

На точку М действует сила Fz, равная по величине и направлен­ная в противоположную сторону.

На основе второго закона Ньютона уравнения движения матери­альных точек М и m имеют вид:

(1), (2)

или

(3), (4)

где p1 - радиус-вектор, проведенный из начала инерциальной сис­темы координат в точку m.

p2 - радиус-вектор, проведенный из начала инерциальной сис­темы координат в точку М.

.

Вычитая из уравнения (3) уравнение (4), получим уравнение дви­жения мате­риальной точки m относительно притягивающего цен­тра М:

Так как m<<М, следовательно, можно пренебречь ускорением, которое КА с массой m сообщает притягивающему центру М. То­гда можно совместить начало инерциальной системы координат с при­тягивающим центром М. Следовательно, .

Таким образом, уравнение невозмущенного движения КА отно­сительно притягивающего центра М в инерциальной системе коор­динат, центр которой находится в М, имеет вид

,

где m = fM - гравитационная постоянная Земли.

Рассмотрим возмущенное движение КА в геоцентрической эква­ториальной (абсолютной) системе координат OXYZ:

- начало О - в центре масс Земли.

- ось X направлена в точку весеннего равноденствия g.

- ось Z совпадает с осью вращения Земли и направлена на Север­ный полюс Земли.

- ось Y дополняет систему до правой.

Движение КА в абсолютной системе координат OXYZ происхо­дит под действием центральной силы притяжения Земли Fz, а также под действием возмущающих сил Fв. Уравнение движения имеет вид

или

где m = 597 кг - масса КА.

В проекциях на оси абсолютной системы координат OXYZ полу­чим

или

или

или

где axв, ayв, azв - возмущающиеся ускорения.

Основные возмущающиеся ускорения вызываются следующими причинами:

- нецентральностью поля притяжения Земли.

- сопротивлением атмосферы Земли.

- влиянием Солнца.

- влиянием Луны.

- давлением солнечного света.


2.4.2. ВОЗМУЩАЮЩИЕ УСКОРЕНИЯ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА МКА


1) Возмущающееся ускорение, вызванное нецентральностью гра­витационного поля Земли.

Рассмотрим потенциал поля притяжения Земли. При точном рас­чете параметров орбиты спутников, в качестве хорошего прибли­же­ния к действительной поверхности Земли принимают геоид. Геоид - это гипотетическая уровенная поверхность, совпадающая с поверх­ностью спокойного океана и продолженная под материком.

Иногда в баллистике под геоидом понимают не поверхность, а тело, которое ограничено поверхностью мирового океана при не­ко­тором среднем уровне воды, свободной от возмущений. Во всех точках геоида потенциал притяжения имеет одно и то же значение.

Потенциал притяжения Земли можно представить в виде разло­же­ния по сферическим функциям.

где mz = fMz - гравитационная постоянная Земли.

r0 - средний экваториальный радиус Земли.

сnm, dnm - коэффициенты, определяемые из гравиметрических дан­ных, а также по наблюдениям за движением ИСЗ.

L - долгота притягивающей точки.

j - широта притягивающей точки.

Pnm(sinj) - присоединенные функции Лежандра степени m и по­рядка n (при m ¹ 0).

Pnm(sinj) - многочлен Лежандра порядка n (при m = 0).

Составляющие типа (mz/r)(r0/r)ncn0Pn0(sinj) - называют зональ­ными гармониками n-по­рядка. Т.к. полином Лежандра n-го по­рядка имеет n действительных корней, функция Pn0(sinj) будет ме­нять знак на n широтах, сфера делится на n+1 широтную зону, где эти составляю­щие имеют попеременно «+» или «-» значения. По­этому их называют зональными гармониками.

Составляющие типа

(mz/r)(r0/r)ncnmcos(mL)Pnm(sinj) и (mz/r)(r0/r)ndnmsin(mL)Pnm(sinj)

- называют тессеральными гармониками n-порядка и степени m. Они обращаются в 0 на 2m меридианах, где cos(mL) = 0 и sin(mL) = 0 и на n-m параллелях, где Pnm(sinj) = 0 или dmPnm(sinj)/d(sinj)m = 0, сфера делится на n+m+1 трапецию, где эти составляющие сохра­няют знак.

