RU 2209159 C1, 27.07.2003. RU 2209158 C1, 27.07.2003. RU 2209157 C1, 27.07.2003. US 20090302166 A1, 10.12.2009. US 20090241763 A1, 01.10.2009.
Имя заявителя:
Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") (RU)
Изобретатели:
Сыров Анатолий Сергеевич (RU) Мищихин Вячеслав Витальевич (RU) Соколов Владимир Николаевич (RU) Ежов Владимир Васильевич (RU) Бочаров Михаил Викторович (RU)
Патентообладатели:
Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") (RU)
Реферат
Изобретение относится к области терминального управления траекторным движением разгонных блоков (РБ), выводящих космические аппараты (КА) на заданные орбиты с помощью маршевого двигателя с нерегулируемой тягой. В данном способе при переходе на терминальное управление на последнем маневре, перед отделением КА, прогнозируют момент отсечки маршевого двигателя при достижении функционалом энергии заданного значения. Для этого в момент указанного перехода определяют условное время сгорания массы РБ (израсходования топлива) и разность между этим временем и заданным (из полетного задания) его значением. Данная разность характеризует располагаемую длительность работы маршевого двигателя, которую сравнивают с рассчитанной на основе полетного задания. Если расчетная длительность превышает располагаемую, то момент окончания маневра (отсечки двигателя) определяют как сумму момента времени перехода на терминальное управление и располагаемой длительности работы двигателя. Это суммарное время запоминают и выполняют прогноз движения РБ на каждом такте терминального управления с постоянным шагом интегрирования. Данный шаг равен отношению длительности до конца маневра к предварительно заданному количеству шагов интегрирования в модели движения РБ. Топливо РБ (и последний маневр) могут закончиться при недоборе функционала энергии. В этом случае знание момента окончания маневра позволяет, используя имеющуюся энергетику РБ, с помощью терминального управления в боковом движении обеспечить к этому моменту требуемое наклонение орбиты КА. Техническим результатом изобретения является повышение точности формирования наклонения заданной орбиты в режиме окончания расходования компонентов топлива на последнем маневре выведения КА на эту орбиту. 1 табл.
Поиск патентов
Получить полное описание патента