Составляющие типа и

(mz/r)(r0/r)ncnncos(nL)Pnn(sinj) и (mz/r)(r0/r)ndnnsin(nL)Pnn(sinj)

- называют секториальными гармониками n-порядка и степени m. Эти составляющие меняю знак только на меридианах, cos(nL) = 0 и sin(nL) = 0, на сфере выделяют 2n меридиональных секторов, где эти составляющие со­храняют знак.

Многочлен Лежандра степени n находится по следующей фор­муле:

Pn0(z) = 1/(2nn!)´(dn(z2 - 1)n/dzn)

Присоединенная функция Лежандра порядка n и степени m нахо­дится по следующей формуле:

Pnm(z) = (1-z2)m/2´dmPn0(z)/dzm

Возмущающая часть гравитационного потенциала Земли равна

Uв = U’ + DU’ = (U - mz/r) + DU’

где DU’ - потенциал аномалий силы тяготения Земли.

U’ - часть потенциала Земли, которая учитывает несферичность Земли.

Следовательно,

Первая зональная гармоника в разложении потенциала учиты­вает полярное сжатие Земли.

Зональные гармоники нечетного порядка и тессеральные гармо­ники, где n-m нечетное число - учитывают ассиметрию Земли отно­сительно плоскости экватора.

Секториальные и тессеральные гармоники - учитывают ассимет­рию Земли относительно оси вращения.

Первая зональная гармоника имеет порядок 10-3, а все остальные - порядок 10-6 и выше. Поэтому будем учитывать в разложении по­тен­циала притяжения только зональную гармонику (n=2, m=0) и секторальную гармонику (n=2, m=2). Также не будем учитывать потенциал аномалий силы тяго­тения Земли DU’.

Таким образом,

Uв = (mz/r)(r0/r)2[c20P20(sinj) + (c22cos(2L) + d22sin(2L))P22(sinj)],

где c20 = - 0,00109808,

c22 = 0,00000574,

d22 = - 0,00000158.

P20(x) = 1/222!´d2(x2 - 1)2/dx2.

Следовательно P20(x) = (3x2 - 1)/2.

Так как sinj = z/r, следовательно P20(sinj) = (3(z/r)2 - 1)/2.

P22(x) = (1 - x2)2/2´d2P20(x)/dx2 = 1/2´(1 - x2)´d2(3x2 - 1)/dx2

Следовательно P22(x) = 3(1 - x2).

Так как sinj = z/r, следовательно P22(sinj) = 3(1 - (z/r)2).

Значит

Чтобы найти возмущающее ускорение от нецентральности поля тяготения Земли в проекциях на оси абсолютной системы коорди­нат OXYZ, надо взять производные от возмущающего потенциала Uв по координатам X, Y, Z, причем r = Ö(x2 + y2 + z2).

Следовательно,

2) Возмущающее ускорение, вызванное сопротивлением атмо­сферы.

При движении в атмосфере на КА действует сила аэродинамиче­ского ускорения Rx, направленная против вектора скорости КА от­но­сительно атмосферы:

где Cx = 2 - коэффициент аэродинамического сопротивления.

Sм = 2,5 м2 - площадь миделевого сечения - проекция КА на плос­кость, пер­пендикулярную направлению скорости полета.

V - скорость КА.

r - плотность атмосферы в рассматриваемой точке орбиты.

Так как исследуемая орбита - круговая с высотой Н = 574 км, бу­дем считать, что плотность атмосферы одинакова во всех точках ор­биты и равна плотности атмосферы на высоте 574 км. Из таб­лицы стандартной атмосферы находим плотность наиболее близ­кую к вы­соте Н = 574 км. Для высоты Н = 580 км r = 5,098´10-13 кг/м3.

Сила аэродинамического ускорения создает возмущающее каса­тельное ускорение aa:

Найдем проекции аэродинамического ускорения на оси абсолют­ной системы координат axa, aya, aza:

aa направлено против скорости КА, следовательно единичный век­тор направления имеет вид

ea = [Vx/|V|, Vy|V|, Vz/|V|], |V| = Ö(Vx2+Vy2 +Vz2)

Таким образом,

Значит

, ,


3) Возмущающее ускорение, вызванное давлением солнечного света.

Давление солнечного света учитывается как добавок к постоян­ной тяготения Солнца - Dmc. Эта величина вычисляется следующим об­разом:

Dmc = pSмA2/m

где p = 4,64´10-6 Н/м2 - давление солнечного света на расстоянии в одну астрономи­ческую единицу А.

A = 1,496´1011 м - 1 астрономическая единица.

m - масса КА.

Sм = 8 м2 - площадь миделевого сечения - проекция КА на плос­кость, пер­пендикулярную направления солнечных лучей.

Таким образом,

Dmc = 1,39154´1015 м3/c2.


4) Возмущающее ускорение, возникающее из-за влияния Солнца.

Уравнение движения КА в абсолютной системе координат OXYZ относительно Земли при воздействии Солнца:

где mz - постоянная тяготения Земли.

mc - постоянная тяготения Солнца.

r - радиус-вектор от Земли до КА.

rc - радиус-вектор от Земли до Солнца.

Таким образом, возмущающее ускорение, возникающее из-за влияния Солнца:

.

Здесь первое слагаемое есть ускорение, которое полу­чил бы КА, если он был непритягиваю­щим, а Земля отсутствовала.

Второе слагаемое есть ускорение, которое сообщает Солнце Земле, как непритягиваю­щему телу.

Следовательно, возмущающее ускорение, которое получает КА при движении относительно Земли - это разность двух слагаемых.

Так как rc>>r, то в первом слагаемом можно пренебречь r. Следо­ва­тельно

| rc - r| = Ö((xc-x)2+(yc-y)2+(zc-z)2)

где xc, yc, zc - проекции радиуса-вектора Солнца на оси абсолют­ной сис­темы координат.

Моделирование движения Солнца проводилось следующим об­ра­зом: за некоторый промежуток времени t Солнце относительно Земли сместится на угол J = Jн + wct,

где Jн = W + (90 - D) - начальное положение Солнца в эклиптиче­ской системе коор­динат.

W = 28,1° - долгота восходящего узла первого витка КА.

D = 30° - угол между восходящим узлом орбиты КА и терминато­ром.

wc - угловая скорость Солнца относительно Земли.

wc = 2p/T = 2p/365,2422´24´3600 = 1,991´10-7 рад/c = 1,14´10-5 °/c

Таким образом, в эклиптической системе координат проекции составляют:

xce = rccosJ

yce = rcsinJ

zce = 0

rc = 1,496´1011 м (1 астрономическая единица) - расстояние от Земли до Солнца

Плоскость эклиптики наклонена к плоскости экватора на угол e = 23,45°, проекции rc на оси абсолютной системы координат можно найти как

xc = xce = rccosJ

yce = ycecose = rccosJcose

zce = rcsinJsine

Таким образом, проекции возмущающего ускорения на оси абсо­лютной системы координат:

axc = - mcx/(Ö((xc-x)2+(yc-y)2+(zc-z)2))3

ayc = - mcy/(Ö((xc-x)2+(yc-y)2+(zc-z)2))3

azc = - mcz/(Ö((xc-x)2+(yc-y)2+(zc-z)2))3

С учетом солнечного давления

axc = - (mc-Dmc)x/(Ö((xc-x)2+(yc-y)2+(zc-z)2))3

ayc = - (mc-Dmc)y/(Ö((xc-x)2+(yc-y)2+(zc-z)2))3

azc = - (mc-Dmc)z/(Ö((xc-x)2+(yc-y)2+(zc-z)2))3


5) Возмущающее ускорение, возникающее из-за влияния Луны.

Уравнение движения КА в абсолютной системе координат OXYZ относительно Земли при воздействии Луны:

где mл = 4,902´106 м3/c2- постоянная тяготения Луны.

rл - радиус-вектор от Земли до Луны.

Таким образом, возмущающее ускорение, возникающее из-за влияния Луны:

Так как rл>>r, то в первом слагаемом можно пренебречь r. Следо­ва­тельно

|rл - r| = Ö((xл-x)2+(yл-y)2+(zл-z)2)

где xл, yл, zл - проекции радиуса-вектора Луны на оси абсолютной системы координат.

Движение Луны учитывается следующим образом: положение Луны в каждый момент времени рассчитывается в соответствии с данными астрономического ежегодника. Все данные заносятся в массив, и далее этот массив считается программой моделирования движения КА. В первом приближении принимается:

- орбита Луны - круговая.

- угол наклона плоскости орбиты Луны к плоскости эклиптики i = 5,15°.

- период обращения линии пересечения плоскостей лунной ор­биты и эклиптики (по ходу часовой стрелки, если смотреть с север­ного полюса) = 18,6 года.

Угол между плоскостями экватора Земли и орбиты Луны можно найти по формуле

cos(hл) = cos(e)cos(i) - sin(e)sin(i)cos(Wл)

где Wл - долгота восходящего узла лунной орбиты, отсчитыва­ется от направления на точку весеннего равноденствия.

e - угол между плоскостями эклиптики и экватора Земли.

Величина hл колеблется с периодом 18,6 лет между минимумом при hл = e - i = 18°18’ и максимумом при hл = e + i = 28°36’ при W = 0.

Долгота восходящего узла лунной орбиты Wл изменяется с тече­нием времени t на величину Wл = t´360/18,6´365,2422´24´3600.

Положение Луны на орбите во время t определяется углом

J л = t´360/27,32´24´3600.

По формулам перехода найдем проекции вектора положения Луны на оси абсолютной системы координат:

xл = rл(cosJлcosWл - coshлsinJлsinWл)

yл = rл(cosJлsinWл + coshлsinJлcosWл)

zл = rлsinhлsinJл

rл = 3,844´108 м - среднее расстояние от Земли до Луны

Таким образом, проекции возмущающего ускорения на оси абсо­лютной системы координат:

axл = - mлx/(Ö((xл!-x)2+(yл-y)2+(zл-z)2))3

ayл = - mлy/(Ö((xл!-x)2+(yл-y)2+(zл-z)2))3

azл = - mлz/(Ö((xл!-x)2+(yл-y)2+(zл-z)2))3

Уравнения возмущенного движения при действии корректирую­щего ускорения имеют вид:

или

d2x/dt2 = - (mz/r2)x + axu + axa + axc + axл + axк

d2y/dt2 = - (mz/r2)y + ayu + aya + ayc + ayл + ayк

d2z/dt2 = - (mz/r2)z + azu + aza + azc + azл + azк


2.4.3. РАСЧЕТ ПАРАМЕТРОВ ТЕКУЩЕЙ ОРБИТЫ КА


Полученная система уравнений движения ЦМ КА интегрируется методом Рунге-Кутта 5-го порядка с переменным шагом. Началь­ные условия x0, y0, z0, Vx0, Vy0, Vz0 - в абсолютной системе коорди­нат, соответствуют началь­ной точке вывода при учете ошибок вы­ведения. После интегриро­вания мы получаем вектор состояния КА (x, y, z, Vx, Vy, Vz) в любой момент вре­мени.

По вектору состояния можно рассчитать параметры орбиты. со­ответствующие этому вектору состояния.

а) Фокальный параметр - р.

р = C2/mz, где С - интеграл площадей.

C = r ´ V, |C| = C = Ö(Cx2+Cy2+Cz2)

Cx = yVz - zVy

Cy = zVx - xVz - проекции на оси абсолютной СК

Cz = xVy - yVx

б) Эксцентриситет - е.

e = f/mz, где f - вектор Лапласа

f = V ´ C - mzr/r, |f| = f = Ö(fx2+fy2+fz2)

fx = VyCz - VzCy - mzx/r

fy = VzCx - VxCz - mzy/r - проекции на оси абсолютной СК

fz = VxCy - VyCx - mzz/r

в) Большая полуось орбиты.

a = p/(1 - e2)

г) Наклонение орбиты - i.

Cx = Csin(i)sinW

Cy = - Csin(i)cosW

Cz = Ccos(i)

можно найти наклонение i = arccos(Cz/C)

д) Долгота восходящего узла - W.

Из предыдущей системы можно найти

sinW = Cx/Csin(i)

cosW = - Cy/Csin(i)

Так как наклонение орбиты изменяется несильно в районе i = 97,6°, мы имеем право делить на sin(i).

Если sinW => 0, W = arccos (-Cy/Csin(i))

Если sinW < 0, W = 360 - arccos (-Cy/Csin(i))

е) Аргумент перицентра - w.

fx = f(coswcosW - sinwsinWcos(i))

fy = f(coswsinW + sinwcosWcos(i))

fz = fsinwsin(i)

Отсюда найдем

cosw = fxcosW/f + fysinW/f

sinw = fz/fsin(i)

Если sinw > 0, w = arccos (fxcosW/f + fysinW/f)

Если sinw < 0, w = 360 - arccos (fxcosW/f + fysinW/f)

ж) Период обращения - Т.

T = 2(a3/mz)

Графики изменения элементов орбиты при действии всех, рас­смотренных выше, возмущающих ускорений в течение 2-х перио­дов (Т = 5765 с) приведены на рис. 1-12.

Графики изменения во времени возмущающих ускорений приве­дены на рис. 13-18.

2.5. ПРОВЕДЕНИЕ КОРРЕКЦИИ ТРАЕКТОРИИ МКА


Существующие ограничения на точки старта РН и зоны падения отработавших ступеней РН, а также ошибки выведения не позво­ляют сразу же после пуска реализовать рабочую орбиту. Кроме того, эволюция параметров орбит под действием возмущающих ус­корений в процессе полета МКА приводит к отклонению парамет­ров орбиты КА от требуемых значений. Для компенсации воздей­ст­вия указанных факторов осуществляется коррекция орбиты с по­мощью корректирующей двигательной установки (КДУ), которая располагается на борту МКА.

В данной работе проведена разработка алгоритма коррекции, моделирование процесса коррекции и расчет топлива, необходи­мого для проведения коррекции.

Из-за различных причин возникновения отклонений элементов орбиты проводится:

- коррекция приведения - ликвидация ошибок выведения и при­ве­дение фактической орбиты к номинальной с заданной точно­стью.

- коррекция поддержания - ликвидация отклонений параметров орбиты от номинальных, возникающих из-за действия возмущаю­щих ускорений в процессе полета.

Для того, чтобы орбита отвечала заданным требованиям, откло­нения параметров задаются следующим образом:

- максимальное отклонение наклонения орбиты Di = 0,1°

- предельное суточное смещение КА по долготе Dl = 0,1°

Следовательно, максимальное отклонение периода орбиты DT = 1,6 сек.

Алгоритм коррекции следующий:

1) Коррекция приведения.

2) Коррекция поддержания.


2.5.1. КОРРЕКЦИЯ ПРИВЕДЕНИЯ


После окончания процесса выведения МКА, проводятся внешне-траекторные измерения (ВТИ). Эти измерения обеспечивают, по баллистическим расчетам, знание вектора состояния с требуемой точностью через 2 суток. После этого начинается коррекция приве­дения.

Предложена следующая схема проведения коррекции:

а) Коррекция периода.

б) Коррекция наклонения.

Корректирующий импульс прикладывается в апсидальных точ­ках, либо на линии узлов в течение 20 сек и происходит исправле­ние одного параметра орбиты. Таким образом используется одно­пара­метрическая, непрерывная коррекция.


а) Коррекция периода.

Осуществляется в два этапа:

- коррекция перицентра

- коррекция апоцентра

Сначала осуществляется коррекция перицентра - приведение те­кущего расстояния до перицентра rp к номинальному радиусу rн = 6952137 м. По­сле измерения вектора состояния рассчитываются параметры ор­биты. Далее определяется нужный корректирующий импульс DVк. На­правление импульса (тормозящий или разгоняю­щий) зависит от взаимного расположения перицентра орбиты и радиуса номиналь­ной орбиты. Для этого вычисляется Drp = rp - rн.

Возможны ситуации:

1) Drp < 0 - прикладывается разгоняющий импульс

2) Drp > 0 - прикладывается тормозящий импульс

КА долетает до апоцентра и в апоцентре прикладывается кор­рек­тирующий импульс. Время работы КДУ - 20 сек.

Так как время работы КДУ ограничено, а DVк может быть боль­шим, следовательно, далее рассчитывается максимальный импульс скоро­сти DVmax за 20 сек работы двигателя:

DVmax = Pt/m = 25´20/597 = 0,8375 м/с

Если DVк > DVmax в апоцентре прикладывается импульс DVк = DVmax. В результате этого rp немного корректируется. На следую­щем витке опять рассчитыва­ется DVк, и если на этот раз DVк < DVmax, в апоцентре прикладывается импульс DVк. КДУ включается не на полную мощность P = (DVк/DVmax)Pmax.

Время включения = 20 сек.

Это происходит до тех пор, пока не приблизится к rp с заданной точностью.

После того, как скорректирован перицентр, начинается коррек­ция апоцентра. Рассчитываются параметры орбиты и нужный кор­ректирующий импульс, такой, чтобы ra = rн = 6952137 м. Направле­ние корректи­рующего импульса также зависит от величин ra и rн.

Вычисляется Dra = ra - rн.

Возможна ситуация:

Dra > 0 - в перицентре прикладывается тормозящий импульс.

КА долетает до перицентра и в перицентре прикладывается кор­ректирующий импульс. Время работы КДУ - 20 сек.

Так как время работы КДУ ограничено, а DVк может быть боль­шим, следовательно, далее рассчитывается максимальный импульс скоро­сти DVmax за 20 сек работы двигателя:

DVmax = Pt/m = 25´20/597 = 0,8375 м/с

Если DVк > DVmax, в перицентре прикладывается импульс DVк = DVmax. В результате этого немного корректируется ra. На следую­щем витке опять рассчитыва­ется DVк, и если на этот раз DVк < DVmax, в перицентре прикладывается импульс DVк. КДУ включается не на полную мощность P = (DVк/DVmax)Pmax.

Время включения = 20 сек.

Это происходит до тех пор, пока ra не приблизится к rн с задан­ной точностью.

Таким образом осуществляется коррекция перехода.


б) Коррекция наклонения.

После коррекции периода проводятся внешне-траекторные изме­рения и получают вектор состояния КА. Если снова необходима коррекция периода ее проводят еще раз и снова измеряют вектор состояния КА.

Далее проводится коррекция наклонения по такой же схеме. Кор­рекция производится в точке пересечения орбиты КА с линией уз­лов.


После того, как рассчитаны корректирующие импульсы скоро­сти, по формулам перехода проекции вектора на оси абсолютной сис­темы координат. Далее рассчитывается корректирующее уско­рение и подставляется в уравнения движения центра масс КА. По­сле этого уравнения интегрируются методом Рунге-Кутта 5-го по­рядка с пе­ременным шагом.

Графики изменения элементов орбиты в процессе коррекции при­ведения приведены на рис.19-30.


2.5.2. РАСЧЕТ ПОТРЕБНОГО ТОПЛИВА


Масса топлива, необходимого для проведения коррекции траек­тории рассчитывается по формуле Циолковского:

m = m0(1 - e-DVк/W)

m0 = 597 кг - начальная масса МКА (кг)


Случайные файлы

Файл
13819.rtf
1809-1.rtf
138822.rtf
154295.rtf
76335-1.rtf